本文以冲压增程弹药相关研究工作为背景,展开增程固体火箭发动机补燃室燃烧特性的研究。本文从实验和数值模拟两方面,对静止和旋转增程固体火箭发动机补燃室燃烧流场进行了研究。首先建立研究静止增程固体火箭冲压发动机补燃室燃烧特性的物理和数学模型。湍流流动模型采用标准k-ε模型,湍流燃烧模型采用涡耗散模型和PDF模型,同时考虑相间耦合模型。网格模型采用结构化网格。采用本文所研究的物理模型和数学模型,对增程固体火箭冲压发动机补燃室燃烧流场进行了数值模拟,得到了合理的流场结构和气体状态参数的分布。详细分析了不同颗粒直径、颗粒含量、补燃室出口压强、补燃室入口空气温度、空然比和Mg含量对补燃室燃烧效率和气体状态参数分布的影响。结果表明：由于本文研究的固体火箭冲压发动机结构特殊,在补燃室头部会出现两处扩散火焰峰面,随后在补燃室中部混合成为一个火焰；随着A1颗粒直径的增大,燃烧效率降低,出口温度下降；随着空燃比的增大,燃烧效率降低；随着颗粒含量的增加,颗粒燃烧绝对质量增加,燃烧效率降低；Mg含量的增加有利于提高A1的燃烧效率；在相同Mg含量下,随着颗粒直径的增大,燃烧效率降低。考虑颗粒由于旋转作用产生的附加作用力,对旋转情况下增程固体火箭冲压发动机补燃室分别进行了气相和两相流场的数值模拟,湍流流动模型采用雷诺应力模型。详细研究转速对补燃室流场的影响。利用固体火箭冲压发动机直连式试验系统分别对壅塞式中心进气冲压发动机进行了燃气发生器内弹道和性能特性联管试验研究,对非壅塞式侧向进气冲压发动机进行了性能特性联管试验研究。获得的补燃室内压力和温度值与数值模拟结果比较,发现二者基本一致,验证了本文建立的数学模型和采用的数值计算方法是正确可行的。实验测得的温度和压强响应曲线在时间区域上变化相一致,证明了固体火箭冲压发动机能正常工作。通过本文研究,得到了增程固体火箭冲压发动机补燃室燃烧流场特性和大量实用的冲压发动机性能特性试验数据。实践表明,本文的研究工作对固体火箭冲压发动机补燃室的设计和应用具有指导意义,同时对进一步开展增程固体火箭冲压发动机的研究奠定了坚实的基础。