● 摘要
固液火箭发动机作为发展前景十分广阔的一种新型推进技术，具有很多固体和液体火箭发动机所不具备的优点。喷注器是固液火箭发动机中的重要组件，其方案选择和结构设计是固液火箭发动机研制应该首先突破的一项关键技术。文氏管是输送系统中常用的元件，起着控制流量稳定的重要作用。液体N2O在文氏管及喷嘴中的流动均会发生汽蚀，由于N2O的热力学参数随温度变化较大，而且在汽蚀发生时汽化热会较大地影响当地及周围的温度，在一定程度上给实验参数的准确测量带来了不利的影响，因此十分有必要对其汽蚀流场进行仿真研究。本文针对国内第一次应用固液推进技术成功进行飞行试验的“北航2号”探空火箭发动机，对喷注器和文氏管的设计、实验和流场仿真进行研究，该发动机的推进剂组合为N2O/HTPB。根据该发动机的任务要求和总体参数对喷注器进行了设计和相关实验，并针对实验中出现的一些问题做了研究和改进，最终达到了设计要求。针对N2O的特殊性质设计了喉部测压文氏管，实验发现它能较好地得到N2O的流量系数。应用FLUENT软件对文氏管的汽蚀流场做了仿真，分别采用了考虑和不考虑汽化热影响的汽蚀模型，并对两种模型的计算结果进行了对比分析。计算发现，考虑汽化热计算得到的汽蚀区域相对较小，同时汽蚀区周围有明显的温度下降，得到的结果更为真实合理。考虑汽化热的影响对喷注器的内流场进行了仿真研究，得到了喷嘴内部汽蚀区域和静压的分布。本文的研究工作对于以N2O为氧化剂的固液火箭发动机汽蚀文氏管和喷注器的设计有一定的指导意义。