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目前，采用数值方法对固体火箭发动机内的一文及二文流场进行分析已经较为普遍，并得出许多有意义的成果。 等人对航天飞机火箭发动机建立二文轴对称模型，利用可压缩湍流N-S方程对点火过程进行了数值分析。研究结果表明，点火初期的点火燃气诱导产生的压缩波在燃烧室内传播，燃气的迅速填充促使燃烧室内压力迅速上升。论文中提出，燃烧室前端星角装药的点燃以及火焰的传播对点火过程也有着重要的影响王玲玲[7]6565
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对一管形装药的固体火箭发动机的二文轴对称点火瞬态过程进行数值模
拟。通过研究头部瞬态的压力一时间曲线，分析燃烧室内的流动特性：在火焰传播期
内，燃烧室中的流场参数变化最为剧烈；在发动机喷管喉部堵盖打开前，一个压力波
在燃烧室内来回振荡传播，燃烧室内压力曲线随之发生震荡；在喷管喉部的堵盖打开
后，燃烧室内压力逐步稳定。
杨乐等人[8]
采用UDF接口编程对FLUENT流体计算软件进行二次开发，采用侧壁加质
的方法模拟燃料加入燃烧的过程，对固体火箭发动机内流场进行数值分析。研究点火
器简化、点火器出口选取、点火方式对燃烧室内流场对点火瞬态过程的影响。
宋大明[9]
在Fluent中采用动网格方法对发动机燃烧室内流场进行分析。通过将内
孔燃烧的发动机简化为二文轴对称结构，建立燃烧室和喷管的一体化网格，考虑药柱
结构在燃烧过程中所引起的计算边界的影响。通过研究发现，装药后部的燃气通道直
径明显大于通道前端的燃气通道直径，成功模拟得到侵蚀燃烧现象。
蔡则苏等人[10]
采用k-ε 两方程湍流模型与扩展层流小火焰模型，对火箭发动机内
的燃烧火焰进行数值模拟。研究结果表明，燃烧室内涡旋运动呈现一定的时间与空间
分布，药柱的轴向加质的不均匀性导致燃烧室内流场轴向速度分布不均匀。在接近轴
心处速度较大，燃烧壁附近的速度较小，燃烧室内存在较大的层流。
陈宁等人[11]
运用混合网格技术建立发动机的仿真模型。在二文流动中，采用k-ε
双方程湍流模型对固体火箭发动机模型进行数值模拟，通过后处理软件Tecplot对计
算结果进行处理。研究结果表明，在采用潜入式喷管的固体火箭发动机中，喷管喉颈
附近在极小的区域内流场急剧变化，各参数梯度非常大，喷管喉颈区域受到的热载荷
及冲刷十分大，而喷管扩张段内的参数变化较为平缓。
贺征[12]
采用高雷诺数k-ε湍流模型和欧拉-拉格朗日两相流模型对星孔型装药固体
火箭发动机中的三文两相湍流进行了计算。数值分析了颗粒在燃烧流场中运动过程，
以及颗粒与发动机尾端收敛段碰撞的基本规律。
王革等人[13]
运用空间相似与时间相似原理简化不可压N—S方程，运用摄动法求解
高阶微分方程，对固体火箭发动机燃烧室头部具有燃面减退的内流场进行了数值模
拟。通过数值解与解析解的比较，验证了数值模拟方法的可信性，表明使用数值方法
模拟移动边界的流动问题已成为可能。
高波、叶定友等人[14]
在贴体坐标系下，使用SIMPLE算法，对某一大型固体发动机
在旋转条件下的内流场进行了数值模拟。通过对不同时刻的燃烧流场进行分析表明：
旋转对固体发动机燃烧室内流场结构的影响随着燃烧肉厚的退移而显著增强；前封头
开口区域存在着强烈的切向涡，将严重影响该区域的热防护。
刘君等人[15]