分段固體火箭發動機中聲渦耦合現象的實驗研究現狀①

劉佩進，楊尚榮

(西北工業大學燃燒、熱結構與內流場重點實驗室，西安 710072)

0 引言

國外大型分段固體發動機工作過程中，均出現了軸向的、低階的壓強振蕩和推力振蕩。例如，美國的Space Shuttle SRM［1］、RSRM［2］、Titan 系列［3－4］以及歐洲的Arian 5 P230［5］，其壓強振蕩幅值小于平衡壓強的0.5%，由此引起的推力振蕩小于平均推力的5%。但低階的振蕩有可能與火箭其他結構部件發生共振，影響火箭的穩定性和安全性。歐洲的Arian 5運載火箭由于推力振蕩而不得不減少將近180 kg的有效載荷來保證火箭的安全性，美國的戰神運載火箭，其第一級發動機為RSRM的改進版，多加了1段變為5段，工作時出現了頻率為12 Hz的壓強振蕩，該頻率與火箭結構部件發生了共振，嚴重危及到宇航員的生命和火箭自身的完整性，最終沒能解決振蕩問題，導致該項目的廢除［6］。

文獻中出現大型分段式固體火箭發動機壓強振蕩的數據是在 1979年，Mason［1］介紹了 Space Shuttle SRM中出現的壓強振蕩，頻率15 Hz，與燃燒室一階模態接近，推力振蕩的幅值接近3%。但對其振蕩機理沒有更多的探討。1980年，Brown［7］介紹了 Titan 34D SRM出現的不穩定現象，該發動機直徑3.048 m，長27.6 m，分段數為5 段半。在點火之前，利用 Culick［8］及Cantrell和Hart［9］發展的基于能量平衡方法的線性穩定性預估算法來分析，結果發動機在各階聲模態都是穩定的，但在地面靜止點火時，卻出現了持續的壓強振蕩。該算法考慮了推進劑的壓強耦合、速度耦合、兩相流動、平均流與聲能的交換，以及噴管的作用等。實驗后重新檢查程序，發現即使是考慮到推進劑參數的各種誤差，發動機也應是穩定的。……