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冲压发动机本身就是一种很有前途的动力装置，它具有许多优点，但是它的推力系数比较低，高空性能也不如火箭发动机，这是因为高空空气密度降低，冲压发动机的推力随着飞行高度的增加而急剧下降。将火箭发动机与冲压发动机组合成固体火箭冲压组合发动机后，充分发挥了火箭喷出的高能射流对低能空气的引射增压作用，在性能上兼顾了两种发动机的优点。
在这一背景下，本文选择固体火箭冲压发动机作为研究对象，对其进行初步结构设计和简单的性能计算，并对含化学反应的发动机统一内流场进行仿真。文献综述
1.2 固体火箭冲压发动机国内外研究进展
1.3 固体火箭冲压发动机研制的关键技术[ ]
(1) 机弹一体化。设计冲压发动机的横截面积与弹体的横截面积相同，冲压和助推共用一个燃烧室。
(2) 可调进气道。冲压发动机进气面积必须适应飞行马赫数根据导弹的飞行高度、飞行速度及飞行姿态等对冲压发动机性能的影响，确定发动机的主要结构参数，并选定发动机的设计参数，对各部件的设计提出具体要求。
(3) 高密度能量材料推进剂研制。对于体积有限的导弹，冲压发动机应用高密度能量材料，以减小发动机的体积和质量，其中较有时用前途的是含硼推进剂和高密度的碳氢燃料。
(4) 新型控制技术。倾斜转弯技术，是一种新型的导弹控制与布局方案，它有别于目前大量生产与设计的防空导弹。它首先是将弹体控制的最大升力的方向指向目标，这时就可以利用最有利的条件飞向目标，这对导弹动力系统的设计、气动布局、机动能力等都会带来很大的好处。
(5) 热防护问题。由于整体式冲压发动机燃烧室的双重功用，对壳体的热防护要求特别苛刻，主动冷却难以实现，目前均采用烧蚀热防护。
(6) 堵盖设计问题。进气道和燃气发生器堵盖在助推时必须能够承受高压的作用，同时能可靠密封，在发动机转级时能够可靠而迅速打开。堵盖设计的技术含量较高，当前使用的可抛式堵盖方案有整块式、分瓣式和易碎式。
(7) 喷管设计技术。由于整体式固体火箭冲压发动机结构的特殊性，其助推装药安放在冲压发动机燃烧室中，当助推器工作时，燃烧室中压力较高，要求喷管喉径较小。转级后，冲压发动机工作时，燃烧室压较低，要求喷管喉径较大。因此助推器喷管的设计和抛撒机构的设计非常重要，目前主要采用可抛喷管、可烧蚀喷管和无喷管装药三种方案。
(8) 补燃室最佳设计。最佳设计可以保障补燃室有较高的燃烧效率。主要方式有：补燃室长度选择、空气和燃气喷射冲量、空气进气角、侧向进气的数量、方向和位置，所有这些措施都是为了改进掺混，提高燃烧效果和增加比冲。
(9) 转级技术。转级过程包括助推喷管抛撒、燃气发生器工作、进气道堵盖打开等一系列动作，转级需要通常在200ms内完成。转级机构结构比较复杂，如果转级不能按照预定的序列进行，将会严重影响冲压发动机工作，采用无喷管结构可以大大降低转级的复杂性。
(10) 发动机地面试验技术。价格低廉的直连式试验主要用于研究燃烧的组织问题，是目前国内外主要试验方式。对于价格昂贵的飞行试验、自由射流试验以及火箭橇实验则在非常必要时采用。直连式的加热污染需要补氧，较低燃烧室压力和较高的环境压力需要引射。
1.4 本文主要研究内容来!自~751论-文|网www.751com.cn
本文研究工作涉及以下几点内容：
(1) 发动机性能计算与初步设计，使用热力学软件CEA分析不同空燃比、补燃室压强、推进剂配方对发动机温度、比冲的影响，选取合适的空燃比和补燃室总压进行结构设计；