【摘 要】
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综合给出了二维超声速进气道特性，并将其应用于壅塞可调固体火箭冲压发动机性能计算中，建立了壅塞可调固体火箭冲压发动机特性计算方法。通过调节燃气发生器喷管喉道面积保持给
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综合给出了二维超声速进气道特性，并将其应用于壅塞可调固体火箭冲压发动机性能计算中，建立了壅塞可调固体火箭冲压发动机特性计算方法。通过调节燃气发生器喷管喉道面积保持给定空燃比不变。根据飞行速度/高度计算出了发动机非设计点性能和相应的燃气发生器喉道面积变化规律。结果表明，飞行速度／高度对燃气发生器喉道面积调节计划产生相当大的影响；当飞行高度低干设计高度时，高度变化明显改变进气道-发动机匹配工作点，高空低马赫数飞行时，进气道位于严重亚临界工作状态，明显降低了超声速进气道稳定工作范围。
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