● 摘要
高空工作的固体火箭发动机在工作结束后还会产生相当大的残余推力，残余推力预示的准确性对于提高导弹精度有着重要的影响，因此，残余推力的预示方法备受关注。
本文从绝热层热解的能量方程出发，采用绝热层烧蚀三层模型，并引入空隙率概念，建立了固体火箭发动机残余推力的预示模型。在理论预示模型的基础上，开展了固体火箭发动机残余推力试验技术研究。通过试验获取了预示模型中绝热材料的物性参数，并在解决了燃烧室绝热层温度测量、发动机后效段压力测量两项关键技术后，完成了固体火箭发动机残余推力实验评估体系的建立，实现了固体火箭发动机工作结束0s~200s区间残余推力的性能预示。
本文通过对固体火箭发动机残余推力的研究，可以提高固体火箭发动机后效段推力、流量等性能参数的预示精度，为控制系统选择合理的控制方案提供依据，达到提高导弹精度的目的。