液體火箭發動機針栓噴注器霧化燃燒技術研究進展

石 璞，朱國強，李進賢，侯 曉

(1.西北工業大學 燃燒、熱結構與內流場重點實驗室，陜西 西安710072；2.中國航天科技集團有限公司，北京 100048)

0 引言

變推力液體火箭發動機具有廣闊的應用范圍和良好的應用前景，目前主要應用于衛星入軌與降落、空間交會、軌道機動、空間定位和穩定、運載火箭回收與重復利用等方面[1-2]。此外，在發動機推力控制、彈道防御導彈軌道控制和組合發動機轉級等方面也有一定的需求[3]。目前實現發動機推力調節的技術途徑主要包括[4]：調節固定噴注器壓降(如控制閥門等)；在噴注器上游管路注入惰性氣體調節推進劑流量；通過多路歧管的開閉調節有效噴注面積；通過可移動部件調節噴注面積；調節噴管喉部面積；采用多個獨立的燃燒室；調節脈沖參數(脈寬、重復頻率等)。針栓噴注器是一種通過可移動部件調節噴注面積的推力調節裝置，具有結構簡單、可靠性高、操作安全[5]、燃燒穩定[6]、可實現深度節流和面關機、可擴展性好[7]等優良特性，可實現發動機大范圍(4∶1以上)推力調節。美國TRW(Thompson-Ramo-Wooldridge Inc)的MIRA5000發動機，在保證穩定工作的前提下最大可實現35∶1的推力變比。采用針栓噴注器的發動機飛行成功率較高。針栓式發動機的推力適用范圍非常寬(達130 000∶1)，最大推力的針栓式發動機為TRW的TR106發動機，采用LH2/LOX推進劑，推力為2 900 kN；最小推力的針栓式發動機為TRW用于“光亮鵝卵石計劃”的一款發動機，采用N2O4/肼推進劑，推力為22 N。該噴注器的推進劑適用性較好，迄今為止已成功試驗過20余種不同的推進劑組合，其中包括煤粉和空氣組合。此外，該噴注器還有燃燒穩定的先天優勢，在迄今所有的針栓式發動機地面試驗及飛行試驗中，很少發生實質性的燃燒不穩定[8]。由此可見，針栓噴注器及以其為基礎的推力調節技術具有極大的應用潛力。本文在總結回顧針栓推力調節技術發展歷程和應用實例的基礎上，重點從針噴注器霧化特性及針栓式發動機燃燒流動問題兩個方面進行了總結分析，提出了針栓噴注器及相應的發動機技術研究中需要重點關注的問題。

1 針栓噴注器技術的發展

1.1 針栓噴注器的起源與典型結構

針栓噴注器起源于19世紀50年代美國JPL(Jet Propulsion Laboratory)用于研究推進劑反應特性的裝置，此裝置就是針栓噴注器的雛形，如圖1所示。1960年JPL相關人員轉至TRW繼續進行針栓噴注器研制工作，隨著研究的不斷深入，針栓噴注器的構型不斷改進，實現了推力可調，可快速脈沖工作及可實現面關機等功能[8]。針栓噴注器的典型結構[9]如圖2所示，其中心徑向流道(綠色部分)是一個帶針栓帽的管道或頂端開孔的中空針栓，環縫型軸向流道(紫色部分)由調節套筒與底座形成，燃料和氧化劑分別從兩個流道流出并發生碰撞霧化，通過改變調節套筒的位置可以在保證所需混合比的情況下實現推進劑流量的大范圍同步調節，進而調節發動機推力。針栓噴注器的工作狀態如圖3所示[7]，圖3(a)為推進劑僅從軸向流道流出的情形，圖3(b)為推進劑僅從徑向流道流出的情形，圖3(c)為徑向流與軸向流的合成流。

圖1 JPL用于研究推進劑反應特性的裝置

圖2 針栓噴注器典型結構

圖3 針栓噴注器工作狀態

1.2 針栓式發動機的發展與應用

美國在針栓式發動機研究領域處于領先地位，有很多典型的應用。國內在該領域的研究起步較晚，目前唯一的實際應用是嫦娥三號的7 500 N下降級發動機。此外，開展相關研究的國家還包括日本、韓國、印度、德國等。

