CN113006947A - 一种双燃料系统的预冷发动机 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种双燃料系统的预冷发动机，该发动机包括：涡扇发动机系统、液氢冷却系统、航空煤油系统。液氢冷却系统、航空煤油系统根据所设定的飞行马赫数范围值，分别与涡扇发动机系统协同工作，兼顾飞行器在亚声速巡航和高超声速巡航工作性能。本发明引入双燃料系统，在亚声速巡航阶段，所述发动机以涡扇发动机模式工作，不消耗冷却剂，采用航空煤油作为燃油，降低作为冷却剂和燃料的液氢消耗。在高超声速巡航阶段，所述发动机以涡喷发动机模式工作，液氢冷却系统工作，由于采用燃气驱动涡轮，避免了高温氢气直接驱动涡轮导致的供油压力大、涡轮功率输出不足的问题。本发明公开的一种双燃料系统的预冷发动机能够在飞行马赫数0～5范围内作为长航时飞行器的动力。

Description

一种双燃料系统的预冷发动机

技术领域

本发明涉及高超声速动力技术领域，具体而言，涉及一种用于飞行马赫数0～5范围内的双燃料系统的预冷发动机。

背景技术

要满足大气层内高超声速飞行器对动力的需求，推进技术的发展起着决定性的作用。在飞行器的飞行马赫数升高至3后，来流空气的总温明显增大，常规涡轮喷气式发动机的涡轮机械受到材料温度的限制，飞行马赫数难以继续升高，而预冷发动机通过对来流空气的冷却，能够拓宽常规涡轮喷气式发动机的飞行包线范围。预冷发动机是一种高超声速飞行器的可行推进系统方案。

日本提出了一种预冷膨胀式空气涡轮冲压发动机(ATREX,Pre-cooled AirTurbo-ramjet of Expander)。ATREX以液氢作为冷却剂对来流空气进行预冷，冷却剂经过燃烧室换热器提高温度，高温高压的冷却剂驱动空气涡轮带动压气机工作，该系统在飞行马赫数6时需要的液氢压力高，容易在预冷器中引起氢脆问题。在后续研究中，日本又提出了一种预冷涡轮发动机(PCTJ,Pre-cooled Turbojet)，PCTJ是由涡喷发动机安装预冷器和增加加力燃烧室组成，空气涡轮改为燃气驱动，飞行马赫数可达5。PCTJ方案可在现有的涡喷发动机基础上进行改动，技术相对成熟，但是在飞行马赫数0～5范围内PCTJ的工作模式始终为涡喷发动机，在亚声速巡航时不具备涡扇发动机的推力和经济性优势。

英国提出了一种协同吸气式火箭发动机(SABRE,Synergistic Air BreathingRocket Engine)。在吸气模式下，SABRE的主要工作特征为氦工质冷却回路，即采用氦工质对来流空气进行深度冷却，液氢仅用作燃料。该方案避免了采用燃油作为冷却剂的预冷发动机在高马赫数冷却剂流量高于空气燃烧需求流量的问题，保证了飞行器在高马赫数的比冲性能。目前，英国仅在预冷器的研究上取得了一定突破，整机的匹配与控制难度较大。

公开号为US20190293024A1的实用新型提出了一种氢燃料超声速涡轮冲压发动机，该发动机通过在预冷器前布置的角度可调折板实现空气预冷打开与关闭，在飞行马赫数0～3范围内关闭预冷器，在飞行高马赫数3～5范围内打开预冷器，保证亚声速和高超声速的工作性能，同时该发动机采用高温氢气驱动涡轮，涡轮前温度达到1500K。虽然提高涡轮前温度能够降低空气涡轮的落压比，从而降低液氢供应压力，但是高马赫数下发动机对液氢的压力要求仍然较高，容易引起氢脆问题。

公开号为CN106014637A的实用新型提出了一种预冷涡轮发动机方案，类似于SABRE，该方案同样通过闭式冷却回路来流空气进行冷却，用于扩展发动机的工作速域。其问题在于闭式冷却回路会大幅度增加系统的复杂度，可行性不高。

