（2）脉冲发动机[6]

脉冲发动机最有代表性的实例，是由F-15在空中发射的空基反卫星(ASAT)系统的助推器SRA-A。它是由惰性防护层将两个端面燃烧药柱隔离开的单室发动机, 每个药柱有各自的点火系统,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，在飞行中无法随机改变。

（3）可重复开关发动机[7]

可重复开关发动机也可以算是一种脉冲发动机，但它要能实现可控的熄火，还需要有点火系统来完成熄火后的再启动。主要的难点在于如何让发动机熄火。目前主要有固体熄火、液体熄火及降压熄火三种思路。美国Thiokol公司研究的固体熄火方案，采用少量固体硫酸盐爆炸式地喷射到CTPB推进剂燃烧表面来实现熄火。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；Thiokol公司的TE-M-364-4发动机则是通过降低燃烧室压力来实现熄火

（4）可重装填发动机[6]

可重装填发动机的一个经典方案是由Moton Thiokol 公司提出的带有常规助推器的整体可控固体发动机。此外，有一个为火星轨道飞船所准备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，从而调节发动机的推力。它采用CLF5和F2两种喷射工质，由高压氮气瓶提供喷射动力。

（5）控制推进剂质量燃烧发动机[8]

推进剂质量燃速可调发动机大致有三种控制方案。第一种也是最早的，是以强迫锥控制燃烧的方案；这种方案要往推进剂药柱中加入金属丝，通过抽动金属丝在药柱上拉出或堵塞毛细管从而小幅度的控制燃气流量，从而控制燃烧过程。现在则采用由Filho提出的采用电/光控制及推进剂负压力指数监测的方案。这是以惰性气体(氦或氢) 喷入燃烧室后改变药柱燃面火焰结构从而改变燃速,而控制惰性气体的喷注就能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, 但调节的范围也不够大。第三种设想由Tachibana等提出, 在药柱燃面以电弧放电，通过调节其电流大小来控制推进剂的燃速, 从而控制燃烧室压力和发动机推力。但这需要一个功率足够高的电源，而这样的电源对于一台火箭发动机来说太过笨重。

（6）凝胶推进剂发动机[9]

凝胶推进剂非液非固，通常没有特定的药形。单组元或双组元的凝胶推进剂能分别用于改进的常规固体或液体火箭发动机中。美国和俄罗斯的研究人员分别通过改变凝胶推进剂的燃烧面积或推进剂注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体积比冲较高和结构比较简单的优点，而且能够像液体火箭发动机那样随时对推力进行无级调节。这不仅需要配制高效的凝胶推进剂，还要对发动机各部分如供给系统针对凝胶推进剂进行优化设计。

以上各推力调节方案中，脉冲发动机的结构相对来说最为简单，在无需无级调节推力大小的情况下可以选用。喉部面积可调的方案研究历史最长，有一些实用成果，是目前推力大小无级调节的首选方案。

1.2.2 推力矢量控制技术

为了改变导弹的飞行姿态，过去一般采用可动的空气动力舵面来产生控制导弹飞行姿态所需的控制力。但是，由于气动舵必须依靠空气动力，为避免失速，其舵面和弹体所取的攻角是有极限值的。而现代战争中很多目标的打击窗口十分有限，因此机动性更好的推力矢量控制技术的应用越来越广泛[11]，推力矢量控制是通过控制主推力矢量相对弹轴的偏移产生力矩改变飞行方向的控制技术，不需依靠气动力，而是依靠发动机的推力实现控制在高空、低速状态下的操纵效率远高于气动控制 [12,13]。 300mm变推力固体火箭发动机的装药设计和内弹道计算(5):http://www.chuibin.com/jixie/lunwen_205537.html