莫 然，刘佩进，刘 洋，杨 飒

(西北工业大学燃烧、热结构与内流场重点实验室，西安 710072)

符号说明:T 静温，K p 静压，Pa π 压比ω0 比循环功，J/kg ηt 热效率κ 定熵指数Rg 气体常数，J/(kg K)cp 比定压热容，J/(kg K)L 功率，J m· 质量流量，kg/s上标’ 实际参数下标及主要截面符号0 来流空气1 压气机出口2 补燃室出口3 喷管出口4 驱涡推进剂初始状态5 驱涡燃气发生器出口6 涡轮出口7 富燃推进剂初始状态8 富燃燃气燃烧室出口9 富燃燃气发生器出口l进气道N 喷管C 压气机T 涡轮V 富燃燃气发生器喷管air 空气gas 驱涡燃气pro 富燃燃气

0 引言

现代军事技术的发展，使宽包线、高性能、大机动、低成本的武器系统成为各国军工部门的研制对象和追逐目标。传统单一形式的动力系统在满足其等要求方面出现困难。因此，将优势互补的2种或2种以上动力系统进行集成，成为了重要思路。

固体火箭冲压发动机(Solid Propellant Ramjet，SPR)以其结构简单、高速(Ma＞2)时比冲性能好等优点，受到了广大科研单位的高度关注［1］，但固体冲压发动机存在低速时推力小、不能自起动、对状态参数的变化敏感、稳定工作范围窄等缺点［1－3］。

空气涡轮火箭发动机(Air Turbo-Rocket，ATR)的工作原理:涡轮靠上游单独的燃气发生器产生的高压、富燃料燃气驱动，给压气机提供动力，增加进气流的压力。富燃料燃气驱动涡轮后与压气机压入的空气相混合，在燃烧室中完全燃烧，经喷管排出而产生推力［4］。ATR能在宽的速度、高度范围内工作，具有自加速到Ma=2的能力;但ATR的涡轮材料不耐高温，若使用高热值的硼基推进剂，硼能从燃气发生器中以固体颗粒或熔化液滴形式析出，腐蚀涡轮叶片或堵塞涡轮，使涡轮性能降低［5］。……