1.2.1 國外的發展與應用

美國在針栓式發動機研究領域起步較早。1961年TRW首次將針栓噴注器應用于MIRA500發動機，該發動機的推力可在111.2～222 4 N范圍內調節[10]。1963年TRW開始為JPL研制作為“勘探者發動機”備份方案的MIRA150A發動機，推力為133～667 N[1]。1963到1972年間TRW負責研制了LMDE(Lunar Excursion Module Descent Engine)[6,11]，該發動機也使用了針栓噴注器，最大推力為44.52 kN，具有10∶1的推力調節能力[4]。LMDE在10次任務中表現出了優異的性能，由其衍生而來的固定推力發動機TR201應用于德爾塔運載火箭的二級發動機，飛行成功率為100%[8]。從1962年開始，TRW還進行了大量研究，試圖將針栓噴注器應用于大型助推發動機[12]，1995年美國測試了迄今為止世界上最大的針栓式發動機TR106，該發動機推力達到了290 t級[3,13]，此項研究工作直到現在還在繼續。

在執行LMDE計劃的同時，TRW還在研制小推力針栓式發動機。1965年開始研制推力為53～800 N的“月球跳躍者發動機”。同年開始研制C-1發動機，推力為440 N，該發動機可進行脈沖工作。1966年開發的URSA系列發動機，具有140、440、890 N 3種不同的固定推力，脈沖寬度小到0.02 s。20世紀80到90年代初生產了迄今為止最小的針栓噴注器，推力為22 N，僅重135 g[8]。

根據“碰撞-殺傷”型導彈攔截器的需求，TRW利用面關機特性研制了36.5 kN的“哨兵”導彈俯仰偏航發動機，該發動機可在線性度為±8%條件下實現19∶1的推力變比，并可在任一推力水平產生小到8 ms的脈沖[14]。TRW還設計了一種具有面關機能力的針栓式發動機，該發動機用于空軍最早的“戰略防御主動動能武器”計劃之一，推進劑采用N2O4/MMH，脈沖響應為12 ms[15]。

為了滿足約翰遜航天中心進行月球著陸器原型機的大氣飛行測試需求，普渡大學2012年設計測試了一個推力可調的液氧/液甲烷推力室，該推力室采用固定結構的針栓噴注器，推力在5.85～18.9 kN范圍內可調[16]。2017年以來，普渡大學的學生在該推力室的基礎上設計制造了一枚探空火箭，并基本完成發射前的準備工作[17]。美國SpaceX公司獵鷹9號火箭的梅林1D發動機也采用了針栓式噴注器，推力可在50%～100%范圍內調節，2015年12月該火箭一級部分首次實現了陸上垂直降落回收[18]。

從國外發展與應用的情況來看，美國在針栓式發動機研究方面起步較早，目前處于領先地位，早期TRW公司在針栓噴注器和針栓式發動機方面處于主導地位，研制出了具備深度節流能力、推力涵蓋范圍大、具有面關機能力等特點的針栓式發動機，型號應用很多且比較成熟。目前SpaceX公司的多款發動機也采用了針栓噴注器，其發動機性能處于領先地位。

1.2.2 國內的發展與應用

國內在變推力火箭發動機領域的研究起步較晚。20世紀70年代國防科技大學率先開展針栓式發動機研究工作，并于1983年完成第一臺雙組元單調針栓式變推力發動機試車，推力調節范圍為245～1 221 N[19]。隨后研制了杠桿雙調針栓式變推力發動機SBF-03，推力為250～1 250 N[20-21]。上世紀90年代初，西安航天動力研究所成功研制了流量定位雙調針栓式變推力發動機，真空推力為250～1 250 N[22]；本世紀初，西安航天動力研究所與西北工業大學等單位合作，成功研制了推力變比為10∶1的雙調變推力發動機[23]，并在此基礎上發展了國內目前唯一實際應用的針栓式變推力發動機，即嫦娥三號下降級7 500 N發動機，推力調節比為5∶1[24]。2018年，北京航空航天大學設計了一款基于機械定位雙調系統的氣氧/煤油針栓式變推力發動機，推力變比達15∶1，最高燃燒效率97.14%，但還沒有進行實際應用[10]。

