固体火箭发动机以其结构简单、快速反应能力强和工作可靠性高等优势,易于实现一体化和模块化设计,在未来微纳卫星大范围轨道机动中有着广泛的应用前景。因此,本文面向应用于微纳卫星的固体火箭发动机,采用数值模拟与试验验证,对真空条件中发动机前端点火和尾部点火下不同参数的点火特性和真空羽流现象进行研究,以获得提升空间固体发动机点火性能的技术途径和方法,促进固体火箭发动机在空间环境中的工程化应用。通过分析点火燃气填充和压力建立过程,阐述不同结构尺寸参数对点火性能的影响规律和各流动特征参数的分布规律,对固体火箭发动机发动机结构优化设计和研究装药完整性分析具有指导意义。本文的主要研究工作包括:（1）通过引入燃烧扩散系数修正了黑火药点火室质量流率模型,建立了真空下固体火箭发动机点火瞬态过程数值仿真模型,设计了不同点火方式、点火室出口、装药位置、扩张比的点火试验样机,搭建了真空点火试验系统,包括真空试验装置、真空保护箱、图像采集处理系统和数据采集处理系统。（2）建立了发动机前端点火二维轴对称模型,研究了点火药量、装药位置、点火室出口尺寸等设计参数变化和燃烧加质过程对发动机点火性能的影响,并与点火试验进行了对比,验证了数值仿真的有效性,分析了真空羽流现象。结果表明:增大点火药量会增加点火压力峰,对装药的结构性产生不利影响。真空条件下黑火药的点火性能发生变化,0.2g点火药无法冲破端盖,常压下喷出的大量颗粒在空气环境中二次燃烧,而真空下喷出的颗粒未进一步燃烧。装药位置在中间可以提升点火内流场的稳定性,有利于火焰稳定发展。点火室出口越大,其点火药流量损失也越大。考虑加质时,推进剂燃烧产生的加质流与点火室燃气共同作用加速了燃烧室压力建立过程。（3）分析了扩张比等参数变化对尾部点火燃气填充和压力建立过程的影响,与试验对比验证了仿真计算的合理性。结果表明:相同点火药量下,尾部点火方式较前端点火的内流场冲击更为剧烈,且有较明显的压力振荡,装药表面振荡压差达到1.82MPa（前端为0.4MPa）,不利于装药的结构完整性。相同喉径下随着扩张比增大,端盖打开时间越长,燃烧室内建立的压力越高。与常压试验相比,真空下尾部羽流现象更为明显,点火性能的稳定性较差,燃烧时间也较短。通过本文的研究工作,对不同方式和参数下的瞬态点火过程进行了深入的探讨,为提高固体火箭发动机的点火性能,促进其在空间环境条件下的工程化应用,奠定了理论和实践基础。