喉栓式变推力发动机可实现固体火箭发动机的推力调节，提高能量利用效率，从多方面提升导弹武器的作战效能，因此具有强烈的军事需求。本文以喉栓变推力发动机的技术发展为需求背景，开展了喉栓变推力发动机的原理试验研究。对喉栓变推力发动机的工作原理进行了理论分析，建立了喉栓变推力发动机的内弹道预示方法；设计了喉栓变推力发动机试验系统，开展了原理试验研究；通过理论分析和试验研究，揭示了喉栓变推力发动机的工作原理，分析了主要因素的影响规律，为变推力发动机的深入研究提供了理论和试验依据。本文研究内容及主要成果如下： (1) 从理论上分析了喉栓变推力发动机推力调节特性的主要影响因素，揭示了推进剂压力指数和喷管喉部面积变化对推力调节特性的影响规律，给出了压力调节比和推力调节比之间的转变关系。 (2) 建立了喉栓变推力发动机的内弹道预示方法，开展了喉栓变推力发动机的内弹道预示，与试验的对比表明该方法基本能反映出推力调节过程的主要物理特征。 (3) 研制了非同轴式喉栓变推力发动机试验系统，开展了喉栓变推力发动机的原理试验。试验系统设计中较好地解决了喉栓结构、动密封、驱动装置和推力测量等关键问题。对调节比、自由容积和调节方向的影响进行了研究；对试验中出现的喉栓结构破坏的问题，通过改进喉栓结构设计，更换材料最终获得了满意的效果；对推力调节响应特性进行了研究，通过理论分析和验证试验找出了导致调节缓慢的主要原因；还进行高燃温的探索试验。 (4) 设计了同轴式喉栓变推力试验发动机并进行了初步试验，试验验证了同轴式变推力发动机结构设计的合理性。