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。　

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