固体助推捆绑液体芯级火箭不仅具备固体火箭结构简单、可靠性高、可长期存放的优势，还具备液体火箭可控性强、比冲大的优势，成为各国发展大推力火箭的首选模式。随着深空探测及空间站建设需求的不断增长，我国确立了固体助推+液氧/煤油液体芯级捆绑火箭模式。运载火箭捆绑固体助推器主要会带来两个方面的不利影响，(1)助推器喷流与液体芯级喷流相互干扰，在喷流交汇碰撞区域流场温度升高，增强反流对箭体底部低温储箱设备的加热效应；(2)固体发动机羽流中含Al2O3颗粒，固体粒子的存在不仅会提高羽流辐射作用，还能在外流场进一步加热气体，致使羽流温度升高，对箭体底部传热增加。如果不能在深入研究的基础上对火箭底部传热量进行精确计算，做出合理的热防护措施，极有可能导致低温推进剂储箱因过热发生爆炸。针对我国新型固-液捆绑火箭中固体助推器内弹道及捆绑火箭底部热环境两大关键问题，采用数值模拟方法首先对助推器内部点火、燃烧和燃面推移等瞬态过程进行研究，得出点火延迟时间、燃烧放热量、燃面推移速率等关键性内弹道参数；为探索固体火箭在加速度场内偏烧现象，进行多种加速度工况下固体药柱燃面推移计算，建立随加速度和载荷方位角同时变化的燃速公式。在助推器内弹道参数基础上，对助推器尾部超声速气-固两相流场分布规律进行研究，阐明气固两相相互作用机理，得出流场结构随海拔变化规律；通过H-ⅡA火箭模型验证捆绑火箭喷流流场计算方法的可靠性，最后运用该方法对新型捆绑火箭底部流场和热环境进行了重点研究，得出箭体底部不同位置热流随海拔的变化规律。研究结果表明：低海拔时喷流扩张角很小，在喷管尾部形成串型激波，激波尺寸不断减小，能量不断衰减；随着海拔升高，在喷流外延形成很多尺寸不一的漩涡；高海拔时喷流扩张角增大，串行激波消失；固体粒子加入会使流场连续性有所破坏，10~100μ m直径下的粒子惯性力远大于其浮升力，粒子不会随反流撞击到火箭底部固壁上。底部热环境方面，主芯级底部热流密度最大，侧壁上端热流在海拔大于10km时变为负值，底部热流随海拔增大呈现先增大后减小的趋势，约在30km处达到最大；固体粒子对底部对流传热量有小幅提升。环境压力、来流速度、喷流干扰是影响捆绑火箭底部热环境的最关键因素。