大型分段式固体火箭发动机在工作过程中容易出现不稳定燃烧现象。不稳定燃烧现象的存在导致发动机研制周期变长,推进性能降低,甚至可能使发动机结构强度发生破坏,从而产生严重的后果。研究人员发现,燃烧室流场和声场的耦合共振对发动机不稳定燃烧具有显著的影响,如果涡脱落频率耦合到发动机的声固有频率,产生了声涡耦合,便可能诱使燃烧室压力振荡加剧,发生不稳定燃烧。在国内外研究的基础上,本文研究不同结构对声涡耦合共振的影响,并针对发动机工作过程中存在的不稳定燃烧现象进行研究,最后针对不稳定燃烧的抑制措施进行初步探讨。首先,通过实验对比,验证了数值计算方法和有限元法分析方法的准确性,获得了燃烧室的压力振荡频率和声模态分布。然后以VKI发动机1/30缩比模型为基础,研究不同发动机结构对声涡耦合的影响。通过改变挡药板高度、燃烧室长度、喷管喉径、翼型等,得到了不同结构下燃烧室压力振幅和声模态的变化情况。研究表明,当涡脱落频率与声场固有频率近似或相等时,会产生声涡耦合共振现象。挡药板高度的改变会影响来流速度,从而影响涡脱落频率和压力振荡幅值;挡药板位于声速波腹时,流场的小扰动更容易激发压力振荡;改变喉通比会影响压力振荡的幅值,声涡耦合在不同速度下均可以发生。最后对全尺寸的大长径比火箭发动机三个不同工作时刻进行数值计算,研究发现,当燃烧室压力振荡频率与二阶声固有频率耦合时,压力振幅增大,随着发动机工作时间的推移,燃烧室声涡耦合效应逐渐减弱,压力振荡幅值变化明显。在本文的研究基础上,总结了不稳定燃烧的抑制方法,为优化发动机设计提供了一定的参考。