刘 轶，南向谊，李光熙，王 祎

(西安航天动力研究所，陕西 西安 710100)

0 引言

空气涡轮火箭(air turbo rocket，ATR)发动机是一种由发生器燃气驱动的涡轮基组合动力，对支撑飞行器灵活进出临近空间具有极大的技术优势。其相比传统涡轮发动机具有更高的推重比，可实现飞行器水平起降、加速爬升；最高工作马赫数可达到4，与冲压发动机组合可实现速域的无缝衔接；相比火箭发动机具有显著的比冲优势，且具有可重复使用特点。同时，ATR发动机以液体燃气发生器为核心组件，依靠大变比燃气发生器，实现最大10∶1的燃气流量调节，可实现发动机宽范围变工况工作能力，并具有较强适应性和可控性，是新型临近空间飞行平台和武器装备的优选动力。

ATR发动机作为加速型动力，通常与巡航型动力，如亚燃/超燃冲压发动机组合应用，可最大限度发挥其功用。研究ATR发动机在高马赫数的工作特性，有利于拓宽涡轮基发动机的工作边界，有助于其与冲压发动机在状态切换时制定调节策略。通常在发动机设计点参数固定的情况下，影响发动机工作特性的主要变量有燃气发生器流量、进气道的喘振裕度(通过进气道喉部面积调节实现)和喷管的喉部面积。发动机可工作的状态下必须保证进气道和压气机处于安全边界内，防止进气道不起动、压气机失速或堵塞等情况发生，此时上述影响发动机的多个变量的协同、匹配就显得尤为重要。

鉴于ATR发动机的优良性能及广阔的应用前景，美国、日本等许多国家相继开展了相关研究工作，获得了大量的试验数据。……