目前,世界各航天大国正在竞相开发比冲高、结构紧凑、环保性好、成本低廉的微小推力液体火箭发动机。本文以此为工程背景,开展绿色高能HAN基单元液体推进剂在小尺度空间喷雾及电点火特性研究。主要研究内容及成果如下:(1)采用三维相位多普勒粒子动态测试仪(PDA),针对HAN基液体推进剂模拟工质,分别测量了大气环境下和模拟燃烧室内双股自击式喷嘴的喷雾场特性参数。结果表明:喷射压力越大,液滴平均直径D32越小,雾化效果越好;在近喷嘴端液滴直径脉动较大,随着向下游扩展,脉动逐渐减小;喷雾场中液滴轴向速度在周向上呈双峰分布,α=90°和270°分别为两个峰值点;液滴轴向速度随着测量点与中心轴距离的增大而减小;距离喷嘴越远,液滴轴向速度和径向速度越小;喷射压力越大,液滴轴向速度和径向速度越大;模拟燃烧室内,液滴平均直径D32大于同条件下的大气环境,且D32的正态分布特征明显,两者液滴轴向速度较为接近,但模拟燃烧室对液滴径向速度影响较大。(2)设计了一种反向双旋流空气雾化喷嘴,运用PDA系统对该喷嘴在大气环境和模拟燃烧室内雾化参数的分布特性进行了测量。结果表明:随着距喷嘴轴向距离的增大,液滴平均直径D32呈现波动变化的趋势,液滴平均直径D32分布逐渐趋于均匀;在径向上液滴平均直径D32大致按照与中心轴的距离远近由大到小分布,距离中心轴越远,液滴D32越大;模拟燃烧室内,液滴平均直径D32周向分布波动较大,当液体喷射压力保持不变,增大气体喷射压力,液滴平均直径变小,液滴轴向速度变大;当气体喷射压力保持不变,提高液体喷射压力,液滴平均直径增大,但液滴轴向速度变化较小。(3)在双股自击式喷嘴雾化实验的基础上,建立了二维非稳态喷雾模型并进行了数值模拟。结果表明:两股射流撞击后,呈现出以撞击点为顶点的雾化锥角,雾化场呈锥形发展,并且在边缘处存在大量的离散液滴;受到壁面的限制,模拟燃烧室内雾化场边缘处的离散液滴数多于大气环境;喷射压力越大,液滴平均直径D32越小,液滴轴向速度越大;随着撞击角度增大,雾化液滴直径D32和轴向速度均呈现减小的趋势;液体工质的粘度越大,雾化液滴直径D32越大,轴向速度越小。模拟结果与实验结果基本吻合,最大误差为8.19%。(4)在反向双旋流空气雾化喷嘴喷雾实验基础上,建立三维非稳态雾化模型并进行了数值模拟。结果表明:在大气环境中,雾化场大致呈锥形发展,受环境气体影响流场状态较为复杂,出现了多个涡旋同时存在的情况;在模拟燃烧室内,喷雾的外观轮廓最初为"锥形",与燃烧室壁面撞击后转变为"梭形",模拟燃烧室内的流场对称性较好,体现了壁面对于流场均匀性的提升效果。在模拟燃烧室内,当液体喷射压力保持0.2MPa,提高气体喷射压力,液滴平均直径D32变小,液滴轴向速度变大;当气体喷射压力大于0.45MPa后,进一步增大气体喷射压力,液滴平均直径D32变化较小;当气体喷射压力保持0.35MPa,提高液体喷射压力,液滴平均直径D32和轴向速度都随之变大,其中D32变化幅度较大,而液滴轴向速度变化幅度较小;液体模拟工质粘度越大,液滴平均直径D32越大,液滴轴向速度越小。(5)设计了单滴电点火实验平台,研究了 HAN基液体推进剂LP1846液滴在常压下的电点火特性。在实验的基础上,建立液滴二维非稳态电点火模型。结果表明:液滴在线性的加载电压作用下,首先经历受热、蒸发和热分解过程,然后才会着火燃烧;在点火过程中,流经液滴的电流呈现先增大后减小的变化趋势,加载电压越大,电流峰值越大,峰值出现时间也越早;根据化学反应速率与温度分布变化特点,可以将点火过程分为预热、热分解及燃烧三个特征段,相应阶段LP1846单滴由球形变为伞形直至消耗完毕,液滴的着火延迟期随着最大加载电压数值的增大而减小。(6)设计了环形序列脉冲电点火实验装置,开展了大气环境下LP1846液雾电点火实验。在实验基础上,建立了三维非稳态喷雾、电点火及燃烧推进模型,并进行了相应数值模拟。针对模拟推力室,采用环形序列脉冲电点火装置,对其工作过程进行数值预测。结果表明:模拟结果与实验结果基本吻合。环形序列脉冲电点火装置可以较好地实现多点点火,有利于提高LP1846液雾点火可靠性;序列脉冲放电火花点燃液雾后,多点分离的火焰会逐渐合拢成一体,火焰整体呈空心锥结构;提升电极转速,点火区域的面积增大;提升放电电压会使放电火花的大小和温度增加,单位时间内火焰数显著增多,有利于点燃液滴群;针对模拟推力室,放电电压或电极转速越大,启动阶段的推力峰值越大,并且出现时间越早,启动阶段所需的时间也越短;气体喷射压力提高,推力峰值提升,启动时间缩短;液体喷射压力增加,启动阶段与正常工作阶段的推力曲线整体上升。