变推力液体火箭发动机能够在实现飞行器地外天体软着陆、提高轨道机动和交会对接精度、提高导弹灵活性及提高组合循环发动机性能方面发挥重要作用。随着低温推进剂及电池电机技术的发展,低温电动泵增压变推力液体火箭发动机越来越受关注。本文以液氧煤油和液氧甲烷电动泵增压变推力液体火箭发动机为研究对象开展研究,从以变推力发动机为动力的飞行器轨迹优化开始,然后开展系统方案设计,进一步为系统动力学仿真提供部组件组成及仿真参数,最后基于开环结果开展了闭环控制研究。针对采用变推力火箭发动机的地面垂直起降飞行器,设计了典型的三种飞行模式,包括垂直起降无平移、垂直起飞平移垂直下降以及垂直起飞平移垂直下降自主着陆等,基于高斯伪谱法对上述飞行模式开展了轨迹优化。结果表明,高斯伪谱法适用于地面垂直起降飞行器轨迹优化。在实现预定飞行轨迹的同时,尽可能减小推进剂的消耗量,增大了留给飞行器结构质量的余地。且在模式一中,推力呈现准Bang-Bang控制的形式;在模式二和模式三的平移段和垂直下降段中,推力呈现Bang-Bang控制的形式。另一方面,通过权重法在优化目标中引入推力变化率的二范数项,能够有效抑制推力波动。首次对液氧煤油变推力火箭发动机开展多循环方案比较研究。针对电动泵增压、挤压式以及分级燃烧循环等三种增压方式,分别给出其状态和结构参数分布,对涡轮流量占比、泵功率等开展了参数化影响因素分析,最后对不同系统方案系统干重进行了对比。结果表明,就干重而言,受到电机和电池质量的限制,与补燃循环系统相比,电动泵增压系统不具备优势。基于与液氧煤油方案相似的任务剖面,首次对液氧甲烷变推力火箭发动机系统开展了不同循环方案设计。针对电动泵增压系统,开展了泵功率性能及干重研究。针对膨胀循环系统,建立定混合比条件下变工况过程中冷却通道出口温度估算模型,给出了不同工况下单双涡轮状态参数分布,对比了单双涡轮调节方案。考虑到膨胀循环和电动泵系统低室压的缺点,将两种增压方式有机结合,提出了并联式电热协同增压方案,可有效提高额定工况室压。进一步地,提出了适用于协同方案变工况的临界室压概念,揭示了涡轮工质流量及临界室压变化规律。对液氧煤油电动泵变推力系统开展了动力学仿真分析。建立包含冷却通道的系统动力学模型,并针对单点工况开展时域结果分析,针对调节工况开展时域和频域结果分析。进一步地,提出了该系统动态响应方面存在的短板效应以及改善短板效应的方法,揭示了相比传统涡轮泵发动机该系统具备抗干扰能力的原因,设计了推力正向和负向调节时的差异化变工况方案,最后分析了氧转角横担和燃料转角横担权重因子对闭环系统稳定性的影响。基于开环系统响应特性结果,开展液氧煤油电动泵变推力发动机控制方案设计,提出了混合比依赖室压变化的双控制目标方案。进一步地,选择氧转角横担和燃料转角横担权重因子作为控制变量,采用不解耦双PI控制器,设计了控制系统框架。基于控制系统框架,给出了系统仿真模型,最后分别开展了阶跃信号和斜坡信号下闭环系统响应特性分析。结果表明,在阶跃和斜坡信号下,比例控制主要造成控制目标的波动及振荡,而积分控制造成控制目标的稳态误差存在。