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摘要： 采用试验设计方法， 基于双侧水平二元空气进气布局固冲发动机， 针对固冲补燃室空气进口长宽比和空气进气面积这两种因素对固冲补燃室掺混燃烧性能的影响进行仿真分析。 结果表明：空气进口长宽比和进气面积对补燃室掺混燃烧性能的影响较大， 且在特定水平下两因素对补燃室掺混燃烧性能的影响存在交互作用； 随着空气进口长宽比的增大， 补燃室温升效率呈先基本恒定、 然后减小、 再增大的趨势， 而补燃室总压恢复系数均呈减小的趋势； 当空气进口长宽比大于1.000时， 空气进气面积较小时补燃室温升效率相对较高； 相同空气进口长宽比时， 空气进气面积较小时的补燃室总压恢复系数均相对较高。
关键词： 空气进口长宽比； 空气进气面积； 补燃室； 温升效率； 总压恢复系数
中图分类号： TJ763； V435文献标识码： A文章编号： 1673-5048（2018）04-0046-06
0引言
固体火箭冲压发动机结合冲压发动机和固体火箭发动机的优点， 具有比冲高、 可靠性好、 结构紧凑等特点， 能够有效提升导弹的射程和飞行速度， 强化其突防和末段攻击能力， 是未来空射超声速战术导弹的理想动力装置。 固冲补燃室内富燃燃气和来流空气的高效掺混燃烧对固冲发动机性能至关重要。
针对固冲补燃室掺混燃烧组织技术， 国外在20世纪90年代就进行了相应的研究， 主要侧重于不同掺混结构的对比分析和结构参数的优化设计[1-2]。 国内首先从空气进气和燃气进气两方面入手进行了固冲补燃室掺混燃烧性能方面的研究[3-4]， 进而进行了不同掺混结构参数作用下固冲补燃室内流场结构的研究[5]，以及在固冲补燃室头部引入高温燃气强化掺混燃烧效果[6]等方面的研究。 目前国内主要采用试验设计和优化设计的方法， 进行不同掺混结构作用下固冲补燃室掺混燃烧性能的变化规律分析和掺混结构的优化设计等方面的研究[7-11]。
针对固冲补燃室掺混结构设计中关于空气进口长宽比对固冲补燃室掺混燃烧性能影响的研究国内外鲜有报道。 本文在空燃比为14的条件下， 采用全因子试验设计方法， 针对固冲补燃室空气进口长宽比和空气进气面积这两种因素对固冲补燃室掺混燃烧性能的影响进行仿真分析， 获得这两种因素对固冲补燃室掺混燃烧性能的影响规律， 为固冲补燃室掺混燃烧组织技术研究提供技术支撑。
1物理模型
本文所用固冲补燃室物理模型见图1， 采用双水平空气进气布局， 燃气通过双直孔喷口进入补燃室。 为减小计算量， 取1/4模型进行计算。 为避免进气道所带来的耦合影响， 物理模型中不考虑进气道， 仅将补燃室空气进气弯头前方等直段延长作为空气来流通道。 其基本结构参数如表1所示。
2计算模型
固冲发动机补燃室内流动、 掺混和燃烧过程极其复杂， 真实模拟其中的三维两相化学反应流场是不现实的， 为简化计算采用文献[12]中基于PDF湍流燃烧模型的计算模型， 其中一次燃气组分通过对含硼富燃料推进剂的热力计算得到。
航空兵器2018年第4期陈志明， 等： 二元空气进口结构参数对固冲补燃室掺混燃烧性能的影响采用专业网格生成软件ICEM对计算区域进行网格划分。 为了提高计算的精度及效率， 部分模型采用混合网格生成技术， 其中掺混装置之前部分采用非结构网格； 补燃室和空气进气部分采用结构化网格； 在掺混结构作用区域、 补燃室头部等型面复杂、 压力梯度大的区域进行网格局部加密。 网格总数为120万左右， 壁面网格示意图如图2所示。
仿真边界条件采用空气质量入口、 燃气质量入口、 尾喷管压力出口、 对称面和固体壁面边界。 其中， 空气进口流量为7 kg/s， 总温606 K； 燃气进口流量为0.5 kg/s， 总温1 990 K； 尾喷管出口压力26 500 Pa， 温度216.7 K。
3计算结果分析
3.1总体效应分析
分别对不同空气进口长宽比和空气进气面积作用下补燃室掺混燃烧的仿真结果进行算术平均， 得到两者对补燃室温升效率和总压恢复系数的主效应图， 如图3～4所示。
可以看出， 在空气进口长宽比较小时补燃室温升效率基本保持恒定， 随着空气进口长宽比的增大， 补燃室温升效率呈先减小后增大的趋势， 最大变化范围为7.5%左右； 补燃室总压恢复系数随着空气进口长宽比的增大呈下降趋势， 最大变化范围为3.5%左右。
补燃室温升效率随着空气进气面积的增大呈减小趋势， 变化范围为3%左右， 而补燃室总压恢复系数随着空气进气面积的增大呈增大趋势， 变化范围为6.5%左右。
