液体火箭发动机变推力调节是当今航天推进领域的关键技术,对确保航天任务的成功具有重要意义。本文采用静态仿真和动态仿真的方式分别对氢氧补燃发动机推力调节方案和调节过程开展了仿真研究,重点就推力调节方案的选择、流量调节阀动态特性以及流量调节阀对推力调节过程的影响进行了深入研究。本文对液体火箭发动机各组件开展了理论分析,建立了燃烧组件、涡轮泵、冷却夹套、节流元件和管路等主要组件的数学模型,并提出了一种收敛性好计算效率高的发动机组件共同工作方程的数值计算方法:改进的逆Broyden拟牛顿法,据此方法给出了发动机静态模型和动态模型的求解算法,基于氢氧补燃发动机系统方案建立了发动机静态模型与动态模型。依据氢氧补燃发动机变推力原理构建了五种备选的推力调节方案,利用发动机静态模型对五种方案分别进行了变推力仿真,通过比较仿真结果确定了预燃室氧路节流调节方案是实现发动机推力调节的最优方案;在推力调节的同时需通过推力室氧路节流方案来调节发动机混合比,确保发动机推力调节过程中发动机混合比保持相对稳定。利用AMESim软件建立了流量调节阀的动态仿真模型,仿真总结了调节阀的流量和动态特性。仿真结果表明:流量调节阀可以改善阀门面积随工况变化的线性度;而且流量调节阀对阶跃扰动和低于25Hz的正弦扰动均具有较好的稳流效果;减小柱塞质量、增大阻尼孔直径以及减小柱塞库伦摩擦力都可以改善调节阀的动态响应,提高调节阀的抗干扰能力。采用Simulink与AMESim联合仿真的方式将发动机动态模型与流量调节阀动态模型组合成氢氧补燃发动机变推力仿真模型,并就发动机推力调节过程进行了研究。与普通节流阀相比,在阀门开度阶跃变化时,流量调节阀的流量可以更快的达到稳定流量,这使得发动机参数的调整时间更短,变化更剧烈,同时流量调节阀可以明显抑制液氧贮箱中压力波动引起的发动机参数波动;增长阀门调节时间可以明显减小发动机混合比和预燃室混合比的波动幅值,阀门调节时间设置为1.2s左右时,发动机参数过渡平稳,且满足要求的过渡时间;增大调节阀阻尼孔直径可以减小发动机参数的调整时间,但也会使发动机参数变化幅值增大。