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固体火箭冲压发动机研究冲压发动机的概念始于1913年，经过100多年的发展，在导弹推进系统设计中已经占据很大比例[4]。在二十世纪五十年代期间，科研工作者在研究中提出了固体火箭冲压发动机的概念，随后的几十年里，固体火箭冲压发动机技术的发展时断时续，没有取得很明显的成果。由于现代化战争对高科技武器的需求越来越大，世界各国对新一代战术导弹对动力装置的要求提高了很多，因此掀起了有关固体火箭冲压发动机新一轮的研究热潮，其中最为耀眼的是流量可调固体火箭冲压发动机。法国最先开展了冲压发动机的研究，相关研究单位也开始致力于流量可调固体火箭冲压发动机的研究，率先组织人力物力探索了变喉面式等流量可调固体火箭冲压发动机。28956
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二十世纪八十年代，美国开始探讨了流量可调固体火箭冲压发动机用于战术导弹的可行性，并展开了相应的推进剂装药和流量调节控制技术的研究工作。由于经济、政治等多方面的因素，相关的技术研究工作流产，但从事科学研究的人员仍然取得了丰硕的成果[4]。近几年中，美国军方正计划改进AIM-120导弹的推进系统，增大导弹的机动性，提高导弹的综合性能，其中就采用了流量调节技术。论文网
著名的流星（Meteor）导弹，它的推进系统就是整体式燃气流量可调的固体火箭冲压发动机，流星导弹采用含硼高能富燃固体推进剂和滑环阀流量调节装置。其关键技术就是应用燃气流量可调固体火箭冲压发动机，这就保证该弹在很大的飞行包络内都能够保持稳定工作。该弹从2000年开始研制， 2006年Meteor超视距空空导弹在瑞典北部的RFN试验场进行了首次发射试验并获得成功，上世纪七十年代，德国也开始了对含硼推进剂的固体火箭冲压发动机的相关研究。
近年来，中国也开始流量可调固体火箭冲压发动机的研究工作，航天科工集团三院31所采用滑盘阀燃气流量调节的方法初步实现了流量可调性，并进行了地面点火热试验。具体来说：通过传动机构控制锥形阀头在喉部的位置来改变喉部面积，进而改变燃烧室内的平衡压强和喷管质量流率。国内一大批高等院校和科研院所也开展了流量可调固体火箭冲压发动机的研究工作，取得了一定的研究成果，但技术不成熟，可行性也有待进一步提高。与美国和西欧国家相比，国内的研究水平较低，尤其在流量调节的控制系统方面，还需要相关工作人员不遗余力地参与研究。
1.2.2 燃气流量调节方案研究
燃气流量调节是固体火箭冲压发动机中一项极为重要的技术，而常用的流量调节装置都是通过改变燃气发生器的喉部面积来调节流量，虽然之前也有非壅塞喷管的自适应调节方案，但由于其调节范围有限，也就限制了其发展[5]。变喉面的调节方案是使固冲发动机在不同的飞行马赫数、飞行高度和速度等条件下工作在设计空燃比附近。目前的调节方法是通过流量调节装置来改变燃气发生器喷管的喉部面积，由此来改变燃气发生器的压强，由 可知，燃速即可改变。目前采用较多的调节方案主要有三种，变喉面的方案，非壅塞喷管的自适应调节方案，固定流量的方案[6]。
由文献[7]可知，当燃气发生器喷管出口的压强远远小于外部反压时，激波移动到喉部后消失，喷管内的压强受反压控制，此为燃气发生器工作在非壅塞状态。在非壅塞喷管的自适应调节方案中，燃气发生器的压强 和补燃室的压强 存在关系 ，其中 是总压损失系数为常数。燃气发生器的喷管是工作在非壅塞状态，剂即此时的喉部处的音速小于1，此时补燃室的压强控制着燃气发生器的压强。导弹飞行状态发生改变时，当进入补燃室的空气量减小时， 将会降低降低，此时 也将相应降低，从而使得燃气流量相应减小；当进入补燃室的空气量增大时，燃气流量也会相应增大[8] 。这种方案的优点是技术难度小，实现起来容易，但是缺点是调节能力有限，如前文所述，这也就限制了其发展。