火箭发动机是一种利用自身携带的燃料燃烧形成燃气流,对燃气流加速产生与火箭运动方向相反的推动力的喷气发动机。火箭发动机运动方向的改变则依靠推力向量控制系统,通过该系统可以获得改变火箭运动方向的力矩。本文涉及的固体火箭发动机喷管既有推进功能,又具有推力向量控制功能,是一种改进过的新型轴对称矢量喷管装置。由于火箭发动机喷管工作在高温、高压、且有外力作用的环境下,装置的动态性能受到各物理场综合作用,因此该装置能否在多场耦合作用下仍满足设计要求,需要进一步分析。通过查阅国内外相关文献,发现流固热三场耦合分析理论基础资料较少且不完整,轴对称矢量喷管耦合分析方面的研究较少,为数不多的研究也存在对喷管运动理论分析不完整、喷管模型多为二维模型、喷管流场分析情况不理想、耦合结果不理想等问题。针对上述问题,本文首先对火箭喷管装置进行多个物理场分析时用到的理论知识进行了介绍。主要包括流体、传热、固体控制方程的介绍,以及湍流情况下湍流模型的选用、CFD求解过程等。其次,介绍了火箭发动机喷管基本结构以及关键构件的工作原理,对推力向量控制系统进行了运动分析,介绍了系统的两种控制方式——正向控制和反馈控制。最后,根据给定的条件,运用Fluent软件分析了喷管内燃气流的流场和温度场,在此基础上,运用Ansys软件,将燃气流气动载荷、热载荷加载到固体结构上,实现了对火箭推力向量控制系统的流固热耦合,分析了耦合结果数据,验证了项目设计的喷管装置的可行性,为装置的优化设计奠定了基础。