CN109026444B - 组合式发动机 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种组合式发动机，所述组合式发动机包括壳体；进气道，设置于所述壳体上，所述进气道用于接收来流空气；换热器，设置于所述壳体内，所述换热器用于对至少部分所述来流空气与预冷介质进行换热，以预冷该部分所述来流空气和加热所述预冷介质；其中，所述预冷介质包括甲烷；空压机，设置于所述壳体内，所述空压机用于接收并对预冷后的来流空气进行压缩；火箭发动机，设置于所述壳体内，所述火箭发动机用于接收压缩后的至少部分来流空气和加热后的至少部分预冷介质，以使得压缩后的来流空气和加热后的该部分预冷介质在所述火箭发动机的推力室内反应，以产生推力。甲烷作为预冷介质，能够降低系统的设计难度，缩短设计周期和降低成本。

Description

组合式发动机

技术领域

本发明涉及发动机技术领域，具体涉及一种具有吸气预冷结构的组合式发动机。

背景技术

一般的，对临近空间飞行和空天飞行的探索与话语权争夺已成为世界各大国日益重视的领域。为覆盖临近空间和入轨飞行的飞行器或运输器提供高效发动机是高速飞行器研制的核心挑战之一。欧美日均从20世纪80年代以来形成了具有各自特色的发展路线：美国主要围绕超声速燃烧这一核心概念，结合氢或吸热碳氢燃料的主动热防护技术，以两级入轨方案为主要研究方向；而以英国为代表的欧洲则瞄准预冷组合式发动机，力争将吸气模态和火箭模态进行组合，以氢为主要工质发展相关包括高效预冷器和溢流减阻燃烧等核心技术，为单级入轨进行着努力；日本同样以氢作为目标工质，但主要研究预冷型带加力燃烧室的涡轮发动机，为二级入轨作技术储备。其中，英国反应发动机公司(REL)基于预冷组合概念在1991年公布了氢工质“佩刀”发动机概念，经过多年研究后在2003年对这种发动机和利用它单级入轨的优越性进行了较为系统的阶段性阐述，紧接着在2004年基于这种发动机提出了单级入轨飞行器计划“SKYLON”。在2012年其关键核心部件预冷换热器技术获得突破，又分别于2014年和2015年分别经欧空局，美国空军研究实验室、NASA等机构评估后，其技术可行性已经获得认可。值得一提的是美国在与REL签署了合作与发展协议后于2016年公布了以“佩刀”为基础的两级入轨方案。因此可以说基于吸气预冷概念的发动机目前已成为英、美、欧多方构建多种临近空间和空天入轨飞行器方案中炙手可热的动力选择。这种先进的发动机概念具有如下突出特点：(1)可从地面直接起飞，(2)在达到高超速度(马赫5)之前利用大气层中的空气作为氧化剂，即工作于所谓的吸气式，相比传统火箭能将比冲大幅度提高。

但是，以上航天航空强国集中研究的预冷吸气式组合式发动机，基本都是基于氢工质的，这样就给技术的实现带来了巨大挑战。由于氢的工作温度非常低，相关配套的隔热、输运和操作十分困难，成本也居高不下；此外，氢会给材料带来难以避免的“氢脆”问题，进而严重制约了这一先进概念快速转化为现实实物发动机乃至产业化的进度。国际上一般采用氦代替氢做为循环工质，来避免“氢脆”问题，但这样一来需要增加额外的热交换回路，增加系统的复杂性。此外，由于氢的密度很小，以氢为燃料发动机所需配套储箱的容积必然相当庞大，这会给飞行器整体体积和质量带来沉重负担。

