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摘要：通过对双下侧进气布局的固体火箭冲压发动机进气道进气交汇位置变化的各状态进行三维燃烧数值仿真，研究固定一次燃气时进气交汇位置对固体火箭冲压发动机性能的影响。仿真结果表明，进气交汇点从远离进气道一侧向靠近进气道变化时，固体火箭冲压发动机补燃室掺混燃烧程度将随之改变，导致补燃室出口温度场的畸变度先降低、后增加、再降低，当交汇点在补燃室中心时补燃室出口的不均匀度达到最大;同时发现发动机的推力与出口截面温度场的畸变度变化规律相反，即畸变度越低发动机性能越高;亦发现补燃室出口处温度场均匀时发动机喷管内的损失也会较低。
关键词： 进气道交汇位置;固体火箭冲压发动机;补燃室;燃烧仿真;推进系统
中图分类号：TJ763;V435 文献标识码： A 文章编号： 1673-5048（2021）02-0100-04
0 引 言
整体式固体火箭冲压发动机具有比冲高、质量轻、速度快、体积装填率高、可维护性好等诸多优点，能够最大限度地满足新一代战术导弹对动力的需求[1-2]。国外对这种发动机的研究已取得了突破性进展，并成功应用于新型导弹。
国内外在该领域开展了广泛的研究，不断完善其性能预测模型[3-4]，分析了双下侧进气构型[3，5]、两侧进气[6-7]和下颌式进气[8]的固体火箭冲压发动机性能的优缺点。并在同一构型中研究了进气角度、燃气喷射方式与角度、补燃室长度、空燃比等对发动机性能的影响[5，9-11]。但这些研究多是从单一部件的角度研究其对性能的影响，尚未见从部件匹配的角度进行相关研究的文献。
本文针对一种头部双下侧进气的整体式固体火箭冲压发动机，研究进气道进气交汇位置改变对整体式固体火箭冲压发动机性能的影响，以及进气道安装角与一次燃气射流匹配引起发动机性能的变化，进而希望验证部件匹配性对固体火箭冲压发动机性能优化的可行性。具体为固定燃气喷射位置（在靠近进气道一侧L=0.388处，出口为矩形，一次燃气出口马赫数为1.88），针对9个状态建立几何模型，各模型之间的差别在于进气道气流交汇位置不同，如图1所示。其中L的单位为发动机补燃室半径，L>0的模型气流交汇点在远来流方向（远离进气道一侧），L<0的模型氣流交汇点在近来流方向（靠近进气道一侧），而L=0的模型气流交汇点在补燃室的轴线上（以该工况为基准工况）。具体如表1所示。
1 计算模型与网格划分
1.1 物理模型
本文选择固体火箭冲压发动机连管试验样机流场进行研究。由于研究对象为对称体，且不需考虑迎角和侧滑角组合的情况，流动具有对称性，为减少计算量，取整个发动机结构的1/2作为计算域，结构如图2所示。
1.2 数学模型
整体式固体火箭冲压发动机补燃室的流动和燃烧情况复杂，一般通过求解流体力学中的雷诺时均N-S方程进行研究。其中流动状态为湍流流动，本文采用壁面强化的k-ε两方程湍流模型，近壁面附面层内的流动采用标准壁面函数进行模化处理。燃烧模型采用非预混的PDF模型，具体是将湍流流动和化学反应间的相互作用考虑为一个概率密度函数的关系，如图3所示。
为了模拟整体式固体火箭冲压发动机补燃室的燃烧和流动状态，对本文所用模型作如下假设：
（1） 将一次燃气成分简化为B（30%）、C4H6（30%）、AP（40%）燃烧后的产物，通过热力计算求解相应组分;
（2） 所有气体相为满足气体状态方程的理想气体;
（3） 固定壁面均为绝热壁面，不参与任何化学反应。
1.3 边界条件
计算中，空气和燃气的边界条件均为入口边界，出口边界为压力出口，壁面为无滑移的绝热壁面边界，对称面设为对称边界，具体设置如表2所示。
1.4 计算网格
本文的研究采用专业的网格生成工具进行网格划分，经网格验证最终生成六面体网格，如图4所示。考虑到进气转弯段结构、流动复杂，以及要保证网格过渡均匀的前提下进行网格局部加密，以提高计算的精度和效率。考虑到湍流模型和边界层效应的影响，在壁面网格进行加密，并保证Y+在50～200之间。
2 模型验证
为验证本文采用的仿真计算模型，对某头部两侧进气的整体式固体火箭冲压发动机的典型工况（高度为20 km，飞行马赫数3.6）状态进行仿真，并与相应的连管试验结果进行对比，如表3所示。可以看到仿真计算得到的压强与试验测得的压强之间的误差小于3%。这表明本文采用的仿真计算方法具有较高的准确性，可用于整体式固体火箭冲压发动机性能预测。
