固体火箭发动机作为火箭和导弹的动力装置,具有高比冲、可靠性高、结构简单、机动性能好、成本低等特点,在各领域已得到越来越广泛的运用。由于发动机长时间在高温高压的恶劣环境下工作,热防护是固体火箭发动机中的一个重要问题,因此对绝热层的烧蚀研究具有十分重要的意义。本文利用计算流体力学(CFD)软件FLUENT为计算平台,以碳酚醛绝热层固体火箭发动机作为研究对象,采用二维轴对称模型结合动网格方法,分析固体火箭发动机在工作过程中燃烧室和喷管内绝热层的烧蚀特征,为绝热层的优化设计提供参考。本文首先分析了边界层算法、外部流场和湍流强度的设置对计算结果的影响。结果表明采用增强壁面函数得到的绝热层内部烧蚀计算结果与标准壁面函数明显不同,采用增强壁面函数更加合理。外部流场对计算结果的影响不明显,湍流强度越大,绝热层烧蚀率也随着增大。基于以上分析,采用无外部流场模型结合增强壁面函数,分析了固体火箭发动机绝热层的烧蚀特征及其影响因素。结果表明,由于绝热层材料热导率低,喉衬材料热导率高,初始时刻喉部的温度和烧蚀率都较低,燃烧室绝热层的烧蚀率大。随着时间的增长,燃烧室和喉部内壁处温度慢慢趋于一致,喉部上游地区的烧蚀率最高,烧蚀率随着时间的增长而增大,但增幅越来越小。燃烧室后半段靠近喷管处与喷管喉部上游地区发生的烧蚀现象最严重,而在喷管扩张段,烧蚀现象并不明显。氧化反应物中由H2O引起的化学反应是产生壁面烧蚀的主要因素,而CO2引起的烧蚀率很小。最后本文分析了燃烧室内温度、压力、燃面退移速度和离散相固体颗粒等对绝热层烧蚀的影响。结果表明,内压和温度越高,绝热层烧蚀率也随着增大;燃面退移速度越大,近入口处烧蚀率越小;离散相颗粒会在燃烧室到喷管的过渡段发生沉积,颗粒侵蚀率随着质量流量的提高而增大,颗粒直径增大会使受侵蚀面变大,颗粒入口速度对其影响不大。和化学反应引起的烧蚀率相比,离散相颗粒的侵蚀率很小,几乎可以忽略。