喉栓式固体火箭发动机能够实现固体发动机的可控,即可以根据实际的需要来调节推力的大小,进而从多方面提高了飞行器的性能,所以喉栓式固体火箭发动机的研究一直受到广泛关注。本文针对喉栓式固体火箭发动机的工作特点,建立了准稳态和非稳态的流场数值计算模型,开展了理论分析和大量的数值模拟,揭示了喉栓式固体火箭发动机流动规律和推力调节特性,为喉栓式固体火箭发动机的研究提供了理论基础。本文先从理论上分析了喉栓式固体火箭发动机的工作原理,本文认为喉栓式固体火箭发动机的等效喉部面积出现在喷管型面和喉栓型面所成的流管的最小截面积处,以此为基础对喉栓式固体火箭发动机进行内弹道计算,得到其数值解。然后用FLUENT建立了喉栓式固体火箭发动机准稳态流场和非稳态流场的数值模型,用内弹道计算结果对数值模型进行了校验。开展了大量的数值计算,揭示了喉栓式固体火箭发动机流动特性,得到了喉栓构型、喷管构型、喉栓位置及之间匹配关系对流场和推力的影响规律,并从推力调节性能和比冲效率的角度获得较优的喉栓和喷管型面。最后采用动网格技术建立了喉栓式固体火箭发动机非稳态流场的数值模型,进行了非稳态数值模拟研究。分析了推力调节过程中非稳态流场的特征,获得了装药燃速特性、喉栓运动速度等因素对压强响应的影响规律,并揭示变推力瞬态过程流动物理现象的本质,为实验研究提供理论依据。