低温の液体燃料を積んだロケットは飛行中に縦方向の不安定振動にしばしば遭遇し、ロケットの正常な運行を深刻に脅かす。このような振動現象には典型的な低周波特性があり、推進剤パイプ内での低温液体酸素噴射冷却過程でよく発生する。ロケットの低周波振動問題を根本的に解決するためには、噴射冷却振動特性と冷却流型転換特性を研究する必要がある。高度関数法を導入して冷却伝熱モデルを改善し、相界面曲率分布を動的に捕捉し、冷却脈動周波数と気液相界面曲率の関係を確立し、9.8〜10.6 Hzの低周波振動特性を成功的に取得した。研究の結果、推進剤パイプ内には3つの典型的な噴射冷却振動流型が存在し、それぞれ安定脈動、気羽振動、間欠循環であることが明らかになった。特に、循環と振動流型の圧力振幅は最大で130 kPaに達するが、安定脈動の圧力振幅はわずか1〜3 kPaであるにすぎない。次元解析によると、無次元構造パラメータL^*=2.2のとき、噴射冷却流型転換閾値Jc^*=7.3である。Jc^*>7.3のとき間欠循環振動流型が現れ、この無次元判定は正確に低温液体酸素噴射冷却流型分布を描写し、低温液体燃料ロケットの設計に理論的基盤とテクニカルサポートを提供する。

低温液体酸素; 噴射冷却振動; 流型転換; 気液界面; 流動不安定性