当前，除了少数低空的巡航导弹采用涡轮喷气发动机外，大多数导弹（包括洲际导弹、反坦克导弹、空对空导弹、空对地导弹、地/舰对空导弹等）都是应用了固体火箭发动机。这由其本身具有结构简单、工作可靠；维护简单、使用方便；长期待命，立即发射；启动迅速，利于作战；结构紧凑、便于装载等等优点决定的。同时，随着固体推进剂的能量越来越高、燃速可调范围越来越宽广，发动机结构材料性能越来越好、工艺方法越来越简便优异，装药工艺越来越先进，以及推力矢量控制装置的应用，固体火箭发动机作为导弹的动力推进系统，与液体火箭发动机相比较，越来越显露出它在竞争上的优势地位。本文以某导弹为背景，对其动力推进系统进行研究。结合导弹用单室双推力固体火箭发动机设计研究方法及数值分析展开工作，对其药柱几何形状设计研究进行了详细的探讨，研究了多种单室双推力装药方案，经过反复迭代和外弹道的验算，最终确定装药几何结构参数，得到满足导弹总体要求的内弹道计算曲线。同时本文因为导弹总体结构的要求，对长尾喷管进行了详尽的研究探讨，结合工程实际对其热防护进行初步设计。本文深入分析研究了一款单室双推力且拥有亚音速长尾喷管的固体火箭发动机的总体方案，为后续试车试验和样机定型提供理论基础和参考依据。