我國在針栓式發動機研究領域起步較晚，研制出的針栓式發動機推力較小，調節范圍有限，且大多還未進行實際的型號應用，目前我國唯一實際應用的針栓式變推力發動機為嫦娥三號下降級7 500 N發動機，其推力調節范圍為5∶1，與國外比還有較大差距。

2 針栓噴注器霧化性能

在液體火箭發動機工作過程中，推進劑經過噴射、霧化、蒸發、混合反應、膨脹加速產生反推力來提供發動機的動力。噴注器的霧化性能對推進劑的蒸發、混合和燃燒有至關重要的影響，并直接影響發動機的性能。如圖4和圖5所示，針栓噴注器推力室流場結構與平面噴注器推力室流場結構有明顯的不同，平面噴注器推力室中推進劑沿推力室截面均勻分布，液滴軌跡近似沿軸線方向；而針栓式推力室中液滴初始軌跡與燃燒室軸線有很大的角度，推力室中存在兩個較大的回流區，即頭部回流區和中心回流區。回流區的大小和位置受到噴射錐角等參數的影響，并影響推進劑的蒸發、混合及燃燒過程。平面噴注器推力室中液滴沿軸線運動且分布較均勻，液滴間發生相互碰撞的概率低，二次破碎的程度相對較低；而在針栓噴注器推力室中，由于液滴與室壁的撞擊作用及回流區的存在，液滴間發生相互碰撞的概率高，二次破碎程度相對較高。因此針栓噴注器和平面噴注器液流破碎霧化的動力學過程有所不同，需要進行深入研究。目前研究人員主要采用試驗、理論和數值仿真等方法開展相關的研究工作。

圖4 平面噴注器發動機流場結構示意圖

圖5 針栓噴注器發動機流場結構示意圖

目前針栓噴注器按推進劑相態進行分類可分為兩類，即液/液和氣/液針栓噴注器，其中氣/液針栓噴注器為了實現較好的霧化效果，氣態推進劑一般都從外部的軸向通道噴出。下面從霧化過程、噴射錐角和霧化粒徑3個方面來討論這兩類噴注器的研究進展。

2.1 霧化過程

2.1.1 液/液噴注器

實驗研究方面，Cheng等[25]對簡化噴注單元進行霧化實驗，結果表明液流霧化破碎模式與LMR(Local Momentum Ratio)及雷諾數密切相關，霧化場呈斗篷狀，如圖6所示。Marchi等[26]利用實驗研究了噴注器流道出口形狀對液膜穩定性的影響，結果表明流道內有臺階結構時液膜更加穩定。

理論分析方面，Ninish等[27]對噴注器液膜進行理論分析，結果表明徑向射流的沖擊使得錐形液膜失穩，液膜表面形成擾動波(見圖7)，擾動波增長導致液膜發生波動破碎。方昕昕等[28]基于小擾動假設，利用離心式噴注器錐形液膜破碎模型對針栓噴注器液膜破碎過程進行了線性不穩定分析，結果表明正弦模式擾動波比曲張模式擾動波更不穩定，在液膜破碎過程中占優；無量綱破碎時間和破碎長度隨壓降的增大均減小，隨噴注流道長寬比的增大近似線性增大，隨液膜半錐角的增大均減小，隨正弦模式加權因子的增大均減小。

2.1.2 氣/液噴注器

Son等[29]開發了二維軸對稱針栓噴注器尖端旋流場仿真方法，并通過徑向氣流速度分布作為標準與試驗結果進行對比驗證了該數值仿真方法的正確性，如圖8所示。

圖8 徑向氣流速度分布的計算值與實驗值對比

2.2 噴射錐角

噴射錐角是針栓噴注器的關鍵性能參數之一，直接影響噴注器頭部和燃燒室壁面的熱環境，并且決定了回流區結構，影響推力室效率。

2.2.1 液/液噴注器

早期Santoro等[30]通過試驗研究了LOX/RP-1推進劑體系下噴射錐角的影響因素，發現其與TMR(Total Momentum Ratio)直接相關，而與阻塞因數幾乎無關。

