固体火箭冲压发动机结合了冲压技术和固体火箭技术,具有比冲高、结构紧凑、工作可靠、使用方便、机动性好等优点,是新一代超声速战术导弹的优选动力装置。作为吸气式发动机,其性能不仅取决于发动机本身结构和推进剂性能,与飞行状态也有密切的联系。因此,开展超声速进气道/补燃室流场一体化数值模拟研究对于考查飞行状态对于火箭冲压发动机性能的直接影响具有重要的现实意义。超声速进气道及补燃室的设计与性能研究是固体火箭冲压发动机的两大关键技术。超声速进气道的性能优劣决定了补燃室流场内的压强和空气流量,进而影响到冲压发动机的工作性能。本文的主要目的即是对超声速进气道进行优化设计和性能分析,并以此为基础开展超声速进气道/补燃室流场一体化的初步研究,为拓宽固体火箭冲压发动机的工作范围、提高其综合性能提供理论依据和指导。本文以定常可压缩N-S方程作为控制方程,采用κ-ε双方程模型作为湍流模型,分别建立了超声速进气道的二维、三维流场计算模型和补燃室及一体化流场的湍流燃烧模型,并采用有限体积法对控制方程进行离散。通过大量的数值模拟,得出了以下一些有意义的结果:1.对于工作在一定马赫数范围内的进气道的优化设计,应尽量减小下型面产生的膨胀波的强度,以减弱唇口斜激波与膨胀波的相交与反射,提高总体性能;2.通过理论分析及实验数据的拟合,建立了具有一定精度的进气道性能预估模型;3.超声速进气道的三维流场数值模拟结果与二维数值模拟结果存在较明显的差别,说明进气道侧壁附面层的影响不容忽略;4.进气道三维流场由于侧壁附面层的影响在通道截面上的四个直角处产生了角涡,角涡引起的气流分离使结尾正激波演化为连续的压缩波系,并出现了第二喉部,从而导致总压恢复系数降低,流场不均匀性增强;5.对于采用分段进气构型的补燃室设计,适当增加前后空气流量比,加强了补燃室头部燃气与空气的掺混,提高了下游的反应温度,有利于提高燃烧效率;6.飞行马赫数降低会导致超声速进气道内的结尾激波系被推出口外,进气道转入亚临界状态,发动机性能迅速恶化。