中文摘要：

针对液体火箭发动机喷射、雾化、蒸发、混合、化学动力学等过程与声学振荡的耦合，从雾化蒸发、燃烧反应、流动、声学特性出发，采用建模分析与数值仿真相结合建立液体火箭非线性不稳定燃烧机理模型；利用混沌动力学、分形几何学研究液体火箭不稳定燃烧动力学系统稳定性条件以及超临界、亚临界分岔；通过研究频移、相位改变的内在机理，研究声腔、隔板等被动控制燃烧不稳定性的内在动力学机理，研究改变喷注器设计或推进剂喷射入口条件对燃烧不稳定性的主动控制机理以及通过控制不稳定燃烧的激励机理来主动控制液体火箭燃烧不稳定性，建立喷射、喷注器结构参数等对不稳定燃烧的影响模型；研究一种在线辨识与基于IIR滤波的LMS自适应控制方法应用于液体火箭不稳定燃烧主动控制的可能性。为实现液体火箭发动机设计过程的性能最优化，解决燃烧不稳定性的控制问题，解决将来完全可重复使用运载火箭的燃烧关键技术及控制技术、提高载人航天可靠性等具有重大意义。