固体火箭冲压发动机因其结构简单、高比冲、性能可靠等出色优势成为战术导弹的理想动力装置,而燃气流量调节技术不仅可以将空燃比控制在设定范围内,提高发动机性能和安全性,还可以实现发动机的推力调节,提高导弹的机动性和突防能力,已经成为目前各军事大国研究的热点。本文针对壅塞式流量可调燃气发生器,开展燃气流量调节技术和控制方法研究。（1）滑盘式的燃气流量调节系统工作原理与系统设计。介绍本文所设计的壅塞式滑盘阀燃气发生器并分析了电动滑盘阀的工作原理;设计了无刷直流电机的驱动机构、基于STM32控制器的嵌入式软件与硬件搭建、基于Labview的采集与显示系统。（2）调节系统稳态模型与动态模型的建立与特性分析。建立了燃气发生器压强平衡时的稳态模型并分析了静态特性,研究喉部面积和燃速压强指数对流量调节特性的影响规律;建立了动态响应时整个调节系统的动态模型并分析动态特性,通过仿真研究表明系统具有时变非线性和负调特性两大特性,分析自由容积、压强和喉部面积对时变非线性的影响规律,以及燃速压强指数和电机转速对负调特性的影响规律。（3）燃气流量调节系统控制算法研究。为了实现燃气流量稳定的调节,结合比例控制器的快速性和模糊控制器的鲁棒性与自适应性,设计了比例-模糊-比例积分三模切换的压强闭环算法,同时还用比例积分控制器补偿了模糊控制器在盲区的振荡缺陷;利用免疫粒子群智能算法对比例和比例积分控制器中的系数以及模糊控制器中的量化因子和比例因子进行优化;通过仿真研究表明传统PID无法适应具有时变非线性的燃气流量调节系统,而所设计的算法无论在快速性、稳定性、抑制负调还是抗干扰性都更适合燃气流量调节系统。（4）燃气流量调节实验研究。采用高压冷气实验系统验证了装置气密性和控制算法的可靠性。完成了燃气流量调节热试车,验证了整个燃气流量调节系统在高温高压恶劣环境下工作的可靠性,实验结果显示控制系统具有良好的自适应性与稳定性,且反映了燃气流量调节系统的特性。