题目：高室压姿轨控液体火箭发动机燃烧性能计算研究

液体火箭发动机燃烧性能主要指燃烧室效率，其大小直接决定了整个发动机性能的高低。针对目前高室压姿轨控发动机的研制，对其燃烧性能进行理论计算，可以为发动机的选型设计提供参考，因此对高室压姿轨控发动机燃烧性能展开理论计算研究是必要的。

本文针对一甲基肼(MMH)和四氧化二氮(NTO)自燃推进剂在高室压姿轨控发动机燃烧室内的喷雾燃烧过程进行分析，认为混合比不均匀和能量释放不完全是燃烧室性能损失的主要原因。本文把推进剂气体之间的化学反应用热力计算代替，把燃烧过程简化为以推进剂液滴蒸发过程为主导的蒸发模型，考虑了一甲基肼分解燃烧产生的双峰火焰效应，推导了蒸发速率计算公式。按燃烧室横截面上质量流强和混合比分布的不均匀性，把燃烧室沿径向分成多个流管，考虑流管间的动量耦合，结合气相、液相守恒方程组建立了多流管耦合模型。同时本文考虑了自燃推进剂互击时的液相反应，液滴的二次雾化，推进剂物性随温度和压力的变化，建立了一维多流管耦合蒸发模型。本文对姿轨控发动机膜冷却进行了研究，把膜冷却区分成了液膜冷却区和气膜冷却区，同时考虑了气膜与相邻流管间的掺混效应。最后本文用罚函数-单纯形法对燃烧室内混合比分布建立了优化模型，并对燃烧效率对发动机点火启动过程的影响做了初步探索。本文采用Fortran语言对模型编写了计算程序，根据发动机试验研制阶段的不同需求设计了定流量、定室压和定喷前压三种计算模式，实现对发动机燃烧室性能计算的功能。

本文对一甲基肼液滴和四氧化二氮液滴在不同环境压力下的蒸发过程进行了计算，结果表明燃烧过程实际受四氧化二氮蒸发过程控制，且高室压下采用非稳态蒸发模型更合理。本文利用上述三种计算模式对某4MPa和1.8MPa的2000N轨控发动机燃烧室（各含两种喷注器）进行了计算，得到了燃烧室效率、液膜长度、喉部壁温等参数。根据计算结果对4MPa发动机的两个喷注器设计进行了评估比较，淘汰了改进型喷注器设计。本文讨论了燃烧室效率与燃烧室长度以及与冷却流量的关系，发现效率随燃烧室长度增加而增加，随冷却流量减少而增加，但趋势是变缓的，同时喉部壁温随燃烧室长度的增加而急剧增加，随冷却流量的减少而急剧增加。最后本文对1.8MPa发动机的混合比分布进行了优化计算，结果表明发动机喷注器混合比分布设计已接近最佳状态。

通过本文建立的一维多流管耦合蒸发模型对燃烧室性能进行理论计算，可以对高室压姿轨控发动机试验研制阶段的设计和选型提供辅助计算和参考，对提升高室压姿轨控发动机研制水平有积极意义。