3.2.1 选取补燃室总压 19

3.2.2 选取空燃比 20

3.2.3 冲压喷管设计 20

3.2.4 进气道设计 21

3.2.5 燃气发生器设计 22

3.3 设计结果 22

4 含化学反应的内流场数值模拟 24

4.1 FLUENT软件介绍 24

4.2 固体火箭冲压发动机内流场简化假设 24

4.3 计算网格 24

4.4 数值计算方法 25

4.4.1 求解方法 25

4.4.2 边界条件 26

4.5数值模拟结果与分析 26

4.5.1 温度变化 26

4.5.2 压强变化 27

4.5.3 马赫数变化 28

4.5.4 化学组分变化 29

结  论 32

致  谢 33

参 考 文 献 34

1 绪论

1.1 研究工作的背景与意义

随着导弹及反导技术水平的不断提高，先进的雷达下视系统能够更有效探测出低空飞行的目标，可实现对来袭的亚声速导弹的多次拦截。近年来固体火箭冲压发动机发展十分迅猛，它将固体火箭发动机和冲压发动机二者相结合，其最突出的特点是兼有固体火箭发动机和冲压发动机的优点，即发动机比冲高，结构紧凑，工作可靠，使用方便。因此，固体火箭冲压发动机作为一种新型的动力推进系统，能够最大限度满足火箭导弹的战术要求[ ]。

固体火箭冲压发动机不同于火箭发动机仅使用贫氧推进剂，它利用进气道将空气引入补燃室，使燃气与氧气充分混合反应，以达到提高推进剂的比冲的目的。因此，利用这种发动机进行高速巡航可以大大增加射程，它是飞行器增程的一个重要手段。固体火箭冲压发动机用于大部分航迹处于巡航状态，即处于用气动升力支撑其重力，以近乎恒速等高度状态飞行的导弹，绝大多数战术导弹均属此类导弹范畴。动力装置是飞航导弹的一个重要分系统，它提供导弹加速、爬升、恒速平飞和机动平飞时所需的推力。再者，动力装置作为导弹上唯一具有显著变质量的系统，它并不是孤立存在的，其配置将影响导弹的总体布局、气动性能、弹道性能及使用性能等。因此，为了满足飞航导弹的战术技术性能要求和整体工作状态的稳定，必须认真选择动力装置。

飞航导弹一般采用两级冲压发动机作为动力装置，即助推级和续航级。助推级称为助推器，在起飞起到加速的作用；续航级称为主发动机，主要用于导弹巡航。由于助推器的作用是将导弹加速至接近巡航状态，此时导弹控制系统还不能充分发挥控制作用，所以在导弹轴向过载允许的条件下，助推器工作时间越短越好，因此对其总冲要求很大，以便迅速达到二级接力速度。

对于固体火箭发动机，比冲较低一直是它重要的缺点。虽然在火箭技术的发展过程中研制出不少高能推进剂，但是想要进一步大幅提高比冲是十分困难的。目前液体火箭发动机的比冲一般在2600-4000m/s左右，固体火箭发动机的比冲一般在2000-3000m/s左右，而一般的冲压发动机的比冲可以达到6000-19000m/s，采用冲压发动机作为动力的技术方案就成为一个新的研究方向。