为提高空气涡轮冲压发动机的推力，提高压缩机压力比是有效的。特别是工作范围大的空气涡轮冲压发动机，在利用提高发动机入口温度来增加飞行速度时，要求压缩机充分发挥作用。在本研究中采用了利用单级可得高压力比的压缩机。以此还可控制压缩机多级化引起质量等的增加问题。另外，冲压燃烧室除进气道外，结构要素中*重要的是长度，因为发动机总体长度是给定的。因此，缩短冲压燃烧室的长度对发动机小型化*有效。所以本文研究了增加推力、缩小尺寸的结构要素，实施了要素试验，明确了各结构要素的性能。特别是作为空气涡轮冲压发动机的主要技术课题的发动机综合化技术，实施了组合这些要素的发动机试验，确认了各要素间的匹配。另外，本研究中使用的液体式气体发生器采用了可大范围流量控制的2液式。
发动机外径为350mm，总长1690mm.2条进气道安装在发动机对称位置上，是可变喉道式的2维形状。涡轮是前置式轴流1级无冷却涡轮。该涡轮通过旋转轴与压缩机连接。驱动涡轮的气体发生器设置在涡轮的前面。气体发生器产生的气体通过涡轮叶片，穿过压缩机动叶片内侧的支柱导入冲压燃烧室。尾喷管具有可变调节机构，以便扩大调节发动机的性能。
气体发生器气体发生器产生驱动涡轮的气体，其温度设定为无冷却涡轮可承受的1000e以下。根据产生气体的方式不同可分固体方式和液体方式。液体方式中有利用超低温液氢进行热交换产生气体的膨胀器方式。产生气体的方式一般按推进装置的使用方式划分。本研究中使用了产生气体可大范围进行流量控制的2液式气体发生器。2液式使用像液体火箭发动机那样的液体燃料和液体氧化剂，即煤油与硝酸，液氢与液氧等的组合。
在本研究中，气体发生器的燃料是可以与冲压燃料共用的释放热量高的喷气燃料JP4.氧化剂选定为浓度60%的过氧化氢水。该过氧化氢自己分解成水和氧。此时因为放热，水变成水蒸气进行气体化。分解60%的过氧化氢时，按体积比可产生82%的水蒸气和18%的氧气。如果浓度为65%以上，过氧化氢将成为过热蒸气。对此，只有用60%过氧化氢水才能达到饱和水蒸气湿度，该水蒸气保持若干湿度。可是在本研究中考虑到便于处理和液层范围宽、凝固点与喷气燃料JP4同样低等来决定氧化剂。图2所示为相对氧化剂与燃料的混合比的燃烧气体温度特性。驱动涡轮气体允许温度为1000e的当量比在燃料稀薄方面为0.51，在燃料过浓方面为2.4.在燃料过浓方面的反应具有可以减少氧化剂使用量的优点。可是生成气体具有可燃性，有可能与发动机内密封用气体产生反应燃烧。因此，本研究使用了稀薄燃料。
JP4与过氧化氢不能自行点火反应。而浓度60%的过氧化氢反应性能低，处理时的安全性很高。因此，评价了燃烧性能、点火性能和出口温度分布，实施了决定反应室状态的实验。实验是用135b扇形模型相对两种长度的反应室，用离心式喷嘴和蒸发管两种燃料喷射方式进行的。离心喷嘴和蒸发管都设置在周向三个位置上。
为出口气体流量与气体温度。气体流量直接测量很困难，所以根据氧化剂流量、燃料流量和气化效率求出。在气体发生器单体工作试验中确认了气体流量为1kg/s，出口温度约为950e.
