单室双推力固体火箭发动机的概念是上世纪50年代末由国外学者提出来的，至今世界各国至少已研究成功大约30余种，并应用到各种战术导弹上。由于单室双推有显著优点，因此越来越得到人们的重视，不但在地空导弹上得到广泛应用，在空地、反坦克导弹乃至地地战术导弹上，其应用也不乏其例。并且随着推进剂、装药工艺、发动机热防护技术等条件的成熟，单室双推力发动机将在战术导弹上尤其是面空导弹中的应用更加广泛。目前为止，已装备在面空导弹上的单室双推力发动机大约有13种（如SA-1、SA-8、“尾刺”、“长剑”、“罗兰特”等），应用在空空导弹上的大约有六种（“超猎鹰”、AIM-44E/F、R530等）。我国已经投入使用的具有代表性的单室双推力发动机为6FG-7[3]。60419

国外学者对单室双推力固体火箭发动机进行了详尽的研究,印度的V.R.Sanal Kumar教授[6]等人对双推力发动机中边界层效应对发动机内流流动壅塞的影响方面进行了深入研究，如：运用二维k-ω湍流模型，对双推力发动机在启动瞬间喉部过渡区域形成的流动壅塞进行了详细地参数化研究。该文给出的程序运用耦合的二阶隐式非定常方程来求解标准剪切流校正的k-ω湍流方程。文中数值模拟应用了可压缩的雷诺时均纳维—斯托克斯方程的完全隐式有限体积格式。结果显示，在亚声速入流情况下，导致双推力发动机出现流动壅塞的一种可能是由于过渡区域起始段的边界层位移厚度造成的流动横截面积减小所形成的的流动喉部。据观察，双推力发动机的上游区域面积增大55%，则在过渡区域其堵塞因素会减少25%。为此，可以消除发动机内流流动壅塞以及发动机喷管喉部早期的流动壅塞。如果上游通气面积的等效直径相比发动机长度很小，则通道任意一边发展的边界层都可能重合，从而导致流动壅塞；另一方面，如果发展的边界层距离足够大，则不会发生流动壅塞。对于壅塞情况，面积堵塞因素在重要性上要比非壅塞情况重要。该文中还对至今很多都没研究的情况作了确凿的探索和研究，如双推力发动机中的边界层堵塞和燃烧室内流流动壅塞等情况。

V.R.Sanal Kumar等[7]继续深入探究不均匀通道的发动机在静态试验和飞行试验中出现的点火压力峰论文网、压力上升速度、不稳定性、压力震荡等现象的形成机理。固体火箭发动机的基本思想很简单，但是它的设计确是个很复杂的技术问题，需要不同分支学科的专业知识来解决所涉及的物理问题。总体提出高性能双推力发动机的优化设计更是一个复杂的问题。在固体火箭发动机行业，很多为人熟知的双推力的点火压强峰都有高于稳定的5倍。已经采取很多措施来消除压力峰，但是没有一种常规的方法证明有用。然而，大量实验表明增加双推力发动机的通道面积能够减小不寻常的点火压力峰。虽然这种方法能够减小压力峰，但是却影响了发动机的高性能。因此，消除 不寻常的压力峰和减少压力速度的同时不牺牲基本装药结构和体积装填系数是未来研究很有意义的课题。

Peretz A等[8]建立了一个综合的模型对体积装填系数高的固体推进剂火箭发动机中流动区域时间和空间的发展进行了分析。燃烧室中的气体流动由一系列的双曲线偏微分方程表示，它们结合了点火和火焰传播以及发动机轴向的燃气加质流动。火焰传播速度由推进剂表面连续的加热到点火阶段来计算的。运用可控端面燃烧点火器的矩形窗口发动机（药柱长度50cm，周长1cm，通道等效直径1cm）已通过试验验证分析。该文应用AP推进剂进行了喉通比分别为2.0、1.5、1.2、1.06，头部压强为35到70个大气压的试验。计算压强瞬变量和火焰传播速度与实验测得量吻合得很好。