随着新一代大容量长寿命卫星和空间机动飞行器的发展,航天器对空间轨控发动机的性能提出了更高要求。轨控发动机性能提高主要涉及喷注器、燃烧室和喷管三个组件。对于高性能液体轨控发动机,边区冷却液膜在燃烧室中的低效燃烧已成为导致发动机比冲性能损失的主要影响因素,提高边区冷却液膜利用率会导致燃烧室温度的升高,而燃烧室温度的上升对耐高温材料提出了更高的要求,因此涉及边区冷却液膜热过程和新型高温材料两方面的高效燃烧室技术已成为高性能空间轨控发动机性能提高的瓶颈技术。燃烧室边区冷却液膜的处理、结构造型的设计以及耐高温材料的研发是高效燃烧室的关键技术问题。其中液膜冷却设计的目标是在保证燃烧室工作温度满足发动机性能要求的同时,也适应高温材料的使用要求;燃烧室构型优化设计目标是强化冷却液膜参与反应的程度,将冷却液膜低效燃烧导致的发动机性能损失降至最低;耐高温材料决定了燃烧室可靠工作的温度水平,也是液膜冷却设计和燃烧室构型设计实现的基础,其研究目标是在更高温度条件下长时间保持高强度、抗氧化、耐冲刷的性能。本文共分为七章,围绕高效燃烧室研制的三项关键技术,结合仿真计算和实验分析展开高效燃烧室的液膜冷却研究、构型设计和耐高温材料研究。简述如下:针对高效燃烧室液膜冷却过程,开展了自由射流撞壁的液膜现象仿真和试验研究,分析了射流喷嘴压降、喷嘴孔径、射流入射角、壁面曲率半径和温度对液膜流动及厚度分布特性的影响,并对射流撞壁形成液膜过程中的液滴溅射现象、水跃现象和沸腾传热现象进行了仿真模拟和理论分析。采用相同的计算模型和边界条件,对直圆柱燃烧室、扩张型燃烧室和二次燃烧装置燃烧室发动机开展液膜冷却和推进剂喷雾燃烧仿真,计算结果表明增加燃烧室特征长度能够提高发动机燃烧效率,但同时发动机工作温度也显著提高。对于高性能空间轨控发动机采取合适的燃烧室特征长度,同时结合多种角度冷却射流设计,能够在提升性能的同时降低发动机最高工作温度。扩张型结构不能显著增强燃气混合,导致扩张型设计与基准构型设计相比,提高燃烧效率的效果不明显。二次燃烧装置将液膜卷入主流使其充分蒸发、混合并参与燃烧,得到了较高的燃烧效率,与此同时会较大幅度地提高扰流环本身与燃烧室壁面的温度,对发动机长时间可靠工作不利。在燃烧室材料使用温度受限的条件下,则直圆柱构型燃烧室综合性能较优。在燃烧室构型仿真分析的基础上,对空间轨控发动机燃烧室结构进行了优化设计,开展不同构型燃烧室的热试车验证,结果表明:增加直圆柱构型燃烧室的特征长度,优化边区冷却设计,发动机效率提高的同时身部温度升高与新型材料耐受温度可以有效折衷解决;采用突扩燃烧室构型方案和二次燃烧装置构型燃烧室方案能够提高发动机的燃烧效率,但同时导致发动机身部温度偏高,国内耐高温材料使用性能的稳定性无法满足工程要求,该方案目前难以实现应用。热试车结果与仿真计算结果基本一致,说明仿真计算中采用VOF模型对液膜进行仿真是有效的。针对高效燃烧室的需求,以CVD铼/铱材料、钽钨合金和涂层材料、C/SiC复合材料作为高效燃烧室用耐高温材料的研究方向,并分别完成了燃烧室制备研究和热试车验证,结果表明CVD铼/铱材料和C/SiC复合材料工程应用还需继续开展长寿命研究,其中铼/铱材料还需解决低温端铱涂层保护等问题,C/SiC复合材料需从复合材料基体改性和高温抗氧化涂层等方面开展攻关研究,以进一步提高复合材料的高温长时间工作能力。钽钨涂层通过了3600s长稳态热试车考核验证,可用作高效燃烧室的材料,后续还需在提高涂层的热震性能方面开展深入研究,提高空间轨控发动机工程应用的可靠性。在燃烧室构型仿真、试验、设计优化研究和耐高温材料研究基础上,总结了高效燃烧室的设计方法,确定了高效燃烧室技术方案,完成高性能空间轨控发动机集成设计。燃烧室采用合适特征长度的直圆柱方案,结合两种角度的边区冷却液膜设计,发动机高空模拟热试车燃烧室最高温度控制在1870K左右,真空比冲达到了323.6s,顺利通过长程热试车考核,高效燃烧室技术成功得到了试验验证。