3 计算结果与分析
由图5可见，随着气流交汇点位置L从1.13到-0.46变化，补燃室出口截面上的高温区开始处于近来流位置，接着逐渐转移到补燃室轴线附近，最后再转移到远来流方向。出现这样的现象是由进气道气流与一次射流燃气之间相互掺混的情况决定的：当L=1.15时，进气道气流交汇点在远来流方向，而一次燃气射流则偏向近来流方向，在补燃室靠后的位置空气将燃气压向近来流一侧，使得掺混燃烧区域靠近来流壁面区域，所以在补燃室的近来流方向出现高温区;而当L在0.58～0.24范围时，虽然进气道气流交汇点仍在远来流方向，但此时的气流交汇点已经向补燃室轴线附近移动，一次燃气射流能够穿过进气道气流，使得掺混燃烧区域在发动机补燃室轴线附近，因此，高温区也逐渐从近来流区域转移到轴线附近;当L在0.24～-0.46范围时，由于气流交汇点逐渐移向近来流方向，一次燃气射流被进气道气流挤压向远来流方向，导致高温区出现在远来流方向。
由图6可见，当L在1.15～0.24范围时，出口截面速度分布要比L在0～-0.46范围下各工况的要均匀，而且低速区域的变化规律与补燃室出口截面上的静温图中低温区域的分布变化规律相似，这也是由进气道气流与燃气发生器射流之间相互掺混燃烧的情况决定的。 对仿真结果进一步分析，计算温度畸变：
D=（Tmax-Tmin）/Tave
式中：D为畸变度;Tmax为对应截面上的最高温度;Tmin为对应截面上的最低温度;Tave为对应截面上的平均温度。
理论推力计算公式：
F=m··v+（pe-pa）·A
式中：F为理论台架推力;m·为质量流量;v为出口截面平均速度;pe为出口截面平均压强;A为出口截面面积;pa为环境压强。
图7为温度畸变度和推力随着气流交汇位置的变化规律。气流交汇位置L在1.15～-0.46范围变化时，温度畸变度随着L的变化先减小、后增大再减小，这是由发动机补燃室掺混燃烧的均匀度决定的。L在0.24～0.58附近的温度畸变度较小，在45%～60%之间，即掺混燃烧较好，而其他交汇点状态的温度畸变度则要稍微大一些。L=0时，补燃室出口截面温度畸变度最大，达到了122%，说明燃气喷口在近来流位置的情况下，进气道进气的交汇位置在远来流时有利于补燃室掺混燃烧的进行。推力与温度畸变度变化规律相反。L在1.15～0.24范围时，各工况推力较其他工况要大一些。当L=0.46时（工况3），推力值达到最大。结合图5可以看到，该工况下一次燃气与空气掺混形成的高温区刚好在补燃室中间部分，即该状态一次燃气与空气掺混燃烧得最好。此时无论L增大还是减小，均会使高温区偏向补燃室一侧，降低掺混燃烧的效率，造成畸变度随L变化线的转折。
当L=0时（工况6），理论推力最小，以之为基准，可得工况3提升最大，为19.3%，其他工况较工况6也有明显提升。说明发动机的性能与掺混燃烧的程度有着密切联系，掺混燃烧效果越好，补燃室出口截面温度场越均匀，则发动机的性能就越好，即选择合适进气交汇位置与一次燃气射流匹配得当，将会明显提高整个固体火箭冲压发动机的性能。
图8展示了各工况的喷管总压恢复系数和补燃室总压恢复系数。各工况下的补燃室总压恢复系数基本差别不大（在97%～98.5%范围内），仅工况3稍高，说明改变进气道交汇点位置对发动机补燃室流动损失的影响较小。结合图9可知，
随着发动机内特征总压L下降均是先增大、后减小、再增大，与温度畸变的规律相反。即掺混燃烧引起补燃室流动和温度均匀度变化，会较大程度影响到喷管的性能，即较均匀的喷管入口参数（补燃室出口温度、速度）将对应较高的总压恢复，有利于获得较高的发动机性能。
4 结 论
本文通过数值仿真研究了固体火箭冲压发动机进气道安装方式对发动机性能的影响 ，即进气道交汇点位置从1.15到-0.46变化时，发动机性能随之变化的规律：
（1） 发动机补燃室掺混燃烧变化剧烈，导致补燃室出口流场的均匀度先降低、后增加、再降低，温度畸变的变化规律与之相同;
（2） 发动机的理论推力与出口截面温度场的畸变度变化规律相反;
