固液火箭发动机因具有低成本、高安全性和可靠性、灵活的能量管理和推力可控等特性,越来越受到国内外航天推进专家的重视。由于氧化剂和燃料的燃烧方式不同,固液火箭发动机工作过程与液体及固体火箭发动机有很大的区别。本文结合航天科技集团公司810研究所正在研制的AK-20L/HTPB+Al组合固液火箭发动机,开展了固液火箭发动机混合燃烧特性的数值模拟工作,在此基础上给出固体燃料退移速率预示模型及预示结果。研究了直径为706mm多孔分段装药全尺寸试验固液火箭发动机内部的燃烧与流动问题。建立了发动机内氧化剂气体和燃料热解气体的燃烧模型,并对不同时刻燃烧室内化学反应流场进行了计算,此外还进行了带蒸发过程的发动机内流场计算。计算结果分析表明:扰流板可以使燃料和氧化剂在扰流腔内的滞留时间加长,促进燃料与氧化剂的掺混燃烧,提高燃烧效率,但由于涡流在发动机的中间部位形成了高温燃烧区域,致使局部燃料和绝热层烧蚀速率增大,加大了热防护的难度;孔板结构减弱了扰流腔内回流区的漩流作用,不能增加推进剂燃烧效率,但可以使扰流腔内的温度降低,给壁面热防护带来好处。研究了固液发动机固体燃料退移速率预示模型。进行了热物性参数试验研究,获得了固体燃料的导热系数、比热以及不同升温速率下的差示扫描量热法(DSC)曲线。通过对DSC曲线的分析,获得了固体燃料分解过程的动力学参数以及焓值。从平均燃速的预示结果来看,三种方法得到的结果相差0.1~ 0.15mm。