分别对不同空气进口长宽比和空气进气面积各水平组合下的补燃室掺混燃烧仿真结果进行算术平均， 得到两者对补燃室温升效率和总压恢复系数的交互效应图， 如图5～6所示。
可以看出， 在空气进口长宽比等于1.000和0.634时， 空气进气面积变化引起的补燃室温升效率变化趋势与其余三对工况不同， 空气进口长宽比和空气进气面积对补燃室温升效率存在交互影响。
在空气进口长宽比等于1.000时， 空气进气面积变化引起的补燃室总压恢复系数变化趋势与其余四对工况不同， 空气进口长宽比和空气进气面积对补燃室总压恢复系数存在交互影响。
3.2耦合影响分析
为进一步分析空气进口长宽比和空气进气面积对补燃室掺混燃烧性能的影响， 分别计算不同空气进口长宽比和不同空气进气面积作用下补燃室温升效率、 总压恢复系数， 并截取补燃室沿程截面静温分布图， 如图7～13所示。
图7给出了不同空气进口长宽比和不同空气进气面积时的补燃室总温升效率分布。 从图中可以看出， 空气进气面积较大时（Sair-entry2）， 补燃室的温升效率相对较小， 只在空气进口长宽比为1时两者相近， 并且， 随着空气进口长宽比的增大， 大进气面积工况（Sair-entry2）下补燃室温升效率呈先减小后增大的趋势， 而小进气面积工况（Sair-entry1）下呈先小幅增大后减小再增大的趋势。 图8给出了不同空气进口长宽比和不同空气进气面积下的补燃室总压恢复系数分布。 从图中可以看出， 在空气进口长宽比相同的条件下， 空气进气面积较大（Sair-entry2）时， 补燃室总压恢复系数相对较大； 并且， 随着空气进口长宽比的增大， 补燃室总压恢复系数基本呈下降趋势。
图9～13为不同工况下补燃室沿程截面静温分布图。 可以看出， 不同工况补燃室内流场结构相近， 两股空气射流将两股燃气射流挤压到补燃室中心轴附近， 然后高温燃气在空气射流的持续挤压下沿对称面向补燃室壁面附近移动， 在补燃室内形成对称的四个流向涡结构， 高温燃气流向涡流动， 在补燃室出口处形成四个相对高温区域。
在空气进气面积相同时， 随着空气进口长宽比的增大， 进入补燃室头部的空气量逐渐减小， 使得补燃室头部涡强度减弱， 弱化了补燃室头部的掺混燃烧效果。 同时随着空气进口长宽比的增大， 有更多的空气和燃气射流直接相互作用， 并且两者相互作用的轴向距离也增大， 一方面强化了补燃室掺混段的掺混燃烧效果， 同时在补燃室长度不变的条件下减小了补燃室空气进气口下游流向涡的作用距离。 这几种作用相互影响， 使得补燃室温升效率随着空气进口长宽比的增大呈现先减小后增大的趋势。
随空气进口长宽比的增大， 补燃室掺混段空气和燃气相互作用增强， 在流场结构相近的条件下， 补燃室总压恢复系数随空气进口长宽比的增大呈下降趋势。
而当空气进气面积较大时， 补燃室高温燃烧区域的发展相对于小空气进气面积时明显滞后， 使得其温升效率相对较低。 这是由于进气面积增大， 使得单位面积内空气流量减少， 进而使得空气射流对燃气射流冲击作用减小引起的， 使得其补燃室总压恢复系数相对较高。
4结论
综合以上空气进口长宽比和空气进气面积对补燃室掺混燃烧性能的影响分析结果， 可以得到如下结论：
（1） 空气进口长宽比对补燃室的温升效率影响相对于空气进气面积较大， 而后者对补燃室总压恢复系数的影响较大， 总体上两者对补燃室掺混燃烧性能的影响相当， 最大变化范围均在7%左右； 两因素在特定水平下对补燃室掺混燃烧性能的影响存在交互作用。
（2） 随着空气进口长宽比的增大， 补燃室头部掺混燃烧效果减弱、 补燃室掺混段掺混燃烧效果增强， 而补燃室空气进口下游流向涡的作用距离减小。
（3） 随着空气进口长宽比的增大， 补燃室温升效率呈先基本恒定、 然后减小， 再增大的趋势， 而补燃室总压恢复系数均呈减小的趋势。
（4） 在空氣进口长宽比小于等于1.000时， 不同空气进气面积的补燃室温升效率差异不大； 当空气进口长宽比大于1.000时， 空气进气面积较小时补燃室温升效率相对较高； 相同空气进口长宽比时， 空气进气面积较小时的补燃室总压恢复系数均相对较高。
参考文献：
[1] Christopher B， Clark H， John B. An Investigation of FourInlet Ducted Rocket Engine Flameholding Characteristics[C]∥33rd Joint Propulsion Conference and Exhibit， AIAA， 1997.