（3） 补燃室出口温度场均匀时，发动机喷管内的流动损失也较低。尽管固体火箭冲压发动机进气交汇位置的变化对补燃室掺混的流动损失影响较小，但补燃室的燃烧组织情况会受影响。补燃室的压强、喷管的总压恢复系数亦会左右发动机的性能。
参考文献：
[1] 樊会涛，崔颢，天光. 空空導弹70年发展综述[J]. 航空兵器，2016（1）： 3-12.
Fan Huitao，Cui Hao，Tian Guang. A Review on the 70-Year Development of Air-to-Air Missiles[J]. Aero Weaponry，2016（1）： 3-12. （in Chinese）
[2] 曹军伟，王虎干. 固体火箭冲压发动机在空空导弹上应用的优势[J]. 航空兵器，2009（2）： 47-49.
Cao Junwei，Wang Hugan. Predominance of Ducted Solid Rocket Ramjet Applied to Airborne Missile[J]. Aero Weaponry，2009（2）： 47-49.（in Chinese）
[3] Kim S J，Natan B. Inlet Geometry and Equivalence Ratio Effects on Combustion in a Ducted Rocket[J]. Journal of Propulsion and Power，2015，31（2）： 619-631.
[4] 张磊，周长省，鞠玉涛. 燃气侧喷固冲发动机补燃室流场三维数值研究[J]. 计算机仿真，2008，25（5）： 61-63.
Zhang Lei，Zhou Changsheng，Ju Yutao. 3D Numerical Simulation of Flow Field in Secondary Combustion Chamber of Fuel Gas Dual-Injection Ramjet Engine[J]. Computer Simulation，2008，25（5）： 61-63. （in Chinese）
[5] 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 Metho-dology[J]. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica，2015，36（9）： 2859-2868. （in Chinese） [6] 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）
[7] 王希亮，陈志明，孙振华. 某两侧进气固冲发动机二次燃烧性能提升仿真研究[J]. 弹箭与制导学报，2017，37（4）： 98-100.
Wang Xiliang，Chen Zhiming，Sun Zhenhua. Research on the Simu-lation of Two Times Combustion Performance Enhancement of a Bilateral Intake Ramjet[J]. Journal of Projectiles，Rockets，Missiles and Guidance，2017，37（4）： 98-100. （in Chinese）
[8] 楊玉新，段艳娟，平丽，等. 下颌式进气道固冲发动机二次燃烧性能研究[J]. 固体火箭技术，2017，40（4）： 403-408.
Yang Yuxin，Duan Yanjuan，Ping Li，et al. Performance Investigation of the Secondary Combustion for Ducted Rocket with Chin Inlet[J]. Journal of Solid Rocket Technology，2017，40（4）： 403-408. （in Chinese）
[9] 莫展，孙振华，张娜. 补燃室长度对固冲发动机性能的影响分析[J]. 弹箭与制导学报，2013，33（3）： 112-114.