Freeberg等[31]以水為模擬介質進行了液/液針栓噴注器冷流試驗，分析了噴射錐角、TMR(公式中簡記為TTMR)、LMR及針栓尖端噴孔幾何形狀之間的關系。結果表明，當建立噴射錐角和LMR之間的關系時，噴射錐角與噴孔的幾何形狀基本無關，這提供了一種預測噴射錐角的簡單方法。噴射錐角的理論研究開始的相對較晚，Ashgriz等[32]首先基于橫向射流噴射錐角模型提出了針栓噴注器的噴射錐角模型

(1)

Cheng等[33]在無黏不可壓條件下導出了液/液針栓噴注器的噴射錐角表達式

θ=arccos[1/(1+TTMR)]

(2)

通過與數值仿真及試驗研究結果的對比驗證了式(2)的有效性，如圖9所示。

圖9 噴射錐角隨總動量比的變化關系

王凱等[34]基于三相CLSVOF方法(Coupled Level Set and VOF Method)對貼壁液膜/自由液膜撞擊的噴射錐角進行了數值模擬，并與自由液膜/自由液膜撞擊的噴射錐角進行了對比，揭示了入口TMR預測理論不適用于貼壁液膜/自由液膜撞擊的根源在于兩者撞擊形成的高壓區分布顯著不同導致垂直于壁面方向的動量不守恒。

2.2.2 氣/液噴注器

Son等[35]對氣/液針栓噴注器進行霧化試驗，噴注器結構如圖10所示。試驗結果表明噴射錐角隨針栓開度的增加而增加，隨氣液速度比的增加而減小；在小流量工況下，可通過改變針栓錐度(θpt)而不能通過改變液體路針栓開度(Lopen)來改變噴射錐角，并利用無量綱數給出了該噴注器噴射錐角α的估算公式

(3)

其中

s=1.15+1.35ξ

p=1.30+0.90ξ

Son等[36]研究了TMR和韋伯數We對氣/液針栓噴注器噴射錐角的影響，結果表明噴射半角隨著TMR/We的增加指數遞減，如圖11所示。Fang等[37]對針栓噴注器進行霧化試驗，針栓式發動機結構如圖12所示。試驗結果表明：噴射錐角隨氣液流量比、氧化劑噴注縫寬度h0、液氧噴注半角α0的增加而減小，如圖13和圖14所示。Lee等[38]用液氮和氮氣模擬液氧和甲烷，對氣/液針栓噴注器進行低溫噴霧試驗，用陰影成像技術測量噴射錐角，結果表明噴射錐角隨TMR的增大而增大，當TMR一定時，針栓錐度(圖10中的θpt)增大，噴射錐角減小。

圖11 噴射半角與TMR/We的關系

圖12 針栓式發動機結構示意圖

圖13 氣液流量比與針栓錐度對噴射錐角的影響

圖14 氣液流量比與噴注環縫寬度對噴射錐角的影響

Radhakrishnan等[39]開展了噴注器二維數值仿真研究，湍流模型采用k-ε模型，一次和二次破碎分別使用單噴射模型和波動破碎模型，分析了噴射錐角及混合質量隨參數NK=1/(1+TMR)的變化關系，發現隨著NK的增加，噴射錐角減小，混合質量增加，且當NK大于0.83后，變化趨于穩定，如圖15所示。

圖15 噴射錐角和混合質量隨NK的變化規律

2.3 霧化粒徑

噴霧場的液滴尺寸分布范圍較廣，常用分布函數來描述液滴尺寸。為方便起見，許多關于噴霧場的研究都采用液滴的平均直徑。噴霧場中液滴平均直徑的表示方法有很多，其中索泰爾直徑SMD(Sauter Mean Diameter)可以用來反映液霧燃燒性能的好壞，是燃燒流場中常用的霧化性能評價指標。

