李恩义，马丽璇，张红涛，刘占宁

（安阳工学院飞行学院,河南 安阳 455000）

固体火箭发动机尾焰中含有大量未完全燃烧的高温气体，与空气中的氧气发生二次燃烧会增加尾焰温度，增大了尾焰的辐射强度[1]。此外，高温、高压的燃气射流对飞行器的可靠性和安全性也会造成一定的威胁。因此，在火箭发动机尾焰流动研究中考虑二次燃烧是极其必要的。

近些年来，国内外学者对二次燃烧方面做了大量的研究工作。杨越等[2]介绍了几种高精度数值模拟，为发动机燃烧室等工程应用设计提供可靠的预测模型。Torii[3]采用涡耗散模型研究了圆锥喷管中氢气的燃烧特性，研究结果表明层流的出现是由于化学反应动能衰减导致的。Fukumoto和Ogami[4]采用涡耗散概念模型数值模拟了同轴燃烧器内CO-H2-Air的非预混燃烧机理。任登凤[5]采用7组分8步反应模型和10组分12步反应模型分别对燃烧的化学反应机理进行了分析，并对驻定斜爆轰波燃烧流场进行了计算，取得了较好的结果。Jensen等[6]完成了固体火箭发动机推进剂二次燃烧现象的数值研究，分析了湍流组分输运系数和化学反应活化能对二次燃烧的影响，给定了在1 000 K～3 000 K温度范围内各基元反应的反应速率系数。Hong等[7]利用9种组分10步化学反应机理研究了Atlas系列火箭在14 km和15 km高度时燃气射流的二次燃烧现象。李军等[8]采用有限速率法结合12组分9步化学反应模型研究了含化学反应变化的燃气射流流场。张光喜等[9]采用11组分12步化学反应体系研究了固体火箭发动机燃气射流流场特性并与尾焰热像图进行了对比。……