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强国的脊梁--固体火箭发动机浅析
这是未来走向强国的脊梁。走向太空，控制太空，就掌握了自己的未来。
固体火箭发动机属于化学火箭发动机，用固态物质（能源和工质）作为推进剂。固体推进剂点燃后在燃烧室中燃烧，产生高温高压的燃气，即把化学能转化为热能；燃气经喷管膨胀加速，热能转化为动能，以极高的速度从喷管排出从而产生推力推动导弹向前飞行。
固体火箭发动机主要由壳体、固体推进剂、喷管组件、点火装置等四部分组成，其中固体推进剂配方及成型工艺、喷管设计及采用材料与制造工艺、壳体材料及壳体制造工艺是最为关键的环节，直接影响固体发动机的性能。固体推进剂配方各种组分的混合物可以用压伸成型工艺预制成药柱再装填到壳体内，也可以直接在壳体内进行贴壁浇铸。壳体直接用作燃烧室。喷管用于超音速排出燃气，产生推力；喷管组件还要有推力矢量控制（TVC）系统来控制导弹的飞行姿势。点火装置在点火指令控制下解除安全保险并点燃发火药产生高温高压火焰用于点燃壳体内的推进剂。
固体发动机的水平与复合材料工业和高分子化学材料工业的科技水平密不可分，可以说是一个国家科技水平的缩影。
关于制导。中、远程以上的固体弹道导弹通常由两级以上火箭发动机和前端系统（包括仪器舱、弹头、整流罩等）构成。为了给弹头提供较为精确的关机点速度，有些末级固体发动机（如美国的民兵3导弹的第三级和我国巨浪-1的第二级）的前封头装有推力终止装置，接到关机指令，推力终止孔打开进行反向喷射，燃烧室迅速泄压，火焰熄灭，推力也就终止了，同时反向喷射提供了末级分离的推力；先进的弹道导弹（如美国的三叉戟C4/D5，法国的M4/M45/M51）则采用优化控制飞行弹道和姿势（即所谓能量管理）使推进剂耗尽关机的方法。分导式多弹头（MIRV）导弹除多个主级发动机外还有一个末助推级（PBV，又称弹头母舱，由姿控系统、仪器舱及弹头支承/释放平台构成，一些先进单弹头导弹也有PBV），姿控发动机精确调整速度和姿势并逐个投放多弹头和诱饵对多个目标实施打击。民兵3和“和平卫士”MX使用的是液体燃料PBV，可以多次重启；三叉戟C4/D5使用固体燃料燃气发生器PBV；“白杨”（SS-25）、“白杨-M”（SS-27）、“侏儒”等单弹头导弹也使用了PBV。
对固体战略导弹弹道进行仿真计算，结果表明：一、二、三级发动机的结构重量每减轻1千克，导弹射程相应地增加0.6、3、16千米左右，所以对壳体特别是末级发动机壳体进行结构减重是战略导弹总体设计师孜孜以求的目标，而达到目标最重要的技术途径之一就是采用先进的材料。固体发动机壳体不仅要承受飞行过程的气动压力和气动加热，作为燃烧室还要承受高温高压燃气的作用，同时作为导弹的主要结构件必须承受各种机械应力作用，因此必须使用高强度/刚度、韧性好、耐高温、密度小的轻质材料。
固体发动机壳体使用的材料经过了从高强度金属（超高强度钢、钛合金等）到先进复合材料的演变。从50年代末美国北极星A2潜射导弹第二级发动机壳体使用第一代复合材料玻璃钢开始，固体发动机壳体使用的复合材料经过如下演变过程：玻璃纤维（即玻璃钢）/环氧树脂→芳纶（包括凯芙拉）纤维/环氧树脂→碳纤维（石墨）/环氧树脂。玻璃纤维/环氧壳体比钢壳体减轻20~50%，而凯芙拉/环氧壳体又比玻璃钢壳体减重35%，高强度中等模量的IM7碳纤维/环氧壳体比凯芙拉/环氧壳体减轻25~30%，而且还不断有新的更高性能的碳纤维增强材料和树脂基体材料出现。
N固体发动机壳体设计有一个称为容器特性系数（或壳体效率）的重要性能参数，容器特性系数=PV/W，单位为km，P是爆破压强，V是壳体容积，W是壳体重量；超高强度钢的壳体效率为5~8km，钛合金为6.7~11km，芳纶/环氧为15-33km，碳纤维/环氧高达~43km。
衡量固体发动机的性能还使用“质量比”的概念，即推进剂总重量与发动机总重量之比。
复合材料成型工艺有多种，如铺层层叠成型工艺、喷涂成型工艺、缠绕成型工艺、拉挤成型工艺等。制造固体发动机复合材料壳体通常使用缠绕成型工艺，由微机控制的自动缠绕机将浸过树脂胶液的连续纤维粗纱或布带按照一定规律缠绕到与壳体内腔尺寸相同的芯模上，然后加热固化、脱模，即可制成壳体。如果由于基体材料（树脂）的耐热性不高，壳体外层还必须增加热防护涂层以抵御气动加热。
美国的“民兵3”导弹一级发动机壳体使用超高强度钢，质量比0.90，二级为钛合金，三级为玻璃钢；“和平卫士”MX的所有三级发动机均使用K-49凯夫拉纤维/环氧树脂，其中一级的质量比为0.92；侏儒的所有三级发动机均使用IM7碳纤维/环氧，一级的质量比0.93；三叉戟C4所有三级发动机均使用K-49凯夫拉纤维/环氧；三叉戟D5一、二级使用IM7碳纤维/环氧，第三级K-49凯夫拉纤维/环氧，一级的质量比0.944。 俄罗斯的SS-24、SS-25的一、二级使用玻璃钢，第三级使用APMOC芳伦纤维/环氧，质量比均大于0.90；SS-27很可能所有三级都使用芳伦纤维/环氧。 法国的M4/45潜射导弹一级使用超高强度钢，二级为玻璃钢，三级为凯夫拉纤维/环氧，M51将全面使用碳纤维/环氧。 我国的巨浪-1两级均使用高强度钢；据公开资料显示，我国已能制造大直径芳伦纤维/环氧壳体，但高性能碳纤维增强材料及工艺技术与国外还有较大差距。
