● 摘要
人造卫星和和宇宙飞船等空间飞行器的动力系统一般需要完成变轨、 轨道保持、 交会 对接、 姿态控制和精确定位等任务。 小推力液体火箭发动机是一种应用广泛的航天发动机， 可以为这些任务的完成提供动力。 小推力液体火箭发动机还用于主发动机的启动保证系统、 火箭起飞时发生事故情况下的保护航天器系统以及用于软着陆系统等。 论文对其开展设计 和研究有助于加深对相关理论的认识和理解， 为今后开展相关研究奠定了基础。
本文对以四氧化二氮作为氧化剂，肼作为燃料的发动机，依据经验公式和方法，按照 给定的设计参数目标，设计了 100 N 小推力发动机推力室的型面； 包括燃烧室身部、喷管 收敛段、喉部和喷管扩张段， 在计算中使用了经验推导的计算模型， 设计结果可为工程应 用提供参考。
本文还利用 Fluent 对喷管和喷流流场进行了数值模拟研究，得到了流场的速度、马 赫数等参数分布云图。 计算获得的结果与实验结果符合良好。