为满足固体火箭武器系统远程化的作战性能要求,发动机装药设计正向着大长径、大模数以及高装填密度的方向发展,导致发动机面临日益加剧的装药结构完整性问题。同时由于推进剂材料具有高度的非线性粘弹性力学特性,现有的线性粘弹性理论和数值仿真技术已不满足当前的工程应用问题。因此,需要针对这类推进剂材料的宏观力学行为,建立相应的本构模型及数值计算方法,为固体火箭发动机的装药设计提供参考。全文的主要工作包括以下内容：(1)针对目前获取粘弹性材料松弛模量精度较低的缺点,根据静态拉伸松弛实验和线性粘弹性理论提出了一种松弛模量参数的获取方法——基于Prony级数的数据拟合法,该方法具有数据处理方便以及精确度较高的特点,并通过等速拉伸实验和松弛实验得到验证；在此基础上,根据时温等效原理定义折算时间为时温等效因aT和零时间t0=t0(T)的函数,从而改进了材料变温松弛模量的获取方法,通过实验验证后发现改进方法的精度有明显提高。(2)建立了不同应变水平下的应力-折算时间主曲线,研究了时温等效模型在粘弹性材料非线性力学阶段的适用性问题；利用一系列应力-折算时间主曲线预测了不同载荷条件下研究对象的力学行为,并与实验结果进行了对比研究,结果表明预测结果和实验结果具有较好的重合性；构建了推进剂材料的极限强度主曲线,利用该曲线能够预测HTPB推进剂一定条件下的极限强度值。(3)基于不可逆热力学理论研究了弹性材料受载过程中的损伤演化理论,并根据弹性-粘弹性对应原理将该损伤理论推广到粘弹性材料中,建立了HTPB推进剂的含损伤非线性本构模型；定义表征损伤演化速率的参数a为温度的函数,从而将模型推广到宽泛温度条件下,并通过实验获得a随温度呈指数形式变化；采用该模型预测了材料不同温度水平下的力学行为,结果表明该模型具有较好的准确性。(4)基于有限元方法对本构模型进行离散,获得模型的应力更新形式及刚度矩阵,通过UMAT二次开发将该模型应用于数值计算中；利用材料的单向受载实验和复杂受力状态实验验证了该模型及数值计算方法的准确性,从而证明该模型能够准确描述HTPB推进剂在多种载荷条件下的力学行为。(5)利用所建立的HTPB推进剂本构模型,针对某贴壁浇注固体火箭发动机在温度载荷作用下的药柱结构完整性问题进行了仿真计算,分析了发动机壳体、衬层和药柱内的力学响应特性；并着重研究了应力释放结构参数和装药模数对结构完整性的影响,结果显示随着端部衬层厚度的增加,装药内表面的周向应力σ22和最大主应变εmam有所降低,而径向应变ε,1却有所加大；人工脱粘层末端所受载荷随着端部衬层厚度的增加而增加；装药内表面以及人工脱粘层末端处的力学响应随着装药模数的增加而增大。通过本文的研究,建立了复合固体推进剂的热粘弹性本构模型及数值仿真方法,探讨了固体火箭发动机在温度冲击载荷作用下的装药结构力学问题,为固体火箭发动机装药结构完整性研究奠定了基础。