大长径比固体火箭发动机因推力大,装药量大,续航性强可以满足现在众多导弹的军事要求,所以大长径比发动机在我国的航天领域中占有重要的地位。但是大长径比固体火箭发动机,随着工作时间的增加发动机内的燃烧稳定性会变差,尤其在发动机的工作末期出现一些反常的燃烧现象,使发动机产生剧烈的振荡,甚至会损坏发动机。通过对大长径比固体火箭发动机进行不同的翼柱装药位置时的压力衰减振荡的对比、不同推进剂和不通几何结构时的增益、阻尼以及声能振幅增长的对比可以提升对大长径比固体火箭发动机的声不稳定性的认识。本文根据燃烧不稳定的线性理论编写出了燃烧不稳定预估的软件,这个软件可以与CFD软件和CATIA软件进行关联进行相关的计算和模型建立。软件主要包括发动机内流场模型建立模块、化学计算模块、声模态计算模块、声阻尼计算模块、压力耦合响应计算模块、不稳定性预估模块、网格生成模块、流场计算模块。运用软件中的发动机内流场模型建立模块、网格生成模块、流场计算模块对前翼柱型装药结构发动机与后翼柱型装药结构发动机在五个不同工作时间时燃烧室内脉冲压力衰减振荡过程进行了模拟。得出在这五个不同工作时间时,前翼柱装药结构的发动机燃烧室内抑制压力振荡的能力要好于后翼柱型装药结构的发动机。得出前翼柱型装药结构的发动机在这五个工作时间时的稳定性要好于后翼柱型装药结构的发动机。运用软件的中发动机内流场模型建立模块、化学计算模块、声模态计算模块、声阻尼计算模块、压力耦合响应计算模块、不稳定性预估模块。通过改变推进剂的压力指数和推进剂的燃速、发动机燃烧室的长度、燃烧室的半径、发动机的喷喉半径计算出在发动机不同工作时间时的增益和各种阻尼以及声能振幅增长率,然后绘制成随时间变化的曲线图。得出发动机的压力指数增大时发动机的声能振幅增长率会变大;推进剂的燃速增大时,发动机的燃面放大系数会变小,阻尼的绝对值会变小,声能振幅增长率也会变小;发动机的长度增加时,燃面放大系数会变小,阻尼的绝对值会变小,声能振幅增长率会变大;燃烧室半径减小或者发动机喷管喉部半径增大时,发动机的声能振幅增长率会变小等规律。此外燃烧室半径与喷管喉部半径为定值时,同比例增大燃烧室的半径和喷喉半径,得出发动机的声能振幅增长会变小,发动机会更稳定,因此得出在判断发动机的稳定性时不能只是通过长径比或者喉径比的大小来判断是否稳定,应该发动机的燃烧室长度,燃烧室半径和喷喉半径三者之间的关系更加整体的来考虑。