气动与喷焰的相互耦合是现代高超声速飞行器流动效应研究不可避免的流体研究重点和难点。对气动和喷焰研究的传统方法是忽略气动外形产生的激波效应对喷焰的影响,这对要求越来越苛刻的研究精度来说是不可忽略的问题,同时高超声速流动中的级间热分离和气动与喷焰耦合效应由于涉及激波诱导分离、分离流、黏性效应等影响,目前相关的深入研究还较为缺乏。为发展和完善气动与喷焰耦合流动计算方法,明确相互作用效应,本文主要从如下方面入手,开展论文研究工作。(1)以计算流体力学为基础,建立气动与喷焰耦合流动计算分析模型,对边界条件、计算网格、湍流模型等进行深入分析。研究结果表明,在气动绕流计算中,当近壁面y+小于1.4时,压强参数受网格影响较小;当近壁面y+小于0.019时,热流参数受网格影响较小。此外,对研究参考的三种湍流模型k-ε-Rt、k-ε、Rt进行校验分析,发现k-ε-Rt对气动-喷焰耦合具有较好的适应性,而另外两种湍流模型在耦合计算中,计算过程的收敛性和计算精度均相对较差。(2)对某弹体气动与喷焰耦合效应进行研究,主要包括:(a)弹体存在和不存在时气动与喷焰耦合效应。(b)来流马赫数分别为0、0.6、4、8时气动载荷对喷焰结构和参数分布的影响。(c)当弹体攻角分别在0°、-0.5°、-1°,喷焰的偏转情况。研究结果表明,当考虑弹体绕流时,弹体周围气动绕流产生的激波会对喷焰流动产生明显影响,随着伴随流速度的增大,初始倾角增大而第一马赫波节长度却减小。当弹体攻角从0°变化到-1°,喷焰沿Y轴正向偏转角度逐渐增大,且弹体底部压强分布会呈现应力集中现象。(3)为了研究某火箭一、二级级间热分离的级间流动机理和分离过程的安全性,采用嵌套网格方法并结合六自由度刚体动力学方程,以动网格形式的计算方式对该多级火箭的一、二级级间热分离过程进行了数值模拟。分离过程模拟结果表明,轴对称工况热分离时,开始阶段会在级间段流域有一个“憋压”过程;随着级间段距离的增加,级间横向喷流与外部来流会产生相互耦合的情况,耦合效应会导致上面级弹体表面流动分离点位置发生变化。