Mo Zhan，Sun Zhenhua，Zhang Na. The Analysis of the Effect of Afterburning Chamber Length on the Performance of Solid Rocket Ramjet[J]. Journal of Projectiles，Rockets，Missiles and Guidance，2013，33（3）： 112-114. （in Chinese）
[10] 何顺强，胡凡，刘杰. 固冲发动机燃气喷头对燃烧性能的影响研究[J]. 计算机仿真，2015，32（11）： 97-100.
He Shunqiang，Hu Fan，Liu Jie. Effects of SDR Gas Injector on Combustion Efficiency[J]. Computer Simulation，2015，32（11）： 97-100. （in Chinese）
[11] 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）： 317-320.
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）： 317-320. （in Chinese）
Simulation Research on Influence of Inlets Crossing
Position on Solid Ducted Rocket Performance
Li Dong*，Qiu Zhen’an，Wang Feng，Zhang Hongfei，Guo Yinhao
（Military Representative Office of Army Aviation Equipment Department in Luoyang District，Luoyang 471009，China）
Abstract： A 3D combustion simulation research about the varied inlets crossing positions of the solid ducted rocket with two inlets is carried out to study the influence of inlets crossing position on the performance of solid ducted rocket with fixed primary fuel injection. The performance of solid ducted rocket changes greatly when the crossing position moves from the side far away from the inlet to the side near the inlet. And the temperature field distortion at the outlet of the combustor declines at first，then it rises，but it decreases in the end. When crossing position is at the center of the combustor，the nonuniformity of the combustor outlet reaches the maximum. While the performance of solid ducted rocket opposites with the temperature field distortion，that means，the lower the distortion，the higher the engine performance
. When the temperature field at the combustor outlet is uniformity，the less nozzle lost would be gotten as well.
Key words： inlets crossing position;solid ducted rocket;combustor;combustion simulation; propulsion system
收稿日期：2020-04-28
作者简介：李栋（1974-），男，陕西西安人，硕士研究生，研究方向为控制理论与控制工程。
关键词： 进气道交汇位置;固体火箭冲压发动机;补燃室;燃烧仿真;推进系统
中图分类号：TJ763;V435 文献标识码： A 文章编号： 1673-5048（2021）02-0100-04
0 引 言
整体式固体火箭冲压发动机具有比冲高、质量轻、速度快、体积装填率高、可维护性好等诸多优点，能够最大限度地满足新一代战术导弹对动力的需求[1-2]。国外对这种发动机的研究已取得了突破性进展，并成功应用于新型导弹。
国内外在该领域开展了广泛的研究，不断完善其性能预测模型[3-4]，分析了双下侧进气构型[3，5]、两侧进气[6-7]和下颌式进气[8]的固体火箭冲压发动机性能的优缺点。并在同一构型中研究了进气角度、燃气喷射方式与角度、补燃室长度、空燃比等对发动机性能的影响[5，9-11]。但这些研究多是从单一部件的角度研究其对性能的影响，尚未见从部件匹配的角度进行相关研究的文献。