固体推进剂
固体推进剂是由氧化剂、燃料（可燃剂）和其他添加剂组成的固态混合物，按配方组分性质可分为单基推进剂、双基推进剂、复合推进剂、改性双基推进剂等；按质地的均匀性分为均质推进剂（如单基、双基推进剂）和异质推进剂（如复合推进剂和改性双基推进剂）；按能量水平分为高能、中能、低能推进剂，比冲大于2450牛•秒/千克（即250秒）为高能，2255牛•秒/千克（即230秒）到2450牛•秒/千克为中能，小于2255牛•秒/千克为低能；按特征信号分为有烟、微烟、无烟推进剂。
固体推进剂分类
单基推进剂 Simple Base propellant
由单一化合物（如硝化纤维素，即硝化棉，简称NC）组成，它的分子结构中包含可燃剂和氧化剂，溶于挥发性溶剂中，经过膨润、塑化、压伸成型，除去溶剂即可。单基推进剂由于能量水平太低，现代固体发动机不再使用。
双基推进剂 Double Base Propellant
理论比冲为170～220秒（1660~2150牛•秒/千克），密度1.55~1.65克/立方厘米.危险等级1.3级。
双基推进剂主要由硝化纤维素、硝化甘油（NG）和一些添加剂组成，两种主要成分的分子结构中都含有可燃剂和氧化剂。硝化纤维部分溶于硝化甘油，加入挥发性或不挥发溶剂及其它添加剂，经溶解塑化，成为均相物体，使用压伸成型（或称挤压成型）工艺即可制成不同形状药柱。
双基推进剂的优点是药柱质地均匀，结构均匀，再现性好；良好的燃烧性能，燃烧速度压力很小；工艺性能好；具有低特征信号，排气少烟或无烟；常温下有较好的安定性、力学性能和抗老化性能；原料来源广泛，经济性好。缺点是能量水平和密度偏低，高、低温下力学性能变差。双基推进剂主要用于小型固体燃气发生器。
复合推进剂 Composite Propellant
理论比冲为225～265秒（2200~2600牛•秒/千克），密度1.65~1.80克/立方厘米 。危险等级1.3级。
复合推进剂使用单独的可燃剂和氧化剂材料，以液态高分子聚合物粘合剂作为燃料，添加结晶状的氧化剂固体填料和其它添加剂，融合凝固成多相物体。为提高能量和密度还可加入一些粉末状轻金属材料作为可燃剂，如铝粉（Al）。复合推进剂通常以粘合剂的化学名称来命名。
氧化剂通常占推进剂总重量的60~90%，许多无机化学品可作为氧化剂，如高氯酸盐类（高氯酸钾、高氯酸胺、高氯酸锂），硝酸酯类（硝酸胺、硝酸钾、，硝酸钠），现在使用最多的是含氧量较高的高氯酸胺（AP，又称过氯酸胺）。高分子聚合物既用作可燃剂又作为粘合剂，常用的有聚硫橡胶、聚氨酯（PU）、聚丁二烯-丙烯腈（PBAN）、端羧基聚丁二烯(CTPB)、端羟基聚丁二烯（HTPB）、端羟基聚醚(HTPE)、聚氯乙烯等类。
其他添加剂一般有：调节燃烧速度的燃速调节剂；改善燃烧性能的燃烧稳定剂；比用基本的粘合剂更好地改善力学性能的增塑剂；降低机械感度的安定剂；改善储存性能的防老化剂；改善工艺性能的稀释剂、润湿剂、固化剂和固化催化剂等类。
除具有热塑性的聚乙烯类推进剂可使用压伸成型工艺外，一般都使用浇铸法制造，工艺简单，适宜于制造各种尺寸的药柱。复合推进剂综合性能良好，使用温度范围较宽，能量较高，力学性能较好，广泛用于各种类型的固体火箭发动机，尤其是大型火箭发动机。
1942年美国研制出了沥青高氯酸钾复合推进剂，40年代末出现了第一代复合推进剂聚硫橡胶推进剂，现在常用的有PBAN和HTPB推进剂。民兵3和航天飞机固体助推器采用PBAN推进剂，“和平卫士”MX的一、二级使用HTPB推进剂，法国的M4使用CTPB推进剂，我国的巨浪-1也使用了CTPB复合推进剂。
改性双基推进剂
包括复合改性双基推进剂（CMDB）和交联改性双基推进剂（简称XLDB）两类。
理论比冲为260～270秒（2550~2646牛•秒/千克），密度1.75~1.80克/立方厘米 。危险等级1.1级。
在双基推进剂的基础上大幅降低基本组分硝化纤维素和硝化甘油的比例，加入高能量固体组分，包括氧化剂（高氯酸胺AP，高能炸药黑索金[RDX]或奥克托金[HMX]等）和可燃剂（铝粉等）。硝化纤维素（含氮量12%左右）被硝化甘油塑化作为粘合剂，或是硝化纤维素和硝化甘油双基母体作粘合剂，硝化甘油还作为增塑剂，再加入一些添加剂，混合后使用压伸成型或浇铸成型工艺制成药柱，这就是复合改性双基推进剂（CMDB）。
在CMDB配方基础上加入高分子化合物作为交联剂，它内含的活性基团与硝化纤维素上残留(未酯化)的羟基发生化学反应生成预聚物，预聚物的大分子主链间生成化学键，交联成网状结构，预聚物作为粘合剂可以大幅改善推进剂的力学性能，这类推进剂就被称为交联改性双基推进剂（XLDB）。主要交联剂有异氰酸酯（如六亚甲基二异氰酸酯HDI、甲苯二异氰酸酯TDI）、聚酯（如聚乙交酯PGA）、聚氨酯（如聚乙二醇PEG）、端羟基聚丁二烯、丙烯酸酯等。
改性双基推进剂的能量水平高于复合推进剂，广泛用于各种战略、战术导弹。
美国的“三叉戟C4”潜射战略导弹的所有三级发动机都使用了XLDB推进剂，称为XLDB-70，它的配方中固体填料达到70%（其中43%HMX / 8% AP / 19% Al），理论比冲2646牛•秒/千克。
俄罗斯的SS-25所有三级均采用四组元丁羟推进剂（粘合剂+铝粉+高氯酸铵+奥克托金），理论比冲2628牛•秒/千克；SS-27可能使用了更高能量（理论比冲大于2653牛•秒/千克）的推进剂。
