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为了保证固体火箭冲压发动机在工作过程中具有较高性能并能安全有效的去工作，前苏联、德国、美国和法国等国家都积极开展了燃气流量调节研究。 法国提出了一种“Rustique”固体火箭冲压发动机，该发动机无需采用任何调节装置，而是利用了发动机的自我调节作用，实现了小型化并降低了成本，该发动机已成功进行了多次飞行试验。欧洲共同研制的“Meteor”导弹，其推进系统采用了可变流量的固体火箭冲压发动机，燃气流量调节通过一个调节阀实现，燃气流量调节比大于10，“Meteor”导弹自从2005年以来已经成功完成了多次飞行试验，即将在2013年服役。我国也积极开展了燃气流量调节和相关跟踪研究，并进行了大量的燃气流量调节实验，但距离投入使用还需要解决很多问题 [2] 。
1.1.2 固体火箭发动机流量调节的意义
整体式固体冲压发动机是一种吸气式发动机，具有冲压发动机的工作点。固体火箭冲压发动机在工作过程中，空气是以冲压的方式进入冲压补燃，燃气发生器喷出的富燃燃气与空气在补燃室进行混合燃烧，燃烧产生的高温燃气通过喷管膨胀产生推力。固体火箭冲压发动机的工作参数和性能与冲压补燃是的燃烧过程密切相关，在不同的空燃比下性能会发生较大变化，如果发动机空燃比严重失当，不但会造成性能下降，而且容易造成燃烧不稳定和发动机熄火。而由进气道进入补燃室的空气流量随导弹的飞行状态不断发生变化，因此固体火箭冲压发动机的性能和安全与燃气流量能否调节密切相关 [5] 。
如图1-1是某一固冲导弹相同射程(L= 35km)不同飞行高度的三条弹道轨迹, 图1-2是其发生器燃气流量有无调节时的比冲。
图1-1 固冲导弹的三条弹道轨迹
从图2可以看出, 当燃气流量不调节(燃气流量为常数)时, 对于中、高空弹道, 特别是高空弹道, 比冲有较大的下降. 这是由于补燃室余气系数下降造成的。
图1-2 有、无燃气流量调节时比冲变化的比较
图1-3为推力系数的比较，可以看出, 当燃气流量不调节时, 接力点处的推力系数较低, 这将使转接时推力不足导弹速度下降. 这是由于转级时处于低空, 空气密度较大使余气系数过大造成的; 在有燃气流量调节时, 将保持较好的空燃比, 情况有较好的改善.
图1-3 有、无燃气流量调节时推力系数的比较
如果空燃比严重失当,不但会造成性能下降,而且易造成燃烧不稳定和熄火。可见, 对发生器进行燃气流量调节保持较恰当的空燃比, 是十分必要的。[3]
固体火箭冲压发动机运动特性的不确定性主要表现在：发动机几何结构的不确定性，燃气发生器和燃气调节阀工作过程的不确定性；飞行环境的不确定性。此外工艺设备参数的变化及发动机结构变形等现象也难以准确预测。以上这些不确定性因素的同时存在，使得固体火箭冲压发动机动态特性更加难以通过数学模型进行准确描述。同时固体火箭冲压发动机工作过程伴随着一定的限制，如结构及超温限制、进气道不起动限制。传统的设计方法是在设计过程中留有足够的裕度来保证发动机的安全稳定工作，这必然牺牲了发动机的部分性能。随着对发动机性能要求的不断提高，传统的设计方法已经不能满足要求，需要寻求控制手段来保证发动机的安全稳定工作。
对于这样一个具有较强非线性及不确定性且具有一定工作限制的对象如果不加以控制，固体火箭冲压发动机根本不可能安全高效的工作。在一定的条件下发动机可能出现不稳定的工作情况，如进气道不起动、补燃室和燃气发生器燃烧不稳定、补燃室和燃气发生器结构变形或烧毁等 [3] 。