因此，如何解决基于氢工质的吸气预冷式发动机的上述技术困难成为本领域亟待解决的技术问题。

发明内容

本发明旨在至少解决现有技术中存在的技术问题之一，提出了一种组合式发动机。

为了实现上述目的，本发明提供了一种组合式发动机，所述组合式发动机包括：

壳体；

进气道，设置于所述壳体上，所述进气道用于接收来流空气；

换热器，设置于所述壳体内，所述换热器用于对至少部分所述来流空气与预冷介质进行换热，以预冷该部分所述来流空气和加热所述预冷介质；其中，所述预冷介质包括甲烷；

空压机，设置于所述壳体内，所述空压机用于接收并对预冷后的来流空气进行压缩；

火箭发动机，设置于所述壳体内，所述火箭发动机用于接收压缩后的至少部分来流空气和加热后的至少部分预冷介质，以使得压缩后的来流空气和加热后的该部分预冷介质在所述火箭发动机的推力室内反应，以产生推力。

优选地，所述进气道的进气口大小可调，以使得进入到所述组合式发动机内的来流空气量符合预设值。

优选地，所述换热器包括本体以及设置于所述本体上的至少一组来流空气入口和来流空气出口，以及至少一组预冷介质入口和预冷介质出口；其中，所述来流空气入口和所述预冷介质入口在所述本体上反向设置，所述来流空气出口和所述预冷介质出口在所述本体上反向设置。

优选地，所述来流空气入口以及所述预冷介质出口位于所述本体沿长度方向的一个端部，所述预冷介质入口以及所述来流空气出口位于所述本体沿长度方向的另一个端部。

优选地，所述换热器还包括设置在所述本体内的预冷管道，所述预冷管道具有入口和出口，所述预冷管道的入口形成所述预冷介质入口，所述预冷管道的出口形成所述预冷介质出口；所述预冷管道和所述本体之间具有间隙，所述间隙形成冷却通道，以供所述来流空气在所述冷却通道内冷却。

优选地，所述组合式发动机还包括设置在所述壳体内的膨胀涡轮，所述膨胀涡轮的入口与所述预冷介质出口连通，以接收加热后的预冷介质推动所述膨胀涡轮做功，以至少驱动所述空压机。

优选地，所述组合式发动机还包括设置在所述换热器和所述膨胀涡轮之间的补能燃烧室，所述补能燃烧室的主入口通过主出流管道与所述预冷介质出口相连，所述补能燃烧室的出口与所述膨胀涡轮的入口连通，所述补能燃烧室还用于存储预燃反应剂，以通过所述预燃反应剂的反应提高部分加热后的预冷介质的温度。

优选地，所述补能燃烧室的第一辅入口通过第一辅出流管道与所述主出流管道相连，所述补能燃烧室的第二辅入口通过第二辅出流管道与所述空压机的辅出口连通，所述补能燃烧室能够选择性地通过所述主出流管道和所述第一辅出流管道一者与所述换热器连通。

优选地，所述组合式发动机还包括旁路燃烧室，所述旁路燃烧室设置在所述壳体内且远离所述进气道的一端，所述旁路燃烧室设置有第一入口和第二入口，所述第一入口用于接收未被有效利用的来流空气，所述第二入口与所述膨胀涡轮的排气口连通。

优选地，所述预冷介质在预设超临界压力条件下工作。

优选地，所述组合式发动机还包括设置在所述壳体内的预冷介质容纳箱和预冷介质泵，所述预冷介质泵用于将所述预冷介质容纳箱内的所述预冷介质泵送至所述换热器内。

本发明还提出一种飞行器，包括本发明所提出的组合式发动机，具体地，该飞行器例如为火箭或者其它航空航天载运工具。

本发明的组合式发动机，可以利用甲烷作为预冷介质，不仅具备吸气预冷式组合发动机的所有优点；而且能在很大程度上避免氢工质发动机面临的棘手技术瓶颈，包括但不限于增加辅助的氦循环，材料“氢脆”，严苛的保温隔热要求，液氢泵的运维和功率匹配等难题，从而有效降低整体系统的设计难度，缩短设计周期和大幅减少成本，为吸气预冷式组合式发动机尽快完成从概念到实物的质的飞跃提供一条可行途径。与传统火箭发动机相比，比冲可提高至少数倍；与航空涡轮发动机相比，其最高飞行马赫数能从2附近拓展到5+；与吸气冲压发动机相比，能直接从地面静止状态就开始工作。这种新型的组合式发动机除了能为速度马赫0-5+且具有较高比冲的飞行器提供动力解决方案以外，更拥有作为低成本，可重复使用临近空间及入轨飞行器动力部件的广阔应用前景。