[2] Onn S C， Chiang H J， Hwang H C， et al. Optimization of Operation Conditions and Configurations for SolidPropellant Ducted Rocket Combustors[J].Radio Science， 1993， 28（5）： 785-793.
[3] 赵洪章， 李进贤， 曹琪. 进气形式对冲压发动机二次燃烧的影响[J]. 弹箭与制导学报， 2011， 31（2）： 114-116.
Zhao Hongzhang， Li Jinxian， Cao Qi. The Effect of Inlet Mode on AfterBurning of Ramjet[J]. Journal of Projectiles， Rockets， Missiles and Guidance， 2011， 31（2）： 114-116. （in Chinese）
[4] 王同辉， 白涛涛， 莫展， 等. 特型燃气喷口对补燃室掺混燃烧的影响[J].弹箭与制导学报， 2015， 35（2）： 97-100.
Wang Tonghui， Bai Taotao， Mo Zhan， et al. Effects of Special FuelGas Jet on Mixing and Combustion in After Burning Chamber[J].Journal of Projectiles， Rockets， Missiles and Guidance， 2015， 35（2）： 97-100. （in Chinese）
[5] 王希亮， 孙振华， 贺永杰， 等. 头部两侧进气固冲发动机补燃室内流场研究[J]. 航空兵器， 2011（5）： 51-55.
Wang Xiliang， Sun Zhenhua， He Yongjie， et al. Research on Internal Flowfield in Afterburning Chamber of Ducted Rocket with a Head Bilateral Inlet Configuration[J].Aero Weaponry， 2011（5）： 51-55.（in Chinese）
[6] 曹军伟， 何国强， 单睿子， 等. 高温燃气射流对固冲发动机二次燃烧效率影响研究[J].弹箭与制导学报， 2016， 36（2）： 87-90. Cao Junwei， He Guoqiang， Shan Ruizi， et al. Research on Effect of High Temperature Gas Injection on Secondary Combustion Efficiency of Solid Rocket Ramjet[J] .Journal of Projectiles， Rockets， Missiles and Guidance， 2016， 36（2）： 87-90. （in Chinese）
[7] 陈斌斌. 固冲发动机补燃室掺混燃烧特性及结构参数优化研究[D].长沙：国防科学技术大学， 2013.
Chen Binbin. Solid Ducted Ramjet Mixing and Combustion Characteristic and Structure Optimization Research[D].Changsha： National University of Defense Technology， 2013. （in Chinese）
[8] 段艳娟， 史旭， 杨玉新， 等. 关键参数对固冲发动机二次燃烧性能影响规律及优化[J].固体火箭技术， 2016， 39（3）： 317-326.
Duan Yanjuan， Shi Xu， Yang Yuxin， et al. Effects and Optimization of Key Parameters on the Secondary Combustion Efficiency of Ducted Rocket Motor[J].Journal of Solid Rocket Technology， 2016， 39（3）： 317-326. （in Chinese）
[9] 单睿子， 曹军伟， 莫展， 等. 基于试验设计的固体火箭冲压发动机燃烧效率规律研究[J].航空学报， 2015， 36（9）： 2859-2868.
