重型运载火箭具有较大的尺度,需并联多台发动机提供动力。由于火箭发动机羽流总温高,对箭体底部存在较强的辐射热流,且随着飞行高度的增加,发动机羽流会出现较大程度膨胀并相互作用,恶化火箭底部热环境。相关问题在重型运载火箭领域具有重要的工程价值。重型运载火箭的尺寸大,发动机总压及总温高,在其设计过程中,需要进行风洞实验评估底部热环境,提供热防护设计依据。然而受限于风洞试验段尺寸及实验条件,大尺度火箭在实验时需进行尺度缩比。目前,尺度缩比对火箭底部热流的影响规律还鲜有研究;另外,由于重型火箭发动机总压高,按额定值实验将对设备、安全性及成本带来挑战,需考虑降总压模拟的可行性,但总压变化对火箭底部热流的影响规律目前尚无清晰认识。本文采用考虑辐射传热的数值模拟方法,建立大尺度多喷管火箭模型,计算并分析了不同飞行高度条件下尺度缩比和发动机总压变化对火箭底部流场结构的影响,重点考察了底部热流密度的变化规律,为大尺度火箭底部热流地面试验设计提供数据参考。研究内容及进展如下:(1)针对模拟对象和条件开展了流场特征、辐射模型及气体辐射特性的数值校核,与公开文献的数据取得了一致,验证了本文所采取计算方法和模型的可靠性。(2)针对二维等效简化模型对火箭在高空环境下的尺度缩比流场进行了计算,结果表明,尺度缩比后流场具有相似性,火箭底部最大热流密度随模型尺度减小呈非线性上升趋势,符合理论预期。(3)针对三维全尺寸模型在不同飞行高度下的流场开展了计算表明,飞行高度较低时,各喷管喷流之间无相互作用,并在羽流下游高温恢复区保持较高辐射强度。随飞行高度增加,发动机喷管射流不断膨胀并产生局部回流,喷管附近高温区保持较高辐射强度。综合结果显示,随着飞行高度增加,火箭底部热流密度呈非线性增加。(4)针对不同飞行高度下的尺寸缩比计算表明,缩比后流场相似,对流传热增加,而辐射传热则在低公里数时增加,高公里数时降低,总的最大热流密度随尺度减小呈非线性增加。(5)针对发动机羽流总压变化对底部热流影响计算表明,压比相同条件下,发动机羽流总压降低,对流及辐射热流降低,底部最大热流密度随总压降低呈线性降低。