各国要提高深空探测的能力都需要能够发射大型载荷的运载火箭,更需要大推力的液体火箭发动机,然而随着发动机推力的增加,其工作时的振动环境更加恶劣,按原有振动条件设计的气控管路不断暴露出强度不足的问题。特别是考虑降低发射成本时,采用可重复使用的液体火箭发动机,对气控管路的强度裕度和可靠性提出了更高的要求。基于以上原因,本文结合工程实际,针对某型液体火箭发动机,通过理论分析、试验验证对发动机气控管路在多振源环境下的动态适应性进行研究,从而为提高发动机气控管路的工作可靠性提供理论依据。首先利用信号处理软件DASP对发动机热试验中采集的涡轮泵、燃烧室的振动数据进行时域分析和频域分析,分别给出了涡轮泵和燃烧室在轴向、切向、径向三个方向上产生的振动载荷的时域特征和频域特征。然后针对单根气控管路进行模态分析,得到了气控管路的各阶模态振型和固有频率。在此基础上,应用随机振动响应分析方法,以涡轮泵和燃烧室实测点的加速度功率谱密度作为输入激励,分别研究单点激励、多点激励下单根气控管路的振动响应,分析了响应应力对气控管路结构、尺寸和空间走向的敏感度。研究结果表明管路两端同时受不同激励作用时,振源的作用位置对响应应力影响较大。最后针对带有三通的气控管路,研究了三通安装方向对气控管路应力响应的影响,并进行了随机振动试验验证,结果表明,理论分析和试验验证结果吻合较好。此外还研究了多种连接和约束形式以及装配偏差对气控管路应力响应的影响。