80 kN 富氧補(bǔ)燃發(fā)動(dòng)機(jī)燃?xì)獍l(fā)生器-推力室深度變工況直連熱試研究

李春紅， 盧亮亮， 高玉閃， 邢理想， 陳 文

（1.西安航天動(dòng)力研究所， 西安 710100； 2.探月與航天工程中心， 北京 100048）

1 引言

深度變推力發(fā)動(dòng)機(jī)可為載人登月著陸艙著陸提供月面軟著陸主動(dòng)力，用于完成月面著陸器從環(huán)月軌道下降到月面階段的減速、下降及懸停控制。 未來大型載人登月著陸器發(fā)動(dòng)機(jī)需具備較大推力、高性能、多次起動(dòng)、深度變推力等能力。 富氧補(bǔ)燃循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)性能優(yōu)良，是軟著陸主動(dòng)力最佳方案之一，作為發(fā)動(dòng)機(jī)動(dòng)力輸出核心的燃燒裝置，推力室和燃?xì)獍l(fā)生器的燃燒穩(wěn)定性決定著整個(gè)發(fā)動(dòng)機(jī)變工況的振動(dòng)量級和推力調(diào)節(jié)能力，對深度變推力發(fā)動(dòng)機(jī)方案可行性具有決定性影響。

高玉閃等針對氣氧／甲烷與氣氫／氣氧同軸剪切噴注器燃燒特性開展了數(shù)值仿真與試驗(yàn)研究，得出了在相同的尺寸和推力下，氣氧／甲烷燃燒所需燃燒室特征長度約為氫／氧的1.48 倍，氣氧／甲烷燃燒室壁面熱載約為氫／氧燃燒室壁面熱載的一半；李春紅等針對富氧補(bǔ)燃循環(huán)液氧煤油發(fā)動(dòng)機(jī)深度變工況燃燒組件單噴嘴和燃?xì)獍l(fā)生器進(jìn)行了點(diǎn)火試驗(yàn)研究，驗(yàn)證了燃?xì)獍l(fā)生器深度變工況工作穩(wěn)定性；劉永興等針對RBCC 推進(jìn)系統(tǒng)主火箭發(fā)動(dòng)機(jī)氣氧／煤油推力室開展研究，得出了采用中心區(qū)氣液雙組元內(nèi)混式噴嘴和邊區(qū)直流噴嘴結(jié)合結(jié)構(gòu)的氣氧／煤油推力室在室壓3 MPa 與5 MPa 工況下可穩(wěn)定燃燒的結(jié)論。 目前尚無文獻(xiàn)報(bào)道富氧補(bǔ)燃推力室單獨(dú)深度變工況熱試研究情況。

為獲得采用高壓降直流離心式噴注器推力室及其與發(fā)生器聯(lián)合工作對深度變工況的燃燒特性、不同工況下的點(diǎn)火特性以及變工況下的燃燒穩(wěn)定性，本文對80 kN 富氧補(bǔ)燃發(fā)動(dòng)機(jī)全尺寸燃?xì)獍l(fā)生器和全尺寸推力室噴注器進(jìn)行直連熱試研究。

2 燃?xì)獍l(fā)生器-推力室直連熱試裝置

80 kN 深度節(jié)流液氧煤油發(fā)動(dòng)機(jī)為富氧補(bǔ)燃循環(huán)、泵壓式、單管發(fā)動(dòng)機(jī)，推力室采用固定噴注面積的噴注器，渦輪旁路設(shè)置燃?xì)夥至鏖y作為主要推力調(diào)節(jié)裝置，其他自動(dòng)器聯(lián)合調(diào)節(jié)實(shí)現(xiàn)推力深度節(jié)流。 該發(fā)動(dòng)機(jī)主要工作任務(wù)剖面為：在載人登月著陸器主制動(dòng)段，為最大推力工作模式；在接近月面段，啟動(dòng)變推力工作模式；在懸停段，處于深度變推力工作模式。