综合来看，上述几种预冷发动机方案很难同时兼顾亚声速巡航性能与高超声速巡航性能，部分方案采用液氢驱动空气涡轮还会使液氢压力过大，可能导致氢脆问题。

发明内容

本发明解决的技术问题是：为了解决现有技术的不足，本发明提供一种双燃料系统的预冷发动机，兼具亚声速巡航和高超声速巡航的能力，能够在飞行马赫数0～5范围内作为长航时飞行器的动力。

本发明的技术方案是：一种双燃料系统的预冷发动机，包括涡扇发动机系统、液氢冷却系统和航空煤油系统，其中氢冷却系统和航空煤油系统分别与涡扇发动机系统协同工作；

所述涡扇发动机系统包括进气道、风扇、外涵道、压气机、燃烧室、涡轮、混合室、加力燃烧室、尾喷管、涵道引射器、外涵道调节活门和齿轮箱；

所述进气道的空气出口与预冷器的空气入口导通，风扇的空气入口与所述预冷器的空气出口导通，外涵道的空气入口与所述风扇外涵的空气出口导通，压气机的空气入口与所述风扇内涵的空气出口导通，燃烧室的空气入口与所述压气机的空气出口导通；涡轮的燃气入口与所述燃烧室的燃气出口导通；混合室外涵的空气入口与所述外涵道的空气出口导通，混合室内涵的燃气入口与所述涡轮的燃气出口导通；加力燃烧室的燃气入口与所述混合室的燃气出口导通；尾喷管的燃气入口与所述加力燃烧室的燃气出口导通；涵道引射器设置于所述外涵道的空气入口；外涵道调节活门设置于外涵道的空气出口；

所述齿轮箱一端与风扇连接，另一端与压气机和涡轮相连。

本发明进一步的技术方案是：所述液氢冷却系统包括液氢储箱、吹除气瓶、液氢调节阀、吹除气体调节阀、电动泵、电动机、预冷器、燃烧室调节阀、尾喷管液氢调节阀、吹除气体排气阀和尾喷管换热器，

所述液氢调节阀的液氢入口与液氢储箱的液氢出口导通；吹除气体调节阀的吹除气体入口与所述吹除气瓶的吹除气体出口导通；电动泵的入口分别与液氢调节阀的液氢出口、吹除气体调节阀的吹除气体出口导通；

电动机作为所述电动泵的驱动装置；

当液氢调节阀打开时，预冷器的液氢入口与电动泵的液氢出口导通；吹除气体调节阀打开时，所述预冷器的吹除气体入口与所述电动泵的吹除气体出口导通；

燃烧室调节阀，燃烧室调节阀的液氢入口与所述预冷器的液氢出口导通，燃烧室调节阀的液氢出口与所述燃烧室的液氢喷注口导通；尾喷管液氢调节阀的液氢入口与所述预冷器的液氢出口导通；

吹除气体排气阀的吹除气体入口与所述预冷器的吹除气体出口导通，所述吹除气体排气阀的吹除气体出口与外界大气导通；

尾喷管换热器的液氢入口与所述尾喷管调节阀的液氢出口导通，所述尾喷管换热器的液氢出口与所述加力燃烧室的液氢喷注口导通；

液氢调节阀与所述吹除气体调节阀不能同时打开。

本发明进一步的技术方案是：当飞行马赫数在第一设定范围值和第二设定范围值时，液氢调节阀和所述吹除气体调节阀关闭，预冷器和所述尾喷管换热器均不工作，当飞行马赫数在第一设定值和第三设定值时，吹除气体调节阀和所述吹除气体排气阀打开，液氢调节阀、所述燃烧室调节阀以及所述尾喷管液氢调节阀关闭，吹除气体对液氢预冷系统中的管路进行吹除，所述吹除气体的作用是吹除液氢冷却系统中残留的氢；

