● 摘要
固液火箭发动机采用液体氧化剂和固体燃料作为推进剂，具有安全性好、成本低、可推力调节和多次启动等优点，适用于探空火箭、靶弹、运载火箭及商业载人飞船等领域。由于固液火箭发动机属于典型的扩散燃烧，燃烧效率较低，因此研究高效燃烧技术意义重大。本文在调研国内外相关文献的基础上，以提高固液火箭发动机燃速和燃烧效率为目的，针对优化发动机燃烧室结构、药柱内添加扰流装置、采用分段装药和研究高效直流喷注面板等四种高效燃烧方式进行了数值仿真和试验研究，为固液混合火箭发动机技术进一步的发展打下了基础。
本文建立了数值仿真模型，并利用此模型针对前燃室和后燃室长度对发动机燃烧性能的影响进行了研究。研究结果表明，前燃室能促进液体氧化剂的蒸发雾化，进而提高了燃料燃速和发动机的燃烧效率，综合考虑发动机的燃速和燃烧效率，长度为发动机燃烧室直径的0.5-0.75倍为宜；后燃室增强了推进剂的混合燃烧，提高了燃烧效率，而不影响燃料的燃速，考虑发动机的燃烧效率，长度为发动机燃烧室直径的1.5倍为宜，权衡发动机的结构尺寸和总体性能，还可以适当地增减。
本文开展了药柱长径比对发动机燃烧性能影响研究。研究结果表明：药柱长径比对燃料燃速有很大的影响，燃速随长径比的变化关系符合 ，相同氧化剂流率下，燃速随药柱长径比的增大而增大，而增大的幅度越来越小；药柱长径比对发动机的燃烧效率也有很大的影响，相同氧化剂流率下，燃烧效率随药柱长径比的增大而增大，增大的幅度越来越小。
本文对固液火箭发动机药柱内添加扰流装置对发动机燃烧性能的影响开展了研究。结果表明：药柱内添加扰流装置后，扰流板前药柱的燃速不受影响，板后药柱的燃速明显提高，相同扰流板孔径下，随着扰流板在药柱中位置的后移，板后药柱的平均燃速逐渐增大，增大的幅度越来越小，相同药柱位置时，板后药柱的平均燃速随着扰流板孔径的减小逐渐增大，且增大的速度逐渐加快；扰流板前后药柱的平均燃速均可利用经验燃速公式 预测，两者的氧化剂流率计算方式不同，对于板前药柱 （ 为药柱通道面积），而板后药柱 （ 为扰流孔的面积），式中的 都为扰流板前药柱的长度；固液火箭发动机药柱内添加扰流装置后，发动机燃烧效率明显提高，相同氧化剂流量下，当扰流板孔径相同时，随着扰流板在药柱中位置的后移，在 前发动机燃烧效率逐步增大且增大的速度越来越小，当扰流板位置较靠后时，燃烧效率降低但仍高于不添加扰流板的工况,当扰流板在药柱中的位置相同时，随着扰流板孔径的减小，发动机燃烧效率逐渐增加，且增加的速度也随之增大。
针对双孔形药柱旋转装药的固液火箭发动机开展了研究。研究结果表明：药柱旋转不同角度不影响前段药柱的燃速，前段药柱的平均燃速可利用经验燃速公式 进行拟合；药柱旋转任一角度后，后段药柱的燃速较基准工况都有所提高，平均燃速也可利用经验燃速公式 进行拟合，且不同工况的燃速因子a和燃速指数n与旋转角度符合一定规律，平均燃速随旋转角度的变化趋势为：随着旋转角度增大，平均燃速逐渐升高，且升高的幅度逐渐变缓，当角度为45度时达到最大值，继而缓慢降低，但降低的速度低于升高的速度；药柱旋转任一定角度后，发动机燃烧效率较基准工况都有所提高，其随旋转角度的变化趋势为：随着药柱旋转角度的增大，燃烧效率逐渐升高，且升高的幅度逐渐变缓，当角度为45度时达到最大值，继而缓慢降低，但降低的速度低于升高的速度。
针对直流喷注面板的喷注压降、喷注孔径以及喷注孔排布方式对发动机燃烧性能的影响开展了研究。研究结果表明：在研究范围内，随着喷注压降和喷注孔径的增大、喷注孔距燃料壁面越远，燃料燃速逐渐减小；在研究范围内，随着喷注压降和喷注孔径的增大、喷注孔越远离燃料壁面，发动机燃烧效率逐渐减小。