本文针对一种头部双下侧进气的整体式固体火箭冲压发动机，研究进气道进气交汇位置改变对整体式固体火箭冲压发动机性能的影响，以及进气道安装角与一次燃气射流匹配引起发动机性能的变化，进而希望验证部件匹配性对固体火箭冲压发动机性能优化的可行性。具体为固定燃气喷射位置（在靠近进气道一侧L=0.388处，出口为矩形，一次燃气出口马赫数为1.88），针对9个状态建立几何模型，各模型之间的差别在于进气道气流交汇位置不同，如图1所示。其中L的单位为发动机补燃室半径，L>0的模型气流交汇点在远来流方向（远离进气道一侧），L<0的模型氣流交汇点在近来流方向（靠近进气道一侧），而L=0的模型气流交汇点在补燃室的轴线上（以该工况为基准工况）。具体如表1所示。
1 计算模型与网格划分
1.1 物理模型
本文选择固体火箭冲压发动机连管试验样机流场进行研究。由于研究对象为对称体，且不需考虑迎角和侧滑角组合的情况，流动具有对称性，为减少计算量，取整个发动机结构的1/2作为计算域，结构如图2所示。
1.2 数学模型
整体式固体火箭冲压发动机补燃室的流动和燃烧情况复杂，一般通过求解流体力学中的雷诺时均N-S方程进行研究。其中流动状态为湍流流动，本文采用壁面强化的k-ε两方程湍流模型，近壁面附面层内的流动采用标准壁面函数进行模化处理。燃烧模型采用非预混的PDF模型，具体是将湍流流动和化学反应间的相互作用考虑为一个概率密度函数的关系，如图3所示。
为了模拟整体式固体火箭冲压发动机补燃室的燃烧和流动状态，对本文所用模型作如下假设：
（1） 将一次燃气成分简化为B（30%）、C4H6（30%）、AP（40%）燃烧后的产物，通过热力计算求解相应组分;
（2） 所有气体相为满足气体状态方程的理想气体;
（3） 固定壁面均为绝热壁面，不参与任何化学反应。
1.3 边界条件
计算中，空气和燃气的边界条件均为入口边界，出口边界为压力出口，壁面为无滑移的绝热壁面边界，对称面设为对称边界，具体设置如表2所示。
1.4 计算网格
本文的研究采用专业的网格生成工具进行网格划分，经网格验证最终生成六面体网格，如图4所示。考虑到进气转弯段结构、流动复杂，以及要保证网格过渡均匀的前提下进行网格局部加密，以提高计算的精度和效率。考虑到湍流模型和边界层效应的影响，在壁面网格进行加密，并保证Y+在50～200之间。
2 模型验证
为验证本文采用的仿真计算模型，对某头部两侧进气的整体式固体火箭冲压发动机的典型工况（高度为20 km，飞行马赫数3.6）状态进行仿真，并与相应的连管试验结果进行对比，如表3所示。可以看到仿真计算得到的压强与试验测得的压强之间的误差小于3%。这表明本文采用的仿真计算方法具有较高的准确性，可用于整体式固体火箭冲压发动机性能预测。
3 计算结果与分析
由图5可见，随着气流交汇点位置L从1.13到-0.46变化，补燃室出口截面上的高温区开始处于近来流位置，接着逐渐转移到补燃室轴线附近，最后再转移到远来流方向。出现这样的现象是由进气道气流与一次射流燃气之间相互掺混的情况决定的：当L=1.15时，进气道气流交汇点在远来流方向，而一次燃气射流则偏向近来流方向，在补燃室靠后的位置空气将燃气压向近来流一侧，使得掺混燃烧区域靠近来流壁面区域，所以在补燃室的近来流方向出现高温区;而当L在0.58～0.24范围时，虽然进气道气流交汇点仍在远来流方向，但此时的气流交汇点已经向补燃室轴线附近移动，一次燃气射流能够穿过进气道气流，使得掺混燃烧区域在发动机补燃室轴线附近，因此，高温区也逐渐从近来流区域转移到轴线附近;当L在0.24～-0.46范围时，由于气流交汇点逐渐移向近来流方向，一次燃气射流被进气道气流挤压向远来流方向，导致高温区出现在远来流方向。
由图6可见，当L在1.15～0.24范围时，出口截面速度分布要比L在0～-0.46范围下各工况的要均匀，而且低速区域的变化规律与补燃室出口截面上的静温图中低温区域的分布变化规律相似，这也是由进气道气流与燃气发生器射流之间相互掺混燃烧的情况决定的。 对仿真结果进一步分析，计算温度畸变：
D=（Tmax-Tmin）/Tave
式中：D为畸变度;Tmax为对应截面上的最高温度;Tmin为对应截面上的最低温度;Tave为对应截面上的平均温度。
理论推力计算公式：
F=m··v+（pe-pa）·A
式中：F为理论台架推力;m·为质量流量;v为出口截面平均速度;pe为出口截面平均压强;A为出口截面面积;pa为环境压强。
图7为温度畸变度和推力随着气流交汇位置的变化规律。气流交汇位置L在1.15～-0.46范围变化时，温度畸变度随着L的变化先减小、后增大再减小，这是由发动机补燃室掺混燃烧的均匀度决定的。L在0.24～0.58附近的温度畸变度较小，在45%～60%之间，即掺混燃烧较好，而其他交汇点状态的温度畸变度则要稍微大一些。L=0时，补燃室出口截面温度畸变度最大，达到了122%，说明燃气喷口在近来流位置的情况下，进气道进气的交汇位置在远来流时有利于补燃室掺混燃烧的进行。推力与温度畸变度变化规律相反。L在1.15～0.24范围时，各工况推力较其他工况要大一些。当L=0.46时（工况3），推力值达到最大。结合图5可以看到，该工况下一次燃气与空气掺混形成的高温区刚好在补燃室中间部分，即该状态一次燃气与空气掺混燃烧得最好。此时无论L增大还是减小，均会使高温区偏向补燃室一侧，降低掺混燃烧的效率，造成畸变度随L变化线的转折。
