整体式固体火箭冲发动机是一种新型推进系统，是冲压技术与固体火箭技术有机结合的组合型动力装置，具有比冲高、结构紧凑、使用方便的优势，能够最大限度地满足新一代战术导弹的战术技术要求，国外在这方面的研究已经取得了很大的进展，并已用于新型的导弹，但是流量可调的固冲发动机仍然是国内外研究的重点与难点。 本文阐述了三种固体火箭冲压发动机性能计算的主要区别，建立了固体火箭冲压发动机性能的工程计算方法，重点以流量可调的壅塞式固冲发动机为研究对象，用数值模拟的方法研究了以下内容：(1)计算分析了矩形超音速进气道设计点的工作状态对发动机非设计点进气道／发动机匹配工作的影响。计算表明，对于高飞行马赫数，选择进气道亚临界状态作为设计点能够明显改善发动机性能，但当发动机处于低超声速飞行时，这种设计点选择不仅使发动机性能降低，同时也明显缩小了进气道稳定工作范围；相反，此时进气道的超临界设计表现出明显的优势。(2)以超临界状态作为进气道设计点，分析了攻角对固冲发动机主要性能的影响，探讨了推进剂压强指数和空燃比对燃气发生器喷管喉道面积的影响规律。计算结果表明，大压强指数的推进剂有利于推进剂流量的调节，另外，由于燃气发生器喷管喉道可调范围的限制，低空飞行时空燃比应该大一些，而高空时相对要小一些。(3)以导弹在铅垂平面内简单的控制方程为例，分析了以流量可调的壅塞可调发动机为动力装置的导弹水平飞行规律，其中包括发动机总推进剂质量流量一定时，助推发动机流量不同对导弹水平飞行距离的影响，以及同一飞行高度下，采用不同的空燃比对导弹水平飞行加速度和飞行距离的影响，最后，从剩余推力的角度分析了不同高度上发动机调节空燃比取值范围。 最后，运用FORTRAN与VB．NET混合语言编程的方法，通过文中所论述的数据文件临时传递方法，在对原始FORTRAN程序改动很小的情况下，快速的实现FORTRAN计算程序的可视化，编制出界面友好，使用方便的计算软件。