為突破該發(fā)動(dòng)機(jī)大變比高性能噴注器關(guān)鍵技術(shù)，以80 kN 全尺寸燃?xì)獍l(fā)生器和推力室噴注器為主要研究對象，在擠壓試驗(yàn)臺上對其進(jìn)行熱試考核。 熱試采用富氧燃?xì)獍l(fā)生器為推力室提供高壓高溫燃?xì)?，燃?xì)獍l(fā)生器、推力室、燃?xì)饴窚u輪壓比模擬裝置和相關(guān)控制管路閥門組成推力室直連熱試裝置。 試驗(yàn)臺提供的主要供應(yīng)系統(tǒng)包括燃?xì)獍l(fā)生器液氧供應(yīng)系統(tǒng)、燃?xì)獍l(fā)生器燃料供應(yīng)系統(tǒng)、推力室點(diǎn)火路供應(yīng)系統(tǒng)、推力室燃料主路供應(yīng)系統(tǒng)、水冷卻供應(yīng)系統(tǒng)和控制吹除系統(tǒng)等。 該試驗(yàn)系統(tǒng)1 ∶1 模擬了富氧補(bǔ)燃發(fā)動(dòng)機(jī)整個(gè)燃?xì)庀到y(tǒng)配置，并通過配置渦輪壓比模擬裝置，使燃?xì)獍l(fā)生器和推力室噴注器各自工作參數(shù)與整機(jī)一致。 同時(shí)在上游設(shè)置汽蝕管，可隔離上下游相互干擾。保證燃?xì)庀到y(tǒng)工作獨(dú)立性，可充分達(dá)到考核富氧補(bǔ)燃發(fā)動(dòng)機(jī)燃?xì)庀到y(tǒng)特性的目標(biāo)。 試驗(yàn)熱試系統(tǒng)見圖1，熱試裝置見圖2。 該系統(tǒng)主要特點(diǎn)如下：

圖1 推力室與發(fā)生器直連熱試系統(tǒng)圖Fig.1 System scheme of the combustion chamber during hot firing test

圖2 推力室與發(fā)生器直連熱試裝置Fig.2 Installation of combustion chamber and gas generator during hot firing test

1）采用燃?xì)獍l(fā)生器為推力室供應(yīng)高溫富氧燃?xì)?，解決了富氧補(bǔ)燃推力室的燃?xì)夤?yīng)問題；

2）在大流量的發(fā)生器氧路和推力室燃料路采用汽蝕管控制流量，在準(zhǔn)確控制流量的同時(shí)可防止起動(dòng)大流量沖擊；

3）發(fā)生器燃料路和推力室點(diǎn)火路采用多級孔板控制流量，小流量高壓降有效提高流量控制精度；

4）發(fā)生器燃?xì)饴分镣屏κ胰細(xì)鈬娗肮苈吩O(shè)置渦輪壓比模擬裝置，可起到降低燃?xì)鉀_擊、隔離2 種燃燒裝置直連熱試時(shí)相互影響造成的參數(shù)振蕩風(fēng)險(xiǎn)；

5）發(fā)生器燃料路和推力室點(diǎn)火路各配置一根點(diǎn)火導(dǎo)管，分別為發(fā)生器和推力室提供點(diǎn)火源。

熱試裝置工作原理如下：

1）熱試前，液氧充填至氧閥前，煤油充填至發(fā)生器燃料閥、推力室點(diǎn)火路控制閥、推力室燃料主閥前；

2）熱試時(shí)，先打開發(fā)生器燃料路點(diǎn)火導(dǎo)管前閥門，將點(diǎn)火劑擠壓至發(fā)生器燃料閥前。 打開氧閥，液氧進(jìn)入發(fā)生器，打開發(fā)生器燃料閥，點(diǎn)火劑和煤油進(jìn)入發(fā)生器，點(diǎn)火燃燒產(chǎn)生高溫高壓富氧燃?xì)狻?富氧燃?xì)饨?jīng)渦輪壓比模擬裝置減壓后進(jìn)入推力室燃?xì)鈬娮臁?在推力室點(diǎn)火路的點(diǎn)火劑作用下，與推力室燃料路供應(yīng)的煤油點(diǎn)火燃燒，產(chǎn)生高溫燃?xì)?，?jīng)噴管噴出后產(chǎn)生推力；