硝酸酯增塑聚醚推进剂（NEPE）
理论比冲为271～274秒（2655~2685牛•秒/千克），密度1.83克/立方厘米 。危险等级1.1级。
硝酸酯增塑聚醚推进剂实质上还是属于交联改性双基推进剂，它用聚醚类（环氧乙烷-四氢呋喃共聚醚或聚乙二醇PEG）粘合剂体系代替前述改性双基推进剂的硝化纤维素粘合剂，用液态混合硝酸酯［硝化甘油NG、硝化1，2，4-丁三醇三硝酸酯（BTTN）等］取代单一的硝化甘油作为含能增塑剂，硝酸酯对聚醚类粘合剂增塑，粘合剂中的羟基基团与交联剂内含的活性基团发生交联反应生成具有三维网状结构的预聚物，这使得推进剂混合物更具弹性和流变性，可以加入更多的高能固体填料。这样，NEPE推进剂不仅能量水平高密度大而且力学性能好，代表着现役固体推进剂的最高水准。
美国在80年代初研发成功NEPE推进剂，并应用到“和平卫士”的第三级发动机、“侏儒”小型洲际导弹的所有三级发动机和“三叉戟D5”潜射战略导弹的所有三级发动机，其中用于“三叉戟D5”的配方被称为NEPE-75，表示固体填料（包括HMX/AP/Al）达到推进剂总重的75%。法国的M51也使用了NEPE。据公开资料分析，我国似乎已能生产NEPE，并应用到战略导弹中。
固体推进剂药柱
固体推进剂装药方式分为两种：药筒装填式和壳体粘结式。药筒装填式就是先使用压伸成型工艺把固体推进剂混合物预制成一定几何形状的药柱再装填到壳体内并用挡药板固定；壳体粘结式使用浇铸成型工艺，就是在壳体与隔热层固化后喷涂上包覆层（通常是与推进剂的粘合剂为同一体系），然后把推进剂配方的混合物装到放置有芯模的壳体内，在真空条件下固化成型，再拔除芯模（有的芯模是可消融芯模），药柱已与壳体紧密粘接在一起。
药柱根据燃烧面积（燃面）随时间变化的特征可分为分为恒面、增面和减面燃烧药柱；根据燃烧的推进方向分为端面、内孔燃烧药柱；依药柱的外形分为圆柱型、截锥体、球型、椭球型药柱。
①端面燃烧药柱：实心药柱，燃面由药柱尾端沿轴线向头部推进。它的特点是恒面燃烧，燃烧时间长，推力恒定，推力小，适用于低推力、长时间工作的小型发动机和燃气发生器。
②内孔燃烧药柱：空心药柱，端面包覆，整个内孔燃面同时由内向外燃烧。药柱横截面可制成各种几何形状。它的特点是燃面较大，能产生较大的推力。航天飞机固体助推器采用11角的截锥体星型药柱，民兵3的一级发动机采用6角星型药柱。
③双推力药柱：壳体内由两种不同燃烧面积的药型或两种不同燃速推进剂所构成的药柱，燃烧时先提供较大的推力，随后提供较小的推力，分别用于助推和巡航。用于空空导弹等战术导弹。
④多脉冲药柱：壳体内由多段药柱（每段称为一个脉冲）构成，段间有隔离物分隔，第一段燃尽后发动机关机，根据指令或预定时序点燃第二段并摧毁隔离物让出燃气通道……。美国标准-3海基反导拦截弹的的第三级固体发动机就是一个双脉冲发动机。
固体推进剂发展趋向
1．提高能量水平
提高固体推进剂能量是永远不变的追求目标，技术路线主要有两条：
（1）高能量密度材料（HEDM）
正在研究用作高能氧化剂的新一代高能量密度材料主要有六硝基六氮杂异伍兹烷(CL-20，又称HNIW)、三硝基氮杂环丁烷(TNAZ)、二硝酰胺铵(AND)等。
（2）使用含能的粘合剂和增塑剂及其他添加剂
目前正在研发的以聚叠氮缩水甘油醚（GAP）为代表的叠氮类粘合剂、增塑剂作为组分的推进剂可望成为继NEPE之后新的高能推进剂。
2．致力于低特征信号推进剂、低易损推进剂、环保型推进剂
3．提高固体推进剂可靠性和安全性，发展钝感固体推进剂
4．降低固体发动机的全寿期成本
喷管组件
火箭发动机喷管属于收敛-扩散型喷管（即拉瓦尔-DeLaval喷管），由入口段（收敛段）、喉部（喉衬）、出口锥（扩散段或扩张段）构成，它的作用是将燃烧产物的热能转换为高速射流的动能从而产生推力。喷管的设计对发动机的性能是至关重要的，设计不当，大量的能量将被浪费掉而不能产生推力。喷管有潜入式和外置式两种结构，潜入式喷管的入口段、喉部、部分出口锥都“潜入”到燃烧室内；出口锥有锥形和钟型两种构型，钟型喷管的效率高于锥形。
喷管的设计
喷管喉径、出口锥构型和长度参数决定了喷管的膨胀比（或称扩张比，指喷口截面积与喉部截面积之比），直接影响到发动机的性能。最理想的状况是，当喷口处的喷流压力（喷管越长，喷口处喷流压力越低）与外部大气压力相等时，可得到最佳性能（最大推力），这称为喷管完全膨胀。实际上，由于大气压力随高度上升而降低，一个固定几何形状的喷管只能在某个特定高度获得最佳性能。当喷流压力小于外部大气压力时（低空），喷流受挤压与出口处部分喷管内壁分离，使该部分内壁对推力没有贡献，意即低空时可用较短的大口径喷管；当喷流压力大于外部大气压力时（高空），出口处喷流往外扩散而不能作用于喷管内壁，同样导致损失能量，亦即高空时要用更长喷管以减低能量损失。因此，地面启动的一级发动机往往使用较短的喷管，而二、三级发动机可以使用延伸喷管提高膨胀比以改善发动机效能。
美俄中法日等国均已掌握延伸喷管技术，并已应用到型号中。
制造喷管的材料
与液体发动机使用的冷却喷管不同，固体火箭发动机使用的是烧蚀喷管。喷管工作环境都是高温高压，特别是喉衬要耐受摄氏2500至3000度高速气流冲刷。喷管入口段和喉衬使用耐高温烧蚀材料；出口锥由多层材料制造，内壁使用耐烧蚀材料，外壳是出口锥的承力结构件，外壳与内壁之间为隔热层，使用胶粘剂对内壁外壳和隔热层进行粘贴固化，至关重要的还有防热环（O形密封圈）结构。
