题目：小推力液体火箭发动机燃烧与传热仿真研究

液体火箭发动机是为导弹武器和航天器在空间做多种机动飞行提供动力的推进装置，常用于姿态和轨道控制。其中推进剂为四氧化二氮(N2O4)和一甲基肼(MMH)的双组元液体火箭发动机较为常用。研制小推力液体火箭发动机，必须对发动机内两相喷雾燃烧、发动机壁面的传热及冷却等问题进行详细研究，才能准确预测发动机性能。

随着计算机技术和燃烧与传热数值计算方法的发展，仿真计算已成为发动机研制过程的重要手段。本文针对某小推力液体火箭发动机的燃烧与传热过程开展数值仿真计算，主要考虑湍流燃烧、雾化过程(包括喷注、液滴蒸发等)、液膜冷却和结构传热等因素，采用流热耦合方法计算了此发动机额定工况下的燃烧流场和结构温度场，获得发动机的流场结构(压力、温度和组分分布)、壁面温度分布及发动机性能参数(如比冲和燃烧效率)。计算结果表明，轴对称模型计算结果与三维模型计算结果相近，液膜起到了很好的壁面热防护作用。本文还采用轴对称模型分析了雾化细度、燃烧室长度、混合比和推进剂温度对发动机性能的影响及边区冷却流量对发动机传热的影响。结果表明，(1)推进剂温度对发动机性能影响很小；(2)燃烧室效率随燃烧室长度的增加而提高；(3)混合比在1.55~1.80范围内，发动机比冲随混合比的增大而减小；(4)边区冷却流量越大，冷却效果越好，但是发动机性能会下降，因此要合理选择边区冷却流量。