附图说明

附图是用来提供对本发明的进一步理解，并且构成说明书的一部分，与下面的具体实施方式一起用于解释本发明，但并不构成对本发明的限制。在附图中：

图1为本发明第一实施例中组合式发动机的结构示意图；

图2为本发明第二实施例中换热器的结构示意图；

图3为本发明第三实施例中不同温度下甲烷热沉曲线示意图；

图4为本发明第四实施中不同飞行条件下来流空气冷却需求的关系表；

图5为本发明第五实施例中不同比例的甲烷与空气燃烧后温度的关系表。

附图标记说明：

100：组合式发动机；

110：壳体；

120：进气道；

130：换热器；

131：本体；

132：预冷管道；

140：空压机；

150：火箭发动机；

160：膨胀涡轮；

170：补能燃烧室；

180：旁路燃烧室；

191：预冷介质容纳箱；

192：预冷介质泵；

G1：主出流管道；

F1：第一辅出流管道；

F2：第二辅出流管道。

具体实施方式

以下结合附图对本发明的具体实施方式进行详细说明。应当理解的是，此处所描述的具体实施方式仅用于说明和解释本发明，并不用于限制本发明。

参考图1、图2和图3，本发明涉及一种组合式发动机100，该组合式发动机100可以应用于飞行器或其他航天航空运载工具上。其中，所述组合式发动机100包括：

壳体110，该壳体110内部设置有容纳空间(未标号)，用于容纳下述的各器件。

进气道120，该进气道120设置于所述壳体110上，所述进气道120用于接收来流空气，也就是说，该进气道120将壳体110内部空间与外部气体环境导通，从而可以利用所吸收的来流空气，经过下述器件的处理，作用于该组合式发动机100上，以产生推力，使得应用该组合式发动机100的飞行器可以向前运动。

换热器130，该换热器130设置于所述壳体110内，所述换热器130用于对至少部分所述来流空气与预冷介质进行换热，以预冷该部分所述来流空气和加热所述预冷介质。其中，所述预冷介质包括甲烷。

空压机140，该空压机140设置于所述壳体110内，所述空压机140用于接收并对预冷后的来流空气进行压缩。

火箭发动机150，该火箭发动机150设置于所述壳体110内，所述火箭发动机150用于接收压缩后的至少部分来流空气和加热后的至少部分预冷介质，以使得压缩后的来流空气和加热后的该部分预冷介质在所述火箭发动机150的推力室(图中并未示出)内反应，以产生推力。

具体地，在将该结构的组合式发动机100应用到飞行器上时，利用进气道120将来流空气引入到壳体120内，从而可以使得有至少部分进入到壳体110内的来流空气进入到换热器130内，与预冷介质进行换热，以实现预冷，同时，来流空气本身的热量转移到预冷介质内，即将预冷介质进行加热，预冷后的来流空气与加热后的预冷介质最终在火箭发动机150内的推力室内发生燃烧反应，以产生较大的推力，为飞行器提供飞行动力。

上述空压机140，也即空气压缩机，其主要起到对预冷后的来流空气进行增压的作用。由于压缩的是预冷后的来流空气，其密度较高，空压机140中压气机所需的输入功率会显著降低。同时，把预冷后的来流空气温度可以控制在300K以下，能够使得压气机出口的来流空气温度控制在材料耐受极限以下的合理水平，拓宽了发动机系统的工作极限。该空压机140的压缩能力，直接影响组合式发动机100整体效率，压比更高，循环效率会更高，但对冷却或压气机性能以及压气功率的要求也更高，这里需要一个权衡。为了充分发挥本发明所提出的组合式发动机100的优势，提高推力室压力进而提高推力水平，建议压气机的压比应当使用目前参数最高的型号且至少在20倍以上。

