I motori a razzo alimentati a metano e ossigeno liquido sono oggetto di crescente interesse nel settore aerospaziale in virtù delle elevate prestazioni, della riutilizzabilità, della facilità di stoccaggio e della tossicità ridotta che li contraddistinguono. Il presente lavoro di tesi si propone di analizzare il campo fluidodinamico generato dal getto del dimostratore di motore a razzo a propellente liquido HPRB DEMO, sviluppato presso il Centro Italiano Ricerche Aerospaziali (CIRA) nell’ambito del programma HYPROB (HYdrocarbon PROpulsion test Bench), di valutare gli effetti sulle strutture circostanti e caratterizzare l’effetto di un deflettore posto a 10 [m] di distanza dall’ingresso del dimostratore. L’analisi è stata condotta mediante simulazioni di fluidodinamica computazionale considerando due diversi scenari operativi del dimostratore LRE: la condizione nominale e la condizione operativa.