当飞行马赫数在第三设定范围值时，液氢调节阀所述燃烧室调节阀以及所述尾喷管液氢调节阀打开，吹除气体调节阀和所述吹除气体排气阀关闭，所述预冷器内的液氢对所述进气道导入空气进行冷却，燃烧室内的空气和所述预冷器出口的一部分液氢点火燃烧，预冷器出口的另一部分液氢在所述尾喷管换热器中从所述尾喷管和所述加力燃烧室的燃气中吸热后，导入所述加力燃烧室内与燃气点火燃烧。

本发明进一步的技术方案是：所述航空煤油系统包括航空煤油储箱、第一航空煤油调节阀和第二航空煤油调节阀；其中第一航空煤油调节阀的入口与所述航空煤油储箱的燃油出口导通，第一航空煤油调节阀的出口于所述燃烧室的燃油喷注口导通；第二航空煤油调节阀的入口与所述航空煤油储箱燃油出口导通，所述第二航空煤油调节阀的出口与所述加力燃烧室的燃油喷注入口导通。

本发明进一步的技术方案是：当飞行马赫数在第一设定范围值时，第一航空煤油调节阀打开，第二航空煤油调节阀关闭，燃烧室内的空气与航空煤油点火燃烧，所述加力燃烧室不点火；

当飞行马赫数在第二设定范围值时，第一航空煤油调节阀和所述第二航空煤油调节阀打开，燃烧室内的空气与航空煤油点火燃烧，所述加力燃烧室内的空气与航空煤油点火燃烧；

当飞行马赫数在第三设定范围值时，所述第一航空煤油调节阀和第二航空煤油调节阀关闭。

本发明进一步的技术方案是：所述飞行马赫数第一设定值为0；第二设定值为0.9；第三设定值为3；飞行马赫数第四设定值为5。

本发明进一步的技术方案是：所述飞行马赫数第一设定范围值为大于0，且小于或等于0.9。

本发明进一步的技术方案是：所述飞行马赫数第二设定范围值为大于0.9，且小于或等于3。

本发明进一步的技术方案是：所述飞行马赫数第三设定范围值为大于3，且小于或等于5；所述飞行马赫数第一设定值为0；所述飞行马赫数第三设定值为3。

本发明进一步的技术方案是：所述吹除气瓶(15)中的吹除气体类型包括氮气、二氧化碳、氦气；所述预冷器中的液氢为超临界流体，所述预冷器(2)中液氢的温度大于34K、压力大于1.3MPa，且小于或等于10MPa。

发明效果

本发明的技术效果在于：本发明引入双燃料系统，二者与涡扇发动机系统协同工作，兼顾飞行器的亚声速巡航与高超声速巡航性能。在亚声速巡航时，航空煤油系统工作，双燃料系统的预冷发动机以涡扇发动机模式工作，以航空煤油为燃油，不消耗冷却剂，提高经济性。在高超声速巡航时，预冷器工作，双燃料系统的预冷发动机以涡喷发动机模式工作，由于采用燃气驱动涡轮，避免了高温高压氢燃料驱动涡轮导致的供油压力大、涡轮功率输出不足的问题，提升了飞行器的运行性能。

附图说明

图1为本发明公开的一种双燃料系统的预冷发动机循环示意图；

图2为本发明实施例在飞行马赫数第一设定范围值的工作原理示意图；

图3为本发明实施例在飞行马赫数第二设定范围值的工作原理示意图；

图4为本发明实施例的液氢预冷系统吹除过程的工作原理示意图；

图5为本发明实施例在飞行马赫数第三设定范围值的工作原理示意图；

具体实施方式

在本发明的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“长度”、“宽度”、“厚度”、“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”、“顺时针”、“逆时针”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明的限制。

为了使本技术领域的人员更好地理解本发明方案，下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分的实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都应当属于本发明保护的范围。

参见图1-图5，一种双燃料系统的预冷发动机，包括涡扇发动机系统、液氢冷却系统以及航空煤油系统，所述液氢冷却系统、所述航空煤油系统根据所设定的飞行马赫数范围值，分别与所述涡扇发动机系统协同工作。所述涡扇发动机系统包括：

