题目：固液火箭发动机系统设计与喷注效应研究

典型的固液火箭发动机采用液体氧化剂和固体燃料，具有安全性好、可靠性高、成本低、环保性好、易实现推力调节和多次启动等优点，在助推器、宇宙飞船、探空火箭和靶弹等领域具有广阔的应用前景，但高效燃烧、精确冲量控制、点火与多次启动等关键技术还需进行深入研究。本文围绕固液火箭发动机精确冲量控制技术和高效燃烧技术，针对液体氧化剂部分对固液火箭发动机性能的影响，采用理论分析、仿真计算和试验研究相结合的方法，开展了固液火箭发动机系统设计与喷注效应的研究工作。对固液火箭发动机系统设计和喷注效应的研究方法、研究成果和应用情况进行了归纳，分析总结了固液火箭发动机系统设计和喷注效应研究的意义和必要性。分析了固液火箭发动机的工作过程和燃烧机理，建立了固液火箭发动机固体燃速模型、内弹道计算模型、三维仿真模型，搭建了地面试验系统并发展了试验数据处理的改进型起止点平均法，用于固液火箭发动机系统性能和喷注效应的仿真和试验研究。针对以90%过氧化氢（H2O2）为氧化剂的飞行用固液火箭发动机，利用独特设计的流量调节阀和创新的流量调节原理，设计了一种简单、可靠且流量可调式液体氧化剂输送系统。实现了输送系统的一体化建模和仿真，仿真和试验结果符合较好，满足发动机总体的需求。参数敏感性分析结果表明，输送系统性能对初始状态参数不敏感，输送系统满足实际飞行用发动机的要求。采用仿真与试验相结合的方法，研究了气体和液体氧化剂前端喷注器结构的喷注效应。研究认为，固液火箭发动机扩散燃烧的特性，导致了推进剂掺混不充分，燃烧不完全的现象；液滴直径越细，喷注速度越慢有利于提高发动机燃烧效率和固体燃料的燃速；采用直流喷注器比自击喷注器更有利于氧化剂蒸气和燃料蒸气进行充分掺混燃烧，这种特点与液体火箭发动机有所不同；小孔径、低压降、均匀分布的直流喷注器结构可以获得较高的燃烧效率，燃烧效率达到93.14%，可为固液火箭发动机前端喷注器的工程设计提供参考。对固液火箭发动机氧化剂二次喷注效应进行了初步研究。气相仿真计算结果表明不同的气体氧化剂二次喷注器方式均能较好地提高燃烧效率，选择合理的二次喷注流量可以使燃烧效率从94.23%提高至97.43%；试验研究选取98%H2O2为液体氧化剂，采用药柱中段二次喷注的方案使燃烧效率提高至96.43%。由于液体氧化剂相比气体氧化剂增加了雾化和蒸发过程，燃烧过程更加复杂，需要设计合理的二次喷注结构形式以实现固液火箭发动机的高效燃烧。最后，开展了固液火箭发动机系统设计和工程应用的研究。完成了“北航3号”变推力固液火箭发动机系统方案与详细结构的设计，建立了包含液体氧化剂输送系统和推力室系统的全系统仿真模型。成功进行了“北航3号”探空火箭的飞行试验，这是我国首次研制成功具有工程实用价值的固液火箭发动机系统。提出了基于固液火箭发动机氧化剂二次喷注方案的固液火箭基组合循环发动机推进系统设计概念，用于可重复使用的航天运载器或高超声速飞行器。本文的研究成果为固液火箭发动机技术的工程应用奠定了基础。