为满足某型号导弹长时间超声速巡航飞行战术技术指标要求,论文采用理论推导、仿真分析和试车台试验三者相结合的方法,围绕流量可调固体冲压火箭发动机的推力调节控制技术开展了大量的探索性研究。本文首先研究了采用挡板阀式流量调节装置的固体冲压发动机建模问题。通过对流量调节装置的阀门和电机的理论研究,分别建立了电机和阀门的数学模型,并采用时域和频域的响应分析方法,对电机数学模型进行了校核;通过理论分析,建立了作为控制对象的燃气流量可调固体冲压发动机推力系统模型,并且通过发动机试车试验对建立的发动机数学模型进行了验证,根据试验结果,采用最小二乘多项式方法对燃气发生器数学模型进行了修正。设计了流量与推力调节控制方案,控制方案为闭环双回路控制方案,外回路为推力控制回路,内回路为流量调节装置控制回路。在外回路控制中,外回路控制器需要实现从目标推力计算目标燃气发生室压强的算法。为解决弹上控制器大数据量存储和快速计算问题,需要对推力数据库模型进行重构,为此开展了神经网络建模的研究,基于BP神经网络建立了包括高度、马赫数、迎角、侧滑角、燃气流量和推力的发动机推力系统重构计算模型。对比存储容量约300MB的数据库模型,本文中设计的BP神经网络模型只有约10KB,计算速度是数据库模型的3000倍。在内回路控制中,控制对象燃气发生器是非线性以及变参数的,燃气发生室压强与燃气流量对阀门角度变化非常敏感。为了抑制负调和超调,提高控制精度,缩短调节时间,本文探索性地采用了一种自适应径向基函数(Radial basis function,RBF)神经网络控制算法作为内回路控制算法。通过数学仿真的方法,对本文中所采用的控制算法进行了初步的检验。设计了仿真验证方案,开展了燃气流量可调固冲发动机流量调节与推力控制仿真,包括了基于MATLAB和SIMULINK的数学仿真、半实物仿真。通过仿真验证,本文中设计的流量调节和推力控制系统可以有效实现对流量调节装置的控制,其动稳态性较好。