3）進(jìn)入穩(wěn)態(tài)后，因背壓升高，發(fā)生器燃料路吹除、推力室燃料路吹除自動(dòng)關(guān)閉；

4）關(guān)機(jī)時(shí)，關(guān)閉發(fā)生器燃料閥、推力室點(diǎn)火路和推力室燃料路閥門以及發(fā)生器氧閥，工況下降；

5）當(dāng)工況降低到某一值時(shí)，燃料頭腔吹除自動(dòng)打開，吹除燃料閥后等腔道。 待產(chǎn)品回溫后停止吹除。

為考核發(fā)生器和推力室噴注器聯(lián)合變工況工作能力，進(jìn)行了3 個(gè)工況熱試：80%，50%和20%工況試驗(yàn)。 具體熱試參數(shù)見表1。

表1 熱試參數(shù)Table 1 Main parameters of the tests

3 雙燃燒組件燃?xì)庀到y(tǒng)變工況穩(wěn)定性仿真

由于首次對富氧補(bǔ)燃發(fā)動(dòng)機(jī)燃?xì)庀到y(tǒng)進(jìn)行直連熱試，并且進(jìn)行深度變工況考核，除動(dòng)靜態(tài)特性仿真外，為獲得不同工況下燃?xì)庀到y(tǒng)的穩(wěn)定性和耦合特性，對其進(jìn)行了穩(wěn)定性建模仿真分析。

3.1 建模

對雙燃燒組件工作過程所涉及的相關(guān)動(dòng)態(tài)仿真模型采用線性化、無量綱化處理后，進(jìn)行Laplace 變化后將時(shí)域模型轉(zhuǎn)化為頻域模型進(jìn)行系統(tǒng)穩(wěn)定性分析。

對于燃?xì)獍l(fā)生器，由于采用液氧和煤油進(jìn)行燃燒，對其采用液液常時(shí)滯燃燒模型。 假設(shè)燃?xì)馑矔r(shí)混合，時(shí)刻進(jìn)入發(fā)生器的氧化劑和燃料以混合比在經(jīng)過時(shí)滯后燃燒產(chǎn)生的燃?xì)鉁囟葹?，模型中假設(shè)這股燃?xì)馀c發(fā)生器中積存的燃?xì)馑矔r(shí)混合，即為液液燃燒瞬時(shí)混合模型。 瞬時(shí)混合模型出入口參數(shù)關(guān)系如式（1）所示。

發(fā)生器出口燃?xì)饬鲃?dòng)按絕熱流動(dòng)模型推導(dǎo)得到穩(wěn)定性模型，在建立絕熱流動(dòng)模型時(shí)假設(shè)：在頭部附近燃燒區(qū)形成的每股燃燒產(chǎn)物以燃?xì)馑俣妊亓髀愤\(yùn)動(dòng)。 在絕熱流動(dòng)的情況下，每股燃?xì)庋亓髀愤\(yùn)動(dòng)時(shí)熵保持不變。 熵守恒方程來代替計(jì)算不等溫流動(dòng)參數(shù)必需的能量方程，絕熱流動(dòng)模型出入口參數(shù)關(guān)系如式（2）所示。

式中，是燃?xì)庠趯?dǎo)管中的停留時(shí)間。

對于燃?xì)饴妨鲃?dòng)還可以采用聲學(xué)模型進(jìn)行計(jì)算，對其進(jìn)行建模仿真，并與絕熱流動(dòng)模型計(jì)算進(jìn)行對比，聲學(xué)模型假設(shè)每個(gè)界面均有獨(dú)立的壓力溫度參數(shù)，燃?xì)饴仿晫W(xué)模型表達(dá)式如式（3）所示。

