固体火箭冲压发动机将冲压技术与固体火箭技术相结合,不仅结构简单、工作可靠,还具有更高的比冲。然而,导弹在机动飞行时,需要对其空燃比进行调控以适应复杂的飞行工况变化,因此变流量技术成为研究的重点。目前,地面模拟实验是固冲发动机的变流量实验研究主要手段之一,而直连式模拟实验因其简单性和经济性而被广泛使用。本文针对直连实验系统进气道流量调节问题,通过控制系统设计、算法仿真、数值模拟、实验验证等几个方面展开研究。（1）根据进气道流量调节原理,设计了进气道变几何调节方案,通过滑块的直线运动来改变模拟进气道的喉道宽度。同时,针对可能存在的滑块位置误差进行了算法设计,将基于输出延迟观测器的PID控制与传统PID控制进行了对比。通过MATLAB进行算法仿真,并分析仿真结果即可得到:相对于传统PID控制,基于输出延迟观测器的PID控制缩短了响应时间,并且没有超调量的产生。同时,其具有良好的跟踪性能和抗干扰性。因此,采用基于输出延迟观测器的PID控制能有效地提高整个系统的控制精度。（2）通过基于STM32的嵌入式硬件平台的设计和制作以及针对下位机（单片机）的程序设计,将所设计的算法应用于实际实验中,进而获得了实验过程中的滑块运动曲线,实现了滑块位置闭环系统的高精度控制,进而减小了可能因位置误差而产生的进气道流量差异。（3）建立了不同喉道面积下的进气道内部流动计算模型,并研究了进气道的内流场特性,分析了不同喉道面积进气道内马赫数、压力以及温度分布的异同。同时,通过对滑块移动不同距离下的进气道流量进行拟合分析,获得进气道流量调节规律的拟合曲线。（4）研究了进气道流量调节系统的模拟实验,采用直连式实验机构来模拟进气道喉道处的气流参数。通过进行了不同喉道面积下进气道的进气模拟实验,并将测量结果与数值仿真结果相对比,得出数值模拟的误差小于5%,验证了数值仿真结果的可信性以及控制算法的可靠性。同时,结合仿真流量值得到实验与仿真流量值之间的修正系数,通过拟合即可得到修正系数拟合曲线。