冲压燃烧室为对应空气涡轮冲压发动机的大范围工作，要求冲压燃烧室能在从低温低压到高温高压大范围条件下燃烧。本研究中的冲压燃烧室具有火焰稳定器。而且为补助低温气流中的燃烧还设置了前置燃烧器。图9为冲压燃烧室概要图。前置燃烧器在压缩机出口下方的发动机内侧进行阻尼，使导入空气在环状火焰稳定器进行燃烧。燃烧的高温气体通过混合器使压缩机出口空气的温度上升。该升温的空气导入冲压燃烧室的火焰稳定器。以此来补助在发动机入口温度低的气流中的冲压燃烧。而且为缩短冲压燃烧室的轴向长度，按轴向将火焰稳定器分为2级。火焰稳定器由前后各8个径向火燃稳定器和1个环形稳定器组成。为在入口温度和压力*低的地面静止条件下取得80%以上的燃烧效率，冲压燃烧室的轴向长度估计为800mm（L/D=2.5）。对此在本研究中将轴向长度缩短为500mm（L/D=1.6）。为2级化火焰稳定器时各轴向位置的燃烧效率。用120b扇形燃烧室实施冲压燃烧室单体试验的结果。横坐标为离前面火焰稳定器的轴向距离。另外，单级火焰稳定器的燃烧效率是只用前面火焰稳定器时的值。各火焰稳定器的阻塞比分别设定为前火焰稳定器36%，后火焰稳定器29%.实验结果总压损失率在地面静止条件下为0.039.另外，2级化的火焰稳定器间隔为1.4压缩机压缩机为以单级实现压力比2.2，采用了前后直排叶片压缩机。前后直排叶片的概念。相对用1枚动叶片构成的通常叶片，前后直排叶片是动叶片由前后2列并排组成。该叶片为飞机用襟翼形状。相对动叶片气流速度超过声速的垮声速压缩机，从相邻叶片的前缘叶片的负压面上产生激波。该激波与叶片面的附面层相干引起分离。前后直排叶片在动叶片之间设有长缝供给后叶片背面气流。利用这种结构即便扭转很大的叶片形状也可控制气流的分离。结果不增加压缩机的级数可以达到很高的压力比。用过去的垮声速叶片排列每1级的压力比为1.7左右。采用前后直排叶片时，既可防止效率下降又可提高压力比。压缩机的压缩段由入口导向叶片、前后直排叶片、静叶片和出口导向叶片组成。
入口导向叶片是相对飞行姿态等引起的扭曲对入口气流进行整流而设置的。从前后直排动叶片出来的气流因受扭曲的影响很大，为消除流入冲压燃烧室的紊流，在静叶片后面设置了出口导向叶片。修正的风扇速度29700r/min压力比进口总压绝热效率进口总温波动余量修正的空气流速2发动机运转试验2.1试验方法为确认发动机各结构要素的匹配性而实施了发动机运转试验。通过该试验取得了利用增加压缩机压力比和缩短冲压燃烧室来提高推力减少体积的空气涡轮冲压发动机的基本性能。本研究中的前后直排叶片压缩机的压力比为2.2.按一般单级压缩机的压力比为1.7进行预测时，该压缩机压力比的增加估计在地面静止条件下推力可增加64%，在高空高速条件下（Ma=3）推力可增加25%.尤其在低速时推力有很大提高，因此有可能提高低速时的加速力。试验用发动机如图1所示，试验是在发动机入口安装了喇叭口，在吸入大气的地面静止状态进行的。
试验结果用电动回转来确认回转系统有无异常。然后，分阶段地将发动机回转数上升到额定回转数火在发动机转数达90%额定回转数稳定后进行。确认了发动机没有振动问题可稳定提高转速。冲压燃烧是在前置燃烧器和主要燃料着火后，发动机回转数在91%额定回转数时，燃烧室出口温度约为600e，燃烧约10s，对各个功能进行了确认，而且还确认了气体发生器的稳定工作，从而*后确认了组合各结构要素的发动机的可行性。
为实现空气涡轮冲压发动机的高推力和小型化，对发动机结构要素进行了研究，确认了各要素的性能。而且为确认各结构要素间的匹配性，对组合各结构要素的发动机进行了地面静止状态的试验，确认了作为推进系统设计的正确性。今后预定采用直连式和半自由射流方式向发动机内提供对应飞行状态的压力、温度的空气，从而进行模拟飞行速度与飞行高度的发动机试验，取得发动机性能。