早期的固体发动机喷管是多段多层多种材料构成的积木式喷管，喉衬采用金属（如钨合金）和热解石墨烧蚀材料，承力构件使用钢或铝合金，非常笨重。80年代以后随着复合材料技术的迅猛发展，已趋向使用碳基复合材料作为喷管的结构和功能材料，入口段与喉衬可采用整体式三向或四向碳/碳编织物作为很高热流条件下的耐烧蚀材料，出口锥及延伸喷管内壁可用碳/酚醛复合材料作为较高热流条件下的耐烧蚀材料，承力结构件可使用碳纤维增强复合材料。由于碳/碳复合材料具有重量轻、耐高温、强度大、耐烧蚀、抗震动等众多优点，发展的趋向将是使用碳/碳材料作为喷管的结构/功能一体化材料，制造出全碳/碳喷管。
“三叉戟C4”发动机喷管喉衬为热解石墨，外壳为铝合金；出口锥结构件为石墨/环氧材料，内壁烧蚀层为碳布/酚醛。“三叉戟D5”喉衬均为整体式三向碳/碳编织物，出口锥为碳/酚醛；第二级采用了延伸喷管，延伸锥为碳/碳材料。“和平卫士”MX第一级喷管采用整体式三向碳/碳材料；第二级的入口段和喉衬为三向碳/碳编织物整体构件，由包覆碳/酚醛绝热层的钢构件支撑；出口锥烧蚀层为碳/酚醛带；第三级喷管的主承力结构为铝合金，入口段由石墨/酚醛布制成，喉衬为整体式三向碳/碳编织物，出口锥烧蚀层为碳/酚醛带；二、三级采用了延伸喷管，延伸锥为三向碳/碳材料。“侏儒”则采用了三向全碳/碳喷管。
俄罗斯、法国、日本的固体发动机喷管的喉衬、出口锥、延伸喷管也普遍应用了碳/碳复合材料。
据公开资料，我国固体发动机喷管喉衬材料基本与国外水平同步，已经掌握延伸喷管技术，但大型喷管扩张段/延伸段结构件材料目前主要采用采用碳/酚醛烧蚀层、高硅氧/酚醛缠绕隔热层及玻璃纤维/环氧缠绕结构层，耐温性与刚度较低，结构重量较大；扩张段和防热环技术与国外还有相当差距。
制造喷管的材料
与液体发动机使用的冷却喷管不同，固体火箭发动机使用的是烧蚀喷管。喷管工作环境都是高温高压，特别是喉衬要耐受摄氏2500至3000度高速气流冲刷。喷管入口段和喉衬使用耐高温烧蚀材料；出口锥由多层材料制造，内壁使用耐烧蚀材料，外壳是出口锥的承力结构件，外壳与内壁之间为隔热层，使用胶粘剂对内壁外壳和隔热层进行粘贴固化，至关重要的还有防热环（O形密封圈）结构。
早期的固体发动机喷管是多段多层多种材料构成的积木式喷管，喉衬采用金属（如钨合金）和热解石墨烧蚀材料，承力构件使用钢或铝合金，非常笨重。80年代以后随着复合材料技术的迅猛发展，已趋向使用碳基复合材料作为喷管的结构和功能材料，入口段与喉衬可采用整体式三向或四向碳/碳编织物作为很高热流条件下的耐烧蚀材料，出口锥及延伸喷管内壁可用碳/酚醛复合材料作为较高热流条件下的耐烧蚀材料，承力结构件可使用碳纤维增强复合材料。由于碳/碳复合材料具有重量轻、耐高温、强度大、耐烧蚀、抗震动等众多优点，发展的趋向将是使用碳/碳材料作为喷管的结构/功能一体化材料，制造出全碳/碳喷管。
“三叉戟C4”发动机喷管喉衬为热解石墨，外壳为铝合金；出口锥结构件为石墨/环氧材料，内壁烧蚀层为碳布/酚醛。“三叉戟D5”喉衬均为整体式三向碳/碳编织物，出口锥为碳/酚醛；第二级采用了延伸喷管，延伸锥为碳/碳材料。“和平卫士”MX第一级喷管采用整体式三向碳/碳材料；第二级的入口段和喉衬为三向碳/碳编织物整体构件，由包覆碳/酚醛绝热层的钢构件支撑；出口锥烧蚀层为碳/酚醛带；第三级喷管的主承力结构为铝合金，入口段由石墨/酚醛布制成，喉衬为整体式三向碳/碳编织物，出口锥烧蚀层为碳/酚醛带；二、三级采用了延伸喷管，延伸锥为三向碳/碳材料。“侏儒”则采用了三向全碳/碳喷管。
俄罗斯、法国、日本的固体发动机喷管的喉衬、出口锥、延伸喷管也普遍应用了碳/碳复合材料。
据公开资料，我国固体发动机喷管喉衬材料基本与国外水平同步，已经掌握延伸喷管技术，但大型喷管扩张段/延伸段结构件材料目前主要采用采用碳/酚醛烧蚀层、高硅氧/酚醛缠绕隔热层及玻璃纤维/环氧缠绕结构层，耐温性与刚度较低，结构重量较大；扩张段和防热环技术与国外还有相当差距。
推力矢量控制系统
推力矢量控制系统用于改变推力方向，以获得控制力矩使导弹作俯仰、偏航或滚转运动，这样导弹就能按预定轨道飞行。
固定喷管的推力矢量控制系统
（1）机械喷流偏转装置。如使用燃气舵。
缺点是增加结构重量，损失性能。
“白杨”（SS-25）的一级采用单个固定式潜入喷管，使用燃气舵与格栅翼、稳定翼一起进行推力矢量控制。
（2）二次喷射
将液体燃料或燃气发生器产生的燃气或惰性气体通过发动机喷管扩散段内壁的喷注孔以一定角度喷射到高速排出的燃气流中，使其在喷管内形成斜激波，由于压力的不平衡使燃气流发生偏转，从而产生控制力矩。不过这种方式产生控制力矩较小且会降低发动机的性能，一般用于固体发动机的二、三级。
SS-25和民兵3的二、三级和我国的巨浪-1的第二级发动机就采取液体二次喷射技术。
摆动喷管的推力矢量控制系统
摆动喷管的关键在于固定部分与活动部分的密封技术和传动连接机构。
（1）双向摆动喷管
喷管可以在一个平面内作双向摆动一定角度，也可以在两个互相垂直的平面内摆动。一般使用4个喷管实现俯仰、偏航和滚转控制。
