CN113738514B - 利用n2o预冷/助燃的多模态组合动力循环系统及方法 - Google Patents

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Abstract

一种利用N2O预冷/助燃的多模态组合动力循环系统及方法，属于航空组合动力推进领域。该系统通过可调几何结构，可以实现从起飞、亚声速到高超声速共6种工作模态的转换。特别是在高速和高超声速巡航模态下，采用液态N2O作为预冷工质，借助换热器，液态N2O吸收预燃室排出的燃气热能后蒸发，并通过N2O涡轮驱动内涵压气机，蒸发后的N2O还可作为助燃剂对核心燃烧室补氧，以提供更大的推力；与现有国际先进的采用闭式氦气循环的“弯刀”组合动力循环相比，该系统避免使用了战略物资氦气以及高成本的液氢；预冷循环中采用液态CH4冷却N2O，避免了在亚声速巡航模态中燃料流量与飞行工况性能需求不匹配的问题；此外，气‑液换热器的结构使得动力系统更加紧凑。

Description

利用N2O预冷/助燃的多模态组合动力循环系统及方法
技术领域
本发明涉及一种利用N2O预冷/助燃的多模态组合动力循环系统及方法，属于航空航天领域。
背景技术
涡轮基组合动力循环（Turbine Based Combined Cycle，TBCC）发动机作为临近空间高超声速飞行器的核心部件，可为飞行器实现超声速飞行提供充足推力。但由于受到高空高马赫数飞行时高速气流所带来滞止高温的影响，限制了涡轮发动机扩展飞行包线，使涡轮发动机对冲压发动机初始动力提供不足，因此 TBCC 发动机在进行模态转换时存在推力鸿沟。预冷技术是解决推力鸿沟的有效手段之一。通过在涡轮发动机前对来流空气进行冷却，可以拓展工作范围，并有效改善发动机性能。其中，最为出名为采用复合预冷方案的“弯刀”发动机。“弯刀”发动机采用闭式氦气循环系统对来流空气进行冷却，并通过可调几何机构实现在不同飞行任务下工作模态的合理切换；其工作速域更宽、工作空域更广, 同时避免了TBCC发动机模态转换点“推力鸿沟”的问题，在全工作区域内发动机各部件均可实现高效率工作。
尽管“弯刀”发动机采用液氢为燃料容易点火，但核心燃烧室中氧含量不高，因此核心燃烧室燃烧效率较低，导致该发动机在高马赫数条件下推力增益不足。而且“弯刀”发动机氦气预冷循环的工作必须依赖液氢作为冷源，在亚声速巡航模态中，推力需求较小，但为了保证氦气预冷循环的工作，用于冷却氦气所消耗的液氢量并没有降低，此时，燃烧室中氢气的供给量远大于需求量，存在氢燃料流量与飞行工况性能需求不匹配问题；此外，氦气作为一种战略物质，在应用中获取不易；液氢的制备成本也相对较高。
发明内容
本发明提出的一种利用N2O预冷/助燃的多模态组合动力循环系统及其方法，通过利用液态N2O在高速模态和高超声速巡航模态预冷空气，吸热蒸发后的N2O作为助燃剂对核心燃烧室补氧，以提高核心燃烧室燃烧效率，解决现有国际先进的“弯刀”发动机在高马赫数条件下推力增益不足的问题。
一种利用N2O预冷/助燃的多模态组合动力循环系统，其特征在于包括内涵进气道、预冷器、内涵压气机、预燃室、换热器、核心燃烧室、外涵进气道、外涵压气机、内涵涡轮、外涵燃烧室、外涵喷管、内涵喷管、N2O涡轮、冷凝器、液N2O泵、液N2O储罐、液CH4储罐、液CH4泵、CH4涡轮、第1阀门、第2阀门、第3阀门、第4阀门、第5阀门、第6阀门、第7阀门、第8阀门。