1.2.1 推力大小调节技术

推力大小调节技术作为完善固体调节系统重要一步，按其工作原理分类，主要有以下方案：可变喉部面积发动机、脉冲发动机、熄火发动机、加质发动机、控制推进剂质量燃速发动机、凝胶推进剂发动机[3]。

（1）可变喉部面积发动机

可变喉部面积发动机，从理论上说可以获得推力无级调节的理想结果，是研究的最多的一类。它细分又有机械式和涡流阀[4,5]式两种。机械式由于运动部件处于工作环境最恶劣的喉部，烧蚀、密封是严重的问题。为了密封可靠，常常引起运动阻力加大，动态性低下。为克服这些问题, 美国以流体控制流体, 在控制部位无运动部件的射流元件被引入火箭技术。从而产生了利用涡流阀来控制喷管喉部有效排气面积的方案。

（2）脉冲发动机[6]

脉冲发动机，由F-15在空中发射的反卫星(ASAT)系统的助推器SRA-A 是最有代表性的实例。它是由惰性阻挡层将两个端面燃烧药柱分开的单室发动机, 药柱各有点火系统,可获得停车-再启动的能力。但其脉冲推力值需要事先设置好，无法再飞行中随机改变。

（3）熄火发动机[7]

熄火发动机也是一种脉冲控制的可控发动机，需要有点火系统来完成熄火后的再启动。目前此类发动机有固体熄火、液体熄火及降压熄火三种方案。美国Thiokol公司研究的固体熄火，采用少量固体硫酸盐爆炸式地喷到CTPB推进剂燃烧表面，可实现熄火。Hecoles的BE-15B2发动机的推进剂为含铝粉的复合改性双基VLN，熄火剂则为水/防冻剂溶液，此为水熄火。Thiokol公司的TE-M-364-4发动机是采用降压熄火。

（4）加质发动机[6]

加质发动机的一个典型方案是由Moton Thiokol 公司提出的带有常规助推器的整体级可控固体发动机。此外，有一个为发射火星轨道飞船所研究的推进系统是靠控制喷入燃烧室的液体流量来控制燃烧室压力，从而也就调节了发动机的推力。它采用两种喷射工质CLF5和F2，喷射动力由高压氮气瓶提供。

（5）控制推进剂质量燃烧发动机[8]

控制推进剂质量燃速发动机可采用三种控制方案。第一种是所谓控制强迫锥燃烧方案，由加金属丝推进剂的强迫锥燃烧技术引申而来。以往采用抽动金属丝、控制通过毛细管的燃气流量等方法来控制燃烧。现在则采用电/光控制及负压力指数推进剂方案。第二种设想由Filho提出, 根据惰性气体(氦或氢) 喷入燃烧室后能改变推进剂表面火焰结构从而改变推进剂燃速的原理,通过控制这种喷射来控制燃烧室压力和发动机推力。这一方案虽然结构比较简单, 但调节的范围不可能大。第三种设想由Tachibana等提出, 利用改变流经推进剂表面电弧放电的电流来控制推进剂的燃速, 从而控制燃烧室压力和发动机推力。但其所需电源是一个不可忽视的问题。

（6）凝胶推进剂发动机[9]

凝胶推进剂发动机的推进剂非液非固，可以单组元或双组元的形式分别用于类似常规固体或液体火箭发动机设计中。美国和俄罗斯的一研究方案分别利用改变凝胶状推进剂的燃烧面积与挤入燃烧室的供给量来调节燃烧室压力与发动机推力。这类发动机不仅保留了固体火箭发动机高体积比冲和结构比较简单的优点，而且能够像液体火箭发动机那样对推力实现随机的无级调节。这类发动机研制的关键是满足发动机工作要求的稳定推进剂的研制，以及发动机各部分特性的合理配合。

以上各推力调节方案中，脉冲发动机具有结构简单的优点，在推力大小无需无级调节的情况下可选用。喉部面积可调的方案研究历史最长，基础好，能实现推力大小无级调节，是目前推力大小无级调节的首选方案。 300mm变推力火箭发动机设计(5):http://www.youerw.com/jixie/lunwen_70126.html