发动机羽流会因飞行器底部压强较低而产生返流,对飞行器底部表面进行加热。对于捆绑式运载火箭,芯级火箭发动机羽流与助推器发动机羽流之间存在强烈的交叉干扰,加上芯级火箭与助推器之间缝隙中自由来流的作用,火箭底部会形成复杂的流场,与单独芯级火箭相比,具有更为复杂的温度场分布。底部热环境对底部设备的安全性至关重要,热防护材料既要满足高温环境要求,又要尽可能减少结构重量和成本。火箭底部热环境的地面试验实施困难、成本巨大,随着计算流体力学的不断发展,以及计算机性能的不断提高,数值模拟已经成为研究流场的一种有效手段。本文采用数值模拟的方法对火箭底部热环境进行研究,主要考虑喷管壁面的热传导和喷管羽流的热对流。研究了不同助推器个数、不同助推器与芯级间距离对底部热环境的影响。结果表明,所研究的两个变量都对助推器底部的温度和热流密度影响较大,而对芯级底部的影响较小。4个助推器时,底部热流密度最大值都达到最大。助推器与芯级间距离增大,芯级底部和助推器外侧底部热流密度最大值先增大后减小,助推器内侧底部热流密度最大值则先减小后增大。研究了不同火箭飞行高度、不同火箭飞行速度、不同芯级工作压强对底部热环境的影响。结果表明,火箭飞行条件发生变化时,对助推器底部温度和热流密度的影响都大于对芯级底部的影响。飞行高度增大,火箭底部温度升高,热流密度减小。飞行速度增大,火箭底部径向温度变化幅度减小,温度最大值先减小后增大,热流密度最大值先增大后基本不变。芯级发动机工作压强增大,芯级底部温度最大值升高,助推器内侧底部温度最大值减小,助推器内侧底部热流密度最大值增大,变化幅度都逐渐减小。不稳定燃烧引发了振荡流场,对火箭底部整体影响很小,受影响最明显的是助推器内侧底部中间位置的温度值。沿着轴线方向,从燃烧室头部到喷管出口,轴线和壁面各点温度压强振荡曲线都逐渐变平滑,响应时间延长,振荡频率与燃烧室入口压强振频一致。燃烧室轴线上压强温度振荡幅值随轴线的变化趋势相同,而壁面各点两者变化趋势不同,压强振荡幅值均比温度大一个数量级;横坐标相同时,燃烧室轴线和壁面对应点的压强振幅相差不大,而轴线温度振幅是壁面温度振幅的3倍以上。