鉴于超燃冲压的工作原理,提出了一种在固体火箭发动机尾喷管内喷入新鲜空气,与富含H2、C0以及金属添加物的燃气等可燃物质进一步燃烧的思路。对于超音速条件下的燃烧问题,燃料与空气的充分混合是其提高燃烧效率的关键性问题之一。为此,有必要采用实验方法和数值模拟的方法对其进行研究。设计实验方案,对超音速喷管的射流掺混进行冷态实验研究。通过拉瓦尔喷管设计理论设计主流喷管和射流喷管分别模拟超音速飞行下尾喷管燃气和空气射流,并进一步设计实验台、压力测试方案和供气系统。纹影实验可以清晰地观察到流场的结构,包括激波、膨胀波、压缩波以及滞止区域的位置。根据射流掺混深度分析可知主流压力的减小和射流压力的增大都能提高射流掺混效果。根据实验结果确定数值模拟模型,进一步分析射流入射总压、射流宽度、射流入射位置以及入射角度等四个参数对掺混的影响,并对喷管内的燃烧进行探索性研究。研究表明:射流入射总压和射流宽度的增大都可以提高掺混效果和燃烧效率,总压损失系数变化较小,在一定范围内,射流入射位置靠近出口,掺混效果和燃烧效率都会降低,总压损失系数变化较小,而减小入射角度可以明显增加掺混和燃烧效率,但是总压损失系数也会明显增大。