火箭弹是常规弹药武器的主要种类之一,具有威力大、射程远、火力密集、发射后座力小等优点。本文以某火箭弹为研究对象,首先对该火箭弹固体火箭发动机三维喷管进行了数值传热计算并与地面静止测温试验结果进行对比。其次通过Fluent流体分析软件和ANSYS结构分析软件对该火箭弹燃烧室喷管一体化发动机结构进行了非稳态流热固耦合数值计算,获得固体火箭发动机内流场与热结构特性,并对有无热防护结构的固体火箭发动机工作性能进行对比。然后研究了隔热材料特性参数、内流场质量流率、外流场气体流动马赫数对固体火箭发动机工作过程的影响。最后,建立火箭弹全弹模型,对其飞行过程进行了非稳态流热固耦合计算,得到不同飞行马赫数、不同攻角下的流场分布与弹头,尾翼热流和结构变化。具体内容有:(1)对某火箭弹固体火箭发动机进行三维传热数值模拟并与地面静止测温试验进行对比,验证数值模拟方法的可靠性。(2)对某火箭弹的燃烧室喷管一体化发动机进行了非稳态流热固耦合数值仿真研究,得到内流场温度分布特性,壳体材料应力应变特性。分析了燃烧室及喷管的内流场温度变化,发动机壳体内壁面应力应变、对流换热系数与热流密度变化。然后对有无热防护结构对发动机性能的影响进行了对比。(3)研究了隔热材料特性参数、内流场质量流率、外流场气体流动马赫数对固体火箭发动机工作过程的影响。随燃烧室内燃气质量流率增大,燃烧室壳体内壁面温度增大,喷管出口排气速度增加,出口静压增加,发动机径向推力增加;不同隔热材料对燃烧室壳体温度传播影响显著;外流场气流马赫数对壳体外壁面温度影响较为明显,在亚声速时,内流场强迫对流换热和热传导对外壁面温度影响起决定性作用,超声速时外流场气动生热对外壁面温度起决定性作用。(4)对某火箭弹进行非稳态气动热弹性仿真,研究不同马赫数、不同攻角下外流场分布特性,分析气动热对弹头、尾翼结构的影响。结果表明,在弹头顶点处温度、应力应变达到最大值,位移变化最为明显,沿弹体轴线方向变化减小。随马赫数增大,温度、位移变化明显。翼片前缘温度最高,上端和下端产生位移,弯曲,翼根与火箭部接触位置产生应力集中。