空气涡轮火箭组合发动机是涡轮基组合循环发动机的一种特殊类型,兼具火箭发动机比推大和航空发动机比冲高的优点,是战术武器和临近空间飞行器的新型动力装置。本文建立考虑了变比热、气体离解和掺混过程的空气涡轮火箭发动机设计点数学模型;结合部件特性曲线图,利用放缩原理和牛顿迭代法,建立了非设计点求解模型。对给定任务下的发动机总体方案设计进行了研究。对发动机的推进剂进行了选择,比较了不同推进剂下的发动机单位推力、燃烧室温度、燃气的物性参数、比冲、密度比冲和综合密度,并选择了液氧/煤油作为ATR推进剂。采用设计参数区域划分与评价方法,对发动机设计参数进行了6级划分。分析了压气机压比、涡轮压比、涡轮入口燃气温度和飞行状态对发动机性能和其他参数的影响。利用非设计点模型,对发动机节流特性、速度特性和高度特性进行了分析。研究表明:当相对换算转速减小,发动机的共同工作点左移,对应的压气机压比、空气流量和燃气流量下降,发动机的性能迅速下降;当飞行马赫数较低时,随着马赫数增加,发动机推力增大,比冲略有下降;当飞行马赫数较高时,增加马赫数导致发动机推力下降、比冲略有增加。对发动机的压气机、涡轮、混流器、燃气发生器、燃烧室和喷管等部件进行了初步选择;基于部件特征,估算了发动机整机重量和尺寸。提出了通过增加外涵空气量提高发动机性能的设想,并研究了增加空气流量对发动机性能的影响。计算了发动机沿25 k Pa和33 k Pa两条等动压弹道的性能;针对最大160K降温极限,研究了预冷对发动机性能的影响;对比了不同压气机模型对发动机性能的影响;结果显示:预冷、优异的压气机以及增加空气流量对提升ATR的性能、扩展ATR的飞行包线有重要意义。针对战斗机设计任务,进行了ATR动力飞行器的初步设计,结果显示:与传统飞行器相比,ATR动力飞行器需要更优异的气动特性,更大的升阻比。基于给定的飞行器,在考虑飞行器性能和发动机性能情况下,进行了ATR设计参数最优化研究。