固体火箭助推器是巡航导弹的次动力装置,在工作过程中,由于其涉及到燃烧、加质、两相流动和化学反应等方面,内流场非常复杂。固体火箭助推器的可靠工作是保证巡航导弹可靠发射的重要因素,所以对其内部流场研究有重要意义。本文以某一固体火箭助推器为研究对象,主要的研究内容如下：a)针对助推器设计要求,利用气动力原理和喷管设计准则,初步得到喷管结构尺寸。然后建立喷管二维轴对称模型,采用FLUENT软件对喷管进行无粘和有粘情况下的模拟,得到喷管流场参数分布变化,对初始喷管进行数值模拟验证。研究了膨胀角、收缩角、扩张比和喉部曲率半径等对出口气体速度、出口压强和助推器推力等参数的影响,综合各种因素的影响。b)研究点火过程对固体火箭助推器工作过程的影响。为了分析点火过程对内流场影响,建立二维点火模型,利用气相点火理论,对点火过程的流场进行分析,得到不同时刻的内流场变化规律,并对点火器的质量流率、堵盖打开压强等对点火过程的影响进行了研究。c)考虑侵蚀燃烧作用,建立二维燃烧室-喷管模型,考虑到发动机燃烧时的燃面退移,利用动网格技术,使用L-R侵蚀燃烧模型, 利用UDF对Fluent进行二次开发,对发动机燃烧流场进行模拟,得到了燃面退移情况和流场参数变化情况。最后根据所得到的燃烧室内的压强时间变化,得到发动机工作全过程的压力随时间变化曲线。