Поясню на пальцах, как я вижу проблему обратного пламени - подъема его по корпусу.
Смысл в том, что это явление появляется в момент перехода истечения струи из сопла в дозвуковой режим. Это, очевидно, произойдет, когда скорость ракеты совпадет с точностью до cк-ти звука со скоростью истечения. В таком случае относительно неподвижного воздуха пламя тоже практически останавливается, и - на его отклонение могут повлиять самые незначительные обстоятельства. В данном случае фактор ухода корпуса создает разрежение спереди , и пламя начинает течь за корпусом.
Смысл эффекта, как его делали расчетчики НАСА, примерно в этом.
Почему же такое горение наблюдалось только на Сатурне и больше ни на одной реально побывавшей ракете в космосе? Надо учитывать несколько обстоятельств
1) Реальные ракеты имеют импульс тяги вдвое больше Сатурна 5. Соответственно скорость истечения порядка 2500-3000 м/с, и чтобы наблюдать явление выравнивания скоростей, надо ждать дольше, подниматься выше, и вообще, возможно, отделение первой ступени происходит у реальных ракет даже раньше, чем они достигнут скорости 2500.
2) Это происходит в высших слоях атмосферы, т.е. атмосфера значительно разреженней, чем в случае Сатурна, и эффект затягивания пламени может быть вовсе незначителен или даже его может не быть.
3) Наконец, выброс излишков керосина. Если Сатурн достигает равенства скоростей еще в достаточно плотных слоях, из-за своей медлительности, то тут как раз еще достаточно кислорода, чтобы этот избыточный керосин полыхал красивым фейерверком.
В любом случае пламя корпуса - доказательство плохого импульса Сатурна.
Если мы посмотрим работу расчетчиков НАСА 2011 года, если не ошибаюсь, о выяснении появления эффекта пламени на тяжелых ракетах типа Сатурн, то на их рисунках увидим странное - выравнивание скоростей происходит при 4 Маха, т.е. скорость истечения примерно 4*0.33 = 1.3 км/c, несмотря на то, что насафилы тут же начинают размахивать руками, мол это Мах по горячему газу, там скорость звука вдвое больше и т.п. Проблема у насафилов в том, что эти же 4 Маха на рисунках показаны одновременно и для струи истекающего из сопла горячего газа, и набегающего холодного потока атмосферы (расчет ведется в системе отн. ракеты).