固体火箭发动机作为推进系统,在航空、航天以及导弹武器领域占据重要地位,在固体火箭发动机研制和使用的过程中,有时会出现不稳定燃烧现象,导致发动机无法正常工作。目前,随着大长径比发动机的广泛使用,这类发动机在工作末期更容易出现不稳定燃烧现象。通过对不同几何参数的发动机模型进行声能振幅增长率的计算和对比,可以提升对固体火箭发动机不稳定燃烧线性预估的认识。本文对压力耦合响应函数的多种理论计算模型与实验数据进行了对比分析,得出适用于NWR-11复合推进剂的最佳燃烧模型,并根据燃烧不稳定性线性理论,编制了稳定性预估程序,在此基础上对不同结构发动机模型进行了线性声能振幅增长常数计算。本文的主要内容包括对线性理论中增益项和阻尼项的主要影响因素进行合理选择,简化关于声能振幅增长率的线性计算方法,着重对压力耦合响应函数6种理论模型的计算结果进行对比研究,得出采用BDP模型与均质推进剂理论相结合的计算方法最符合实验测量结果的结论。通过建立发动机计算模型,计算不同几何结构模型的各增益项、阻尼项以及声能振幅增长率,拟合出发动机线性稳定与线性不稳定的分界线,以此作为发动机稳定性预估的参考。计算结果显示出大长径比发动机声能振幅增长率在工作末期由负转正,这解释了这类发动机在工作末期容易出现燃烧不稳定现象的原因。综合计算结果,可以看出发动机的声能振幅增长率随发动机长径比的增大和喷管喉部直径的减小而增大,即发动机稳定性变差。此外,本文还指出目前的研究常常抛开喷管喉部大小对稳定性的影响,只依据“长径比”判断发动机是否出现不稳定燃烧的可能性这一观点的不足之处,即稳定性程度相近的发动机,其发动机长度、燃烧室直径和喷管喉部直径三个参数应满足一定的相似关系。