对于大多数战术导弹的推进装置,要同时满足宽包线、高比冲和高机动的要求都是十分困难的。涡轮增压固体冲压发动机(Turbocharged Solid Propellant Ramjet,TSPR)是一种新概念的吸气式推进系统,它有机融合了固体火箭冲压发动机和空气涡轮火箭发动机两种发动机的优势,同时具备了宽包线和高性能的优点,是未来战术推进系统的理想动力之一。TSPR的部件较多,工作过程复杂。只有充分认识TSPR各部件间的匹配关系,明确TSPR的共同工作过程,找到适合TSPR的调节规律,才能建立更加合理的TSPR性能模型,为TSPR研究和设计提供理论工具。此外作为吸气式发动机,TSPR的性能与飞行器的任务类型、弹道等密切相关,因此只有结合典型飞行器和典型弹道开展研究才能对TSPR的性能做出合理评价。本文针对TSPR这种新型动力,首先开展了TSPR各部件的匹配关系研究,建立了TSPR的共同工作方程;然后开展了TSPR调节规律研究,寻找适用于TSPR的调节规律;对现有性能模型中存在问题加以改进,建立了设计点和非设计点性能的预示模型;利用所建立的模型开展了TSPR的性能分析,给出了TSPR最佳工作区域,并以HARM导弹为对象开展了TSPR的弹道性能评估;最后设计了TSPR地面原理样机,成功进行了地面零速条件下的TSPR原理实验。论文的主要研究工作和创新性成果如下:1.针对TSPR的工作特点完成了各部件间的匹配研究,建立了进气道同压气机、压气机同涡轮、涡轮同燃气发生器、补燃室同进出口之间的匹配关系,在整合部件间匹配关系的基础上确立了TSPR总体的匹配方法,并给出了TSPR的共同工作方程。2.开展了TSPR性能模型和调节规律的研究。通过对各种调节参数组合和调节规律的对比分析表明,等换算转速加等余气系数是TSPR比较理想的调节规律,针对典型工况的分析表明采用这种调节规律能在更宽的工作范围内获得较高的比冲性能。研究表明,大多数情况下都可以采用换算转速和余气系数等于1的调节方法;但是对于一些爬升弹道可以适当放宽换算转速的范围。3.开展了TSPR最佳工作区域的计算和分析。研究表明,基于现有技术水平的TSPR适合中高空、中高速飞行,在(8km、Ma2.2)至(26km、Ma3.6)区间内,TSPR可以同时获得较高的比冲和比推力。研究还得出了在最佳工作区域内TSPR参数的取值范围:增压比不宜超过3.5,落压不宜小于10。4.研究发现在TSPR调节过程中,涡轮对驱涡燃气压强和流量的需求规律与燃气发生器流量变化规律不一致,这给TSPR大范围调节带来了困难。针对这个问题,本文提出了两种解决方案:一种是设计变燃面的装药结构;另一种是设计旁路排气装置将部分驱涡燃气直接排入补燃室。变燃面方案容易实现,但是无法实时调节,适合预设弹道的调节;排气方案可以实时调节,但发动机的工作范围有所减小,比冲性能略有降低,在实际应用中可以根据任务需要合理选择。5.针对以高空巡航点为设计点的TSPR爬升方案存在爬升能力差的问题,本文提出了以最大功率状态为设计点的TSPR爬升方案。针对典型弹道的计算分析表明,以高空巡航点为设计点的爬升方案,不管如何调节参数,TSPR在爬升的某些阶段推力小于飞行器所受的空气阻力,难以实现自主爬升,而当以最大功率状态为设计点时,TSPR具有良好的爬升加速性能,而且还能保证较高的巡航点比冲性能。6.以高速空射反辐射HARM导弹为对象开展了TSPR的弹道性能计算分析。分析结果表明,在以最大功率状态为设计点,采用相对换算转速和余气系数等于1的调节规律时,TSPR驱动的HARM导弹能够从(3km、Ma0.9)加速爬升至(10km、Ma2.2)状态巡航,总射程174.4km,是同等质量固体发动机驱动HARM导弹射程的3倍,两者弹道内平均飞行速度相当。验证了TSPR的性能优势以及本文提出的调节规律的合理性。7.开展了TSPR地面原理样机的设计,并成功进行了地面零速状态的实验。发动机稳定工作20s,平均转速82000 r/min;TSPR模式下的增压比达到3.3,推力1877N,比冲4716m/s,燃烧效率达到84.2%。达到了地面样机比冲大于4000m/s,推力大于1500N的设计指标。实验验证了TSPR的匹配设计方法,并根据实验结果对性能模型中的参数进行了修正。