随着战术导弹高性能、大机动性等要求,近年来,国内外某些型号战术导弹固体火箭发动机在高过载飞行过程中出现了不稳定燃烧现象,降低了发动机的工作能力,某些情况下甚至会引起爆炸。因此,需要分析影响过载条件下固体火箭发动机燃烧不稳定的因素和机理。本文以在飞行过载时发生不稳定燃烧的某翼柱型固体火箭发动机为研究对象,通过数值模拟、理论计算和实验研究相结合的方法,分析了影响该发动机燃烧稳定性的因素,提出了一些抑制此类发动机发生不稳定燃烧的方法。本文的主要工作有:(1)建立了固体火箭发动机燃烧室数学模型,给出了发动机燃烧室内的气体控制方程,对方程进行了稳态和非稳态项分离、时间/空间平均等运算,推导了燃烧稳定性线性理论和非线性理论,全面地总结了线性理论中的增益/阻尼项,构建了非线性理论的常微分方程;(2)建立了发动机燃烧室声场计算模型,分析了特定时刻发动机燃烧室声腔的声学特性,确定了该发动机不稳定燃烧的类型;针对某型装药,进行了多次T型燃烧器实验,得到了216Hz下该装药的压强耦合响应函数,得到了发动机燃烧稳定性分析的关键数据;调整了原配方中的固体组分粒径,对新配方开展T型燃烧器实验,发现新配方压强耦合函数明显降低。改善装药配方可以有效地提高发动机的燃烧稳定性;(3)通过对发动机燃烧室内流场进行非稳态数值模拟,在燃烧室头部分别加入了三种不同的压强扰动,发现改变压强扰动的幅值和时间不能维持燃烧室压强振荡,没有出现平均压强明显升高的现象,与地面脉冲实验一致。(4)针对不同凝相颗粒直径、推进剂含铝量及过载大小开展了发动机内流场数值模拟和理论计算。结果表明,当颗粒直径小于最佳直径时,燃烧室中颗粒直径和推进剂中铝粉含量增加,颗粒阻尼增加,发动机燃烧稳定性提高。适量增加两者含量,可提高发动机飞行过载时的燃烧稳定性。横向过载和轴向过载增加,颗粒阻尼减少,发动机燃烧稳定性变差,并且横向载荷对颗粒阻尼的影响比轴向载荷大。三种因素对气流转弯损失影响较小,由此引起的发动机燃烧稳定性变化小;