题目：过氧化氢变推力固液火箭发动机研究

变推力火箭发动机可以为航天飞行器提供可控动力，提高飞行器对飞行任务和轨道的适应性和可操作性，是航天飞行器动力系统的理想选择。固液火箭发动机通过改变氧化剂流量就可以实现推力调节，且具有简单可靠、成本低、安全性好等优点，非常适合作为变推力火箭发动机。本文针对过氧化氢变推力固液火箭发动机，开展了理论分析、数值仿真、试验研究和应用研究。

总结分析了变推力火箭发动机、固液火箭发动机和变推力固液火箭发动机的发展历史和研究现状，分析了开展变推力固液火箭发动机研究的意义和必要性。

分析了固体药柱通道直径和形状对燃速的影响，并在此基础上对现有的燃速模型进行了修正，提出了一种新的燃速模型，采用数值仿真结果和试验结果验证了修正燃速模型的正确性，结果表明固体燃料的燃速随氧化剂流率增大而增大，随固体药柱通道的水力直径增大而减小。

分析了变推力固液火箭发动机工作过程中，氧化剂流量变化和药柱通道直径变化对固体燃料的燃速、燃料流量、氧燃比、燃烧室压强和推力等稳态性能的影响。考虑固体燃料的热响应、边界层的响应、燃烧室和喷管的气体动力学，建立了变推力固液火箭发动机的响应特性分析模型，分析了燃速、燃烧室压强等性能参数的响应特性及其影响因素，结果表明固体燃料的燃速不能对壁面热流或氧化剂流量的变化立即产生响应，需要一定时间进行调节，且调节过程中存在滞后和超调现象。

考虑固体燃料内部的导热、发动机内的湍流燃烧和固体燃料表面的流固耦合，建立了固液火箭发动机的二维轴对称数值仿真模型，开展了H2O2/PE变推力固液火箭发动机的稳态和瞬态数值仿真，获得了不同氧化剂流量下的稳态流场、燃速和燃烧室压强，研究了发动机启动、推力调节和关机等瞬态过程中的流场结构和性能参数变化曲线，分析了推力调节比、氧化剂流率、发动机尺寸大小和氧化剂调节速率对发动机响应性能的影响。结果表明，燃烧室压强随氧化剂流量线性增加；推力调节比对推力调节过程中的响应特性影响较大，氧化剂流率的影响较小，推力调节过程中的响应速度随发动机尺寸增大而降低。

总结分析了变推力液体火箭发动机的推力调节技术，并在此基础上开展了变推力固液火箭发动机的氧化剂流量调节技术和喷注技术研究。设计并试验研究了一种可大范围调节的可调汽蚀文氏管，试验结果表明质量流量随针锥行程近似线性变化，流量调节比达10:1。设计了一种能够根据氧化剂流量自动调节喷注压降的可调喷注器，并开展了动态特性仿真，结果表明喷注压降在氧化剂流量变化过程中基本保持不变。

设计并制造了90%H2O2 /PE变推力固液火箭发动机，开展了稳态试验和推力调节试验，试验测量了不同氧化剂流量下的固体燃料燃速、燃烧室压强和推力，并实现了推力的大范围调节和连续无级调节，推力调节比大于5:1。试验结果表明，在推力调节过程中，发动机工作稳定，且燃烧室压强和推力随氧化剂流量近似线性变化。

最后，总结了变推力固液火箭发动机的设计流程，并针对“北航3号”探空火箭、某型靶弹和“嫦娥三号”月球着陆器等对动力系统提出的技术要求，设计了相应的变推力固液火箭发动机，其中“北航3号”探空火箭成功进行了飞行试验，证明了变推力固液火箭发动机能够满足探空火箭、导弹武器和空间飞行器的使用要求，具有广阔的发展前景及应用空间。

本文的研究成果促进了变推力固液火箭发动机的技术发展，为固液推进技术的实际应用奠定了技术基础。