本实施例结构的组合式发动机100，可以利用甲烷作为预冷介质，不仅具备吸气预冷式组合发动机的所有优点；而且能在很大程度上避免氢工质发动机面临的棘手技术瓶颈，包括但不限于增加辅助的氦循环，材料“氢脆”，严苛的保温隔热要求，液氢泵的运维和功率匹配等难题，从而有效降低整体系统的设计难度，缩短设计周期和大幅减少成本，为吸气预冷式组合式发动机尽快完成从概念到实物的质的飞跃提供一条可行途径。与传统火箭发动机相比，比冲可提高至少数倍；与航空涡轮发动机相比，其最高飞行马赫数能从2附近拓展到5+；与吸气冲压发动机相比，能直接从地面静止状态就开始工作。这种新型的发动机除了能为速度马赫0-5+且具有较高比冲的飞行器提供动力解决方案以外，更拥有作为低成本，可重复使用临近空间及入轨飞行器动力部件的广阔应用前景。

需要说明的是，对于换热器130所接收到的来流空气量(也即需要预冷的空气量)并没有作出限定，优选地，换热器130所接收到的来流空气量可以为进气道120所捕获到的来流空气总量的1/6-1/5，以便可以在换热器130内进行高效预冷。

优选地，所述进气道120的进气口(未标记)大小可调，以使得进入到所述发动机100内的来流空气量符合预设值。

也就是说，该进气道120为可变进气道，当应用该组合式发动机100的飞行器的飞行高度发生变化时，可以通过调节进气道的进气口的大小，也即进气道120的捕获面积，从而可以控制总的来流空气进气量。

本实施例结构的组合式发动机100，其中的进气道120的进气口即捕获面积可调，因此，可以随着飞行高度的变化对相应的进气道120的捕获面积作出相应调整。例如，随着飞行器速度和高度的上升，空气密度下降导致每单位面积的来流空气量会相应减少，这意味着氧化剂量的减少，因此，为了使得氧化剂量不受飞行高度的影响，设计该可变进气道，以使的进入到壳体110内部的来流空气量符合预设值。具体地，例如，随着飞行器高度的上升，可通过逐渐增加进气道捕获面积，就能够基本保持进入组合式发动机100的空气量符合预设值。

应当理解的是，上述的预设值可以是一个具体地定值，也可以为符合一定浮动范围内的取值。

优选地，如图1和图2所示，为换热器130一种具体的结构，所述换热器130包括本体131以及设置于所述本体131上的至少一组来流空气入口(未标号)和来流空气出口(未标号)，以及至少一组预冷介质入口(未标号)和预冷介质出口(未标号)。其中，所述来流空气入口和所述预冷介质入口在所述本体131上反向设置，所述来流空气出口和所述预冷介质出口在所述本体131上反向设置。

需要说明的是，上述来流空气入口和所述预冷介质入口在所述本体131上反向设置以及所述来流空气出口和所述预冷介质出口在所述本体131上反向设置，是指每组入口和出口位于换热器130本体131的相对的两侧，即预冷介质或来流空气从本体131一侧的入口进入到换热器130内，从本体131另一侧的出口流出该换热器130.。

另外需要说明的是，对于每组所包含的来流空气入口、出口以及预冷介质入口和出口的结构以及数量并没有作出限定，可以根据实际需要确定所需要的入口、出口数量以及具体的结构。

优选地，为了有效控制预冷介质(甲烷)用量(提高发动机比冲)，充分发挥甲烷的热沉能力，有必要尽可能提高甲烷出口温度，因此，上述来流空气入口以及所述预冷介质出口位于所述本体131沿长度方向的一个端部，所述预冷介质入口以及所述来流空气出口位于所述本体131沿长度方向的另一个端部，形成一个逆向对流样式，这样，可以使得甲烷的出口温度可以接近来流空气入口温度，来流空气的出口温度接近甲烷的入口温度，可以最大程度地降低甲烷的流量需求。

优选地，所述换热器130还包括设置在所述本体131内的预冷管道132，所述预冷管道132具有入口(未标记)和出口(未标记)，所述预冷管道132的入口形成所述预冷介质入口，所述预冷管道132的出口形成所述预冷介质出口。其中，所述预冷管道132和所述本体131之间具有间隙，所述间隙形成冷却通道，以供所述来流空气在所述冷却通道内冷却。

