张 琦，鲁勇帅，王 革

(1.中国飞行试验研究院， 西安 710089； 2.哈尔滨工程大学 航天与建筑工程学院， 哈尔滨 150001)

固体火箭发动机具有反应迅速、结构简单等特点，广泛应用于战略武器的动力装置。双基推进剂比冲在190～230 s，CTPB推进剂和HTPB推进剂比冲在260～265 s，NEPE推进剂性能较好，其理论比冲可达274 s[1]。但这与液体火箭400 s级别的比冲相比仍有不小差距[2]。其主要原因是固体燃料密度大且一般是贫氧燃烧，放热量低且燃气中平均分子量大，燃烧产物中含大量的CO和H2。因而，可以考虑将空气引入，对燃气进行补充燃烧，增加质量流量来提高推力[3]。固冲发动机采用将空气引入燃烧室补充燃烧的方法来利用这一部分能量[4-6]。将空气或燃气等二次流体注入到喷管喉部或扩张段，让空气中的氧气和燃气进行反应，从而提高混入空气的温度和速度，混合气体流出喷管，额外增加一些推力，与主流相互作用形成激波，使喷管内流场不均，也可以产生侧向力[7-10]。本文采用分布式进气道将空气引入喷管扩张段，对燃气的二次燃烧进行了仿真研究，得到了不同攻角和关闭某个进气道情况的推力增益和矢量控制。

1 物理模型与数值方法

1.1 物理模型

如图1所示，在弹体中段轴对称安装四个进气道，将空气引入喷管扩张段进行补充燃烧。进气道为方形，安装在弹体中段，由楔形板对高马赫数来流进行压缩，使来流减速增压。低能的附面层要尽量阻隔在进气道外，这有利于提高总压恢复系数，而且隔离段可以使流场的畸变降低，这就需要设置附面层隔道来隔开弹体与进气道。……