式中， M是燃?xì)庠趯?dǎo)管中流動(dòng)的馬赫數(shù)，為燃?xì)饨^熱指數(shù)，為燃?xì)饴曀佟?/p>

燃?xì)饴肺氖瞎芎腿細(xì)鈬娮彀慈細(xì)饴妨髯枘Ｐ屯茖?dǎo)得到穩(wěn)定性模型，式中是流阻元件出入口壓力的無量綱斜率。 燃?xì)饴妨髯枘Ｐ腿缡剑?）所示。 推力室燃燒區(qū)采用瞬時(shí)混合模型推導(dǎo)得到穩(wěn)定性模型如式（5）所示。

式中，是燃燒室進(jìn)口和出口處燃?xì)鉁囟鹊臒o量綱變化量，＝（）（?／?） 是燃燒室內(nèi)燃?xì)鉁囟扰c組元混合比的關(guān)系曲線的無量綱斜率，是由燃?xì)鈱?dǎo)管通過噴嘴進(jìn)入燃燒室的富氧燃?xì)饬髁浚怯扇細(xì)鈱?dǎo)管通過噴嘴進(jìn)入燃燒室的燃?xì)饣旌媳?，是供入燃燒室的液體燃料質(zhì)量流量，是燃燒室燃燒時(shí)滯。

推力室燃?xì)饬鲃?dòng)區(qū)數(shù)學(xué)模型同式（2）和式（3），式中燃?xì)馔Ａ魰r(shí)間相應(yīng)為推力室的燃?xì)馔Ａ魰r(shí)間。

求解時(shí)，將各個(gè)模塊（液液燃燒、流動(dòng)、流阻、推力室氣液瞬時(shí)混合等）通過組裝得到本試驗(yàn)燃?xì)饴贩€(wěn)定性系統(tǒng)模型。

3.2 仿真結(jié)果

利用燃?xì)饴方^熱模型、流阻模型和燃燒模型，對發(fā)生器-推力室直連熱試系統(tǒng)80%和20%工況下燃?xì)庀到y(tǒng)頻率響應(yīng)特性進(jìn)行了仿真計(jì)算，如圖3 所示。 該模型計(jì)算的燃?xì)庀到y(tǒng)與液氧供應(yīng)系統(tǒng)一階峰值響應(yīng)頻率為15 Hz，與液氧供應(yīng)系統(tǒng)的耦合幅值在80 Hz 以上衰減至0.2 以下，在發(fā)生器的耦合幅值最小，在推力室燃?xì)饴否詈戏底畲?；與燃料系統(tǒng)的一階峰值響應(yīng)頻率也為15 Hz，對于發(fā)生器80%工況在60 Hz 以下幅值衰減至0.2 以下，20%工況在70 Hz 有二階響應(yīng)幅值（約0.3），文氏管處40～80 Hz 頻率范圍內(nèi)幅值衰減，在推力室燃?xì)饴仿杂蟹糯?，但低于發(fā)生器的響應(yīng)幅值。

圖3 采用絕熱模型計(jì)算的燃?xì)庀到y(tǒng)頻率響應(yīng)特性Fig.3 Frequency response characteristic of hot gas system calculated by adiabatic model

