固体火箭发动机工作效率在很大程度上取决于能否最大限度地将发动机势能转化为动能,在同等条件下,能量转化率基本是一定的,这就要求采用高冲量推进剂装药来提高发动机能量特性。对于一般含金属推进剂的固体火箭发动机尤其是带潜入式喷管的发动机,在高推力的工作环境下,喷管的烧蚀非常严重。为此,采用一种新型的设计方案,即在喷管收敛段设计附加锥形部分的设计方案。其结构与基于弹体结构需要的长尾喷管不同,旨在改善喷管的烧蚀性能。本文主要运用Fluent软件,对附加锥形部分的喷管发动机流场进行了数值模拟,同时对比相同面积比的潜入喷管,分析比较了其性能,对采用潜入和不同锥角的附加锥型喷管的全尺寸固体发动机,采用二维轴对称模型进行了内流场模拟计算和对比分析。结果表明,附加锥结构可有效地降低发动机后封头壁面附近的燃气压力,从而比潜入喷管有更好的热防护环境;与相同尺寸的扩张比的潜入式喷管相比,附加锥型喷管使得喷管出口速度损失稍大,发动机推力损失稍大,但是收敛段和喉部的烧蚀小;附加锥角在12°~21°范围内,其喷管的质量和壁面摩擦损失较小,没有出现强烧蚀,综合比较附加锥角为15°时为最佳设计方案。