Shan Ruizi， Cao Junwei， Mo Zhan， et al. Research of Solid Ducted Rocket Combustion Efficiency Based on Design of Experiment Methodology[J].Acta Aeonautica et Astronautica Sinica， 2015， 36（9）： 2859-2868. （in Chinese）
[10] 田凌寒， 田維平， 董新刚， 等. 固体冲压发动机补燃室结构参数对掺混燃烧效率的影响[J].弹箭与制导学报， 2014， 34（4）： 122-161.
Tian Linghan， Tian Weiping， Dong Xingang， et al. Effect of Structural Parameters of Afterburning Chamber on Mixing and Combustion Efficiency for Solid Rocket Ramjet[J].Journal of Projectiles， Rockets， Missiles and Guidance， 2014， 34（4）： 122-161. （in Chinese）
[11] 程吉明， 李进贤， 钱程远， 等. 补燃室结构对固冲发动机二次燃烧影响试验研究[J].固体火箭技术， 2014， 37（5）： 645-649.
Cheng Jiming， Li Jinxian， Qian Chengyuan， et al. Experimental Research on Effects of Combustor Structure on Solid Ducked Rocket Secondary Combustion[J].Journal of Solid Rocket Technology， 2014， 37（5）： 645-649. （in Chinese）
[12] 陈志明， 周小旭， 张鑫， 等. 旋流式掺混结构对补燃室二次燃烧性能的影响[J].弹箭与制导学报， 2017， 37（3）： 75-79.
Chen Zhiming， Zhou Xiaoxu， Zhang Xin， et al. The Effects of Swirl Mixing Structure on the Second Combustion Performance of Afterburning Chamber[J].Journal of Projectiles， Rockets， Missiles and Guidance， 2017， 37（3）： 75-79. （in Chinese）
Abstract： Using the method of experimental design， the simulation analysis of the effects of lengthwidth ratio and area of quadrilateral air entry on the mixing and combustion performance of afterburning chamber which belongs to a solid ducted rocket with two flanks inlets is done. The results show that the effects of lengthwidth ratio and area of air entry on the mixing and combustion performance of afterburning chamber are great， and the two factors have interaction effects on the performance of afterburning chamber in some parameter levels. With the increase of lengthwidth ratio of air entry， the temperature rise efficiency of afterburning chamber is constant at first， then turns down， and enhances again at last， but the total pressure recovery coefficient of afterburning chamber is decreased. When the lengthwidth ratio of air entry is greater than 1.000， and the air entry area is small ，the temperature rise efficiency of afterburning chamber is relatively high. With the same lengthwidth ratio， the total pressure recorery coefficient of afterburning chamber with the smaller area of air entry is relatively higher.
Key words： lengthwidth ratio of air entry； area of air entry； afterburning chamber； temperature rise efficiency； total pressure recovery coefficient
