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燃气流量调节是固体火箭冲压发动机的一项关键核心技术，燃气流量能否调节直接决定了固体发动机的性能好坏，自固体火箭冲压发动机诞生起就开始有燃起调节的研究。目前关于燃气发生器流量调节的方案主要有四种：固定流量式、壅塞式、非壅塞式、涡旋阀法。9368
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固定流量式 该种燃气流量调节主要可以通过两种方式实现：1、在燃气发生器内沿轴向装填不同燃速的药柱；2、将燃气发生器分成多个小型的燃气发生器，每个小燃气发生器装填有不同燃速的药柱。这两种方式其实是通过控制燃速来调节燃气流量，结构简单，实现起来比较容易，但该种燃气流量调节不具备可逆性，调节范围小，只适用于简单轨迹飞行的导弹，如地对空SA-6导弹。图1-4列举了两例使用该种流量调节方案的发动机。
图1-4 控制推进剂质量燃速的变推力发动机与胶状推进剂发动机
（1）壅塞式 壅塞式的燃气流量调节方案中，燃气发生器的喷管喉部处于壅塞状态，燃气流量调节通过燃气调节阀的运动来实现。燃气调节阀的运动改变了燃气发生器喷管喉部截面积的，燃气发生器的工作压力和燃气流量随着燃气发生器喷管的截面积变化而改变。这种方案具有很强的燃气流量调节能力，燃气流量的有效调节可以保证导弹的性能得到充分发挥，美国、俄罗斯、德国和我国都纷纷展开对燃气调节阀的研究，设计了多种阀门结构，其中“Meteor”超视距空空导弹的推进系统就采用了该种燃气流量调节方案，见图1-5。美国的GQM-163超音速掠海靶弹的推进系统也采用了该种燃气流量调节方案。
这种方案中，燃气流量调节阀运动可以由精度很高的控制系统严格的控制，通过主动控制可以保证在发动机整个工作过程中，实际空燃比能很好的满足设计要求，从而可以保证发动机的性能在整个飞行过程中达到最优。但这种方案也存在一些弊端：一是燃气调节阀处于高温高速气流冲刷之中，易于产生烧蚀，降低调节效果；二是燃烧产物中大量凝相粒子易沉积在阀门中心体表面，造成燃气发生器喷管阻塞，产生严重后果，尤其对含铝贫氧推进剂，其沉积现象最为严重。另外，由于流量调节是由阀门的运动来是想的，它存在结构复杂、调节技术难度大、密封困难、材料耐高温等问题。壅塞式流量调解方案是最有效、但也最困难的一种方案。[8]
图1-5 流星导弹结构简图
（3）非壅塞式 非壅塞式流量调节方案中，燃气发生器的喷管喉部处于非壅塞状态，燃气发生器的工作压力受补燃室工作压力控制。燃气流量调节是由固体推进剂燃速随燃气发生器的工作压力的变化而改变来实现的。法国研究“Rustique”固体火箭冲压发动机采用了该种燃气流量方案。
非壅塞式燃气流量由于没有附加的燃气流量调节装置，因此它具有结构简单、重量轻、技术难度低、实现起来容易等优点。这种方案中，燃气流量实际上受补燃室压力控制，而补燃室压力随进气道进入补燃室的空气流量变化而改变，这就使得燃气流量对飞行条件和飞行姿态十分敏感，采用这种方案对于因为飞行攻角变化而引起空气流量改变时，其燃气流量调节能力受到限制；这种调解方案的另一个弊端是补燃效率低，原因有两点：一是这种方案中燃气发生器的工作压力较低，一次燃烧产物的温度也相应较低，因此燃气与空气在补燃室二次燃烧时的速度较慢，影响了补燃效率，同时较低的工作压力也易导致固体推进剂燃烧不稳定或熄火；二是当进入补燃室空气流量发生变化时，由于其调节能力较差，空燃比也会有较大的变化，这是导致其补燃效率降低的又一个原因。非壅塞式燃气流量调节比较适用于导弹巡航飞行时采用[6]。