赵 巍，刘 蕾，胡 斌，李龙婷，赵庆军

(1.中国科学院 工程热物理研究所，北京 100190；2.中国科学院 轻型动力创新研究院，北京 100190；3.中国科学院大学 航空宇航学院，北京 100190)

0 引言

固体推进剂空气涡轮火箭(Solid Propellant Air Turbo Rocket,SP-ATR)发动机通过燃气发生器产生高温富燃燃气驱动涡轮，带动压气机压缩空气，涡轮工况不再受来流影响，压气机出口温度成为限制发动机工作范围主要因素。相对于常规涡轮发动机具有更为宽阔的工作范围，能够实现水平起飞至Ma=4状态高速巡航[1-4]。国外研究人员在空气涡轮火箭(Air Turbo Rocket,ATR)发动机总体、部件建模及试验方面开展了大量、详细的研究，美国导弹司令部开展了ATR发动机原理样机试验研究，共计点火39次，获取大量实验数据，对ATR发动机变工况特性影响因素进行了详细研究，实现推力调节范围70～1525 N，设计点发动机比冲达到527 s[5]。在ATR发动机部件研究方面，Bossard等[6]针对ATR叶轮机械特性对发动机特性影响开展研究，Bossard等指出，虽然ATR采用压气机与涡轮双流路布局能够拓宽发动机工作范围，但涡轮与压气机工作状态相互独立，使得ATR发动机欠缺对压气机陷入失速/喘振状态的自适应调节能力，如无合理的控制方法，容易造成发动机损毁。国内航天科技六院11所开展了液体 ATR 的相关理论与实验研究[7-8]，并通过进行液体 ATR 地面样机实验验证了肼燃料 ATR 的工作原理，同时进行 ATR 发动机和某型涡扇发动机性能对比分析，认为 ATR 具有更宽的飞行包线和更强的机动性。后续李文龙等[9]又采用热力学第一定律分析法分析了液体推进剂ATR发动机的基本热力过程，分析了地面静态和飞行状态下热力学特征参数对发动机热力循环性能的影响规律。……