单室双推力发动机文献综述和参考文献
1 单室双推力发动机国外研究现状
一般国外报导的单室双推力发动机推力比均在4～6左右。1986年左右服役的以色列“蛟蛇”远程反坦克导弹,采用两种燃速的HTPB-AP推进剂浇铸而成的单室双推力药柱,推力比可达16:1,是当时所能了解到国外最高推力比的单室双推力发动机之一。“蛟蛇”发动机所用的HTPB-AP推进剂助推级燃速为20mm/s（工作压力为20MPa），药型为内燃星型；续航级燃速为5.5mm/s（工作压力1～3MPa）,药型为端面燃烧采用浇铸工艺分别把两种不同燃速的推进剂浇铸在一起。该推进剂的缺点是能量不高(不加铝粉),压力指数大(约为0.5),且燃气中存在大量的腐蚀性气体氯化氢(HCl)，这对制导兵器来说是不希望的。论文网
Jacques L等人于1983 年、1985年最早提出了装药设计专家系统思想[4]；James Brill C legern于1993年、1994年发表了固体发动机概念及优化设计论文[5,6]，将肉厚系数、长径比及体积装填系数与药形的关系规则表示, 用以辅助药形的选择。
阿里•卡姆兰提出对开槽管型药柱的敏感性进行分析，对其设计并优化，最后成功实施。使用实体建模的方法来对药柱结构进行参数化建模，得出药柱的几何特性，允许用户输入简单的数据来构建其几何形状[7]。
美国1981年研制了计算机辅助优化设计程序SPOC，它包括推进剂热化学计算，燃烧稳定性分析，内弹道性能计算，比冲效率计算，装药、燃烧室、喷管结构设计，质量评估和成本预算等，这为研究双推力甚至多推力发动机提供了软件基础[8]。
2 单室双推力发动机国内研究现状
鉴于单室双推力发动机对于提高火箭密集度有显著优点，国内对于单室双推力的研究也由来已久，朱定强[9]等初步设计了一个具体的单室双推力发动机，并运用单室多推力发动机的设计模式及过程，证明了设计单室多推力发动机的方法的实际理论基础，包括固体火箭发动机各个主要部分，如燃烧室、推进剂、喷管等部件的设计，阐述了有关固体火箭发动机设计的相关理论价值。
李越森[10]等从工程实际的角度，提出了单燃速单室双推力三文药柱的设计方法和药型参数优化方法，并通过设计实例纠正了长期以来对以单一推进剂实现两级推力的几个认识误区，为这一新技术成果的应用奠定了基础。
为有效提高火箭弹炮口速度，减小发动机后喷燃气对发射装置的作用力，周长省[11]等提出了单室双推力多孔装药结构，给出了装药药柱燃烧面积及通气面积的计算方法，利用某火箭发动机的装药参数，计算了多孔装药内弹道特性参数。
考虑装药优化设计过程中推进剂性能参数的不确定性，李晓斌[12]介绍了不确定性优化设计思想和方法，开展了固体火箭发动机装药不确定性优化设计研究。与确定性优化设计结果相比，不确定性优化设计结果更可靠、更稳健，为固体火箭发动机总体方案设计提供了更好的方法和手段。
方蜀州[13]采用实体造型方法进行固体火箭发动机药柱三文复杂内腔推移的仿真和燃面计算，为固体火箭发动机设计提供了前所未有的设计分析手段，减少了计算的繁琐和困难。这种方法能够分析的装药结构形式十分广泛，与现有的燃面计算方法(内弹道计算法、有限元素法、边界拟合坐标法)比较, 具有输入简便灵活、几何燃面计算准确、输出信息完备等优点。
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