高性能固体发动机采用高压强和新型高能推进剂技术,在提高发动机性能的同时,会使喷管喉衬的烧蚀率急剧增大。开展喉衬烧蚀机理研究、找到降低喉衬烧蚀的有效方法对未来固体火箭发动机的发展具有重要意义。本文基于目前的耐烧蚀喉衬材料,从创新设计方法入手,提出采用边界层控制方法技术,通过对喷管喉衬进行边界层控制,降低喉衬表面气体的温度和氧化组分气体的浓度,从而降低喷管喉衬的烧蚀。喷管喉衬的表面温度和壁面氧化组分气体的浓度直接影响喉衬的烧蚀率,通过分析这两个关键因素对喉衬烧蚀的影响规律,获得了降低喉衬烧蚀率的有效途径。通过烧蚀机理分析,阐明了边界层控制方法降低喉衬表面温度和壁面氧化组分气体浓度的机制,证明了该方法降低喉衬烧蚀的有效性,从烧蚀机理方面分析了边界层控制方法降低喉衬烧蚀的可行性。基于标准k??两方程模型,使用标准壁面函数,建立了适用于采用边界层控制方法技术的喷管内流场数值模型,能够模拟低温富燃气体与高温燃气之间的复杂掺混过程。基于石墨喉衬材料的烧蚀特性,建立了喷管喉衬的热化学烧蚀模型,喉衬材料内部的温度场采用非稳态固相热传导方程求解,壁面气体与喉衬表面之间采用能量方程进行衔接,在喉衬材料表面考虑了氧化组分气体的浓度边界层,并考虑了喉衬材料表面烧蚀的瞬态退移过程,应用MATLAB软件编写了喉衬烧蚀率的计算程序,能够对喉衬材料的烧蚀率进行预测。采用数值方法对边界层控制方法中低温富燃气体的喷射条件进行了参变量研究,比较了不同参变量降低喉衬表面气体温度和壁面氧化组分气体浓度的效果,获得了低温富燃气体的喷射质量、喷射位置、喷射温度和喷射口数量对边界层控制方法的影响规律:在一定范围内,随着喷射质量和喷射口数量的增加,降低喉衬烧蚀的效果更好;随着喷射位置的减小和喷射温度的下降,降低喉衬烧蚀的效果更好。应用编写的喉衬烧蚀率计算程序,计算了采用边界层控制方法前后喉部烧蚀率的变化规律。烧蚀率计算结果表明,对于本文的数值模型,在优化的低温富燃气体喷射条件下,喉部的烧蚀率下降了近80%,从理论方面证明了边界层控制方法降低喉衬烧蚀的有效性。为了验证边界层控制方法理论分析的正确性与可行性,根据边界层控制方法的原理,基于目前“喉衬抗粒子剥蚀实验系统”的实验条件,设计了边界层控制方法的实验验证喷管,确定了喷管喉部直径、扩张比、内型面等参数,并对实验的设计难点进行了重点分析。利用该实验喷管进行了验证实验,获得了喷管喉部的烧蚀率。采用边界层控制方法后,喉部烧蚀率下降了57.71%,从实验角度证明了采用边界层控制方法技术降低喉衬烧蚀的有效性。