在固体火箭冲压发动机工作过程中,补燃室内存在着燃气的二次燃烧,其头部的空气射流和富燃燃气射流交互渗混涉及到多个回流区,由于热防护层传热量的增加,会造成热防护层壁面的烧蚀和减薄,甚至烧穿,影响冲压发动机结构完整性。本文对补燃室内流热耦合问题展开数值分析,选取合适数值模型,编制三维计算程序计算并辅以相关的实验进行验证。(1)在固体火箭冲压发动机实验台上搭建非壅塞侧向进气冲压发动机实验系统,进行补燃室热防护层烧蚀实验研究,实验结果表明,对于侧向进气的固体火箭冲压发动机,进气道下游背风面的温度很高,热化学烧蚀特别严重,需要重点分析。(2)针对固体火箭冲压发动机补燃室内流场中复杂湍流流动和组分化学反应等问题,选取合适的数值格式,结合多组分带化学反应Navier-Stokes可压缩气体方程以及颗粒轨道模型,采用有限体积法、AUSM计算格式、k-ε湍流模型,气相湍流燃烧采用涡耗散模型、两相湍流燃烧采用简化PDF模型,建立了三维多组分气固两相流场仿真方法,编制了相关数值计算程序,对二次燃烧过程中的补燃室流热耦合两相流问题进行了数值计算。仿真结果表明,进气道附近温度较高的原因是因为大量的Al粒子以及一次燃烧产物在进气道下游处与主流内氧气剧烈反应,在主流进气的影响下凝相颗粒分散在进气道射流周围,并与壁面发生碰撞,使壁面热化学烧蚀相当严重。另外,当空燃比提高时,进气道周围的高温区向补燃室头部前移,数值仿真结果和实验结论符合较好,为壁面烧蚀的数值仿真奠定了基础。(3)针对补燃室内壁和内流场之间的不同传热方式,利用变热物性模型计算模型和添加源项以计算碳的质量流率的方法,推算热防护层近壁面的烧蚀率,建立了可以描述富氧环境下以固体火箭冲压发动机补燃室中流场状态为边界条件的结构场特征模型,编制了相关计算程序。计算结果表明,在进气道下游补燃室内的温度及热化学烧蚀随发动机工作时间加长而增大,在同一时间步长内温度且沿轴向呈递减趋势,最后将数值模拟结果与实验参数进行对比验证了仿真的可靠性。