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在有效提高火箭弹炮口速度的同时，为减小发动机后喷燃气对发射装置的作用力，在未来高速超远程野战火箭设计中，可以将火箭发动机按双推力的方案设计。当火箭弹在定向管内运动时，火箭发动机在大推力状态下工作，能够迅速地达到预定的飞行速度；火箭弹出炮口后，转换到小推力状态下工作，用以进一步提高火箭弹的飞行速度。
双推力发动机[2]可以分为双室双推力、两次点火和单室双推力三种结构形式。双室双推力发动机由相互隔离的燃烧室和各自的喷管组成，可以看做两个独立的发动机单独工作以实现连续或间断的推力；两次点火发动机由两个燃烧室和一个喷管组成，两个燃烧室拥有完全独立的装药结构，通过两次点火实现间断的双推力；单室双推力发动机则是共用一个燃烧室和喷管，可以通过不同的推进剂组合（串联、并联等）、不同燃速的推进剂或不同的装药结构来实现双推力。
上述几种双推力发动机中，单室双推力发动机的结构设计更为简单，其运用前景更为广阔，自问世以来就被应用到各种战术导弹中，是目前研究的主要方向。
单室双推力固体火箭发动机的推力比是通过压强比来实现的。由于发射级燃烧室压强不宜过高，否则将增大燃烧室壁厚而使火箭的消极质量增大，同时续航级压强过低又将导致比冲下降，因此，单室双推力发动机的推力比一般不宜超过8。
1.2 单室双推力发动机国内外研究现状
单室双推力固体火箭发动机自从年代末问世以来，被应用到各种战术导弹上。由于它有着显著优点，因此越来越引起人们的重视，不但在地空导弹上得到广泛应用，就连空空、反坦克导弹乃至地地战术导弹上，其应用亦不乏其例[3]。可以预言，随着高速、大机动目标的出现，推进剂、装药工艺、发动机隔热技术等条件的成熟，单室双推力发动机在战术导弹上，尤其是在面空导弹上的应用，今后还会日趋增多。
1.2.1 单室双推力发动机国外研究现状
1.2.2 单室双推力发动机国内研究现状
1.3 本课题的研究内容
本课题针对未来高速野战火箭研制过程中可能遇到的关键问题，开展单室双推力固体火箭发动机设计研究，具体为管槽-端燃双推力组合装药设计的研究及内弹道特性研究，为研制高性能固体火箭发动机提供一定的技术支撑。主要任务有：
1）完成装药相关参数的初步设计；
2）完成药型参数的计算和调整；
3）完成组合装药的内弹道编程计算；
4）完成发动机相关结构的设计；
5）完成发动机的三文图绘制。
2 管槽-端燃双推力组合装药设计
该药形由发射级侧面燃烧管槽药形和续航级端面燃烧药形组成。与星形-端燃双推力药形相比，发射级的装填系数高，当续航级采用低压高燃速推进剂后，可设计出发射级和续航级都有较大装药量的装药，适用于飞行速度高和射程较远的导弹使用。这是因为发射级的装药量大，可使导弹飞行到发射级末端的速度较大，而工作时间较长的续航级，可使这一较高的飞行速度保持较远的距离，在续航级设计允许的条件下，续航级装推进剂质量越大，实现导弹飞行速度越高，射程越远。此装药的双推力发动机具有结构紧凑、装填密度高、发动机的总推力冲量较大等特点。