进气道，所述进气道置于所述双燃料系统的预冷发动机最前端，所述进气道的空气出口与预冷器的空气入口导通；

风扇，所述风扇的空气入口与所述预冷器的空气出口导通；

外涵道，所述外涵道的空气入口与所述风扇外涵的空气出口导通；

压气机，所述压气机的空气入口与所述风扇内涵的空气出口导通；

燃烧室，所述燃烧室的空气入口与所述压气机的空气出口导通；

涡轮，所述涡轮的燃气入口与所述燃烧室的燃气出口导通；

混合室，所述混合室外涵的空气入口与所述外涵道的空气出口导通，所述混合室内涵的燃气入口与所述涡轮的燃气出口导通；

加力燃烧室，所述加力燃烧室的燃气入口与所述混合室的燃气出口导通；

尾喷管，所述尾喷管的燃气入口与所述加力燃烧室的燃气出口导通；

涵道引射器，所述涵道引射器设置于所述外涵道的空气入口；

外涵道调节活门，所述外涵道调节活门设置于所述外涵道的空气出口；

齿轮箱，所述风扇通过传动轴连接所述齿轮箱，所述齿轮箱通过另一传动轴与所述压气机和所述涡轮相连；

所述风扇和所述压气机均由高温燃气驱动的所述涡轮提供动力；

所述齿轮箱的作用是降低风扇转速，即所述压气机工作于高转速条件下的同时，通过所述齿轮箱对所述风扇连接的轴减速，使所述风扇工作在相对较低转速；

当飞行马赫数在第一设定范围值和第二设定范围值时，所述涵道引射器和所述外涵道调节活门打开，所述双燃料系统的预冷发动机以涡扇发动机模式工作，在飞行马赫数为第二设定值时，所述双燃料系统的预冷发动机能够以亚声速巡航状态工作；

当所述飞行马赫数在第三设定范围值时，所述涵道引射器和所述外涵道调节活门关闭，所述双燃料系统的预冷发动机以涡喷发动机模式，在飞行马赫数为第四设定值时，所述双燃料系统的预冷发动机能够以高超声速巡航状态工作。

进一步地，所述双燃料系统的预冷发动机中，所述液氢冷却系统包括：

液氢储箱，用于存储作为冷却剂和燃料的液氢；

吹除气瓶，用于存储为所述液氢冷却系统进行吹除的气体；

液氢调节阀，所述液氢调节阀的液氢入口与所述液氢储箱的液氢出口导通；

吹除气体调节阀，所述吹除气体调节阀的吹除气体入口与所述吹除气瓶的吹除气体出口导通，所述液氢调节阀与所述吹除气体调节阀不能同时打开；

电动泵，所述电动泵的入口分别与所述液氢调节阀的液氢出口、所述吹除气体调节阀的吹除气体出口导通；

电动机，所述电动机通过轴与所述电动泵连接，作为所述电动泵的驱动装置；

预冷器，所述液氢调节阀打开时，所述预冷器的液氢入口与所述电动泵的液氢出口导通；所述吹除气体调节阀打开时，所述预冷器的吹除气体入口与所述电动泵的吹除气体出口导通；

燃烧室调节阀；所述燃烧室调节阀的液氢入口与所述预冷器的液氢出口导通，所述燃烧室调节阀的液氢出口与所述燃烧的液氢喷注口导通；

尾喷管液氢调节阀，所述尾喷管液氢调节阀的液氢入口与所述预冷器的液氢出口导通；

吹除气体排气阀，所述吹除气体排气阀的吹除气体入口与所述预冷器的吹除气体出口导通；

尾喷管换热器，所述尾喷管换热器的液氢入口与所述尾喷管调节阀的液氢出口导通，所述尾喷管换热器的液氢出口与所述加力燃烧室的液氢喷注口导通；

所述液氢调节阀与所述吹除气体调节阀不能同时打开；

当所述飞行马赫数在第一设定范围值和第二设定范围值时，所述液氢调节阀和所述吹除气体调节阀关闭，所述预冷器和所述尾喷管换热器均不工作。仅当所述飞行马赫数在第一设定值和第三设定值时，所述吹除气体调节阀和所述吹除气体排气阀打开，所述液氢调节阀、所述燃烧室调节阀以及所述尾喷管液氢调节阀关闭，吹除气体对液氢预冷系统中的管路进行吹除，所述吹除气体的作用是吹除液氢冷却系统中残留的氢。

