固体火箭发动机以其结构简单、可靠性高、发射准备时间短等优势,在军事领域中获得青睐。固体火箭发动机向着“高能化、大型化、高过载、宽适应”方向的发展,对固体火箭发动机设计,尤其是喷管设计提出了新的、更高的要求。喷管设计除了性能设计等内容外,其内部流动、热防护结构的传热与热应力问题也是研究人员必须考虑的,依次保证喷管热防护结构具有一定的可靠性。本文以固体火箭发动机喷管结构间隙设计及其引起的故障问题为突破口,开展了喷管热结构一体化耦合数值分析方法在固体火箭发动机喷管结构间隙优化设计中的应用及试验研究,另外进行了由结构间隙设计引起的喷管故障分析。全文主要研究工作和结论分为以下几个方面:(1)根据固体火箭发动机工作特点,综合考虑了接触热阻、摩擦热耗散过程中的能量分配以及接触对分离后的辐射传热等因素,建立了考虑结构间隙设计的喷管热结构非线性多物理场耦合一体化数值分析模型;(2)针对某型固体火箭发动机喷管结构间隙设计问题,采用上述分析模型,分别进行了9种间隙匹配模式下的热结构分析,基于“工作阶段是否存在某一段时间内各接触对接触单元数均为零”的穿火判定准则,进行了结构间隙优化设计,考核了优化结果喷管的结构完整性。最后开展试验探究,传热仿真结果与测温结果的相对误差在-20%以下,喷管组件解剖结果可见收敛段烧蚀层与喉衬交界界面有明显的火焰穿入烧蚀迹象,与喷管结构间隙优化设计结果吻合,说明了优化设计结果的有效性、数值分析模型的准确性;(3)为了研究不同结构间隙影响下的喷管热结构详细响应规律,采用聚类分析方法,详细阐明了不同结构间隙下热结构响应规律。结果表明,温度及各向应力的聚类分析结果体现出一致性与差异性共存的特征。同时,喷管结构间隙优化设计点取值有效。聚类分析与固体火箭发动机仿真分析技术的综合运用,能够提升发动机设计水平,提高发动机设计效率;(4)定义了由喷管结构间隙设计引发的故障模式:应力破坏模式和间隙内烧蚀模式。首先针对上述优化设计喷管试车后出现的扩张段非正常烧蚀现象,综合考察非正常烧蚀部位的应力状态、接触单元数变化历程,确认该现象成因为结构间隙设计不合理,导致发动机工作初期存在一个较长时间,结构间隙未闭合,导致火焰穿入,引发间隙内烧蚀。接着,针对某石墨喉衬喷管热试车时出现的喉衬碎裂、裂纹现象,通过分析发生碎裂及其周围危险区域节点的各向应力,确认该现象起因为结构间隙设计不合理使得喉衬初期膨胀应力未得到有效释放,产生局部应力集中而发生结构破坏;(5)基于数值分析结果,结合热试车现象,建立了非潜入式喷管碳/碳复合材料喉衬结构间隙的设计准则:在数值分析论证喷管结构完整性基础上,喉衬与收敛段连接处结构间隙大小应处于区间(0.05mm,0.1mm]内,喉衬与扩张段连接处结构间隙大小应处于区间(0.05mm,0.2mm]内,并进行穿火判断。采用该设计准则,开展了某III型非潜入式喷管结构设计,获得了有关工程单位的认可,进一步论证了该准则。通过本文研究,为固体火箭发动机喷管设计提供了一套有效的、准确的、考虑结构间隙设计的喷管热结构一体化耦合分析方法,开展了相关故障诊断研究,强调了结构间隙设计的重要性,将其提升到喷管设计过程中的重要地位。