随着导弹对性能要求的不断提高,高装填、高压强、大长径比、采用复合高能推进剂的固体火箭发动机成为了发展趋势。然而,在发动机试车过程中,不稳定燃烧现象时有发生,依靠传统的方法难以解决,对于发动机设计及技术发展造成了极大的影响。根据压力振荡频率与发动机声腔固有频率的关系,不稳定燃烧可以分为声不稳定燃烧及非声不稳定燃烧,其中声不稳定燃烧是经常发生且不容易彻底解决的问题。本文以声不稳定燃烧问题为背景,从声学角度出发,通过试验研究、数值仿真及理论分析的方式,探究结构特性对发动机稳定性影响规律,并建立整机仿真分析模型,探究翼柱型装药固体发动机声能共振规律,为发动机设计及不稳定燃烧的预示提供参考作用,主要研究内容如下:（1）基于声不稳定燃烧理论及声学理论,以声学激励作为扰动并提供能量,考虑结构损失、壁面损失、出口损失及声腔内部的声能损失,以声学响应传递函数表征声腔稳定性,建立探究固体火箭发动机声能共振规律的试验方法并搭建试验系统,探究声学激励位置、前封头结构、潜入空腔体积及长径比对声腔稳定性影响规律。（2）将发动机中的增益/阻尼因素转化为仿真边界与条件,以声学响应表征发动机稳定性,建立声能共振仿真分析方法。通过驻波管试验测量尼龙材料、绝热层材料、装药材料及喷管壁面材料的声阻抗,表征声场边界对声波的吸收作用;通过T形燃烧器试验获得推进剂的压力耦合导纳函数,表征燃面提供的声能增益;通过内流场计算获得流体介质参数,考虑其对于声腔声学特性及声传播的影响;建立与声能共振试验、VKI模型发动机冷流试验及发动机热试车对应的仿真模型,开展仿真计算并进行结果对比,从不同的方面对仿真方法进行验证。（3）基于声能共振仿真分析方法及稳态波衰减法,建立发动机喷管阻尼的数值模拟方法,计算结果表明:喷管阻尼与监测点的位置、声源强度及燃烧室平均压力大小无关;增大喉通比、减小喷管收敛角及降低发动机长度有利于增加喷管阻尼;发动机头部空腔及末端空腔均削弱喷管阻尼,且末端空腔的削弱程度明显高于头部空腔;潜入式空腔降低了喷管喉部声功率透射系数,导致喷管阻尼减小。（4）针对翼柱型装药固体发动机,探究工作时刻及翼柱位置对声腔固有声振频率及振型的影响,并建立整机仿真分析模型,以声学响应表征发动机稳定性,探究不同工作时刻及翼柱位置下声能共振规律。结果表明:声腔各阶固有频率随翼柱位置及工作时刻的变化而变化,但在声腔长度不变的情况下变化较小;发动机在中后期更容易出现不稳定燃烧现象,且相同工作时刻下后翼装药结构发动机稳定性最低。