当所述飞行马赫数在第三设定范围值时，所述液氢调节阀、所述燃烧室调节阀以及所述尾喷管液氢调节阀打开，吹除气体调节阀和所述吹除气体排气阀关闭，液氢冷却系统工作，所述预冷器内的液氢对所述进气道导入的空气进行冷却，所述燃烧室内的空气和所述预冷器出口的一部分液氢点火燃烧，所述预冷器出口的另一部分液氢在所述尾喷管换热器中从所述尾喷管和所述加力燃烧室的燃气中吸热后，导入所述加力燃烧室内与燃气点火燃烧；

进一步地，所述双燃料系统的预冷发动机中，所述航空煤油系统包括：

航空煤油储箱，用于存储作为燃料的航空煤油；

第一航空煤油调节阀，所述第一航空煤油调节阀的入口与所述航空煤油储箱的燃油出口导通，所述第一航空煤油调节阀的出口于所述燃烧室的燃油喷注口导通；

第二航空煤油调节阀，所述第二航空煤油调节阀的入口与所述航空煤油储箱燃油出口导通，所述第二航空煤油调节阀的出口与所述加力燃烧室的燃油喷注入口导通；

当飞行马赫数在第一设定范围值时，所述第一航空煤油调节阀打开，所述第二航空煤油调节阀关闭，所述燃烧室内的空气与航空煤油点火燃烧，所述加力燃烧室不点火；

当所述飞行马赫数在第二设定范围值时，所述第一航空煤油调节阀和所述第二航空煤油调节阀打开，所述燃烧室内的空气与航空煤油点火燃烧，所述加力燃烧室内的空气与航空煤油点火燃烧；

当所述飞行马赫数在第三设定范围值时，所述第一航空煤油调节阀和第二航空煤油调节阀关闭。

进一步地，所述双燃料系统的预冷发动机中，所述飞行马赫数第二设定值为0.9；

所述飞行马赫数第四设定值为5。

进一步地，所述双燃料系统的预冷发动机中，所述飞行马赫数第一设定范围值为大于或等于0，且小于或等于0.9；

所述飞行马赫数第二设定范围值为大于0.9，且小于或等于3；

所述飞行马赫数第三设定范围值为大于3，且小于或等于5；

所述飞行马赫数第一设定值为0；

所述飞行马赫数第三设定值为3。

进一步地，所述双燃料系统的预冷发动机中，所述吹除气瓶中的吹除气体类型包括氮气、二氧化碳、氦气；所述预冷器中的液氢为超临界流体，所述预冷器中液氢的温度大于34K、压力大于1.3MPa，且小于或等于10MPa。

循环过程如图1，双燃料系统的预冷发动机包括液氢冷却系统、航空煤油系统以及涡扇发动机系统，液氢冷却系统、航空煤油系统根据所设定的飞行马赫数范围值，分别与涡扇发动机系统协同工作。涡扇发动机系统包括：进气道1、风扇3、外涵道4、压气机5、燃烧室6、涡轮7、混合室8、加力燃烧室9、尾喷管10、前涵道面积引射器11、后涵道面积引射器12、、齿轮箱13；液氢冷却系统包括：预冷器2、液氢储箱14、吹除气瓶15、液氢调节阀16、吹除气体调节阀17、电动泵18、电动机19、燃烧室调节阀20、尾喷管液氢调节阀21、吹除气体排气阀22、尾喷管换热器23；航空煤油系统包括：航空煤油储箱24、第一航空煤油调节阀25、第二航空煤油调节阀26。