2.3.1 液/液噴注器

張紫豪等[9]采用馬爾文粒度儀對液/液針栓噴注器進行冷態噴霧粒徑測量，不同孔型測點分布如圖16所示。結果表明，徑向孔射流直接與軸向液膜作用時(2#孔型)噴霧的SMD要明顯小于兩孔射流交匯后再與液膜作用(1#孔型)的SMD，如圖17所示，分析認為撞擊所產生的波幅不同是影響SMD的主要原因。Ninish[27]等對液/液針栓噴注器的霧化試驗研究表明：軸向與徑向TMR越大，錐形液膜厚度和擾動波長越大，形成的液滴尺寸越大。

圖16 不同孔型的測點分布圖

圖17 不同孔型的SMD隨測點位置h的變化規律

2.3.2 氣/液噴注器

Son等[35]對氣/液針栓噴注器進行霧化試驗(噴注器結構見圖10)，試驗結果表明：SMD隨液體路針栓開度的增加而增加，隨對數韋伯數的增加而減小。參數敏感性分析表明，SMD對軸向流道間隙的變化最敏感，并利用無量綱數給出了該噴注器的SMD的估算公式

SSMD=103(Lopen)(ξ-1)exp[4.0-q(We0.1)]

(4)

方昕昕等[40]研究了部分噴注器結構參數對SMD和粒徑分布均勻度指數的影響，結果表明：SMD沿噴注器軸向變化不明顯，沿徑向有所增加；隨氣液流量比的增大，SMD減小，粒徑分布均勻度指數先減小而后增大；隨狹縫寬度的增大，SMD增大，粒徑分布均勻度指數減小；隨液膜半錐角的增大，SMD減小，粒徑分布均勻度指數增大。

3 針栓式發動機的燃燒流動問題

在液體火箭發動機中，燃燒流動過程將推進劑的化學能轉化為燃氣的內能，進而轉化為發動機的動能，在發動機工作過程中尤為重要。針栓式發動機具有特殊的流場結構，首先需要研究發動機、噴注器結構參數和流動參數對燃燒性能的影響，評定燃燒效率；其次需要對發動機和噴注器的熱環境進行分析，避免發動機工作過程中各部件過熱損壞；最后還需要對發動機中的燃燒不穩定問題進行分析，確保發動機安全可靠工作。

對上述3方面問題進行研究的方法主要有實驗和數值仿真2種。關于針栓式發動機燃燒流動過程及整機性能的試驗研究中，嘗試了液氧/液甲烷[16]、液氧/煤油[18]、過氧化氫/甲醇[41]、液氧/酒精[42-43]、MMH/NTO[44]等不同推進劑體系。表1總結了針栓噴注器試驗過的所有推進劑組合。針栓式發動機推力室噴霧燃燒過程的數值仿真中，湍流模型一般采用k-ε模型，兩相反應流動中氣相方程在歐拉坐標系下建立，液相方程在拉格朗日坐標系下建立，兩相之間的耦合用氣液相互作用的源項考慮。

表1 針栓噴注器試驗過的推進劑組合

3.1 發動機及噴注器局部結構對燃燒性能的影響

3.1.1 局部結構參數對燃燒性能的影響

Austin等[42]對燃燒室特征長度L*、燃燒室直徑與噴注器直徑之比、TMR、噴注器長度與直徑之比等參數對發動機燃燒性能的影響研究(發動機結構如圖18所示)表明：穩態工作條件下燃燒性能對噴孔尺寸的變化不敏感，減小噴注器長度會提高燃燒效率；脈沖工作條件下L*略微增大可以提高燃燒效率，TMR對燃燒效率的變化無顯著影響。

圖18 試驗發動機結構

周康等[45]的研究表明：對于氣氧/氣甲烷針栓式發動機，跳躍距離減小時，燃燒效率增大，火焰錐角不變；環縫寬度增加時，燃燒效率降低，火焰錐角增大；噴孔直徑增大時，燃燒效率基本不變，火焰錐角減小；火焰錐角在35°～68°范圍內，燃燒效率隨火焰錐角的增大而減小，如圖19所示。

