程中方便可靠。
为有效提高火箭弹炮口速度，减小发动机后喷燃气对发射装置的作用力，周长省
[9]
等提出了单室双推力多孔装药结构， 给出了装药药柱燃烧面积及通气面积计算方法，
利用某火箭发动机的装药参数，计算了多孔装药内弹道特性参数。
熊文波[10]
等利用 Visual Basic对SolidWorks 进行二次开发，开发用于某型号单室
双推力发动机嵌金属丝装药的计算软件。计算和试验结果表明该类嵌金属丝装药在单
室多推力发动机一级大推力阶段中普遍会存在压强峰(推力峰)。为了获得更好的内弹
道性能，分析了该类装药的主要设计参数对装药计算的影响。结果表明，槽宽、未包
覆柱段长度以及金属丝排列直径是影响性能稳定的主要参数，而燃速比和槽长影响相
对较小；此外，锥形凸台的设计对性能的稳定性影响也很大。其结论为单室双推力发
动机的装药设计提供了有效参考。
为了从理论上分析了单室双推力固体火箭发动机产生两级推力的机理， 刘海峰[11]
等给出了在喷管膨胀比不变的条件下，采用改变燃烧面积和改变推进剂燃烧速度的方
法设计出的若干种单室双推力固体火箭发动机的装药型式。扼要介绍了单室双推力固
体火箭发动机近年来应用新技术、新材朴和新工艺的情况。
李上文[12]
等对高推力比单室双推力固体火箭发动机装药研制中的技术关键进行
了分析，经缩比发动机和全尺寸原理发动机高低常温试验表明，采用两种燃速和两种
药型螺压中能无烟推进剂组合成的军室双推力装药可以达到推力比的水平，而且内弹
道性能、重现性良好，发动机两级推力压力-时间曲线工作正常，两级推力压力过渡段
平滑。该研究工作为今后进一步结合型号研究奠定了良好的技术基础。
基于有限容积的思想，为了完全避开错综复杂的几何燃面变化规律，江兴宏[13]
等构造了任意形状的三文药柱燃面退移通用计算方法，并推广应用于嵌金属丝推进剂
的燃面计算。计算过程只关心燃面的始态和终态，实现任意药型下多推进剂、变燃速
燃面退移的计算机数值模拟。在此基础上，对三文组合药型单室双推力发动机进行了
喉部烧蚀条件下的内弹道计算，同时与试验结果进行比较，取得了较好的效果。
王松柏[14]
等通过对目标函数、约束条件以及发动机特性与个设计变量间关系的分
析，讨论了单室双推力星形装药固体火箭发动机的结构优化方法，建立了适应罚函数
法（SUMT 调用 powell 法）的数学模型与计算机程序，还给出了结构优化计算实例，
结果令人满意。
针对某单室双推力翼柱形药柱导弹在研制过程中多次出现烧穿现象，谢侃[15]
等开
展了数值模拟，考察了发动机两相流动情况。模拟结果表明，缓燃药柱前翼设计不合
理，造成流场中存在壁面附着涡团，恶化了热防护条件，造成壳体烧穿。数值模拟得
到的涡团位置与尺寸和实验烧穿部位吻合。经试验验证，取消前翼设计后，切向涡消
失，发动机不再烧穿。
艾庆祝[16]
等研究了一种高燃速 NEPE推进剂，该推进剂密度高达 1.829 g/cm3
，15
Mpa下的静态燃速达到 25 mm/s，理论比冲达到 285 s，静态压力指数小于 0.40。该推
进剂已经在某单室双推力发动机上成功地进行了地面点火试验和飞行摸底实验，结果
证明该推进剂性能优良。
为了进行水下双推力发动机研制，邹德荣[17]
等设计了烟火剂型点火装置，采取双 单室双推力发动机国内外研究现状(2):http://www.youerw.com/yanjiu/lunwen_4221.html