火箭橇作为一种地面模拟试验平台,在航空航天、兵器等领域的研制中,都有重要的试验价值。本文对索道火箭橇固体火箭发动机产生的燃气射流进行了数值模拟和温度场测试实验。首先推导了火箭橇发动机燃烧过程中压力、温度等参数的微分方程组,建立了燃烧过程的计算模型,根据装药参数和发动机燃烧室内部尺寸,处理得到了燃烧过程的初始计算条件。通过对燃烧室内的燃烧过程的计算,得到了压力和温度等参数随时间变化规律,以及发动机喷管口参数的工程计算结果。其次应用网格划分软件ICEM对发动机燃气射流的计算区域进行网格划分,采用内弹道计算结果作为初始条件,运用大涡模拟湍流模型,对5MPa和16.5MPa下的单喷管燃气射流进行数值模拟,得到了压力、温度、速度和马赫数的分布云图；对14MPa和16.5MPa下的四喷管燃气射流进行数值模拟,得到其温度、压力、速度和马赫数分布云图。通过数值分析的方法对流场中的流动规律、激波结构和参数分布进行分析,对于单喷管的射流流场,由于射流内部压力的升降变化,射流处于不断压缩膨胀状态,形成了多个波节,进口压力越高形成的波节越长,波节内部形成了清晰的马赫盘和拦截冲波结构；四喷管下由于射流间的相互作用,还形成了撞击冲波结构,流场结构参数分布也更复杂。最后对火箭橇尾喷燃气射流进行红外测温实验。采用FLIRSC-7300L热像仪,拍摄发动机工作过程中的红外辐射温度,对实验数据进行处理,得到其温度分布情况。通过实验结果与数值模拟结果的对比分析,验证了理论计算和数值模拟的准确性。理论计算、数值模拟和实验结果表明,索道能够承受发动机工作所喷出的高温高速射流的作用。