流体喉部喷管调节技术(FNT)具有没有移动部件,可靠性高,推力损失较小,射流的排出能提供额外的推力,可改变主流燃气流动型面,可调节喷管燃气膨胀比,使发动机时刻处于最佳工作状态,可整合推力大小控制和矢量控制系统,简化发动机系统等优点,在未来飞行器推力调节系统中有着广阔的应用前景。但是FNT在固体火箭发动机方向的运用还处于初级阶段,从目前公开的文献中看,研究主要多集中在发动机稳态特性方面,对于动态特性方面,由于研究的不足暂时还没有一个清晰的认知。同时,稳态/动态调控性能的优化、与其他调节系统的整合都还有很大提高空间。所以本文采用理论推导、数值模拟与冷/热实验结合的方法,在进一步归纳和总结固体火箭发动机FNT技术和激波诱导技术(SVC)稳态调节性能的基础上,对其动态特性,开展了深入的研究。主要的工作包括以下几个方面:对射流喷注到喷管内的过程进行理论分析,定义相关的物理变量,进行合理的简化,推导出了射流垂直环缝喷注时喷管扼流性能的理论预估公式,通过数值和前人的实验数据进行对比,验证其准确性。采用稳态算法,研究了FNT调节喷管有效喉部面积比、推力调节比、膨胀比的影响因素,重新定义了射流的等效流量比,将研究结果成功地推广到不同温度、摩尔质量的射流方案中。研究结果表明射流的注入,会在喷口上下游形成涡流区挤压主流的流动空间,增加射流的流量比,能增加喷管对主流的扼流性能和推力调节比,但其调节效果会逐渐减弱,同时增加射流的流量比,会降低喷管主流的膨胀性能,使其无法完全膨胀。在相同流量比下,增加射流的温度、降低射流的平均摩尔质量,改用能与燃气发生二次燃烧的射流工质也能增加喷管调节的稳态性能。较小的射流喷射面积对喷管调节性能有微弱的提升,存在一个最佳的射流注射角使得调节性能最佳。对射流的喷注过程进行动态仿真分析。研究了射流打开与关闭后,喷管内流场的变化,以及射流注射结构、射流工质参数和燃气二次燃烧对喷管推力调节响应的影响。研究发现,整个调节过程无超调并能平滑过渡到新的平衡态,大致可分为压力传递、燃气阻塞和平衡稳定阶段,平衡稳定阶段占比最长。在相同的流量比下,提高射流的温度、降低摩尔质量、减小喷口面积、降低喷射角度和燃气二次燃烧,能增加喷管调节的燃烧室压力上升速率和最终平衡态的压力稳定值,但由于平衡压力的升高,并不能降低喷管的响应延迟。喷管阻尼随喷管喉部射流等效流量比的增加而呈略微线性减小,在等效流量比小于0.5时,其减小量小于8%,这不利于抑制不稳定燃烧。在FNT的基础上,结合SVC进行发动机推力矢量调节,研究分析了二者结合的稳态/动态特性。结果表明扩张段射流喷注形成的斜激波恰好完全进入喷管时,推力矢量角达到极大值。结合喉部射流喷注会降低斜激波的强度,减小激波角,且随着流量比的增加而激波强度与激波角会进一步减小,进而增加达到推力矢量角极大值所消耗的扩张段射流流量比。相同扩张段射流流量比下,射流温度越高,推力调节比越大,其达到推力矢量角极大值所需的流量比越小,扩张段射流喷口越靠近喷管出口,推力矢量角的极大值越大。即对于一个达到推力矢量角极大值的射流喷管,保持流量比不变,向喷管出口移动射流喷口,推力调节比与矢量角基本不变,但是推力矢量角能达到的极大值增大;向喷管喉部移动喷口,推力调节比增大,推力矢量角减小,但始终处于此种喷口布局下能达到的推力矢量角极大值状态。动态性能方面,喉部射流喷注的动态响应延迟要比扩张段射流大一个数量级,喉部射流喷注调节无超调现象而扩张段射流喷注调节则有超调现象。喉部与扩张段射流的喷注顺序对推力调节比的响应几乎无影响,但先喷注扩张段射流能降低矢量角的响应延迟。建立推力矢量测试系统,通过冷流与热试实验进一步验证了等效流量比的新概念,及将冷流结论推广到不同射流温度、摩尔质量工况的可行性,并推导出FNT推力调节比的理论预估公式。FNT和SVC结合时,二者射流喷口之间的相位差对矢量控制性能具有较大影响。通过在喉部和扩张段异侧喷注气态射流,能得到较好的推力轴向和矢量性能,而液态射流同侧与异侧喷注对调节性能影响不大。射流不同相位的喷注能减小彼此干扰,提高性能。液态射流能有效地提高射流喷管调控的动态性能。