民兵3的一级发动机有4个喷管，每个都可以在两个互相垂直的平面内摆动8度，交叉相对的两个同向摆动时即可实施俯仰或偏航，反向摆动时实施滚转。巨浪-1潜射导弹的一级发动机也使用了4个摆动喷管，推力矢量控制应该与民兵3类似。
（2）全轴摆动喷管
喷管可以绕导弹中轴线做全向摆动。
现代先进的战略导弹基本上都使用单个潜入式全轴柔性摆动喷管，如白杨-M（SS-27），MX，三叉戟C4/D5，侏儒，M4/M45/M51，我国也已经掌握大型固体火箭发动机单个潜入式全轴摆动柔性喷管技术。
固体发动机的水平与复合材料工业和高分子化学材料工业的科技水平密不可分，可以说是一个国家科技水平的缩影。
关于制导。中、远程以上的固体弹道导弹通常由两级以上火箭发动机和前端系统（包括仪器舱、弹头、整流罩等）构成。为了给弹头提供较为精确的关机点速度，有些末级固体发动机（如美国的民兵3导弹的第三级和我国巨浪-1的第二级）的前封头装有推力终止装置，接到关机指令，推力终止孔打开进行反向喷射，燃烧室迅速泄压，火焰熄灭，推力也就终止了，同时反向喷射提供了末级分离的推力；先进的弹道导弹（如美国的三叉戟C4/D5，法国的M4/M45/M51）则采用优化控制飞行弹道和姿势（即所谓能量管理）使推进剂耗尽关机的方法。分导式多弹头（MIRV）导弹除多个主级发动机外还有一个末助推级（PBV，又称弹头母舱，由姿控系统、仪器舱及弹头支承/释放平台构成，一些先进单弹头导弹也有PBV），姿控发动机精确调整速度和姿势并逐个投放多弹头和诱饵对多个目标实施打击。民兵3和“和平卫士”MX使用的是液体燃料PBV，可以多次重启；三叉戟C4/D5使用固体燃料燃气发生器PBV；“白杨”（SS-25）、“白杨-M”（SS-27）、“侏儒”等单弹头导弹也使用了PBV。
对固体战略导弹弹道进行仿真计算，结果表明：一、二、三级发动机的结构重量每减轻1千克，导弹射程相应地增加0.6、3、16千米左右，所以对壳体特别是末级发动机壳体进行结构减重是战略导弹总体设计师孜孜以求的目标，而达到目标最重要的技术途径之一就是采用先进的材料。固体发动机壳体不仅要承受飞行过程的气动压力和气动加热，作为燃烧室还要承受高温高压燃气的作用，同时作为导弹的主要结构件必须承受各种机械应力作用，因此必须使用高强度/刚度、韧性好、耐高温、密度小的轻质材料。
固体发动机壳体使用的材料经过了从高强度金属（超高强度钢、钛合金等）到先进复合材料的演变。从50年代末美国北极星A2潜射导弹第二级发动机壳体使用第一代复合材料玻璃钢开始，固体发动机壳体使用的复合材料经过如下演变过程：玻璃纤维（即玻璃钢）/环氧树脂→芳纶（包括凯芙拉）纤维/环氧树脂→碳纤维（石墨）/环氧树脂。玻璃纤维/环氧壳体比钢壳体减轻20~50%，而凯芙拉/环氧壳体又比玻璃钢壳体减重35%，高强度中等模量的IM7碳纤维/环氧壳体比凯芙拉/环氧壳体减轻25~30%，而且还不断有新的更高性能的碳纤维增强材料和树脂基体材料出现。
N固体发动机壳体设计有一个称为容器特性系数（或壳体效率）的重要性能参数，容器特性系数=PV/W，单位为km，P是爆破压强，V是壳体容积，W是壳体重量；超高强度钢的壳体效率为5~8km，钛合金为6.7~11km，芳纶/环氧为15-33km，碳纤维/环氧高达~43km。
衡量固体发动机的性能还使用“质量比”的概念，即推进剂总重量与发动机总重量之比。
复合材料成型工艺有多种，如铺层层叠成型工艺、喷涂成型工艺、缠绕成型工艺、拉挤成型工艺等。制造固体发动机复合材料壳体通常使用缠绕成型工艺，由微机控制的自动缠绕机将浸过树脂胶液的连续纤维粗纱或布带按照一定规律缠绕到与壳体内腔尺寸相同的芯模上，然后加热固化、脱模，即可制成壳体。如果由于基体材料（树脂）的耐热性不高，壳体外层还必须增加热防护涂层以抵御气动加热。
美国的“民兵3”导弹一级发动机壳体使用超高强度钢，质量比0.90，二级为钛合金，三级为玻璃钢；“和平卫士”MX的所有三级发动机均使用K-49凯夫拉纤维/环氧树脂，其中一级的质量比为0.92；侏儒的所有三级发动机均使用IM7碳纤维/环氧，一级的质量比0.93；三叉戟C4所有三级发动机均使用K-49凯夫拉纤维/环氧；三叉戟D5一、二级使用IM7碳纤维/环氧，第三级K-49凯夫拉纤维/环氧，一级的质量比0.944。 俄罗斯的SS-24、SS-25的一、二级使用玻璃钢，第三级使用APMOC芳伦纤维/环氧，质量比均大于0.90；SS-27很可能所有三级都使用芳伦纤维/环氧。 法国的M4/45潜射导弹一级使用超高强度钢，二级为玻璃钢，三级为凯夫拉纤维/环氧，M51将全面使用碳纤维/环氧。 我国的巨浪-1两级均使用高强度钢；据公开资料显示，我国已能制造大直径芳伦纤维/环氧壳体，但高性能碳纤维增强材料及工艺技术与国外还有较大差距。
固体推进剂
固体推进剂是由氧化剂、燃料（可燃剂）和其他添加剂组成的固态混合物，按配方组分性质可分为单基推进剂、双基推进剂、复合推进剂、改性双基推进剂等；按质地的均匀性分为均质推进剂（如单基、双基推进剂）和异质推进剂（如复合推进剂和改性双基推进剂）；按能量水平分为高能、中能、低能推进剂，比冲大于2450牛•秒/千克（即250秒）为高能，2255牛•秒/千克（即230秒）到2450牛•秒/千克为中能，小于2255牛•秒/千克为低能；按特征信号分为有烟、微烟、无烟推进剂。
固体推进剂分类
单基推进剂 Simple Base propellant
