流体喉部喷管技术是一项新兴的推力矢量控制技术,一般是通过二次流体喷射,使主流与二次流发生相互作用,使得主流的喉部流通面积和喉部形状发生改变。它相对于目前普遍在固体火箭发动机中采用的机械推力矢量控制技术方法的优点是不需要驱动喉栓等传动伺服机构,减小了结构尺寸及质量,且没有可移动部件,使得可靠性增强。固体火箭发动机燃烧室内不仅仅存在多种引起声能的增益因素,同时也存在各种阻尼因素,它们能够造成声能损失,使得压力振荡逐渐衰减。固体火箭发动机中比较重要的阻尼因素有喷管阻尼、微粒阻尼、壁面阻尼、结构阻尼、头部空腔阻尼等,其中喷管阻尼对轴向声不稳定燃烧有很强的阻尼作用。在固体火箭发动机内,喷管带来的声能损失常占总声能损失的一半以上。因此,深入开展喷管阻尼特性研究对固体火箭发动机不稳定燃烧预估及抑制有着重要的意义。目前国内外对于普通喷管已经开展了比较多的阻尼实验与仿真研究,而流体喉部喷管二次流的施加一定会对喷管的阻尼有所影响,目前尚没有针对于施加了二次射流的喷管的阻尼的专门研究。为了探究流体喉部二次流对喷管阻尼的影响,文章主要研究工作和内容如下:以冷流实验发动机为基本模型,采用标准k-?模型数值模拟方法,边界采用标准壁面函数,开展了带有二次射流的喷管阻尼仿真研究,利用稳态波衰减法原理,在施加二次射流计算至稳定时,通过施加稳定的正弦波信号激起集气室内的压力振荡,选取合适的监测点记录压力变化情况,算出喷管在二次流喷射下的阻尼。通过设计多组喷射工况,改变喷射时二次流与主流流量比,控制其他条件不变,进行多次仿真试验。仿真结果表明:喷管喉部二次射流对火箭发动机喷管阻尼有明显影响,而且随着二次射流的扼流效果的增强,火箭发动机喷管阻尼逐渐减小。在激励波结束后,二次射流流量越大,有效喉部面积越小,压力振荡波衰减越慢,喷管阻尼作用越小。通过设计三种喷射角度的二次流喷嘴,使二次流与主流成30°、60°、90°夹角喷射,采用对应的几何模型,分析三种喷射角度的工况下,二次流的扼流能力强弱随喷射角度的变化及随流量比的变化程度差异,结果表明:三种角度喷射下阻尼随二次流流量比变化趋势均一致,即阻尼随二次流流量比的增大而减小,但未得到喷射角度对阻尼影响的简单规律。设计了大长径比圆筒形燃烧室结构,与带二次射流的喷管连接,开展了脉冲激励下燃烧室内压力振荡响应的测量试验研究,进行了多组对照试验。待喷射二次射流至集气室压强稳定后,开启脉冲激励通路,记录集气室内压力振荡衰减曲线。通过多次改变二次射流喷射的压强,对比多种工况下发动机的喷管阻尼。结果表明:喷管阻尼随二次流流量比增大而减小。以冷流实验发动机为基本模型,采用两相流VOF模型数值模拟方法,边界采用标准壁面函数,开展了带有液相二次射流的喷管阻尼仿真研究,同样利用稳态波衰减法原理,算出喷管在液态二次流喷射下的阻尼。与此同时,设计液相二次流发动机冷流实验系统,来测算流体喉部喷管的阻尼。结果表明:液体二次流具有和气体二次流类似的特征,仿真得到的结论是:等量二次流质量流量下,二次流为水时扼流能力远不如空气;实验结果反映的是:有效喉部面积比相同时,液体二次流的喷管阻尼比气体更大。