固体燃料冲压发动机具有比冲高、结构简单、可靠性高、安全性好等优点,在未来超声速导弹和增程炮弹中具有广泛应用前景。本文采用理论研究、数值模拟和试验研究相结合的方法对发动机内部燃烧流动过程进行深入研究,进而开展工作过程仿真和一体化设计优化技术研究。基于HTPB热分解及反应过程分析,建立了12组分、17反应的化学反应模型。采用二阶矩湍流燃烧模型,有效克服了常用的E—A模型、简化PDF模型等均无法正确描述固体燃料冲压发动机中化学反应速率和扩散速率处于同一量级的现象。在此基础上,采用雷诺平均N—S方程、BSL两方程湍流模型、化学非平衡方程和二阶矩湍流燃烧方程,建立了描述固体燃料冲压发动机燃烧室、补燃室和喷管内部燃烧流动过程的物理数学模型。在数值模拟中,采用计算药柱表面层流底层导热率的方法计算燃面退移速率,与采用经验公式计算对流换热系数的方法相比更能反映出传热过程物理本质,有效地提高了计算精度。运用时间相关的LU-SGS方法,采用强耦合的全隐式有限体积进行离散,其中无粘对流项采用三阶MUSCL型差分的AUSMPW+格式,并应用最大特征值分裂,将矩阵运算转化为代数运算,大大缩短了计算时间。在此基础上,编制了数值模拟软件。通过数值模拟分析了台阶高度、空气总温、燃烧室空气流量等对发动机性能的影响规律。在国内首次完成了无氧化剂固体燃料冲压发动机试验,发动机点火可靠,工作稳定。在国内首次采用三组元燃烧空气加热器和垂直软管连接方式,建立了新型固体燃料冲压发动机试验系统,推力测量精度高于采用轴向迷宫式密封连接方式;空气加热系统工作可靠性高,加热效率高。对不同总空气流量、燃烧室空气入口直径、燃烧室空气流量与总空气流量之比开展了试验研究。试验研究表明,总空燃比、补燃室压强和比冲随总空气流量减少而下降;减小燃烧室空气入口直径或增加燃烧室空气流量都使燃气流量上升,总空燃比和比冲下降。在工作过程仿真分析时,考虑到辐射传热和壁面加质的影响,建立了燃面退移速率工作过程仿真模型。在此基础上,建立了固体燃料冲压发动机工作过程仿真模型,编制了仿真计算程序,详细分析了固体燃料冲压发动机不同工况和结构参数对性能参数的影响规律。分析研究表明,在飞行速度与发动机效率之间存在平衡关系,导弹总体设计时需对这两个参数进行优化;通过选择合适设计点,以保证导弹巡航飞行时推力平稳;固体燃料冲压发动机设计飞行工况为稳定工况,能根据巡航导弹飞行高度和速度变化进行自适应调节。在发动机工作过程仿真分析的基础上,选取五个主要参数作为优化变量,建立了固体燃料冲压发动机一体化设计优化模型,结果表明优化方案可使导弹飞行距离提高24.8%。