由单一化合物（如硝化纤维素，即硝化棉，简称NC）组成，它的分子结构中包含可燃剂和氧化剂，溶于挥发性溶剂中，经过膨润、塑化、压伸成型，除去溶剂即可。单基推进剂由于能量水平太低，现代固体发动机不再使用。
双基推进剂 Double Base Propellant
理论比冲为170～220秒（1660~2150牛•秒/千克），密度1.55~1.65克/立方厘米.危险等级1.3级。
双基推进剂主要由硝化纤维素、硝化甘油（NG）和一些添加剂组成，两种主要成分的分子结构中都含有可燃剂和氧化剂。硝化纤维部分溶于硝化甘油，加入挥发性或不挥发溶剂及其它添加剂，经溶解塑化，成为均相物体，使用压伸成型（或称挤压成型）工艺即可制成不同形状药柱。
双基推进剂的优点是药柱质地均匀，结构均匀，再现性好；良好的燃烧性能，燃烧速度压力很小；工艺性能好；具有低特征信号，排气少烟或无烟；常温下有较好的安定性、力学性能和抗老化性能；原料来源广泛，经济性好。缺点是能量水平和密度偏低，高、低温下力学性能变差。双基推进剂主要用于小型固体燃气发生器。
复合推进剂 Composite Propellant
理论比冲为225～265秒（2200~2600牛•秒/千克），密度1.65~1.80克/立方厘米 。危险等级1.3级。
复合推进剂使用单独的可燃剂和氧化剂材料，以液态高分子聚合物粘合剂作为燃料，添加结晶状的氧化剂固体填料和其它添加剂，融合凝固成多相物体。为提高能量和密度还可加入一些粉末状轻金属材料作为可燃剂，如铝粉（Al）。复合推进剂通常以粘合剂的化学名称来命名。
氧化剂通常占推进剂总重量的60~90%，许多无机化学品可作为氧化剂，如高氯酸盐类（高氯酸钾、高氯酸胺、高氯酸锂），硝酸酯类（硝酸胺、硝酸钾、，硝酸钠），现在使用最多的是含氧量较高的高氯酸胺（AP，又称过氯酸胺）。高分子聚合物既用作可燃剂又作为粘合剂，常用的有聚硫橡胶、聚氨酯（PU）、聚丁二烯-丙烯腈（PBAN）、端羧基聚丁二烯(CTPB)、端羟基聚丁二烯（HTPB）、端羟基聚醚(HTPE)、聚氯乙烯等类。
其他添加剂一般有：调节燃烧速度的燃速调节剂；改善燃烧性能的燃烧稳定剂；比用基本的粘合剂更好地改善力学性能的增塑剂；降低机械感度的安定剂；改善储存性能的防老化剂；改善工艺性能的稀释剂、润湿剂、固化剂和固化催化剂等类。
除具有热塑性的聚乙烯类推进剂可使用压伸成型工艺外，一般都使用浇铸法制造，工艺简单，适宜于制造各种尺寸的药柱。复合推进剂综合性能良好，使用温度范围较宽，能量较高，力学性能较好，广泛用于各种类型的固体火箭发动机，尤其是大型火箭发动机。
1942年美国研制出了沥青高氯酸钾复合推进剂，40年代末出现了第一代复合推进剂聚硫橡胶推进剂，现在常用的有PBAN和HTPB推进剂。民兵3和航天飞机固体助推器采用PBAN推进剂，“和平卫士”MX的一、二级使用HTPB推进剂，法国的M4使用CTPB推进剂，我国的巨浪-1也使用了CTPB复合推进剂。
改性双基推进剂
包括复合改性双基推进剂（CMDB）和交联改性双基推进剂（简称XLDB）两类。
理论比冲为260～270秒（2550~2646牛•秒/千克），密度1.75~1.80克/立方厘米 。危险等级1.1级。
在双基推进剂的基础上大幅降低基本组分硝化纤维素和硝化甘油的比例，加入高能量固体组分，包括氧化剂（高氯酸胺AP，高能炸药黑索金[RDX]或奥克托金[HMX]等）和可燃剂（铝粉等）。硝化纤维素（含氮量12%左右）被硝化甘油塑化作为粘合剂，或是硝化纤维素和硝化甘油双基母体作粘合剂，硝化甘油还作为增塑剂，再加入一些添加剂，混合后使用压伸成型或浇铸成型工艺制成药柱，这就是复合改性双基推进剂（CMDB）。
在CMDB配方基础上加入高分子化合物作为交联剂，它内含的活性基团与硝化纤维素上残留(未酯化)的羟基发生化学反应生成预聚物，预聚物的大分子主链间生成化学键，交联成网状结构，预聚物作为粘合剂可以大幅改善推进剂的力学性能，这类推进剂就被称为交联改性双基推进剂（XLDB）。主要交联剂有异氰酸酯（如六亚甲基二异氰酸酯HDI、甲苯二异氰酸酯TDI）、聚酯（如聚乙交酯PGA）、聚氨酯（如聚乙二醇PEG）、端羟基聚丁二烯、丙烯酸酯等。
改性双基推进剂的能量水平高于复合推进剂，广泛用于各种战略、战术导弹。
美国的“三叉戟C4”潜射战略导弹的所有三级发动机都使用了XLDB推进剂，称为XLDB-70，它的配方中固体填料达到70%（其中43%HMX / 8% AP / 19% Al），理论比冲2646牛•秒/千克。
俄罗斯的SS-25所有三级均采用四组元丁羟推进剂（粘合剂+铝粉+高氯酸铵+奥克托金），理论比冲2628牛•秒/千克；SS-27可能使用了更高能量（理论比冲大于2653牛•秒/千克）的推进剂。
硝酸酯增塑聚醚推进剂（NEPE）
理论比冲为271～274秒（2655~2685牛•秒/千克），密度1.83克/立方厘米 。危险等级1.1级。
硝酸酯增塑聚醚推进剂实质上还是属于交联改性双基推进剂，它用聚醚类（环氧乙烷-四氢呋喃共聚醚或聚乙二醇PEG）粘合剂体系代替前述改性双基推进剂的硝化纤维素粘合剂，用液态混合硝酸酯［硝化甘油NG、硝化1，2，4-丁三醇三硝酸酯（BTTN）等］取代单一的硝化甘油作为含能增塑剂，硝酸酯对聚醚类粘合剂增塑，粘合剂中的羟基基团与交联剂内含的活性基团发生交联反应生成具有三维网状结构的预聚物，这使得推进剂混合物更具弹性和流变性，可以加入更多的高能固体填料。这样，NEPE推进剂不仅能量水平高密度大而且力学性能好，代表着现役固体推进剂的最高水准。