具体地，上述换热器130内的预冷管道132，可以按每公斤来流空气流量千根量级布置薄壁高温合金细金属管道，以供甲烷快速吸收空气热量，来流空气于本体130与预冷管道132之间的间隙中高速通过，以提高换热效果。

进一步地，为了避免甲烷在预冷管道132中因吸热温度升高而发生相变，影响流量和换热稳定性，本发明中甲烷设计在预设超临界压力下工作，其中，超临界是物质的一种特殊状态，当环境温度、压力达到物质的临界点时，气液两相的相界面消失，成为均相体系。当温度压力进一步提高，即超过临界点时，物质就处于超临界状态，成为超临界流体。甲烷工质在不同压力下不同温度的热沉(每单位质量工质的吸热量)可由物性计算获得，具体结果参见图3。例如，如图4所示，在马赫数5工况下，需要把1240K左右的来流空气预冷至200-300K的目标区间，空气的冷却需求约为1.1MJ/kg，对应的甲烷出口温度在850-950K范围，低于甲烷大量产生裂解积炭的温度(常压下约1030K)。这样一来，在满足空气冷却要求的同时又保证了甲烷不发生严重积炭，否则会堵塞换热器130内部通道，造成系统失效。

优选地，所述组合式发动机100还包括设置在所述壳体110内的膨胀涡轮160。其中，所述膨胀涡轮160的入口与所述预冷介质出口连通，以接收加热后的预冷介质推动所述膨胀涡轮160做功，以至少驱动所述空压机140。

具体地，采用膨胀循环的思想，甲烷在换热器130吸热后，本身已经具有一定温度，然后用它直接膨胀做功，带动涡轮同时驱动预冷介质泵192和空压机140做功之后再与空气反应产生推力。这样一来就没有消耗额外的燃料，则比冲基本不会受什么影响，而且结构大大简化，可靠性大幅增强，非常符合低成本可重复使用的设计目标。

本实施例结构的组合式发动机100，其中的膨胀涡轮160，主要负责提供空压机140的动力，另外，该膨胀涡轮160还可以为下述的预冷介质泵192提供动力等。膨胀涡轮160中，起到膨胀做功的工质是甲烷占主体的甲烷与燃烧后气体的混合物，大量甲烷的存在使得混合气平均分子量仍比较小。工质推动涡轮膨胀做功，以供空压机140和预冷介质泵192等设备使用。这里的膨胀涡轮160需要注意对可能发生的局部积炭进行预防或消除，此外还可能需要简单的热防护设计等。

优选地，所述组合式发动机100还包括设置在所述换热器130和所述膨胀涡轮160之间的补能燃烧室170。其中，所述补能燃烧室170的主入口(未标记)通过主出流管道G1与所述预冷介质出口相连，所述补能燃烧室170的出口与所述膨胀涡轮160的入口连通，所述补能燃烧室170还用于存储预燃反应剂，以通过所述预燃反应剂的反应提高部分加热后的预冷介质的温度。

也就是说，该补能燃烧室170是用来进一步提高经过换热器130换热后预冷介质(即甲烷)的温度，以满足空压机140的能量需求。由于在大部分工况下，对来流空气预冷后的甲烷温度仍达不到驱动空压机140的涡轮的要求，势必需要进一步弥补能量缺口措施，补能燃烧室170可以很好地解决这个问题，在该补能燃烧室170内部，组织富燃燃烧，只需使用很少量的甲烷或其他预燃反应剂与一定量的高压空气反应，燃烧后温度控制在1500-2300K(具体所需甲烷和空气配比如图5所示)。这部分燃气换热器130出口的甲烷(低于950K)进行掺混，使混合气的平均温度提高到1150K左右(这个温度下涡轮功率够用且无需对涡轮叶片进行过于复杂的冷却设计)，然后通入膨胀涡轮160内做功。

需要说明的是，对于预燃反应剂的来源，其可以从外界单独提供，当然，为了简化该组合式发动机100的结构，该预燃反应剂可以直接从换热器130的出口以及空压机140的出口获取得到。