关键词： 空气进口长宽比； 空气进气面积； 补燃室； 温升效率； 总压恢复系数
中图分类号： TJ763； V435文献标识码： A文章编号： 1673-5048（2018）04-0046-06
0引言
固体火箭冲压发动机结合冲压发动机和固体火箭发动机的优点， 具有比冲高、 可靠性好、 结构紧凑等特点， 能够有效提升导弹的射程和飞行速度， 强化其突防和末段攻击能力， 是未来空射超声速战术导弹的理想动力装置。 固冲补燃室内富燃燃气和来流空气的高效掺混燃烧对固冲发动机性能至关重要。
针对固冲补燃室掺混燃烧组织技术， 国外在20世纪90年代就进行了相应的研究， 主要侧重于不同掺混结构的对比分析和结构参数的优化设计[1-2]。 国内首先从空气进气和燃气进气两方面入手进行了固冲补燃室掺混燃烧性能方面的研究[3-4]， 进而进行了不同掺混结构参数作用下固冲补燃室内流场结构的研究[5]，以及在固冲补燃室头部引入高温燃气强化掺混燃烧效果[6]等方面的研究。 目前国内主要采用试验设计和优化设计的方法， 进行不同掺混结构作用下固冲补燃室掺混燃烧性能的变化规律分析和掺混结构的优化设计等方面的研究[7-11]。
针对固冲补燃室掺混结构设计中关于空气进口长宽比对固冲补燃室掺混燃烧性能影响的研究国内外鲜有报道。 本文在空燃比为14的条件下， 采用全因子试验设计方法， 针对固冲补燃室空气进口长宽比和空气进气面积这两种因素对固冲补燃室掺混燃烧性能的影响进行仿真分析， 获得这两种因素对固冲补燃室掺混燃烧性能的影响规律， 为固冲补燃室掺混燃烧组织技术研究提供技术支撑。
1物理模型
本文所用固冲补燃室物理模型见图1， 采用双水平空气进气布局， 燃气通过双直孔喷口进入补燃室。 为减小计算量， 取1/4模型进行计算。 为避免进气道所带来的耦合影响， 物理模型中不考虑进气道， 仅将补燃室空气进气弯头前方等直段延长作为空气来流通道。 其基本结构参数如表1所示。
2计算模型
固冲发动机补燃室内流动、 掺混和燃烧过程极其复杂， 真实模拟其中的三维两相化学反应流场是不现实的， 为简化计算采用文献[12]中基于PDF湍流燃烧模型的计算模型， 其中一次燃气组分通过对含硼富燃料推进剂的热力计算得到。
航空兵器2018年第4期陈志明， 等： 二元空气进口结构参数对固冲补燃室掺混燃烧性能的影响采用专业网格生成软件ICEM对计算区域进行网格划分。 为了提高计算的精度及效率， 部分模型采用混合网格生成技术， 其中掺混装置之前部分采用非结构网格； 补燃室和空气进气部分采用结构化网格； 在掺混结构作用区域、 补燃室头部等型面复杂、 压力梯度大的区域进行网格局部加密。 网格总数为120万左右， 壁面网格示意图如图2所示。
仿真边界条件采用空气质量入口、 燃气质量入口、 尾喷管压力出口、 对称面和固体壁面边界。 其中， 空气进口流量为7 kg/s， 总温606 K； 燃气进口流量为0.5 kg/s， 总温1 990 K； 尾喷管出口压力26 500 Pa， 温度216.7 K。
3计算结果分析
3.1总体效应分析
分别对不同空气进口长宽比和空气进气面积作用下补燃室掺混燃烧的仿真结果进行算术平均， 得到两者对补燃室温升效率和总压恢复系数的主效应图， 如图3～4所示。
可以看出， 在空气进口长宽比较小时补燃室温升效率基本保持恒定， 随着空气进口长宽比的增大， 补燃室温升效率呈先减小后增大的趋势， 最大变化范围为7.5%左右； 补燃室总压恢复系数随着空气进口长宽比的增大呈下降趋势， 最大变化范围为3.5%左右。
补燃室温升效率随着空气进气面积的增大呈减小趋势， 变化范围为3%左右， 而补燃室总压恢复系数随着空气进气面积的增大呈增大趋势， 变化范围为6.5%左右。
分别对不同空气进口长宽比和空气进气面积各水平组合下的补燃室掺混燃烧仿真结果进行算术平均， 得到两者对补燃室温升效率和总压恢复系数的交互效应图， 如图5～6所示。
可以看出， 在空气进口长宽比等于1.000和0.634时， 空气进气面积变化引起的补燃室温升效率变化趋势与其余三对工况不同， 空气进口长宽比和空气进气面积对补燃室温升效率存在交互影响。
在空气进口长宽比等于1.000时， 空气进气面积变化引起的补燃室总压恢复系数变化趋势与其余四对工况不同， 空气进口长宽比和空气进气面积对补燃室总压恢复系数存在交互影响。
3.2耦合影响分析
为进一步分析空气进口长宽比和空气进气面积对补燃室掺混燃烧性能的影响， 分别计算不同空气进口长宽比和不同空气进气面积作用下补燃室温升效率、 总压恢复系数， 并截取补燃室沿程截面静温分布图， 如图7～13所示。
图7给出了不同空气进口长宽比和不同空气进气面积时的补燃室总温升效率分布。 从图中可以看出， 空气进气面积较大时（Sair-entry2）， 补燃室的温升效率相对较小， 只在空气进口长宽比为1时两者相近， 并且， 随着空气进口长宽比的增大， 大进气面积工况（Sair-entry2）下补燃室温升效率呈先减小后增大的趋势， 而小进气面积工况（Sair-entry1）下呈先小幅增大后减小再增大的趋势。 图8给出了不同空气进口长宽比和不同空气进气面积下的补燃室总压恢复系数分布。 从图中可以看出， 在空气进口长宽比相同的条件下， 空气进气面积较大（Sair-entry2）时， 补燃室总压恢复系数相对较大； 并且， 随着空气进口长宽比的增大， 补燃室总压恢复系数基本呈下降趋势。
图9～13为不同工况下补燃室沿程截面静温分布图。 可以看出， 不同工况补燃室内流场结构相近， 两股空气射流将两股燃气射流挤压到补燃室中心轴附近， 然后高温燃气在空气射流的持续挤压下沿对称面向补燃室壁面附近移动， 在补燃室内形成对称的四个流向涡结构， 高温燃气流向涡流动， 在补燃室出口处形成四个相对高温区域。
