摘要：针对某二级运载火箭辅助动力系统发动机空间布局复杂、箭体底部部件数量多、底部热环境恶劣的情况，本文采用数值模拟和风洞试验验证相结合的方式开展高空二级运载火箭在辅助动力系统工作状态下箭体底部热环境研究。基于Navier-Stokes组分输运方程、DOM热辐射模型、RNG k-\begin{document}$\varepsilon $\end{document}模型建立高空含复杂底部部件的二级运载火箭燃气喷流模型。结果表明：二级运载火箭在辅助动力系统工作时，高热流区域主要集中在燃料箱后短壳和辅助动力系统支座，沉底发动机工作时支座热流峰值最大，比其余部件高300%～400%。60 N、300 N发动机同向工作时，除支座和后短壳外的底部部件的热流达到峰值，比其余工况增长300%～600%。随着飞行高度和速度的增加，各部件热流均呈现下降趋势，但下降幅度较小。本文计算结果对二级运载火箭底部热防护设计有重要的工程指导意义。

摘要：采用数值模拟和飞行测试验证相结合的方法对液体运载火箭高空对流/辐射耦合换热问题开展系统深入研究。基于燃气多组分输运Navier-Stokes方程、热辐射方程、Realizable k-ε两方程湍流模型,建立了高空含自由流的运载火箭燃气喷流流动模型。辐射模型采用离散坐标法(DOM),空间离散采用二阶迎风TVD格式,对多个典型飞行高度火箭底部热流进行大型并行计算,将数值结果与试验数据进行广泛对比,验证了计算模型的精度和有效性。数值研究表明,火箭底部辐射热流在刚起飞阶段达到最大值,随着飞行高度上升,辐射热流逐渐降低,火箭底部对流热流表现为先升高后降低的趋势,并在20 km高空达到峰值。本文的预测分析方法对液体运载火箭底部热防护设计具有重要的理论意义和工程应用价值。