空气涡轮火箭发动机是涡轮发动机与火箭发动机的组合（如图 1所示），具有飞行速域宽（0~Ma4+）、空域大（0~30km）、推重比高（≥10）的技术优势，是临近空间飞行器的理想动力方案之一。燃烧室是ATR发动机的核心部件之一，其与小涵道比涡扇发动机加力燃烧室的主要区别是ATR发动机燃烧室内涵为富燃燃气，其与外涵空气可以继续组织气-气燃烧；而加力燃烧室内涵则为贫燃燃气，无法与外涵空气组织燃烧。由于ATR发动机飞行速域宽、空域大，造成燃烧室进气条件宽泛，并且涵盖气、固、液多相燃烧，这对燃烧室的火焰稳定产生极大不利影响。有鉴于此，在燃烧室的设计阶段需要对燃烧室的稳定工作边界进行评估，为燃烧室的设计、改进提供技术支撑。因此，一个准确、高效的宽域发动机燃烧室火焰稳定边界预测方法是极为重要的。

基于上述研究背景，工程热物理研究所先进推进动力团队开展了蒸发式值班火焰稳定器在不同工况下的熄火特性试验。火焰稳定器结构如图 2所示，在蒸发式火焰稳定器中，燃油经喷油嘴喷至溅油板与进入进气管的空气进行一次掺混，并流入蒸发管完成燃油的蒸发，随后经过蒸发的微预混经气孔喷出后与v型槽顶部进气孔进入的空气进行二次掺混，从而形成特殊的流场与浓度分布。

基于试验所获得的贫熄数据通过数值模拟获得组分分布场与Damköhler数场（局部Damköhler数）。Damköhler数是一个无量纲数，被具体定义为流动时间尺度与化学时间尺度的比值。表明了燃烧室当前状态和临界状态的相对关系， Damköhler数大于1，认为反应物能够燃烧，Damköhler数越大，燃烧室当前状态距离贫熄临界状态越远，燃烧越稳定。图 3为不同燃油流量下局部时间尺度和局部Damköhler数分布云图，0.82 g/s为熄火流量。由图 3 可以看出，随着燃油流量的增加，高局部流动时间和低局部化学时间区域均沿轴向变长。高Damköhler数区域主要集中在火焰稳定器剪切层附近，随着燃油流量的增加，高Damköhler数区域逐渐合并。这些显著的变化可以作为熄火的参考。

局部Damköhler数只能分析熄火过程流场的变化，但是并不能实现预测以及将熄火判断依据进行量化。要想实现预测，就必须确定关键反应区，并计算反应区内的全局时间尺度与Damköhler数（全局Damköhler数）。图 4为贫熄工况与稳定燃烧工况反应区内Damköhler数的分布情况。从关键反应区内Damköhler数可以看出熄火点工况的Damköhler数在1附近，表明了在临界燃烧状态，而稳定燃烧工况的Damköhler数为11.07。表明该方法可以对蒸发式火焰稳定器贫油熄火进行预测，并在不同来流工况具有一定的普适性。可为ATR发动机燃烧室提供技术支持。

图1 ATR发动机工作原理示意图及飞行包线

图3局部时间尺度和局部Damköhler数分布

图4 熄火和稳定燃烧条件下的全局Damköhler数分布