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固液混合火箭发动机具有高安全性、高可靠性、低成本、推力可调、可多次启动、无污染等优点,在航天推进系统领域拥有一席之地。本文以固液混合火箭发动机为研究对象,采用理论分析与数值仿真相结合的方法对固液混合火箭发动机工作过程及燃烧组织开展了较为系统深入的研究,为固液混合火箭发动机设计及应用提供了理论基础。分析了固液混合火箭发动机内部液体氧化剂雾化蒸发、固体燃料热解与燃面退移、气相组分掺混与燃烧组织等复杂物理化学过程。基于二维轴对称雷诺平均N-S气相控制方程,结合气固耦合模型和燃料热解加质模型,采用燃面退移动网格方法,建立了发动机内部燃烧流动非稳态数值仿真模型,通过与经典试验数据对比,验证了模型的准确性,为开展固液混合火箭发动机工作过程仿真研究提供了重要基础。采用点火燃气生成模型和氧化剂液滴拉格朗日轨道模型,对N2O/HTPB推进剂组合的固液混合火箭发动机从点火到熄火的完整工作过程进行了非稳态数值模拟,得到发动机内弹道性能。分析了发动机工作过程中内部物理化学过程及其对发动机性能的影响机理及规律,进一步分析了氧化剂流量对发动机性能的影响,为固液混合火箭发动机燃烧组织研究提供了技术支持。基于不同发动机构型开展了固液混合火箭发动机燃烧组织非稳态过程仿真研究,计算了不同药柱长度、后燃室长度以及药柱隔板位置等情况下发动机工作性能,分析了不同因素对发动机工作过程和性能的影响规律,探索了燃烧组织方式,为固液混合火箭发动机构型设计提供了数据参考。基于GOX/HTPB推进剂组合,开展了星型螺旋内孔药柱固液发动机内流场三维稳态数值仿真研究。给出了发动机内部温度分布、氧化剂质量分数分布、气态燃料质量分数分布和燃面退移速率分布,并进行了讨论。分析了不同氧化剂密流和药柱构型对燃面退移速率、氧燃比、燃烧效率等发动机性能参数的影响。为复杂药型固液发动机工作过程仿真研究提供技术支撑与数据支持。本文研究成果将促进固液混合火箭发动机技术发展,推动固液混合火箭发动机数值仿真技术进步,对固液混合火箭发动机研制应用具有重要理论意义和工程应用价值。