圖19 火焰錐角對燃燒效率的影響

3.1.2 部分流動參數對燃燒性能的影響

流動參數主要包括質量流率、TMR、噴注壓降等。Sakaki等[43]對針栓式發動機燃燒室霧化及火焰結構進行了光學觀測，在推進劑撞擊點觀測到了強烈的CH化學光(見圖20)，并發現燃料中心方案比氧化劑中心方案的燃燒效率高。

圖20 觀測到的瞬時火焰圖像(左)和CH化學光(右)

李進賢等[46]的針栓式發動機內流場仿真結果表明：質量流率較大時，發動機燃燒性能越好；針栓深入燃燒室的長度增加，燃燒效率提高。

Son等[47]對氣氧/甲烷針栓式發動機數值仿真結果表明：低質量流率工況下火焰錐角減小會導致燃燒效率降低，此時減小針閥開度是提高燃燒效率的有效方法。俞南嘉等[3]對液氧/煤油針栓式發動機數值仿真結果表明，當TMR為1時，霧化混合效果最好，燃燒效率最高，如圖21所示。

圖21 TMR對燃燒效率的影響

張連博等[44]考慮流場與結構之間的耦合傳熱效應(耦合計算模型如圖22所示)，仿真結果表明：噴注器壓降對發動機的壓力、溫度和比沖的影響要比燃料和氧化劑的TMR對其影響顯著；對于燃料中心的針栓噴注器而言，改善燃料路的霧化效果更有利于推力室性能的提高。

圖22 考慮結構與流場之間耦合傳熱效應的針栓式發動機計算模型

3.2 發動機熱環境分析

Dmitry等[48]對液氧中心的液氧/液甲烷針栓式發動機熱試，研究表明：在針栓尖端用液氧進行主動冷卻不會降低燃燒效率，且能改善噴注器的熱環境；在噴注器軸向流道加導流板使得甲烷遠離針栓尖端區域，避免推進劑撞擊點發生在燃燒室中心區域，能顯著提高噴注器的壽命，但燃燒效率會降低。3種構型的噴注器如圖23所示。

圖23 3種構型的針栓噴注器

楊振寧等[49]對有面關機能力的針栓式發動機進行熱環境分析，結果表明：發動機在工作過程中頭部集液腔內推進劑溫升很小，關機后推進劑有不超過200 ℃的溫升。

3.3 發動機燃燒不穩定問題

Sakaki等[50]通過試驗研究了平面和軸對稱針栓噴注器的燃燒特性(平面和軸對稱針栓噴注器發動機結構如圖24所示)。在軸對稱針栓噴注器發動機試驗中，當液氧噴注壓強小于燃燒室壓強時，觀察到了聲振，振幅超過40%，如圖25所示，當液氧噴注壓強達到燃燒室壓強的1.8倍時，振幅降到了20%。

圖24 平面和軸對稱針栓噴注器發動機結構

圖25 試驗中觀察到的不穩定燃燒現象

Son等[47]對氣氧/氣甲烷針栓式發動機中的燃燒進行了數值仿真，研究了流動參數和幾何參數對燃燒特性的影響。研究表明當回流區太深時，會產生一個過熱點，這會引起冷卻問題和燃燒不穩定。Kazuki等[51]對針栓式發動機燃燒室的縱向燃燒不穩定性進行了試驗研究，將燃燒振蕩的時間尺度與燃燒室內的各種現象進行了比較，以確定各燃燒振蕩模式的主導現象，結果表明TMR<1.14時，出現熱聲耦合振蕩，TMR>2時出現低頻振蕩。

