随着导弹武器装备的不断升级,导弹作战要求的不断提高,对动力系统指标需求“屡破新高”,大长径比、高装填、高能复合推进剂发动机被广泛的应用。但该类发动机屡次在工作末期出现明显的不稳定燃烧问题。为了揭示末期不稳定燃烧产生的诱因,利用理论分析、数值计算和实验测量相结合的方法,围绕固体火箭发动机主要增益与阻尼因素开展研究。主要工作包括以下几个方面:为了对飞行过程中末期出现不稳定燃烧现象的固体火箭发动机进行诊断,弄清不稳定燃烧的类型,分析处理飞行过程中的压强振荡数据,得到其频谱特性,并通过有限元方法得到发动机工作过程中固有声振频率。对比发动机固有声振频率与发动机实验振荡频率,发现一阶轴向理论计算值与一阶实验测量值二者较为相近,由此判断发动机产生的不稳定燃烧为声不稳定燃烧,为该类不稳定燃烧问题的解决指明方向。基于典型的VKI模型发动机,利用单组份气相内流场大涡模拟方法,开展了热挡板设计参数对声涡耦合引起的压力振荡的影响研究,得到了热挡板长度及弯曲角度的影响规律;之后,研究了复杂装药发动机三个典型工作时刻的流场特性、涡量特性及压强振荡特性,并分析了发动机工作过程中由复杂装药结构设计引起的压强振荡幅值的变化规律,发现发动机压强振荡幅度随着燃面的退移逐渐减小。工作末期由复杂装药结构设计引起的压强振荡幅度相较于前期减小了两个数量级。在短喷管理论的基础上,推导了喷管的阻尼机理和阻尼系数表达式。利用数值仿真方法研究了发动机设计参数(发动机特征长度及喷管喉部面积与燃烧室通气面积之比)对喷管阻尼系数的影响规律,并利用理论计算值进行验证,发现理论计算值与仿真计算值较为接近,证明了计算方法的合理性;之后开展了喷管阻尼系数理论公式无法预估和判断的因素(喷管收敛半角及收敛型面)对喷管阻尼特性的影响规律,发现:喷管收敛半角越小,发动机的喷管阻尼效果越强;在设计喷管时,在一定程度上采用凸形型面有益于提高喷管阻尼特性。最后研究了工作压强及燃气温度对喷管阻尼系数的影响规律并揭示了它们对喷管阻尼系数的影响机理,得到了冷流实验与热机实验结果之间的转化关系。还发现在其他条件工作条件与喷喉半径固定时,工作压强的变化对喷管阻尼衰减系数几乎没有影响。在一维层次上推导了微粒松弛理论,得到了微粒阻尼系数的理论计算公式及微粒造成声能损失的机理。利用设计的新型T型燃烧器装药方案,在倍燃面二次衰减法的基础上,开展了微粒阻尼实验研究,前两组实验采用的推进剂完全一致,第三组推进剂降低了铝的百分含量,三次实验的工作压强均为11.5MPa左右。发现前两次实验测量得到的微粒阻尼系数值较为接近,证明了该实验方法的可重复性;第三组实验测得的微粒阻尼系数值低于前两组实验结果,表明铝的含量百分比对推进剂的微粒阻尼有非常重要的影响,利用数值仿真方法验证了该结论并得到了微粒质量含量百分比对微粒阻尼系数的影响规律。针对工作末期出现不稳定燃烧现象的固体火箭发动机,分析主要增益与阻尼因素随发动机装药燃面退移的变化规律,发现:在发动机工作末期,燃烧响应增益基本保持不变,声涡耦合增益对发动机稳定性的影响可以忽略不计。该发动机的声不稳定燃烧主要是由总阻尼系数的绝对值减小诱发的,而微粒阻尼系数在发动机工作过程中先减小后增大,壁面阻尼系数较小从而忽略不计,从而得知喷管阻尼系数的减小是该发动机工作末期出现不稳定燃烧现象的主要诱导因素;之后,通过增加声能阻尼损失的方法来优化发动机总体结构设计,并利用数值计算对该优化结构设计进行验证,为该类声不稳定燃烧问题的解决提供了可行方案。