美国在80年代初研发成功NEPE推进剂，并应用到“和平卫士”的第三级发动机、“侏儒”小型洲际导弹的所有三级发动机和“三叉戟D5”潜射战略导弹的所有三级发动机，其中用于“三叉戟D5”的配方被称为NEPE-75，表示固体填料（包括HMX/AP/Al）达到推进剂总重的75%。法国的M51也使用了NEPE。据公开资料分析，我国似乎已能生产NEPE，并应用到战略导弹中。
固体推进剂药柱
固体推进剂装药方式分为两种：药筒装填式和壳体粘结式。药筒装填式就是先使用压伸成型工艺把固体推进剂混合物预制成一定几何形状的药柱再装填到壳体内并用挡药板固定；壳体粘结式使用浇铸成型工艺，就是在壳体与隔热层固化后喷涂上包覆层（通常是与推进剂的粘合剂为同一体系），然后把推进剂配方的混合物装到放置有芯模的壳体内，在真空条件下固化成型，再拔除芯模（有的芯模是可消融芯模），药柱已与壳体紧密粘接在一起。
药柱根据燃烧面积（燃面）随时间变化的特征可分为分为恒面、增面和减面燃烧药柱；根据燃烧的推进方向分为端面、内孔燃烧药柱；依药柱的外形分为圆柱型、截锥体、球型、椭球型药柱。
①端面燃烧药柱：实心药柱，燃面由药柱尾端沿轴线向头部推进。它的特点是恒面燃烧，燃烧时间长，推力恒定，推力小，适用于低推力、长时间工作的小型发动机和燃气发生器。
②内孔燃烧药柱：空心药柱，端面包覆，整个内孔燃面同时由内向外燃烧。药柱横截面可制成各种几何形状。它的特点是燃面较大，能产生较大的推力。航天飞机固体助推器采用11角的截锥体星型药柱，民兵3的一级发动机采用6角星型药柱。
③双推力药柱：壳体内由两种不同燃烧面积的药型或两种不同燃速推进剂所构成的药柱，燃烧时先提供较大的推力，随后提供较小的推力，分别用于助推和巡航。用于空空导弹等战术导弹。
④多脉冲药柱：壳体内由多段药柱（每段称为一个脉冲）构成，段间有隔离物分隔，第一段燃尽后发动机关机，根据指令或预定时序点燃第二段并摧毁隔离物让出燃气通道……。美国标准-3海基反导拦截弹的的第三级固体发动机就是一个双脉冲发动机。
固体推进剂发展趋向
1．提高能量水平
提高固体推进剂能量是永远不变的追求目标，技术路线主要有两条：
（1）高能量密度材料（HEDM）
正在研究用作高能氧化剂的新一代高能量密度材料主要有六硝基六氮杂异伍兹烷(CL-20，又称HNIW)、三硝基氮杂环丁烷(TNAZ)、二硝酰胺铵(AND)等。
（2）使用含能的粘合剂和增塑剂及其他添加剂
目前正在研发的以聚叠氮缩水甘油醚（GAP）为代表的叠氮类粘合剂、增塑剂作为组分的推进剂可望成为继NEPE之后新的高能推进剂。
2．致力于低特征信号推进剂、低易损推进剂、环保型推进剂
3．提高固体推进剂可靠性和安全性，发展钝感固体推进剂
4．降低固体发动机的全寿期成本
喷管组件
火箭发动机喷管属于收敛-扩散型喷管（即拉瓦尔-DeLaval喷管），由入口段（收敛段）、喉部（喉衬）、出口锥（扩散段或扩张段）构成，它的作用是将燃烧产物的热能转换为高速射流的动能从而产生推力。喷管的设计对发动机的性能是至关重要的，设计不当，大量的能量将被浪费掉而不能产生推力。喷管有潜入式和外置式两种结构，潜入式喷管的入口段、喉部、部分出口锥都“潜入”到燃烧室内；出口锥有锥形和钟型两种构型，钟型喷管的效率高于锥形。
喷管的设计
喷管喉径、出口锥构型和长度参数决定了喷管的膨胀比（或称扩张比，指喷口截面积与喉部截面积之比），直接影响到发动机的性能。最理想的状况是，当喷口处的喷流压力（喷管越长，喷口处喷流压力越低）与外部大气压力相等时，可得到最佳性能（最大推力），这称为喷管完全膨胀。实际上，由于大气压力随高度上升而降低，一个固定几何形状的喷管只能在某个特定高度获得最佳性能。当喷流压力小于外部大气压力时（低空），喷流受挤压与出口处部分喷管内壁分离，使该部分内壁对推力没有贡献，意即低空时可用较短的大口径喷管；当喷流压力大于外部大气压力时（高空），出口处喷流往外扩散而不能作用于喷管内壁，同样导致损失能量，亦即高空时要用更长喷管以减低能量损失。因此，地面启动的一级发动机往往使用较短的喷管，而二、三级发动机可以使用延伸喷管提高膨胀比以改善发动机效能。
美俄中法日等国均已掌握延伸喷管技术，并已应用到型号中。
制造喷管的材料
与液体发动机使用的冷却喷管不同，固体火箭发动机使用的是烧蚀喷管。喷管工作环境都是高温高压，特别是喉衬要耐受摄氏2500至3000度高速气流冲刷。喷管入口段和喉衬使用耐高温烧蚀材料；出口锥由多层材料制造，内壁使用耐烧蚀材料，外壳是出口锥的承力结构件，外壳与内壁之间为隔热层，使用胶粘剂对内壁外壳和隔热层进行粘贴固化，至关重要的还有防热环（O形密封圈）结构。
早期的固体发动机喷管是多段多层多种材料构成的积木式喷管，喉衬采用金属（如钨合金）和热解石墨烧蚀材料，承力构件使用钢或铝合金，非常笨重。80年代以后随着复合材料技术的迅猛发展，已趋向使用碳基复合材料作为喷管的结构和功能材料，入口段与喉衬可采用整体式三向或四向碳/碳编织物作为很高热流条件下的耐烧蚀材料，出口锥及延伸喷管内壁可用碳/酚醛复合材料作为较高热流条件下的耐烧蚀材料，承力结构件可使用碳纤维增强复合材料。由于碳/碳复合材料具有重量轻、耐高温、强度大、耐烧蚀、抗震动等众多优点，发展的趋向将是使用碳/碳材料作为喷管的结构/功能一体化材料，制造出全碳/碳喷管。
