固体火箭发动机工作过程中,燃气除了将热量传递给推进剂以维持继续燃烧以外,同时还把热量传给燃烧室壁、喷管以及燃气舵片等部件。这些部件在高温燃气的作用下,温度急剧上升,材料强度明显下降,这样在进行火箭发动机各部件结构设计时,就需要从这些部件受热状态下的实际强度出发。此外,由于燃气传热而引起各部件内部温度分布不均,也会引入热应力载荷的作用。因此要进行合理且精确的火箭发动机结构设计就必须考虑传热的影响并进行严格的传热计算。本文以某型空空导弹固体火箭发动机燃气舵矢量喷管为研究对象,采用流—固耦合传热数值分析方法,建立了适用于流—固耦合传热的数学模型并选择合适的求解技术,完成了对矢量喷管、燃气舵片等固体域温度场以及燃气舵绕流流场的模拟与分析。并将流—固耦合面的温度与静压力仿真结果作为热—结构耦合应力分析的边界条件,在Ansys中对喷管及燃气舵片进行了热—结构耦合应力分析。以上分析对固体火箭发动机的喷管和燃气舵片的结构设计、热应力分析以及隔热防护设计给出了指导性结论。分析结果很好的符合了实验结果,具有良好的工程应用性。