当L=0时（工况6），理论推力最小，以之为基准，可得工况3提升最大，为19.3%，其他工况较工况6也有明显提升。说明发动机的性能与掺混燃烧的程度有着密切联系，掺混燃烧效果越好，补燃室出口截面温度场越均匀，则发动机的性能就越好，即选择合适进气交汇位置与一次燃气射流匹配得当，将会明显提高整个固体火箭冲压发动机的性能。
图8展示了各工况的喷管总压恢复系数和补燃室总压恢复系数。各工况下的补燃室总压恢复系数基本差别不大（在97%～98.5%范围内），仅工况3稍高，说明改变进气道交汇点位置对发动机补燃室流动损失的影响较小。结合图9可知，
随着发动机内特征总压L下降均是先增大、后减小、再增大，与温度畸变的规律相反。即掺混燃烧引起补燃室流动和温度均匀度变化，会较大程度影响到喷管的性能，即较均匀的喷管入口参数（补燃室出口温度、速度）将对应较高的总压恢复，有利于获得较高的发动机性能。
4 结 论
本文通过数值仿真研究了固体火箭冲压发动机进气道安装方式对发动机性能的影响 ，即进气道交汇点位置从1.15到-0.46变化时，发动机性能随之变化的规律：
（1） 发动机补燃室掺混燃烧变化剧烈，导致补燃室出口流场的均匀度先降低、后增加、再降低，温度畸变的变化规律与之相同;
（2） 发动机的理论推力与出口截面温度场的畸变度变化规律相反;
（3） 补燃室出口温度场均匀时，发动机喷管内的流动损失也较低。尽管固体火箭冲压发动机进气交汇位置的变化对补燃室掺混的流动损失影响较小，但补燃室的燃烧组织情况会受影响。补燃室的压强、喷管的总压恢复系数亦会左右发动机的性能。
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[11] 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）： 317-320.
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）： 317-320. （in Chinese）
Simulation Research on Influence of Inlets Crossing
Position on Solid Ducted Rocket Performance
Li Dong*，Qiu Zhen’an，Wang Feng，Zhang Hongfei，Guo Yinhao
（Military Representative Office of Army Aviation Equipment Department in Luoyang District，Luoyang 471009，China）
Abstract： A 3D combustion simulation research about the varied inlets crossing positions of the solid ducted rocket with two inlets is carried out to study the influence of inlets crossing position on the performance of solid ducted rocket with fixed primary fuel injection. The performance of solid ducted rocket changes greatly when the crossing position moves from the side far away from the inlet to the side near the inlet. And the temperature field distortion at the outlet of the combustor declines at first，then it rises，but it decreases in the end. When crossing position is at the center of the combustor，the nonuniformity of the combustor outlet reaches the maximum. While the performance of solid ducted rocket opposites with the temperature field distortion，that means，the lower the distortion，the higher the engine performance
. When the temperature field at the combustor outlet is uniformity，the less nozzle lost would be gotten as well.
Key words： inlets crossing position;solid ducted rocket;combustor;combustion simulation; propulsion system
收稿日期：2020-04-28
作者简介：李栋（1974-），男，陕西西安人，硕士研究生，研究方向为控制理论与控制工程。