大型的固体火箭发动机通常采用潜入式喷管，其燃烧室尾部的流动非常复杂，流动过程及其机理尚不十分清楚。本文从冷流模拟的角度出发，设计了通道为矩形的含潜入喷管发动机冷流模型，可以模拟发动机工作过程中三个不同时刻的流动状态。利用PDPA测速技术首次对燃烧室尾部的复杂分离流动进行了测量，获得了完整的时均速度和湍流脉动定量数据。实验结果表明，在发动机工作过程中随着燃面的退移，燃烧室尾部的流动会发生很大变化，初始时刻背壁区加质流沿喷管背壁进入喷管，背壁区没有回流形成；中间时刻在加质流的驱动下背壁区后部形成较弱的回流；结束时刻气流在燃烧室壁面分离，背壁区形成强烈的回流。受喷管潜入的影响，结束时刻流场的湍流脉动非常强烈，而中间时刻和初始时刻，由于加质流与主流的强迫混合可以消除气流扰动向下游的传播和扩展，流场的湍流脉动明显减弱。通过对测量结果的分析，我们认为分离流动的周期性(如分离线的低频摆动)与喷管流动相耦合，会造成燃烧室尾部流动的非稳态效应增强，增加了回流区从主流中获得的能量，也加剧了流场的湍流脉动。在冷流模拟的基础上，对燃烧室尾部的两相湍流流场进行了数值模拟，数值模拟采用双流体模型和K-ε-A.P.湍流模型。利用实验结果对数值模拟的准确性作了检验和评价，结果表明数值模拟能给出与实验结果一致的分离线位置，但在某些流动细节上还有差别，如回流速度大小和湍流度等，数值模拟中存在的主要问题是湍流模型不够完善和网格生成不够精细。最后，利用冷流模拟与数值模拟相结合的方法，研究了雷诺数、喷管背壁形状、后封头形状和潜入深度对燃烧室尾部流场的影响，结果表明流动的分离对雷诺数和背壁区几何边界的变化很敏感。本文的冷流模拟工作对于固体火箭发动机内流场研究的发展具有一定的贡献，实验结果有助于提高对燃烧室尾部流动机理的认识水平，可以为发动机设计提供参考，也可以作为数据库来校验数值模拟的准确度。