为了增加导弹的可用过载和减小过载响应时间,目前的拦截导弹几乎都采用了脉冲直接侧向力控制技术,按照直接侧向力作用方式的不同分为姿控式和轨控式。姿控式通过安装在导弹头部的侧向喷射的固体脉冲发动机进行力矩控制,使导弹产生攻角,通过空气动力产生升力形成过载。轨控式则是在质心附近安装固体脉冲发动机直接产生推力,改变飞行方向。本文以某制导弹为研究背景,基于制导弹总体提出的轨控式直接侧向推力要求,设计了一种采用新型喷管解锁装置的直接侧向力固体火箭发动机,并针对发动机所涉及的相关技术展开了研究。主要开展了以下几个方面的研究:(1)在分析了大量国内外相关资料的基础上,根据直接侧向力固体火箭发动机的总体设计要求,创新地提出了一种多个喷管连通燃烧室的发动机总体设计方案,多个喷管呈圆周向分布。完成了直接侧向力固体火箭发动机的总体设计。(2)针对实现发动机喷管快速开启的重要功能,进行了火工驱动快速打开喷管技术研究。根据功能需求,创新地进行了快速开盖装置方案设计,建立了装置的动力学模型,采用数值模拟的方法说明了该装置的运动特性。(3)进行了直接侧向力固体火箭发动机内弹道设计。根据发动机总体设计指标,完成了发动机的装药设计,对发动机进行了内弹道计算。内弹道设计能够满足总体设计要求。(4)对直接侧向力固体火箭发动机进行了结构设计分析研究、点火器设计分析研究和燃烧室热防护分析研究。本文深入分析研究了一种采用新型喷管解锁装置的直接侧向力固体火箭发动机的总体方案,为后续的样机试制和试车试验提供了理论基础。