整体式固体火箭冲压发动机作为一种新型的导弹推进系统,以其体积比冲高、推力系数大、易于小型化、使用维护性好等优点,可最大限度地满足新一代战术导弹的战术技术要求,通过短燃烧室高效、稳定燃烧可有效提高导弹整体性能和适装性。本文以某型固冲发动机为研究背景,考虑到该发动机受限于导弹的弹舱要求,发动机补燃室长径比不大于3,为满足发动机总体性能,从而为型号研制奠定重要基础,急需完成固冲发动机短补燃室高效燃烧技术攻关。本文针对补燃室内硼颗粒在富氧环境下发生的点火与燃烧过程,在分析硼颗粒燃烧机理基础上,基于硼颗粒燃烧数学模型编制软件,实现了硼颗粒点火、燃烧和熄火过程的模拟;提出了硼颗粒粒径计算方法,并依据试验数据获得硼颗粒粒径的拟合参数,采用该方法的仿真计算结果与地面数据的误差在5%以内。本文总结分析了影响补燃室二次燃烧效率的因素,仿真分析表明补燃室头部高温回流区是补燃室头部进气固冲发动机二次燃烧的重要影响因素。头部进气转弯段占用的头部扇形角越小,来流空气突扩效应越明显,越有利于在补燃室头部形成高温回流区,为硼颗粒点火燃烧创造有利条件,同时燃气喷头结构也会对补燃室头部回流区构建产生影响,燃烧组织方案设计中需要综合考虑转弯段和燃气喷头结构匹配问题。本文通过补燃室燃烧组织方案设计及计算仿真,得到了较优设计方案,基于此开展对比试验验证,头部进气短补燃室地面试验燃烧效率显著提高。通过本文研究,头部进气短补燃室燃烧效率达到0.75以上,探索出提高头部进气短补燃室二次燃烧效率的新技术、新途径,研究工作对指导固冲发动机燃烧组织方案设计具有重要作用。