本文以GOX/GCH₄针栓式火箭发动机为研究对象,对针栓喷注器在燃烧流场下的热环境进行了数值仿真模拟,系统研究了针栓喷注器长度参数、孔形参数和头部形状参数对于喷注器燃烧和传热特性的影响,为针栓喷注器热防护设计提供了参考。此外设计了一款500N气氧气甲烷针栓发动机样机用以在热试实验条件下对针栓喷注器头部温度进行测量,得到了在不同工况下喷注器头部温度随混合比和室压变化的规律。针栓喷注器热环境的评价指标包括头部最高温度、最大热流密度以及全局燃烧效率,而具体的研究参数包括跳过距离L_s、喷孔排距L_i、头部形状参数b/a、圆形喷孔孔径比D_f/D_s和矩形喷孔长宽比l/w。首先,仿真研究结果表明,回流区作为针栓发动机内流场的典型特征,通常包括喷注头盖下方的头部回流区和燃烧室中央的中心回流区以及针栓头下方的小回流区。一般来讲,头部回流区和中心回流区起到促进混合燃烧和维持燃烧稳定的作用。其次,对双排喷孔甲烷中心式针栓喷注器而言,头部冷却主要由针栓头下方的小回流区实现,该小回流区主要由从两排喷孔间隙流出高浓度氧气气膜形成,针栓头表面温度则与小回流区内氧气的浓度成反相关。在氧气浓度相同时,冷却效果则主要取决于针栓头部与针栓腔体内部冷态甲烷的对流冷却距离之长短,距离越短,则冷却越好。而回流区本身存在与否、规模几何则受到各类结构参数的强烈影响。此外全局燃烧效率随l/w增大而显著下降,但对其他结构参数则不太敏感。最后,实验结果和仿真结果都表明对于非设计工况下的其他低混合比、低室压工况,同一室压水平下针栓头部温度随混合比增大而先减小后增大,且定量对比结果显示仿真与实验值最大偏差不超过实验值的30%。对针栓头部烧蚀的微观形貌分析表明设计工况下针栓头部真实温度至少超过1000℃,比仿真结果小20%。这表明本文所采用的仿真计算模型能够得出与实际相符的针栓头部温度变化趋势,对于指导针栓喷注器的初步设计具有一定的应用价值。