在空气进气面积相同时， 随着空气进口长宽比的增大， 进入补燃室头部的空气量逐渐减小， 使得补燃室头部涡强度减弱， 弱化了补燃室头部的掺混燃烧效果。 同时随着空气进口长宽比的增大， 有更多的空气和燃气射流直接相互作用， 并且两者相互作用的轴向距离也增大， 一方面强化了补燃室掺混段的掺混燃烧效果， 同时在补燃室长度不变的条件下减小了补燃室空气进气口下游流向涡的作用距离。 这几种作用相互影响， 使得补燃室温升效率随着空气进口长宽比的增大呈现先减小后增大的趋势。
随空气进口长宽比的增大， 补燃室掺混段空气和燃气相互作用增强， 在流场结构相近的条件下， 补燃室总压恢复系数随空气进口长宽比的增大呈下降趋势。
而当空气进气面积较大时， 补燃室高温燃烧区域的发展相对于小空气进气面积时明显滞后， 使得其温升效率相对较低。 这是由于进气面积增大， 使得单位面积内空气流量减少， 进而使得空气射流对燃气射流冲击作用减小引起的， 使得其补燃室总压恢复系数相对较高。
4结论
综合以上空气进口长宽比和空气进气面积对补燃室掺混燃烧性能的影响分析结果， 可以得到如下结论：
（1） 空气进口长宽比对补燃室的温升效率影响相对于空气进气面积较大， 而后者对补燃室总压恢复系数的影响较大， 总体上两者对补燃室掺混燃烧性能的影响相当， 最大变化范围均在7%左右； 两因素在特定水平下对补燃室掺混燃烧性能的影响存在交互作用。
（2） 随着空气进口长宽比的增大， 补燃室头部掺混燃烧效果减弱、 补燃室掺混段掺混燃烧效果增强， 而补燃室空气进口下游流向涡的作用距离减小。
（3） 随着空气进口长宽比的增大， 补燃室温升效率呈先基本恒定、 然后减小， 再增大的趋势， 而补燃室总压恢复系数均呈减小的趋势。
（4） 在空氣进口长宽比小于等于1.000时， 不同空气进气面积的补燃室温升效率差异不大； 当空气进口长宽比大于1.000时， 空气进气面积较小时补燃室温升效率相对较高； 相同空气进口长宽比时， 空气进气面积较小时的补燃室总压恢复系数均相对较高。
参考文献：
[1] Christopher B， Clark H， John B. An Investigation of FourInlet Ducted Rocket Engine Flameholding Characteristics[C]∥33rd Joint Propulsion Conference and Exhibit， AIAA， 1997.
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Abstract： Using the method of experimental design， the simulation analysis of the effects of lengthwidth ratio and area of quadrilateral air entry on the mixing and combustion performance of afterburning chamber which belongs to a solid ducted rocket with two flanks inlets is done. The results show that the effects of lengthwidth ratio and area of air entry on the mixing and combustion performance of afterburning chamber are great， and the two factors have interaction effects on the performance of afterburning chamber in some parameter levels. With the increase of lengthwidth ratio of air entry， the temperature rise efficiency of afterburning chamber is constant at first， then turns down， and enhances again at last， but the total pressure recovery coefficient of afterburning chamber is decreased. When the lengthwidth ratio of air entry is greater than 1.000， and the air entry area is small ，the temperature rise efficiency of afterburning chamber is relatively high. With the same lengthwidth ratio， the total pressure recorery coefficient of afterburning chamber with the smaller area of air entry is relatively higher.
Key words： lengthwidth ratio of air entry； area of air entry； afterburning chamber； temperature rise efficiency； total pressure recovery coefficient