题目：标准实验混合固液火箭发动机设计

典型固液混合火箭发动机是以液体氧化剂和固体燃料为推进剂的推进系统。它具有安全性高、可靠性高、环保性好、成本低、易实现推力调节和多次启动等优点，在探空火箭、战术导弹、助推器、小型运载火箭、宇宙飞船等领域具有广阔的应用前景。但是固液混合火箭发动机有仍较多的关键技术亟待解决，比如：燃烧效率的提高、建立精确的燃料退移模型、燃料退移速率的提高、燃烧稳定性的提高等。标准实验固液混合火箭发动机正是为开展这些关键技术攻关而提供的一个标准化、模块化、规范化实验平台。它具有功能多、互换性好、可靠性高、寿命长、经济性好、设计周期短等优点。 本文分析了标准实验固液混合火箭发动机设计的意义和必要性，并进行了详细设计，对标准实验固液混合火箭发动机的燃烧流场进行了仿真，进行了前燃室长度、后燃室长度、长径比对固液混合火箭发动机性能影响的分析。分析认为后燃室和长径比对标准实验固液混合火箭发动机影响较大。 本文基于标准实验固液混合火箭发动机平台，对推进剂组合为气氧/聚乙烯、长径比为8、10、12的标准固液混合发动机进行了试验研究。试验结果表明：相同氧化剂流量下，不同长径比对固液混合发动机燃烧效率有较大影响。本研究为进一步开展标准实验固液混合火箭发动机的研究奠定了基础。