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摘要
以双组元姿轨控液体火箭发动机为研究对象，为提高其响应速度和安全可靠性，通过实验和仿真对其开机充填和关机传热特性进行了研究。开展了透明喷注器试验件瞬态流动过程的实验研究，采用高速相机进行液流拍摄，对喷注器试验件瞬态流动过程进行仿真计算，并与实验结果进行对比，验证了流体体积模型计算的合理性。仿真结果表明地面状态各安装方向下发动机充填时间相差均不超过0.1 ms,安装方向对发动机开机充填过程影响较小。研究了真空状态下关机后推进剂的泄流过程，燃料比氧化剂更容易出现返腔现象，内圈位置比外圈更容易出现返腔现象；长时间蒸发后，氧化剂路和燃料路气态燃料含量较接近，部分返腔蒸气发生凝结，燃料蒸气主要凝结在氧化剂路中心区集液腔内。
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单位上海空间推进研究所