在涡扇发动机系统中，风扇3通过传动轴连接齿轮箱13，而齿轮箱13通过另一传动轴与压气机5和涡轮7相连，风扇3和压气机5均由高温燃气驱动的涡轮7提供动力，齿轮箱13的作用是降低风扇3转速，即压气机5工作较高转速条件下的同时，通过齿轮箱13对风扇3连接的轴减速，使风扇3工作在相对较低转速。

在液氢冷却系统中，预冷器2布置在进气道1和风扇3之间，工作时，可以对进气道1导入空气进行冷却，预冷器2导出的液氢一部分通过管路直接导入燃烧室6，另一部分在通过管路导入尾喷管换热器23吸热后，最后导入加力燃烧室9。吹除气瓶15的作用是存储吹除气体，在设定状态下打开吹除气体调节阀17，可以对液氢冷却系统中残留的氢进行吹除，保证双燃料系统的预冷发动机安全工作。液氢冷却系统工作时，液氢调节阀16和吹除气体调节阀17不能同时打开。预冷器2中的液氢为超临界流体，其温度大于34K、压力大于1.3MPa，且小于或等于10MPa。吹除气瓶15中的吹除气体类型包括氮气、二氧化碳、氦气。

在航空煤油系统中，打开或关闭第一航空煤油调节阀25可以控制导入燃烧室6的航空煤油，打开或关闭第二航空煤油调节阀26可以控制导入加力燃烧室9的航空煤油。

在当飞行马赫数为第一设定值时，吹除气体调节阀17和吹除气体排气阀22打开，电动机19驱动电动泵18对吹除气体进行增压，吹除气体对液氢冷却系统中可能残留的氢进行吹除。

当飞行马赫数在第一设定范围值时，双燃料系统的预冷发动机工作模式为涡扇发动机，如图2。液氢冷却系统不工作，航空煤油系统的第一航空煤油调节阀25打开、第二航空煤油调节阀26关闭，涵道引射器11和外涵道调节活门12打开。燃烧室6内的空气与航空煤油在燃烧室中点火燃烧，燃烧室6产生的燃气驱动涡轮7为风扇3和压气机5提供动力，外涵道4出口的空气与涡轮7出口的燃气在混合室8内掺混后，通过加力燃烧室9进入尾喷管10加速膨胀，产生推力。在飞行马赫数为第二设定值时，双燃料系统的预冷发动机能够以亚声速巡航状态工作。

当飞行马赫数在第二设定范围值时，双燃料系统的预冷发动机工作模式仍然为涡扇发动机，如图3。液氢冷却系统不工作，航空煤油系统的第一航空煤油调节阀25和第二航空煤油调节阀26打开。与图2对应的工作模式相比，增加了通过第二航空煤油调节阀26导入加力燃烧室9的航空煤油与加力燃烧室9内的燃气点火燃烧，加力燃烧室9点火能够增加进入尾喷管10的燃气温度，进而增加发动机推力。

当飞行马赫数为第三设定值时，吹除气体调节阀17和吹除气体排气阀22打开，电动机19驱动电动泵18对吹除气体进行增压，吹除气体对液氢冷却系统进行吹除，如图4。

当飞行马赫数在第三设定范围值时，双燃料系统的预冷发动机工作模式为涡喷发动机工作模式，如图5，航空煤油系统不工作，液氢调节阀16打开，燃烧室调节阀20和尾喷管调节阀21打开。涵道引射器11和外涵道调节活门12关闭，风扇3出口的空气全部导入压气机；电动机19驱动电动泵18对液氢进行增压，预冷器2内的液氢对进气道1导入的高温来流空气进行冷却，预冷器2出口的液氢一部分通过燃烧室调节阀20直接导入燃烧室6与空气点火燃烧，另一部分通过尾喷管调节阀21导入尾喷管换热器23以吸收尾喷管10和加力燃烧室9壁面的热量，而后导入加力燃烧室9与燃气点火燃烧。当飞行马赫数为第四设定值时，双燃料系统的预冷发动机能够以高超声速巡航状态工作。

