近年来,固体燃料冲压发动机备受世界各国关注,与其它发动机相比,固体燃料冲压发动机具有比冲高、结构简单等特点,在超声速导弹和增程炮弹方面具有广阔应用前景。本文以小口径固体燃料冲压发动机增程炮弹为应用背景,以计算流体动力学软件FLUENT为工具,结合理论分析、数值模拟和实验等手段,对固体燃料冲压发动机的燃烧和内流场特性及其影响因素进行了深入系统地研究,为固体燃料冲压发动机的研制奠定理论和实验基础。本文主要工作如下：一、利用二维轴对称N-S方程对唇口前缘钝化的小口径超声速弹用进气道内外复杂流场进行了数值模拟,湍流模型为RNGk-ε两方程模型,数值格式为一阶迎风格式。所得流场结构清晰,获得了在设计马赫数下不同外罩唇口前缘钝化半径对进气性能参数的影响。结果表明：在唇口前缘钝化半径合理(r/H=1.3%)的情况下,进气道的稳定工作范围变宽,总压恢复系数提高,唯一不利因素为进气道总阻力有所增大。然而,当唇口前缘钝化半径过大(r/H=2%)时,钝化唇口前缘处产生的低速区使附面层变得很厚,对进气道内流场结构造成严重影响,进气道的稳定工作范围迅速变窄。二、利用三维雷诺平均N—S方程,在不同攻角和来流马赫数条件下,对带侧向支柱的某小口径固体燃料冲压增程弹用混压式进气道的内外复杂流场进行了数值模拟,并完成了风洞实验,得到了不同状态下进气道的纹影图片、沿程静压分布及进气道出口总压变化规律。数值模拟所得流场结构与风洞实验纹影图一致,所测静压与总压数据和计算值吻合良好,从而验证了数值模拟的可靠性。结果表明,所设计的弹用超声速轴对称混压式进气道在设计状态(Ma=3)和非设计状态(Ma=2.5)均能有效工作,并且在α=0°～6°的范围内具有良好的攻角特性。进气道出口马赫数约为0.3～0.4,能够满足小口径固体燃料冲压发动机燃烧室对入口马赫数的要求。三、利用Rihani-Doraiswamy和Benson两种基团贡献法,估算出了单体MMA(C5H8O2)的定压比热、标准生成焓和熵值等热力学数据。根据推进剂分解原理,结合计算流体动力学软件FLUENT的用户自定义函数进行二次开发,并采用两步化学反应模型、RSM模型、涡耗散湍流燃烧模型和一阶迎风格式,建立了PMMA在固体燃料冲压发动机燃烧室内的燃烧模型。对不同来流空气质量流率、来流空气总温、药柱通道直径等工况,进行了PMMA在固体燃料冲压发动机内燃烧的数值模拟研究,得到了燃烧室内的流场结构、温度及组分分布。结果表明,随着轴向位置的增大,燃料局部退移速率先增大后减小。增大入口空气温度和质量流率均使平均退移速率近似按指数关系增大,燃烧室温度亦随之增大。增大入口药柱通道直径使得再附点后移,而平均退移速率则近似呈指数关系减小四、设计了固体燃料冲压发动机直连式实验发动机,采用镁/聚四氟乙烯为点火药,在国内首次完成了以PMMA为燃料的固体燃料冲压发动机直连式实验,采用电磁阀和数显时间继电器精确控制实验时间,发动机点火可靠,工作稳定。对不同药柱通道直径、来流空气质量流率和出口喷管等工况进行了实验研究。实验结果表明,当药柱通道直径(Dp=30mm)较小时,固体燃料冲压发动机燃烧室产生类似于固体火箭发动机内的侵蚀效应。燃烧室压强越低,燃料平均退移速率、补燃室温度均随之降低,然而这种影响在低压(<O.8MPa)条件下是有限的；此外,增大药柱通道直径,使得总燃烧面积增大,尽管燃料平均退移速率有所降低,但是总燃气质量流率仍然增大,从而提高补燃室压强和温度。点火药量和能量以及点火药燃烧的持续时间均是点火能否成功的控制因素。对于给定的点火药品种,在点火药药量一定的条件下,增大来流空气质量流率和降低来流总温对点火都是不利的。实现成功点火的可行方法是增大点火药药量。数值模拟值与实验结果较为吻合,平均燃料退移速率最大误差约为7.7%；补燃室压强最大误差约为15.3%；补燃室温度最大误差约为22%。