优选地，为了使得组合式发动机100的结构更加紧凑，所述补能燃烧室170的第一辅入口(未标号)通过第一辅出流管道F1与所述主出流管道G1相连，所述补能燃烧室170的第二辅入口(未标号)通过第二辅出流管道F2与所述空压机140的辅出口(未标号)连通，所述补能燃烧室170能够选择性地通过所述主出流管道G1和所述第一辅出流管道F1中的一者与所述换热器130连通。

也就是说，上述补能燃烧室170内所存储的预燃反应剂来自于加热后的少量预冷介质，即甲烷，以及经过压缩后的少量来流空气，以使的二者可以在补能燃烧室170的内部发生燃烧反应，以提高从主出流管道G1所流入的甲烷的温度，使得经过补能燃烧室170的出口送入到膨胀涡轮160的气体温度达到驱动空压机140的涡轮的要求。

优选地，所述组合式发动机100还包括旁路燃烧室180。其中，所述旁路燃烧室180设置在所述壳体110内且远离所述进气道120的一端，所述旁路燃烧室180设置有第一入口(未标号)和第二入口(未标号)，所述第一入口用于接收未被有效利用的来流空气，所述第二入口与所述膨胀涡轮160的排气口(未标号)连通。

本实施例结构的组合式发动机100，设置有旁路燃烧室180，在旁路燃烧室180中，未被有效利用，即溢流的来流空气与膨胀涡轮160做功后的富含甲烷的废气混合并发生反应。燃烧当量比也尽可能维持在1左右，但由于其环境压力远小于核心推力室内压力数值，燃烧后单位流量燃料产生的推力比较有限，但旁路燃烧室180内反应物流量一般要高于核心推力室流量，因此仍可提供部分辅助推力，并可一定程度减少阻力。

优选地，所述组合式发动机100还包括设置在所述壳体110内的预冷介质容纳箱191和预冷介质泵192。其中，所述预冷介质泵192用于将所述预冷介质容纳箱191内的所述预冷介质泵送至所述换热器130内。

本实施例结构的组合式发动机100，由于预冷介质采用的为甲烷，由于甲烷的密度相对较大，因此，可以减小所采用的预冷介质容纳箱191的体积，从而可以降低整个飞行器的整体体积和质量。

下面以预冷介质为甲烷为例进行详细描述该组合式发动机100的具体工作过程：

该结构的组合式发动机100，所支持的飞行器工况为：速度从0到马赫5+，高度在0-30Km。

地面起飞时，利用起动装置带动压气机吸气，将适量的甲烷和高压空气通入火箭发动机150内混合点燃并产生推力，使发动机系统开始工作。当飞行器速度到达马赫2左右时，开始启用换热器130，在其中利用预冷介质泵192，也即甲烷泵从预冷介质容纳腔191中抽取液态的低温甲烷对具有较高温度的部分来流空气进行深度预冷，使其降低到设计温度。接着使用空压机140对其压缩：利用补能燃烧室170内组织甲烷富燃燃烧后的燃气驱动膨胀涡轮160做功；由于甲烷燃烧的当量比设定值较高，之后又与相当多的甲烷进行掺混，因此混合工质的平均分子量仍比较小，驱动膨胀涡轮160做功的能力保持较好，经过设计完全能够满足带动空压机140对空气进行压缩的功率需求。这部分压缩空气再与一定量的甲烷在火箭发动机150内燃烧产生推力。同时，剩余未冷却的来流空气进入到旁路燃烧室180内，与补能燃烧室170下游所接膨胀涡轮160的排气口的富燃燃烧排气(其中包含大量未反应的甲烷)点火并反应也能产生一些推力。推力的合力使飞行器能够快速加速。随着飞行马赫数的提高，来流空气的温度会不断上升，相应地，冷却空气后吸热了的甲烷温度也会增加，而空气冷却后的温度则相对变化不大，始终保持在一个较低水平(200-300K)，从而保证了压气机所需功率的相对稳定。同时，组合式发动机100可以通过进气道120对捕获来流空气的总流量根据设计要求进行动态调节。当飞行马赫数达到5+后，这种组合式发动机100的预冷工作模式可以达到稳态。