4 總結與展望

針栓噴注器為大流量液體噴射問題提供了一個獨特的解決方案。由于針栓噴注器具有結構簡單、可靠性高、燃燒穩定、可深度節流等優點，這類噴注器現已在液體火箭發動機領域獲得了廣泛應用，并表現出良好的應用潛力。然而，公開文獻中有關針栓噴注器的基礎研究(如噴注器霧化機理、燃燒穩定性機理等)較少，其設計工作很大程度上依賴于工程經驗(如將過熱部分材料替換為耐熱材料，依靠試驗確定使得霧化性能良好的噴注器關鍵參數等)，因此需要對針栓噴注器進行深入研究，以提高其工作性能。

4.1 關于針栓噴注器霧化性能

針栓噴注器霧化性能方面的研究大致可分為霧化過程、噴射錐角、霧化粒徑3個方面。霧化過程研究方面，研究人員分析了液/液針栓噴注器的液膜破碎機理為徑向射流的沖擊在液膜表面形成不穩定擾動波，擾動波增長導致液膜破碎，并認為正弦擾動波在液膜破碎過程中占優；對于氣/液針栓噴注器，液膜破碎理論分析較少。噴射錐角研究方面，研究人員分析了諸多參數對噴射錐角的影響，但改變這些參數本質上是改變了噴注器的動量比，對于不同類型的針栓噴注器，動量比都是影響噴射錐角的主導因素。霧化粒徑研究方面，研究人員分析了部分參數對于液/液和氣/液針栓噴注器SMD的影響，分析認為，影響這2種噴注器SMD的主導因素也是動量比。

針栓噴注器霧化性能研究集中于噴射錐角和霧化粒徑影響因素方面的研究，研究結果多為定性分析，缺乏定量研究。此外，對于噴注器液膜破碎霧化機理、霧化過程的研究較少。應建立針栓噴注器液膜不穩定模型和霧化模型，研究液膜破碎霧化機理，并對霧化過程進行仿真模擬。

4.2 關于針栓式發動機的燃燒流動

針栓式發動機燃燒流動問題方面的研究可分為3個方面：發動機及噴注器局部參數對燃燒性能的影響、發動機熱環境分析和發動機燃燒不穩定問題。

發動機及噴注器局部參數對燃燒性能的影響方面，研究人員分析了部分結構參數和流動參數對發動機燃燒效率的影響，但多為定性分析，沒有詳細分析影響機理。

熱環境分析和燃燒不穩定方面的研究較少。其中發動機熱環境分析方面，多為試驗測試，仿真模擬及理論分析較少，沒有深入分析熱環境發生變化的機理；燃燒不穩定研究多為壓強振蕩模式的辨識，對燃燒不穩定的機理性研究較少。

4.3 目前需要重點關注的問題

目前在針栓噴注器及針栓式發動機研發和應用過程中需要重點關注的主要問題包括：

1)噴注器霧化問題。結構參數和流動參數對噴注器霧化效果和發動機燃燒性能的影響基本只進行了定性研究，應進行定量分析和機理性研究，建立針栓噴注器霧化模型，同時研究霧化效果和燃燒效率對各參數的敏感性。

2)發動機燃燒流動問題。發動機燃燒流動問題的研究集中于穩態過程研究。發動機啟動過程和推力調節過程屬于非穩態過程，對發動機的安全可靠工作極其重要，因此應研究非穩態過程中發動機的工作特性。

3)過熱問題。一方面是針栓尖端過熱問題。針栓尖端位于中心回流區的折轉位置，熱流密度高。另一方面是推進劑撞擊點附近過熱問題。對于自燃推進劑，發生在徑向射流根部小回流區的局部燃燒可能會導致針栓結構的破壞。應對針栓尖端和撞擊點附近的熱環境進行分析研究，在保證燃燒效率的前提下通過合理的設計緩解針栓尖端和撞擊點附近的熱裕度壓力。

4.4 發展趨勢分析

針栓噴注器憑借其獨特優勢在變推力發動機上具有極大的應用潛力，目前可回收利用是運載火箭的一個發展趨勢，將針栓噴注器用在可回收利用的運載火箭上是一個很好的選擇，因此針栓噴注器將來需要向大型化發展，另外，隨著環保意識的增強，針栓噴注器還將向環境友好型方向發展。