為進(jìn)一步研究系統(tǒng)低頻特性，利用燃?xì)饴仿晫W(xué)模型、流阻模型和燃燒模型，對發(fā)生器-推力室直連熱試系統(tǒng)20%工況下燃?xì)庀到y(tǒng)頻率響應(yīng)特性進(jìn)行了仿真計(jì)算，結(jié)果如圖4 所示。無論對于氧系統(tǒng)還是燃料系統(tǒng)，發(fā)生器的燃?xì)饴仿晫W(xué)響應(yīng)頻率最為豐富，主要表現(xiàn)為32. 6，34. 5，69，74. 5 Hz突頻幅值最大，最大幅值約0. 7；經(jīng)過燃?xì)饴肺氖瞎埽ò戳髯杼匦杂?jì)算），大多突頻消失，僅剩余71. 9 Hz 和47. 6 Hz 突頻，幅值約0. 3；經(jīng)過推力室燃?xì)鈬娮旃?jié)流后，燃?xì)饴吠活l消失，最大響應(yīng)幅值不到0. 1。 可見，燃?xì)饴妨髯鑼τ诼晫W(xué)參數(shù)振蕩具有良好的抑制作用。

圖4 采用聲學(xué)模型計(jì)算的燃?xì)庀到y(tǒng)頻率響應(yīng)特性（20%工況）Fig.4 Frequency response characteristic of hot gas system calculated by acoustics model （20%working condition）

通過上述仿真結(jié)果對比，采用聲學(xué)模型與采用絕熱模型計(jì)算的結(jié)果具有較大差異。 本文將在4.3 節(jié)結(jié)合熱試結(jié)果對兩種計(jì)算模型的準(zhǔn)確性進(jìn)行分析評估。

4 分析與討論

4.1 工作特性

為模擬在發(fā)動(dòng)機(jī)上的變工況范圍，推力室與發(fā)生器直連熱試時(shí)，推力室的室壓變化需要從6.37 MPa 降至1.62 MPa，發(fā)生器室壓需要從13.2 MPa 降至2.45 MPa，具有工況變化范圍大的特點(diǎn)。

直連熱試車通過大幅度調(diào)節(jié)試驗(yàn)臺供應(yīng)系統(tǒng)入口壓力、更換液氧路氣蝕管、燃料路孔板、推力燃料主路氣蝕管和渦輪壓比模擬裝置來實(shí)現(xiàn)大變比工況調(diào)節(jié)，開展多個(gè)工況的熱試驗(yàn)。 從熱試車錄像和試驗(yàn)曲線（圖5 ～圖7）可以看出：3 次試車測量的推力室室壓6. 36 ～1. 71 MPa，發(fā)生器壓力13. 54 ～2. 45 MPa，與調(diào)整值相符，熱試過程中火焰穩(wěn)定，穩(wěn)態(tài)參數(shù)平穩(wěn)，實(shí)現(xiàn)了大范圍變工況調(diào)節(jié)；80%～20%大范圍變比工作時(shí)，推力室噴注器燃燒效率穩(wěn)定，未出現(xiàn)大幅變化；3 次熱試獲得的燃燒效率總體高于0. 97（試驗(yàn)數(shù)據(jù)見表2）。

表2 熱試獲得的推力室噴注器燃燒效率Table 2 Combustion efficiency of the combustion cham?ber in the tests

圖5 20%工況熱試Fig.5 Hot firing test under 20%working condition

圖6 80%工況熱試Fig.6 Hot firing test under 80%working condition

圖7 3 次熱試推力室室壓曲線Fig.7 Pressure of the combustion chamber in 3 tests

4.2 點(diǎn)火特性

由于發(fā)生器和推力室雙燃燒組件聯(lián)合熱試，發(fā)生器和推力室之間的點(diǎn)火匹配性對點(diǎn)火安全性有著重要影響。 同時(shí)大范圍變工況時(shí)推力室的推進(jìn)劑流量相對較大，在點(diǎn)火時(shí)，時(shí)序控制不好，容易出現(xiàn)點(diǎn)火沖擊大，若點(diǎn)火延遲時(shí)間長，則可能造成沖擊大的風(fēng)險(xiǎn)，嚴(yán)重時(shí)可能造成試驗(yàn)失敗、產(chǎn)品損壞的風(fēng)險(xiǎn)。