本实施例中，飞行马赫数第一设定范围值为大于或等于0，且小于或等于0.9；飞行马赫数第二设定范围值为大于0.9，且小于或等于3；飞行马赫数第三设定范围值为大于3，且小于或等于5；飞行马赫数第一设定值为0；飞行马赫数第二设定值为0.9；飞行马赫数第三设定值为3；飞行马赫数第四设定值为5。

以上仅是本发明的优选实施方式，应当指出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明原理的前提下，还可以做出若干改进和润饰，这些改进和润饰也应视为本发明的保护范围。

Claims (10)

1.一种双燃料系统的预冷发动机，其特征在于，包括涡扇发动机系统、液氢冷却系统和航空煤油系统，其中氢冷却系统和航空煤油系统分别与涡扇发动机系统协同工作；

所述涡扇发动机系统包括进气道(1)、风扇(3)、外涵道(4)、压气机(5)、燃烧室(6)、涡轮(7)、混合室(8)、加力燃烧室(9)、尾喷管(10)、涵道引射器(11)、外涵道调节活门(12)和齿轮箱(13)；

所述进气道(1)的空气出口与预冷器(2)的空气入口导通，风扇(3)的空气入口与所述预冷器(2)的空气出口导通，外涵道(4)的空气入口与所述风扇(3)外涵的空气出口导通，压气机(5)的空气入口与所述风扇(3)内涵的空气出口导通，燃烧室(6)的空气入口与所述压气机(5)的空气出口导通；涡轮(7)的燃气入口与所述燃烧室(6)的燃气出口导通；混合室(8)外涵的空气入口与所述外涵道(4)的空气出口导通，混合室(8)内涵的燃气入口与所述涡轮(7)的燃气出口导通；加力燃烧室(9)的燃气入口与所述混合室(8)的燃气出口导通；尾喷管(10)的燃气入口与所述加力燃烧室(9)的燃气出口导通；涵道引射器(11)设置于所述外涵道(4)的空气入口；外涵道调节活门(12)设置于外涵道(4)的空气出口；

所述齿轮箱(13)一端与风扇(3)连接，另一端与压气机(5)和涡轮(7)相连。

2.根据权利要求1所述的一种双燃料系统的预冷发动机，其特征在于，所述液氢冷却系统包括液氢储箱(14)、吹除气瓶(15)、液氢调节阀(16)、吹除气体调节阀(17)、电动泵(18)、电动机(19)、预冷器(2)、燃烧室调节阀(20)、尾喷管液氢调节阀(21)、吹除气体排气阀(22)和尾喷管换热器(23)，

所述液氢调节阀(16)的液氢入口与液氢储箱(14)的液氢出口导通；吹除气体调节阀(17)的吹除气体入口与所述吹除气瓶(15)的吹除气体出口导通；电动泵(18)的入口分别与液氢调节阀(16)的液氢出口、吹除气体调节阀(17)的吹除气体出口导通；

电动机(19)作为所述电动泵(18)的驱动装置；

当液氢调节阀(16)打开时，预冷器(2)的液氢入口与电动泵(18)的液氢出口导通；吹除气体调节阀(17)打开时，所述预冷器(2)的吹除气体入口与所述电动泵(18)的吹除气体出口导通；

燃烧室调节阀(20)，燃烧室调节阀(20)的液氢入口与所述预冷器(2)的液氢出口导通，燃烧室调节阀(20)的液氢出口与所述燃烧室(6)的液氢喷注口导通；尾喷管液氢调节阀(21)的液氢入口与所述预冷器(2)的液氢出口导通；

