20世纪50年代以来,运载火箭作为人类探索太空的主要工具,技术发展突飞猛进日新月异。在整个火箭的设计研发过程中,往往采用两级或多级联结的方式来提高火箭的运载能力,其中分离技术是每个型号的核心技术之一。分离技术涵盖结构、材料、动力、控制等诸多方面的内容,热分离过程中级间区内激波结构复杂,具有极高的不稳定性,与箭体各类特性偏差等因素共同作用,将对飞行产生强烈的干扰。分离过程中的热学和力学环境将直接影响分离的成败,因此,深入研究级间热分离的过程和机理,对提高运载火箭发射成功率,促进航天科技高速发展具有重大意义。火箭的级间热分离是一个流场与运动相互耦合的物理过程,单独拆分其中之一进行研究难免顾此失彼,本文利用用户自定义函数技术,提出六自由度下流场与运动耦合的数值计算方法,对多级火箭的级间热分离过程进行了仿真计算研究。课题采用由浅入深的研究方法,从简化的级间区憋压工况入手,引进憋压压力和喷管长度等变量,探索分离前的流场分布状况,解决前期的相关计算问题。在此基础上,建立全箭的空中与地面分离仿真计算模型,从内外流场和宏观运动两个层面,考察从憋压到分离的整个过程中流场细节的变化,探究其全程运动规律,进而预测分离过程的安全性,为未来的设计与试验提供理论参考。研究发现,在憋压过程中,高温燃气在级间区内前后反射传播,造成喷管出口附近温度与热流的快速提升,同时伴随有扩张段内激波的移动和转变,产生激波诱导的边界层分离,使得各处壁面受力产生较大波动,其中,级间区壁面最为敏感,在0.5～0.8倍轴向宽度范围压力变化频繁,峰值约为0.78MPa。适当增大喉部憋压压力,可显著提高一子级表面冲击力,缩短分离时间,喷管的缩短有利于级间区内压力的均匀,可减小壁面上的最大压力值,缩小其波动范围。级间解锁开始分离后,级间区内的激波经历两次前后振荡后被彻底推出喷管,横向喷流与高速来流的相互作用使得分离缝前方产生斜激波,造成了流动分离,且分离区逐步向后蔓延。此外,燃气对前封头的冲击是一子级受力的主要来源,当激波位置发生转折时,两级箭体的轴向受力相应出现极值,t=0.12s时,二级喷管恰好从级间区内完全抽离,此刻前封头受力达最大值约为290k N。除了轴向力之外,燃气的不稳定性和级间结构的非对称布置,也会造成一子级的y、z方向上的转矩,t=0.20s时一子级将产生0.65°的俯仰和0.46°的偏航。与一子级相比,二级的位置和姿态变化则相对平稳,其运动主要体现在轴向位移上。排除了外界高速来流的影响,一子级在地面试验状态下,位移和加速度会产生更大波动,但整体受力有所减小,其中前封头受力最大值缩减了31%。