● 摘要
双组元空间姿、轨控液体火箭发动机常用于导弹和航天飞行器执行飞行任务中的轨道控制和卫星变轨任务，多采用肼类燃料（如一甲基肼，MMH）和四氧化二氮（N2O4或NTO）作为其推进剂组合。在双组元自燃推进剂小推力液体火箭发动机燃烧室中，涉及推进剂的喷注、雾化、蒸发、混合燃烧和传热等多个极其复杂的物理、化学过程，由于自燃推进剂的毒性以及试验研究对试验技术要求高、工程投资大和周期长等突出特点，使得数值仿真技术成为近年来研究空间液体火箭发动机燃烧流动的重要手段，因而建立自燃推进剂液体火箭发动机燃烧流动数值仿真模型可为其设计提供仿真工具和理论指导，对提高空间液体火箭发动机的性能具有重要意义。
本文针对我国某双组元空间小推力姿、轨控液体火箭发动机燃烧流动过程的研究，在课题组三维、多组分气相燃烧流动程序的基础上，采用Fortran语言开发了用于进行气液两相燃烧流动模拟的求解程序，在Euler-Lagrange框架体系下，气相场求解Euler描述下的Navier-Stokes方程，液相计算运用Lagrange体系下的离散相模型（DPM）。该程序主要考虑了推进剂的喷射、雾化、蒸发等子模型，以及湍流模型，基于有限速率的燃烧模型和壁面-液滴相互作用模型等，是当前用于求解液体火箭发动机两相燃烧流动过程较为完善的通用程序之一。
基于该软件主要对某空间双组元姿、轨控液体火箭发动机进行了燃烧流动数值仿真研究，选取了设计工况以及不同边区冷却流量、不同燃烧室长度、不同混合比等主要变量来研究流场结构和推力室性能的变化规律，计算得到了推力室的压力、温度、组分浓度、燃料液滴轨迹等分布。仿真结果表明：(1) 推力室的性能随燃烧室长度的增加而提高；(2) 混合比在1.50~1.80范围内，发动机比冲、燃烧效率随混合比的增大而减小；(3) 边区冷却流量从20%提升到35%的过程中，燃烧室的压力和推力室的性能都呈现降低的趋势。