液体火箭发射过程中,会处于微重力环境下,推进剂贮箱内气枕压力不断下降。因此需要增压系统维持贮箱内一定压力,是满足发动机再次点火、保证飞行任务完成的必要条件。推进剂贮箱压力变化是个复杂的物理过程,有多种因素影响贮箱压力。因此,研究低温推进剂贮箱在微重力滑行段的压力下降机理是个十分重要的问题。在运载火箭动力系统总体设计中,越来越多地采用数值模拟方法。通过数值模拟,不仅可以对动力系统设计参数进行优化,还可以与理论设计、试验测量进行交叉对比验证,提高系统的可靠性。但是,在运载火箭改进优化或者是新型运载火箭设计过程中,往往会遇到各种复杂的流动与传热问题。直接建立的数值计算模型过于复杂,多种不同材料和结构耦合,同时出现在需要解决的问题之中。经常出现计算时间太长(数年)、收敛困难、程序调试困难等问题。本文通过一以模型贮箱为基础的流体力学计算模型,主要研究了初始晃动幅值、初始气枕温度场、初始液体推进剂温度三个因素对于贮箱压力变化和温度分层等的影响,为未来的推进剂贮箱压力变化研究提供了一定的数值计算结果的依据。研究结果表明:初始晃动幅值越大,初始压力下降速率越大;对于初始气枕温度场分布的影响要考虑气枕总体平均温度以及温度分层:随着温度分层逐渐接近,压力下降速率也逐渐接近;而气枕总体温度影响气枕当前压力,气枕总体温度越低,气枕当前压力越小;相对于气枕初始温度场,液体温度对于贮箱压力初始下降速率影响较大,另外,对于贮箱整体平衡压力影响也较大。在初始液体推进剂温度低于平衡温度的情况下,初始液体推进剂温度越高,平衡压力越高。