喷管作为固体火箭发动机的动力装置,其效率提升对于发动机性能发挥至关重要。喷管内燃气温度、压强等参数变化较大,复杂湍流和两相流丰富的流场特性和机理值得探究。而喷管型面又决定燃气膨胀的程度,影响喷管性能,因此开展喷管型面参数设计、分析及优化工作是十分必要的。本文主要考虑凝聚相颗粒滞后导致的两相流损失和喷管型面变化引起的扩张损失,建立喷管流场数值求解模型,分析喷管内两相流动特性,仿真研究在定比热、变比热以及不同工作压强条件下喷管扩张段各型面参数对其性能的影响规律,进一步优化扩张段型面参数以提高喷管性能。主要研究工作包括:根据喷管型面设计的要求和原理设计了二维轴对称潜入式固体火箭发动机喷管,收敛段为椭圆构型,主扩张段分别为特征线型、RAO氏型及三次曲线型。编程得到各型面坐标分布,比较可知:特征线型面偏细长,扩张比和长度不满足高空喷管设计需求;RAO氏型面扩张比大,燃气膨胀充分,适于固体火箭发动机喷管;三次曲线型面与RAO氏型面接近,设计简单,便于调整参数。建立喷管纯气相及两相湍流的计算网格和仿真模型,与实验对比验证模型可靠性并进行网格无关性验证,获得适合本文流场分析的网格尺度和湍流两相流模型。仿真分析了某基准喷管型面流场,研究两相流场燃气参数和颗粒轨迹的分布特性,两相滞后现象以及与纯气相流场之间的差异,发现流场内激波结构对燃气参数和喷管性能的影响机制。然后将二维轴对称模型同三维模型、外场模型和试验台模型比较,验证了二维模型分析的可靠性。在基准型面计算的基础上,构造不同扩张段型面参数的喷管并采取同样的仿真模型求解。根据流场结构分析和喷管性能计算的结果,探究不同扩张段型面参数（出口半角、初始扩张半角、长径比和扩张比）对喷管性能的影响规律。研究发现:初始扩张半角对喷管推力影响大于出口半角;调整初始扩张半角和出口半角,能够改善扩张段内激波结构,提高喷管性能。固定扩张比,长径比小于1.2时,随长径比增大,喷管推力收益增速明显。仅增大扩张比能提高喷管推力系数,但两相流损失随之增加导致喷管效率降低,综合来讲喷管推力呈上升趋势。在此基础上分别研究不同燃烧室压强以及变比热条件下喷管性能随扩张段各型面参数的变化规律,以及与流场参数分布之间的联系。随后研究了地面喷管和高空喷管型面烧蚀对喷管流场和性能的影响。在单一型面参数对喷管性能影响分析的基础上,结合响应面法与计算流体力学方法在一定约束条件下构造扩张段型面参数优化模型,以提高喷管性能。显著性分析验证了该方法对喷管型面参数寻优的可靠性,优化结果分析表明各参数对喷管性能的影响规律,以及参数间的交互耦合作用。优化后的喷管型面,流场内激波结构发生改变,喷管比冲得到提升。