目前,国内对于固体火箭发动机羽流场的研究正处于上升阶段,然而结合数值模拟与实验测量的工作却开展的较少,主要归结于固发羽流的恶劣环境导致实验测量难以进行。国外已对捆绑固体火箭和武器导弹尾部羽流开展了大量实验研究并根据大量数据形成了固定的经验公式,由于我国固发喷管外型及尺寸均与其他类型不同,在应用以往的经验公式时存在较大的局限性。因此,对固体火箭发动机羽流进行充分的探索是一件十分困难又亟待解决的问题。本文针对下一代“长征”系列运载火箭中固体助推器的尾部羽流与底部热环境这两大关键问题,首先在前人的研究基础上采用基于连续流的CFD法对单喷管固体火箭发动机羽流场进行数值模拟,得到其温度、压强、轴向速度等关键参数;为验证本文所使用的计算模型的可行性,研制了一套适用于固发流场温度、热流密度和压强的一体化测量装置,通过实验测量获得地面工况下指定型号固体火箭发动机的上述流场参数,并与前文的单喷管固发计算结果对比,验证并修正了该计算模型;最后,采用修正过后的计算模型对液体芯级固体助推捆绑运载火箭展开仿真计算,并得到不同飞行高度(低空)下外界环境来流结构与捆绑火箭尾部羽流结构,同时着重考虑了运载火箭底部热环境,为后续的底部热防护设计提供数据支持。研究结果表明:固体火箭发动机点火后喷管外部会产生高温高速的羽流,并伴随着一串串明显的激波,随着飞行高度不断攀升,羽流对外充分膨胀做功,其扩张角不断增大,同时激波也逐渐消失;将集温度、热流密度、压强一体化测量装置固定在移动式传感器平台上,通过移动平台距离固发喷管出口分别为3m、2m、1.5m时,其测量所得到的稳态温度分别为479℃、612℃、735℃,距离喷管出口3m和2m处的稳态热流密度分别为2.68MW/m~2、8.21MW/m~2,这两个热参数的仿真计算与测量结果误差均在10%内,充分证明该计算模型的正确性;最后采用修正过后的计算模型对捆绑运载火箭展开数值模拟,固发羽流、液发羽流和外界来流三股气流碰撞交汇形成高温区域,随着飞行高度上升时,外界来流起到决定性作用,并且在一定高度下形成反流冲刷捆绑火箭底部,通过计算得到芯级火箭底部正中心处热流密度最大为0.104MW/m~2。