為此，采取了以下措施控制點(diǎn)火過程：結(jié)合現(xiàn)有富氧補(bǔ)燃循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)發(fā)生器、推力室點(diǎn)火時(shí)序，制定了富氧燃?xì)?點(diǎn)火劑-主路燃料依次進(jìn)入推力室的點(diǎn)火方案；通過點(diǎn)火路冷調(diào)試驗(yàn)、結(jié)合推力室燃料主路充填特性仿真，結(jié)合氧路在試車臺上的冷調(diào)試驗(yàn)結(jié)果，精確確定不同工況下點(diǎn)火劑、燃料、液氧、富氧燃?xì)獬涮顣r(shí)間，以保證點(diǎn)火時(shí)序的控制準(zhǔn)確性。 先采用較低工況進(jìn)行點(diǎn)火熱試，待評估點(diǎn)火沖擊量級安全后，進(jìn)行80%較高工況熱試。 3 次熱試結(jié)果表明（圖8），發(fā)生器和推力室點(diǎn)火過程平穩(wěn)，點(diǎn)火過程參數(shù)協(xié)調(diào)增長，未出現(xiàn)較大的壓力峰和參數(shù)波動(dòng)。

圖8 推力室點(diǎn)火過程燃料噴前及燃燒室壓力曲線Fig. 8 Combustion pressure during the ignition process in the hot firing tests

從速變參數(shù)分析，20%和50%工況點(diǎn)火時(shí)，脈動(dòng)壓力和振動(dòng)沖擊較小，80%工況點(diǎn)火時(shí)，脈動(dòng)壓力沖擊有所增大。 隨著工況的提高，點(diǎn)火時(shí)脈動(dòng)壓力沖擊幅值并非與工況呈線性比例增加，而是與總流量以接近自然常數(shù)的指數(shù)倍增加。 但是最高工況下推力室燃料頭腔壓力脈動(dòng)為5. 77 MPa，推力室軸向振動(dòng)沖擊為447，切向振動(dòng)沖擊為223，點(diǎn)火時(shí)振動(dòng)沖擊較小，如表3 所示。 不同工況點(diǎn)火后，推力室熱試裝置結(jié)構(gòu)均完好無損，說明可以適應(yīng)以上工況下可靠點(diǎn)火需求。

表3 推力室點(diǎn)火速變數(shù)據(jù)沖擊幅值Table 3 Impact amplitude of the ignition of the combus?tion chamber in the tests

4.3 燃燒穩(wěn)定性

推力室與發(fā)生器直連熱試采用發(fā)生器為推力室供應(yīng)富氧燃?xì)猓谎跞細(xì)馀c推力室燃燒若發(fā)生耦合振蕩，可能造成燃?xì)饴窡g等風(fēng)險(xiǎn)。 另外，對于高壓降同軸離心式噴注的在推力室20%工況下工作尚屬首次考核，存在低工況穩(wěn)定性風(fēng)險(xiǎn)。

在試驗(yàn)裝置上采取了增加低工況下燃料供應(yīng)路壓降，包括發(fā)生器燃料路壓降在20%工況下約為10 MPa，推力室燃料供應(yīng)路模擬發(fā)動(dòng)機(jī)一級泵后至推力室燃料噴前壓差。 發(fā)生器燃?xì)饴分镣屏κ翌^部設(shè)置渦輪壓比模擬裝置進(jìn)行燃?xì)夤?jié)流，起到一定的振蕩隔離目的。 發(fā)生器燃料路波腹位置設(shè)置節(jié)流圈節(jié)流，該措施可有效降低發(fā)生器燃燒過程與供應(yīng)系統(tǒng)的耦合。

表4 為20%工況熱試實(shí)測速變參數(shù)，可以看出：20%工況推力室振動(dòng)量級最大為40，推力室燃料噴前脈動(dòng)幅值0.07 MPa，推力室燃?xì)鈬娗懊}動(dòng)0.15 MPa，均遠(yuǎn)小于現(xiàn)有同類發(fā)動(dòng)機(jī)。

