题目：小推力发动机推力室仿真与试验研究

  小推力火箭发动机在空间飞行器的轨道及姿态控制等方面具有重要作用，广泛应用于航天飞机、宇宙飞船、卫星及多级运载器中。

  推力室是火箭发动机的重要组件，在推力室的设计过程中，推力室的冷却方式及喷注器型式是影响推力室性能稳定性的关键技术。另一方面，随着人们对环境保护和人类自身健康的日益重视，航天用推进剂的无毒化已成为一种发展趋势。因此，本文以气氢/气氧及气氧/煤油两组推进剂，分别将新型冷却方案与新型喷注器设计型式应用到小推力发动机推力室的设计中，主要开展了气氢气氧涡流冷却推力室及气氧煤油燃烧装置的设计仿真与试验研究。

  涡流冷却技术是一种新型的推力室冷却方法，喷注器型式对推进剂组元在燃烧室内形成可燃混气过程有重要影响。本文中，气氢气氧推力室方案设计采用涡流冷却技术，气氧煤油推力室方案设计采用新型喷注器设计，研究涡流冷却技术的可行性及不同喷注器型式对推力室的影响。

  本文在对推力室内型面进行初步设计基础上，采用CFD软件对推力室内工作过程进行了数值仿真，分析了气氢气氧推力室燃烧流场的特性，研究了涡流冷却推力室的冷却效果与氢喷嘴分布直径对燃烧效率的影响，改进了部分结构设计。计算分析了气氧煤油推力室水冷方案的冷却效果及室壁稳定性，验证了燃烧装置热防护方案的可靠性。

  本文对试验用推力室试验件进行了设计，选择了合理的密封方案和抗氧化方案，并在改进后的推力室试验系统上，完成了不同工作时间和工况的试验研究。涡流冷却推力室热试结果显示，燃烧室近壁面燃气温度低于50 ℃，推力室内氧气外涡流有效的起到了冷却作用。喉部测点温度低于800 ℃，低于选用材料长时间工作温度，随燃气下行的部分氧气对喉部起到了热防护作用。气氧煤油推力室试验结果显示，燃烧室启动停车过程平稳，推力室点火方式对试验件加工与装配尺寸要求高，后续需做进一步改进设计。