可以理解的是，以上实施方式仅仅是为了说明本发明的原理而采用的示例性实施方式，然而本发明并不局限于此。对于本领域内的普通技术人员而言，在不脱离本发明的精神和实质的情况下，可以做出各种变型和改进，这些变型和改进也视为本发明的保护范围。

Claims (8)

1.一种组合式发动机，其特征在于，所述组合式发动机包括：

壳体；

进气道，设置于所述壳体上，所述进气道用于接收来流空气；

换热器，设置于所述壳体内，所述换热器用于对至少部分所述来流空气与预冷介质进行换热，以预冷该部分所述来流空气和加热所述预冷介质；其中，所述预冷介质包括甲烷；

空压机，设置于所述壳体内，所述空压机用于接收并对预冷后的来流空气进行压缩；

火箭发动机，设置于所述壳体内，所述火箭发动机用于接收压缩后的至少部分来流空气和加热后的至少部分预冷介质，以使得压缩后的来流空气和加热后的该部分预冷介质在所述火箭发动机的推力室内反应，以产生推力；

所述换热器包括本体以及设置于所述本体上的至少一组来流空气入口和来流空气出口，以及至少一组预冷介质入口和预冷介质出口；

所述组合式发动机还包括设置在所述壳体内的膨胀涡轮，所述膨胀涡轮的入口与所述预冷介质出口连通，以接收加热后的预冷介质推动所述膨胀涡轮做功，以至少驱动所述空压机；

所述组合式发动机还包括旁路燃烧室，所述旁路燃烧室设置在所述壳体内且远离所述进气道的一端，所述旁路燃烧室设置有第一入口和第二入口，所述第一入口用于接收未被有效利用的来流空气，所述第二入口与所述膨胀涡轮的排气口连通；

所述组合式发动机还包括设置在所述换热器和所述膨胀涡轮之间的补能燃烧室，所述补能燃烧室的主入口通过主出流管道与所述预冷介质出口相连，所述补能燃烧室的出口与所述膨胀涡轮的入口连通，所述补能燃烧室还用于存储预燃反应剂，以通过所述预燃反应剂的反应提高部分加热后的预冷介质的温度；

所述补能燃烧室的第一辅入口通过第一辅出流管道与所述主出流管道相连，所述补能燃烧室的第二辅入口通过第二辅出流管道与所述空压机的辅出口连通，所述补能燃烧室能够选择性地通过所述主出流管道和所述第一辅出流管道中的一者与所述换热器连通。

2.根据权利要求1所述的组合式发动机，其特征在于，所述进气道的进气口大小可调，以使得进入到所述组合式发动机内的来流空气量符合预设值。

3.根据权利要求1所述的组合式发动机，其特征在于，所述来流空气入口和所述预冷介质入口在所述本体上反向设置，所述来流空气出口和所述预冷介质出口在所述本体上反向设置。

4.根据权利要求3所述的组合式发动机，其特征在于，所述来流空气入口以及所述预冷介质出口位于所述本体沿长度方向的一个端部，所述预冷介质入口以及所述来流空气出口位于所述本体沿长度方向的另一个端部。

5.根据权利要求4所述的组合式发动机，其特征在于，所述换热器还包括设置在所述本体内的预冷管道，所述预冷管道具有入口和出口，所述预冷管道的入口形成所述预冷介质入口，所述预冷管道的出口形成所述预冷介质出口；所述预冷管道和所述本体之间具有间隙，所述间隙形成冷却通道，以供所述来流空气在所述冷却通道内冷却。

6.根据权利要求1至5任意一项所述的组合式发动机，其特征在于，所述预冷介质在预设超临界压力条件下工作。

7.根据权利要求1至5任意一项所述的组合式发动机，其特征在于，所述组合式发动机还包括设置在所述壳体内的预冷介质容纳箱和预冷介质泵，所述预冷介质泵用于将所述预冷介质容纳箱内的所述预冷介质泵送至所述换热器内。

8.一种飞行器，包括权利要求1-7任意一项所述的组合式发动机。

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