表4 速變參數(shù)穩(wěn)態(tài)均方根（RMS）值Table 4 Steady state RMS of the combustion chamber fast changing parameters under 20% working condition test

通過對速變參數(shù)分頻處理曲線（圖9）可見，從上游發(fā)生器燃料噴前脈動(dòng)壓力開始，70 Hz 左右突頻幅值在0.03 MPa 左右（圖9（a））；經(jīng)燃?xì)獍l(fā)生器燃燒后70 Hz 突頻幅值達(dá)到0.20 MPa 左右，且30，140 Hz突頻的幅值呈放大趨勢（圖9（b））；燃?xì)饬鹘?jīng)文氏管后，進(jìn)入推力室燃?xì)鈬娗扒唬?0 Hz 突頻幅值降至0.10 MPa 左右，即經(jīng)過節(jié)流脈動(dòng)幅值下降了一半（圖9（c））；由于未測量推力室燃燒室脈動(dòng)壓力，以推力室燃料噴前脈動(dòng)壓力代替分析（其上游采用氣蝕管控制流量，可視為閉端，因此可排除上游流量脈動(dòng)擾動(dòng)，基本可以代表燃燒室脈動(dòng)壓力），可見燃燒室70，140 Hz突頻基本消失，幅值不到0.01 MPa（圖9（d））。 可見脈動(dòng)壓力幅值從發(fā)生器至推力室呈衰減趨勢，且表現(xiàn)出與聲學(xué)模型計(jì)算結(jié)果非常吻合的頻率響應(yīng)特性。 該特性有利于發(fā)動(dòng)機(jī)在未來登月著陸過程中變推力穩(wěn)定工作。

圖9 20%工況下燃燒組件脈動(dòng)壓力Fig.9 Pulse pressure of the gas system under 20%working condition test

5 結(jié)論

本文通過對80kN 富氧補(bǔ)燃發(fā)動(dòng)機(jī)燃?xì)獍l(fā)生器-推力室開展大范圍變工況聯(lián)合熱試和低頻特性仿真研究，得到如下結(jié)論：

1）首次驗(yàn)證了富氧補(bǔ)燃發(fā)動(dòng)機(jī)全尺寸燃?xì)獍l(fā)生器和高壓降推力室噴注器聯(lián)合工作協(xié)調(diào)性和深度變工況工作適應(yīng)性。

2）驗(yàn)證了采用高壓降直流離心式噴嘴的推力室噴注器可以實(shí)現(xiàn)80%～20%大范圍變工況穩(wěn)定工作；燃?xì)獍l(fā)生器和推力室在80%～20%工況下聯(lián)合點(diǎn)火起動(dòng)沖擊小、參數(shù)無波動(dòng)，可實(shí)現(xiàn)不同工況下的平穩(wěn)點(diǎn)火。

3）熱試結(jié)果表明推力室低工況燃燒穩(wěn)定，并得到了從發(fā)生器到推力室突頻幅值衰減特性，有利于發(fā)動(dòng)機(jī)未來在低工況下軟著陸飛行；同時(shí)驗(yàn)證了采用聲學(xué)模型比燃?xì)饨^熱流動(dòng)模型能更加準(zhǔn)確地模擬燃?xì)庀到y(tǒng)低頻響應(yīng)特性。 該方法后續(xù)可進(jìn)一步推廣用于整機(jī)在深度變推力時(shí)的系統(tǒng)穩(wěn)定性分析。

本文針對富氧補(bǔ)燃發(fā)動(dòng)機(jī)燃?xì)庀到y(tǒng)在深度變工況下的準(zhǔn)穩(wěn)態(tài)特性進(jìn)行了考核，后續(xù)還需要結(jié)合發(fā)生器-渦輪泵聯(lián)試、整機(jī)試車等工作進(jìn)一步考核燃?xì)夥至鏖y連續(xù)調(diào)節(jié)時(shí)發(fā)動(dòng)機(jī)的動(dòng)態(tài)工作特性及系統(tǒng)穩(wěn)定性。