液氧/甲烷火箭发动机超临界压力振荡环境下等离子体助燃稳燃研究

The LOX/methane rocket engine has gradually done a great favor for the deep space exploration and recoverable vehicle over the countries of the world, due to its great benefit and recoverable capability. However, the fundamental theoretical research is still not mature on the supercritical combustion process of LOX/ methane chamber. Its development work is mainly based on the design experience of hydrogen/oxygen rocket engine and lacks theoretical guidance. The promotion of engine performance and flight test were delayed seriously. As we all known, the optimal injector design plays a key role on the improvement of liquid rocket engine combustion efficiency and stability. But there is no such research work on the combustion characteristics of LOX/methane coaxial injector under the supercritical pressure oscillation conditions. Furthermore, non-equilibrium plasmas technique has been widely studied on the assisted combustion and flame stability of scramjet engine and diesel engine. It provides a new promising manner for broadening the stable operating mode of injector and controlling combustion instability of liquid rocket engine. As a result, this research project takes the combustion process and flame stability of LOX/methane coaxial injector under the supercritical pressure ambient as the main research objective. The influencing disciplinarian of pressure oscillation on its combustion characteristic is studied, and meanwhile, the control effect of non-equilibrium plasmas on its flame stability is explored. The research result would establish an important theoretical foundation for the high efficiency and stability combustion of our new generation LOX/methane rocket engine.

液氧/甲烷新型火箭发动机以其更为经济的性能及可重复使用能力，逐步在深空探测及可重复使用飞行器方面受到了国内外广泛关注。然而，现阶段液氧/甲烷发动机超临界室压下的燃烧过程基础研究还很不成熟，其工程研制仍主要依靠氢氧火箭发动机的设计经验，缺乏理论指导，严重迟滞了液氧/甲烷火箭发动机性能及其飞行试验工作。众所周知，喷注器优化设计对改善液体火箭发动机燃烧效率及稳定性具有至关重要的作用，但现阶段还未有超临界压力振荡环境下液氧/甲烷同轴式喷嘴燃烧特性的研究工作。此外，非平衡等离子体技术已在超燃发动机及内燃机助燃稳燃进行了广泛研究，为拓宽喷嘴火焰稳定工况范围、控制液体火箭发动机燃烧不稳定提供了一种新途径。因此，本研究项目将针对超临界环境下液氧/甲烷同轴式喷嘴，研究压力振荡对其燃烧特性影响规律，探索非平衡等离子体对其火焰稳定性的控制效果，为我国新一代大推力液氧/甲烷火箭发动机高效稳定燃烧奠定理论基础。

液氧/甲烷新型火箭发动机因具有比氢氧火箭发动机更好的经济性、比煤油火箭发动机更高的比冲而成为未来天地往返、可重复使用运载器动力装置的最佳方案之一。为更全面、深入地掌握液氧/甲烷发动机超临界室压下同轴式喷嘴喷雾、燃烧特性，探索利用等离子体助燃技术提高喷注器工作性能，本项目采用实验与仿真结合的方法主要从超临界压力振荡环境下液氧/甲烷同轴式喷嘴燃烧特性及其影响因素、液氧/甲烷非平衡等离子体产生机理及其影响因素、非平衡等离子体对液氧/甲烷同轴式喷嘴助燃、稳燃的效果几个方面进行了研究。取得的重要结果包括：建立了一套可信的超临界流体喷注混合计算程序；同轴直流式和同轴离心式喷嘴在初次雾化机理和雾化场空间形态分布上存在较大差异，单喷嘴条件下两者二次雾化机理相同；喷嘴缩进长度是控制燃料和氧化剂射流混合程度和火焰稳定性的主要因素；气气混合式喷嘴和气液混合式喷嘴的声学特性、缩进比和氧动量通量对燃烧稳定性的影响规律相同；超临界压力环境下液氧/甲烷火箭发动机同轴离心式喷嘴的甲烷、液氧喷注速度比决定了燃烧室燃烧效率和烧蚀情况；通过合理选择喷嘴结构参数能够有效提高喷嘴对燃烧室一阶声学谐振的抑制能力，有利于发动机燃烧室声学稳定性；实验表明单喷嘴模型发动机燃烧稳定性设计结论能够用于指导多喷嘴模型发动机稳定性设计；不同控制参数和环境参数条件下交流激励介质阻挡放电产物时空分布具有相似性，但各粒子浓度不同；适当增大脉冲宽度、提高激励电压和上升斜率都有助于提高纳秒脉冲放电效果；一定激励参数条件下SDBD等离子体能增强气气喷嘴射流混合性能；非平衡等离子体加速了爆震燃烧的形成过程，能促进同轴式单喷嘴火箭发动机内的燃烧。在此基础上，还额外发现了等离子体对液体火箭发动机燃烧不稳定性具有显著影响。本项目研究成果能为掌握超临界压力振荡环境下液氧/甲烷同轴式喷嘴特性、提高其燃烧稳定性提供重要的理论和方法支撑。