固体火箭发动机具有结构简单,使用方便等特点,但是比冲较低,燃气中含有大量的H2、CO未充分燃烧。为了提高固体火箭发动机反应物的反应完全度,将新鲜空气注入喷管扩张段,与含有大量可燃烧H2、CO以及金属颗粒的高温燃气进行二次燃烧以提高推力和反应完全度,通过研究其流场结构及燃烧形式,为有效利用固体火箭可燃燃气中能量并进一步提高发动机的比冲奠定基础。本文首先设计了喷管扩张段超声速补充燃烧试验方案,分析喷管扩张段注入高温空气情况下补燃室燃烧状况。然后,以超声速喷管补充燃烧试验件为模型,采用SSTk-ω湍流模型,有限速率涡耗散燃烧模型,利用通用计算流体力学软件CFX对试验工况进行了两相燃烧流动数值模拟。通过数值模拟结果与试验数据的对比,验证数值模拟结果的正确性,为系统研究不同进气条件下超声速喷管补充燃烧特性的影响奠定了基础。最后,采用正交试验方法设计仿真方案,研究主喷管扩张角、进气角度、空燃比和进气位置对超声速喷管补充燃烧特性的影响,获得较优的试验模型。研究工作得到结果表明:1)含铝金属颗粒的富燃燃气可以在喷管扩张段中与空气射流掺混燃烧,获得推力增益,验证了超声速喷管补充燃烧装置的可行性。2)超声速喷管补充燃烧装置可有效提高燃气反应完全度,但仍有大量未充分反应的燃气从喷管出口排出。随着入口空气总压的提高,平均气流马赫数增大,推力与比冲增大,燃气与铝颗粒的反应完全度提高。适当增加入口空气总压可有效提高喷管补燃装置性能。3)进气道的进气位置对超声速喷管补充燃烧效果影响最大,主喷管扩张比对补充燃烧效果的影响最小,空燃比和进气角度对喷管补充燃烧容纳烧效率影响接近,进气角度影响因素略大。4)随着主喷管扩张角的增大,可燃气体反应完全度处于一个上升的趋势;随着空燃比的增加,可燃气体与颗粒的反应完全度大幅上升;当进气角度增大空气入射深度增加,燃气与颗粒反应完全度提高;随着进气位置的增大,进气道越接近喷管扩张段后部,可燃气体的反应完全度上升。