当今战争对弹箭武器提出了更快更远的要求。冲压发动机增程技术具有结构简单增程率高、终点动能高等特点,已经成为了各国军事研究的重点热点内容。ISPR可以用作为增程动力装置。故可以大量地应用于火箭导弹等武器上。固冲发动机在推进剂质量相同的情况下比其他的续航动力推进装置具有较高的比冲。故为了提高火箭导弹武器的飞速和射程而将固冲发动机应用在传统的火箭武器上。本文首先介绍了ISPR的国内外的研究现状以及本课题的研究背景,介绍了国内外ISPR应用研究的进展和无喷管火箭助推器技术。基于最小自由能发提出了热力计算的模型,以此为基础分析了ISPR的理论性能,为ISPR的初步设计提供理论依据。在此基础上,建立起了ISPR的初步设计模型和性能计算模型。研究分析了ISPR的进气道和燃气发生器的设计方法,分析了固体火箭冲压发动机的非设计点性能。建立了无喷管助推器内弹道模型,计算了内弹道性能,并与可抛式助推器性能比较。在以上基础上建立了冲压增程火箭弹的内外弹道一体化模型,根据ISPR的初步设计模型与性能计算模型,结合火箭弹的气动参数与外弹道数据,对冲压增程火箭弹的飞行过程进行仿真,并分析了ISPR的性能对增程火箭弹性能的影响。通过MATLAB高级计算语言将以上仿真计算过程实现,进行ISPR的内弹道和外弹道计算,分析所设计的ISPR的弹道特性,并且还分析了冲压发动机工作过程对火箭弹射程的影响以及无喷管助推器对火箭弹外弹道性能的影响。本文的研究方法和数据以及一些有用的结论可以为冲压增程火箭弹的工程设计提供一定的有益的指导。