大型固体火箭发动机通常采用药柱分段填装方式，并且具有潜入式喷管。将药柱分段的障碍物（如挡药环）和潜入式喷管所具有的空腔，是引起涡脱落的主要原因，而涡脱落则进一步导致了燃烧室内的压力振荡和燃烧不稳定性等问题。本文用数值模拟的方法，研究分析由障碍物、潜入式喷管等几何结构所引起的固体火箭发动机燃烧室内的涡脱落现象。由于k ε等计算模型会因为粘性耗散作用而容易忽略小涡的存在，本文采用大涡模拟（LES）湍流模型，以FLUENT计算软件为平台，在假设物理模型轴对称的前提下，对影响涡脱落频率的几种因素，例如不同来流速度，不同障碍物内径和位置，不同空腔体积情况下的涡脱落频率等进行了数值研究。同时为了在保证计算精度的前提下减小计算量，对不同网格数量的计算结果进行了对比分析。通过将模拟计算结果与文献中的计算及实验结果进行对比，取得了较好的吻合度，从而验证了所使用计算方法的合理性，通过对计算结果的对比分析，表明：在保证y+小于10的前提下，网格数量对计算结果影响并不明显；气流在流经障碍物时会在障碍物两侧形成明显的分离涡，同时在障碍物与气流接触的端部形成涡脱落现象；在燃烧室尺度一定的情况下，涡脱落频率会随着障碍物径向特征尺度的增加而增加，随着障碍物与喷管前端间的距离，以及喷管空腔体积的减小而增加；同时，涡脱落频率与来流速度近似呈线性关系。