● 摘要
航天技术是一个国家科技水平的体现，而航天动力是航天技术的核心。固液火箭发动机具有安全性好、可进行推力调节和多次启动、推进剂种类多及成本低等优点，应用前景十分广阔，是航天推进的一个重要发展方向。开展固液火箭发动机装药设计与数值仿真研究，对推动固液火箭发动机技术的发展和促进其工程应用有着重要意义。
本文对固液火箭发动机的常用推进剂进行了总结，对比了主要推进剂组合的能量特性，采用单因素及正交设计方法分析了常用燃料添加物对发动机性能的影响。分析了固液火箭发动机常用药形的装药设计方法，基于质量守恒原理采用瞬时平衡压强法建立了固液火箭发动机的内弹道计算模型，对不同药形的优缺点和应用进行了对比；在此基础上建立了固液火箭发动机的设计流程和方法，并编写了固液火箭发动机设计程序，为后续发动机的设计和研究工作奠定了基础。
针对H2O2/HTPB基组合的固液火箭发动机，开展了管形、星形及车轮形装药发动机的设计与试验研究。根据发动机工作时间长短、启动关机阶段影响作用大小的不同，提出了三种不同的燃速处理方法。采用缩比尺寸的管形装药发动机，基于平均燃速分析方法得到了不同浓度的H2O2与含有不同比例添加物的HTPB基燃料组合的燃速公式，结果表明在燃料中添加金属及增加H2O2浓度均能提高燃料燃速。采用瞬时燃速分析方法对星形装药发动机试验进行了分析，用拟合的燃速公式计算的内弹道性能曲线与试验结果吻合很好，且采用该发动机的“北航3号”固液探空火箭飞行试验取得了圆满成功。车轮形装药发动机试验得到的平均燃速比星形装药发动机高，且药柱横截面上不同位置的燃速不一致。
考虑固体燃料壁面的气固边界耦合，建立了考虑化学反应的三维两相数值仿真模型，开展了固液火箭发动机的内流场数值仿真研究。采用气相模型仿真对比了管形、星形和车轮形装药固液火箭发动机的流场特征，结果表明燃速的分布具有明显的三维特性，且不同药形的燃速特征具有相似性。随着发动机轴向位置与药柱前端距离的增加，燃速先快速减小后缓慢增加；而在药柱横截面上，燃速与药柱壁面的外法线方向及其曲率半径有关，因为这会影响传至药柱壁面热流的大小。数值仿真得到的燃速分布特征与试验研究结果吻合较好。采用三维两相流仿真计算了氧化剂喷注方式、液滴直径和喷注速度对发动机性能的影响，结果表明在本文的仿真工况范围内，氧化剂喷注孔沿药柱壁面附近分布，液滴直径和喷注速度较小时，能获得较高的燃烧效率。
开展了一种新型的轴向喷注端燃固液火箭发动机的初步研究工作，分析了发动机的燃烧机理，并进行了数值仿真与试验研究。在不同的氧化剂流速下，轴向喷注端燃固液火箭发动机内存在端燃、逆燃和侧燃三种燃烧状态。数值仿真与试验研究结果均表明：当喷注孔内的氧化剂流速非常高时，发动机为端燃状态；随着氧化剂流速的降低，火焰向药柱喷注孔中扩展，为逆燃状态；当氧化剂流速非常低时，火焰存在于整个喷注孔，为典型固液火箭发动机的侧燃状态。试验的成功初步验证了轴向喷注端燃发动机的可行性，为该类发动机的发展和应用奠定了基础。