使用长尾喷管的固体火箭发动机,在点火工作时,复合推进剂不完全燃烧产生的氧化铝凝相颗粒伴随着高温燃气高速冲刷着发动机的热防护层,因此,固体火箭发动机长尾喷管热防护层被严重烧蚀。随着烧蚀的不断增加,热防护的内型面也不断变化,那么,喷管内流场也将不断发生变化,并与设计参数严重不符,将会极大地影响固体火箭发动机的正常工作。由此可见,通过分析喷管内流场以优化热防护结构是十分必要的。本论文的研究对象为某长尾喷管固体火箭发动机,采用数值仿真手段,针对长尾喷管分别进行纯气相流场和气固两相流场的仿真计算。主要研究内容为：1、建立了固体火箭发动机长尾喷管内流场的纯气相流物理模型。设定初始边界,通过k-ε两方程湍流模型,对该物理模型进行了纯气相湍流计算。获得了该长尾喷管中的有粘和无粘纯气相内流场,得到了流场中温度、压强及马赫数等重要参数的分布规律。为进一步的研究奠定了良好的基础。2、建立了固体火箭发动机长尾喷管的内流场的气固两相流物理模型,设定初始边界条件,并针对该模型进行了气固两相流流场仿真计算。主要针对燃气颗粒尺寸对流场变化的影响进行了研究,并分析了其变化规律。在某固体火箭发动机的设计和应用等方面,本文的研究工作与结果,提供了一些有价值的参考,同时为后续研究奠定了一定的基础。