“三叉戟C4”发动机喷管喉衬为热解石墨，外壳为铝合金；出口锥结构件为石墨/环氧材料，内壁烧蚀层为碳布/酚醛。“三叉戟D5”喉衬均为整体式三向碳/碳编织物，出口锥为碳/酚醛；第二级采用了延伸喷管，延伸锥为碳/碳材料。“和平卫士”MX第一级喷管采用整体式三向碳/碳材料；第二级的入口段和喉衬为三向碳/碳编织物整体构件，由包覆碳/酚醛绝热层的钢构件支撑；出口锥烧蚀层为碳/酚醛带；第三级喷管的主承力结构为铝合金，入口段由石墨/酚醛布制成，喉衬为整体式三向碳/碳编织物，出口锥烧蚀层为碳/酚醛带；二、三级采用了延伸喷管，延伸锥为三向碳/碳材料。“侏儒”则采用了三向全碳/碳喷管。
俄罗斯、法国、日本的固体发动机喷管的喉衬、出口锥、延伸喷管也普遍应用了碳/碳复合材料。
据公开资料，我国固体发动机喷管喉衬材料基本与国外水平同步，已经掌握延伸喷管技术，但大型喷管扩张段/延伸段结构件材料目前主要采用采用碳/酚醛烧蚀层、高硅氧/酚醛缠绕隔热层及玻璃纤维/环氧缠绕结构层，耐温性与刚度较低，结构重量较大；扩张段和防热环技术与国外还有相当差距。
制造喷管的材料
与液体发动机使用的冷却喷管不同，固体火箭发动机使用的是烧蚀喷管。喷管工作环境都是高温高压，特别是喉衬要耐受摄氏2500至3000度高速气流冲刷。喷管入口段和喉衬使用耐高温烧蚀材料；出口锥由多层材料制造，内壁使用耐烧蚀材料，外壳是出口锥的承力结构件，外壳与内壁之间为隔热层，使用胶粘剂对内壁外壳和隔热层进行粘贴固化，至关重要的还有防热环（O形密封圈）结构。
早期的固体发动机喷管是多段多层多种材料构成的积木式喷管，喉衬采用金属（如钨合金）和热解石墨烧蚀材料，承力构件使用钢或铝合金，非常笨重。80年代以后随着复合材料技术的迅猛发展，已趋向使用碳基复合材料作为喷管的结构和功能材料，入口段与喉衬可采用整体式三向或四向碳/碳编织物作为很高热流条件下的耐烧蚀材料，出口锥及延伸喷管内壁可用碳/酚醛复合材料作为较高热流条件下的耐烧蚀材料，承力结构件可使用碳纤维增强复合材料。由于碳/碳复合材料具有重量轻、耐高温、强度大、耐烧蚀、抗震动等众多优点，发展的趋向将是使用碳/碳材料作为喷管的结构/功能一体化材料，制造出全碳/碳喷管。
“三叉戟C4”发动机喷管喉衬为热解石墨，外壳为铝合金；出口锥结构件为石墨/环氧材料，内壁烧蚀层为碳布/酚醛。“三叉戟D5”喉衬均为整体式三向碳/碳编织物，出口锥为碳/酚醛；第二级采用了延伸喷管，延伸锥为碳/碳材料。“和平卫士”MX第一级喷管采用整体式三向碳/碳材料；第二级的入口段和喉衬为三向碳/碳编织物整体构件，由包覆碳/酚醛绝热层的钢构件支撑；出口锥烧蚀层为碳/酚醛带；第三级喷管的主承力结构为铝合金，入口段由石墨/酚醛布制成，喉衬为整体式三向碳/碳编织物，出口锥烧蚀层为碳/酚醛带；二、三级采用了延伸喷管，延伸锥为三向碳/碳材料。“侏儒”则采用了三向全碳/碳喷管。
俄罗斯、法国、日本的固体发动机喷管的喉衬、出口锥、延伸喷管也普遍应用了碳/碳复合材料。
据公开资料，我国固体发动机喷管喉衬材料基本与国外水平同步，已经掌握延伸喷管技术，但大型喷管扩张段/延伸段结构件材料目前主要采用采用碳/酚醛烧蚀层、高硅氧/酚醛缠绕隔热层及玻璃纤维/环氧缠绕结构层，耐温性与刚度较低，结构重量较大；扩张段和防热环技术与国外还有相当差距。
推力矢量控制系统
推力矢量控制系统用于改变推力方向，以获得控制力矩使导弹作俯仰、偏航或滚转运动，这样导弹就能按预定轨道飞行。
固定喷管的推力矢量控制系统
（1）机械喷流偏转装置。如使用燃气舵。
缺点是增加结构重量，损失性能。
“白杨”（SS-25）的一级采用单个固定式潜入喷管，使用燃气舵与格栅翼、稳定翼一起进行推力矢量控制。
（2）二次喷射
将液体燃料或燃气发生器产生的燃气或惰性气体通过发动机喷管扩散段内壁的喷注孔以一定角度喷射到高速排出的燃气流中，使其在喷管内形成斜激波，由于压力的不平衡使燃气流发生偏转，从而产生控制力矩。不过这种方式产生控制力矩较小且会降低发动机的性能，一般用于固体发动机的二、三级。
SS-25和民兵3的二、三级和我国的巨浪-1的第二级发动机就采取液体二次喷射技术。
摆动喷管的推力矢量控制系统
摆动喷管的关键在于固定部分与活动部分的密封技术和传动连接机构。
（1）双向摆动喷管
喷管可以在一个平面内作双向摆动一定角度，也可以在两个互相垂直的平面内摆动。一般使用4个喷管实现俯仰、偏航和滚转控制。
民兵3的一级发动机有4个喷管，每个都可以在两个互相垂直的平面内摆动8度，交叉相对的两个同向摆动时即可实施俯仰或偏航，反向摆动时实施滚转。巨浪-1潜射导弹的一级发动机也使用了4个摆动喷管，推力矢量控制应该与民兵3类似。
（2）全轴摆动喷管
喷管可以绕导弹中轴线做全向摆动。
现代先进的战略导弹基本上都使用单个潜入式全轴柔性摆动喷管，如白杨-M（SS-27），MX，三叉戟C4/D5，侏儒，M4/M45/M51，我国也已经掌握大型固体火箭发动机单个潜入式全轴摆动柔性喷管技术。
大号是中华
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