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炮射导弹、增程炮弹、末段修正迫击炮弹等新型弹药广泛采用了固体火箭发动机作为动力装置。这类弹药在发射瞬间的轴向过载高达5 000 g～15 000 g,对固体火箭发动机及其推进剂装药的结构完整性和安全性提出了挑战。因此,本文针对高过载环境开展了固体推进剂装药动态响应测试、动态力学性能测量、结构完整性和安全性分析等研究工作,旨在为这类发动机的设计和评估提供理论和试验支持。全文的工作主要包括以下几个方面:(1)设计了炮射试验方案,以火炮发射测试弹的方式复现高过载环境,测试弹由制式弹壳改造而成,内部安装固体推进剂装药和弹载测试系统。所设计的弹载测试系统实现了对高过载下装药顶端面轴向位移、装药外侧面对药壳的接触应力和过载时间曲线的测量。基于该试验方案,开展了HTPB推进剂和CMDB推进剂模拟药柱的炮射试验。试验验证了测试弹回收方案的可行性,成功地回收了测试弹并获得了测试数据。试验中最高轴向过载达到了8 102 g,成功测试了装药顶端面的轴向位移和装药对壳体的接触应力。(2)针对目前过载载荷下装药结构完整性分析大多采用静态本构参数的情况,本文采用材料万能试验机、高速液压伺服试验机和分离式霍普金森压杆(SHPB)装置对HTPB和CMDB推进剂开展了单轴压缩试验,获得了其静、动态力学性能数据。通过数据对比,证明了采用动态力学性能数据的必要性。针对HTPB推进剂,建立了基于Prony级数表示的松弛模量的本构方程。针对CMDB推进剂,采用了Schapery非线性粘弹性本构模型表征其动态力学性能,并改进了其软化函数的方程形式。建立了基于推进剂动态本构模型和非线性有限元理论的有限元分析模型,对固体推进剂的炮射过程进行了仿真分析。(3)采用有限元方法依次对炮射过载下HTPB装药的力学响应和高初温50°C发射条件下炮射导弹固体火箭发动机的热安全性进行了分析。在所研究的HTPB装药炮射过程中,装药的变形过程可以分为膨胀段、内孔收缩段和恢复段三个阶段。装药的应力应变分布随炮射过程可以分为分层段、r型段和应力集中段三个阶段。r型段中存在着由于装药与壳体的接触而产生的r型高应力区域。基于CMDB推进剂的Schapery本构模型,分析了某高初温发射条件下的炮射导弹固体火箭发动机的热安全性,得到了该发动机解体失效的原因。参考固体推进剂摩擦感度试验,提出了一种装药在摩擦作用下热安全性的评价方法,并研究了装药与壳体间缝隙宽度对装药的热安全性的影响。