题目：小型脉冲工作火箭发动机中自燃推进剂的点火瞬态模拟

点火是使用自燃推进剂的液体火箭发动机整个燃烧过程中的一个重要的物理和化学阶段。与稳态燃烧模式相比，尽管点火阶段是短暂的，但是其行为会产生某些对发动机设计来说感兴趣的结果。直至燃烧反应激发之前，点火持续多长的时间将会影响到发动机的起动性能。首先，如果点火发生之前被称为子点火或预点火阶段的时间跨度太长，大量的推进剂质量将会在发动机燃烧室中积存。作为结果，一旦点火发生而且积存的推进剂蒸气点燃，所导致的点火超压将会非常高，由此又会接着触发发动机的不稳定工作或者造成发动机的损坏。其次，在子点火阶段，一些推进剂蒸气和液滴可能会通过收缩-扩张喷管的喉部排出，从而造成燃烧过程的损失。气相混合物点燃所需时间越长，损失的没有反应的推进剂就越多，从发动机效率来看这显然是一个缺陷。第三，从喷管排放出去的没有反应的推进剂可能会冲击到安装发动机的飞行器表面，并在那里积存。飞行器表面的这种污染是一种潜在的危险，因为所积存的推进剂会与这些表面发生反应，从而对飞行器造成损害。因此，为了恰当地处理上述这些问题，模拟点火延迟时间的能力是必须的和紧要的，而且需要深入地进行点火机理的研究。论文工作研究了自燃推进剂流体的点火行为。选择了一个已有的理论模型作为研究的起点，该模型能处理一甲基肼（CH3(NH)NH2）/四氧化二氮（N2O4）推进剂低压和低温条件下的点火。根据其最初的形式，研究了该模型的性能。该模型处理处于平衡系统中的整个预点火过程，包括推进剂蒸发/凝结和气相化学反应。系统中的蒸气由形成喷雾的三种不同尺寸的液滴的蒸发提供。凝结也可能会在液滴的表面发生。导出了系统的质量平衡并考虑了液相与气相之间的传热过程。每一时间步得到的蒸气混合物的温度和压强与化学动力学方程一起用来给出理论的点火延迟时间。随着压力和温度上升，理论点火延迟时间将会缩短，直至混合物被点燃。为适应实际推力室的工作条件，对该模型进行了改进，并对计算精度进行了校正。在液滴蒸发方程中增加了某些项以避免蒸发质量的超压并因此避免燃烧室建压过程中的超压。进一步，由于已有的液滴蒸发方程不能合理地处理液滴表面的凝结，因此采用凝结流管控制容积来解决该问题，同时已有工作中固定的系统容积用一个变化的只考虑气体的容积来代替。作为结果，获得了一个新的工作模型，并在MATLAB中编织了程序。新模型的最终形式包涵了热力学、一维流体力学和单步化学动力学，以预估所研究推进剂的点火延迟时间。所讨论的模型由两部分组成，第一部分应用热力学和流体力学模拟发动机燃烧室的建压过程，第二部分应用化学动力学预估推进剂混合物将要点燃的准确时刻。对使用一甲基肼/四氧化二氮推进剂组合的两种不同的推力器应用了本研究中给出的自燃点火模型。这两种推力器推力不同（即445N和2000N）、工作混合比不同（即2.0和1.65）。对其中一个推力器进行了空间环境条件下点火延迟过程的模拟，而对另一个推力器则开展了空间环境和大气环境下的模拟。还确定了模型对不同热力学性质和输运性质的灵敏度。针对模型的不同的设置，完成了多次的模拟计算，得到了随压力和温度变化的点火延迟时间的数值和曲线，计算中同时还获得了温度、压力、做功能力和推进剂混合物的组分。还得到了有限数量的湍流火焰速度和层流火焰的厚度。最后，确定了两种推力器在空间环境条件下的实际点火延迟时间。这些结果与发表的研究文献中的数据具有很好的一致性。对大气条件下的模拟结果尽管展示了对点火延迟来说可以认为是可能正确的某些行为，但是目前还没有可用的已经发表的结果来对这种情况进行比较。本研究提供了用模型分析从推进剂喷射到积存的混合物点燃为止的时间周期的简便方法。所给出的模型本质上是通用的，可以很容易地适应处理其它的自燃推进剂。该模型的优点，正如前面提及的，使其成为推力器设计的有用的工具。