吹除气体排气阀(22)的吹除气体入口与所述预冷器(2)的吹除气体出口导通，所述吹除气体排气阀(22)的吹除气体出口与外界大气导通；

尾喷管换热器(23)的液氢入口与所述尾喷管调节阀(21)的液氢出口导通，所述尾喷管换热器(23)的液氢出口与所述加力燃烧室(9)的液氢喷注口导通；

液氢调节阀(16)与所述吹除气体调节阀(17)不能同时打开。

3.如权利要求2所述的一种双燃料系统的预冷发动机，其特征在于，当飞行马赫数在第一设定范围值和第二设定范围值时，液氢调节阀(16)和所述吹除气体调节阀(17)关闭，预冷器(2)和所述尾喷管换热器(23)均不工作，当飞行马赫数在第一设定值和第三设定值时，吹除气体调节阀(17)和所述吹除气体排气阀(22)打开，液氢调节阀(16)、所述燃烧室调节阀(20)以及所述尾喷管液氢调节阀(21)关闭，吹除气体对液氢预冷系统中的管路进行吹除，所述吹除气体的作用是吹除液氢冷却系统中残留的氢；

当飞行马赫数在第三设定范围值时，液氢调节阀(16)所述燃烧室调节阀(20)以及所述尾喷管液氢调节阀(21)打开，吹除气体调节阀(17)和所述吹除气体排气阀(22)关闭，所述预冷器(2)内的液氢对所述进气道(1)导入空气进行冷却，燃烧室(6)内的空气和所述预冷器(2)出口的一部分液氢点火燃烧，预冷器(2)出口的另一部分液氢在所述尾喷管换热器(23)中从所述尾喷管(10)和所述加力燃烧室(9)的燃气中吸热后，导入所述加力燃烧室(9)内与燃气点火燃烧。

4.如权利要求1所述的一种双燃料系统的预冷发动机，其特征在于，所述航空煤油系统包括航空煤油储箱(24)、第一航空煤油调节阀(25)和第二航空煤油调节阀(26)；其中第一航空煤油调节阀(25)的入口与所述航空煤油储箱(24)的燃油出口导通，第一航空煤油调节阀(25)的出口于所述燃烧室(6)的燃油喷注口导通；第二航空煤油调节阀(26)的入口与所述航空煤油储箱(24)燃油出口导通，所述第二航空煤油调节阀(26)的出口与所述加力燃烧室(9)的燃油喷注入口导通。

5.如权利要求4所述的一种双燃料系统的预冷发动机，其特征在于，当飞行马赫数在第一设定范围值时，第一航空煤油调节阀(25)打开，第二航空煤油调节阀(26)关闭，燃烧室(6)内的空气与航空煤油点火燃烧，所述加力燃烧室(9)不点火；

当飞行马赫数在第二设定范围值时，第一航空煤油调节阀和所述第二航空煤油调节阀(25)打开，燃烧室(6)内的空气与航空煤油点火燃烧，所述加力燃烧室(9)内的空气与航空煤油点火燃烧；

当飞行马赫数在第三设定范围值时，所述第一航空煤油调节阀(25)和第二航空煤油调节阀(26)关闭。

6.如权利要求1所述双燃料系统的预冷发动机，其特征在于，所述飞行马赫数第一设定值为0；第二设定值为0.9；第三设定值为3；飞行马赫数第四设定值为5。

7.如权利要求1所述双燃料系统的预冷发动机，其特征在于，所述飞行马赫数第一设定范围值为大于0，且小于或等于0.9。

8.如权利要求1所述双燃料系统的预冷发动机，其特征在于，所述飞行马赫数第二设定范围值为大于0.9，且小于或等于3。

9.如权利要求1所述双燃料系统的预冷发动机，其特征在于，所述飞行马赫数第三设定范围值为大于3，且小于或等于5。

所述飞行马赫数第一设定值为0；

所述飞行马赫数第三设定值为3。

10.如权利要求1所述双燃料系统的预冷发动机，其特征在于，所述吹除气瓶(15)中的吹除气体类型包括氮气、二氧化碳、氦气；所述预冷器(2)中的液氢为超临界流体，所述预冷器(2)中液氢的温度大于34K、压力大于1.3MPa，且小于或等于10MPa。

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