其中进口空气分为两路，一路与内涵进气道相连，内涵进气道出口与预冷器热侧进口相连，预冷器热侧出口与内涵压气机进口相连，内涵压气机出口与预燃室热侧进口相连，预燃室热侧出口与换热器热侧进口相连，换热器热侧出口与核心燃烧室热侧进口相连；一路通过外涵进气道与外涵压气机进口相连，外涵压气机出口通过第7阀门与外涵燃烧室燃气入口相连，外涵燃烧室燃气出口与外涵喷管进口相连，外涵喷管出口连接外界环境；核心燃烧室热侧出口分为两路：一路通过第4阀门与内涵喷管进口相连，内涵喷管出口连接外界环境；另一路通过第6阀门与内涵涡轮相连；液N2O储罐出口分为两路：一路通过第2阀门与预冷器冷侧进口相连，预冷器冷侧出口连接换热器冷侧入口，换热器冷侧出口与N2O涡轮进口相连；一路通过第1阀门与换热器冷侧入口相连；N2O涡轮出口分为两路：一路通过第3阀门与核心燃烧室的助燃剂N2O入口相连；一路与冷凝器热侧进口相连，冷凝器热侧出口通过液N2O泵与液N2O储罐进口相连；液CH4储罐出口通过液CH4泵与冷凝器冷侧进口相连；冷凝器冷侧出口与CH4涡轮进口相连；CH4涡轮出口分为三路：一路与预燃室燃料CH4入口相连；一路通过第8阀门与外涵燃烧室燃料CH4入口相连；一路通过第5阀门与核心燃烧室燃料CH4入口相连。
一种利用N2O预冷/助燃的多模态组合动力循环系统的工作方法，其特征在于包括以下工作模态：
起飞加速模态，Ma 0~0.9：打开第1阀门、第6阀门、第7阀门和第8阀门，关闭第2阀门、第3阀门、第4阀门和第5阀门；发动机进口空气被分为两路：一路进入内涵进气道，另一路进入外涵进气道，内涵进气道中的空气进入内涵压气机中被压缩，升压后的空气进入预燃室与燃料CH4燃烧，产生的高温高压的燃气通过内涵涡轮做功，驱动外涵压气机对外涵空气进行压缩，由于起飞过程推力需求较大，做功后的燃气在外涵燃烧室内与经外涵压气机压缩的外涵空气混合后，与燃料CH4一同燃烧，经外涵喷管排出，产生推力；
起飞加速模态时，由于内涵进气道的空气不需要预冷，高压液态N2O直接进入换热器中与预燃室排出的高温燃气换热，成为高温高压的气态N2O，接着通入N2O涡轮做功，驱动内涵压气机压缩空气。做功后的气态N2O通入冷凝器被冷凝成液态N2O；液态CH4则通过冷凝器换热成高温高压气态CH4，而后驱动CH4涡轮做功，为起飞过程提供额外的动力。
亚声速巡航模态，Ma 0.9：打开第1阀门、第6阀门和第7阀门，关闭第2阀门、第3阀门、第4阀门、第5阀门和第8阀门；发动机进口空气被分为两路：一路进入内涵进气道，另一路进入外涵进气道，内涵进气道中的空气进入内涵压气机中被压缩，升压后的空气进入预燃室与燃料CH4燃烧，产生的高温高压的燃气通过内涵涡轮做功，驱动外涵压气机对外涵空气进行压缩，此时考虑推阻平衡，推力需求较小，关闭外涵燃烧室，做功后的燃气在外涵燃烧室内与经外涵压气机压缩的外涵空气混合后，经外涵喷管排出，产生推力；
亚声速巡航模态时，内涵进气道的空气不需要预冷，高压液态N2O直接进入换热器中与预燃室排出的高温燃气换热，成为高温高压的气态N2O，接着通入N2O涡轮做功，驱动内涵压气机压缩空气，做功后的气态N2O通入冷凝器被冷凝成液态N2O；本发明中采用液态CH4冷却N2O，可在冷凝器中将N2O冷却至液态，冷凝器中液-液换热，换热系数相对较高，因此在亚声速巡航模态时，随着推力的减小，用于冷却N2O的液态CH4流量可以随之降低，以满足推阻平衡，相比于“弯刀”发动机，避免了在亚声速巡航模态中燃料流量与飞行工况性能需求不匹配问题。
亚声速加速模态，Ma0.9~2.5：此时工作原理与起飞加速模态相同，但由于飞行速度的增加，外涵喷管喉道面积应随之减小。打开第1阀门、第6阀门、第7阀门和第8阀门，关闭第2阀门、第3阀门、第4阀门和第5阀门；发动机进口空气被分为两路：一路进入内涵进气道，另一路进入外涵进气道中，内涵进气道中的空气进入内涵压气机中被压缩，升压后的空气进入预燃室与燃料CH4燃烧，产生的高温高压的燃气通过内涵涡轮做功，驱动外涵压气机对外涵空气进行压缩，做功后的燃气在外涵燃烧室内与经外涵压气机压缩的外涵空气混合后，与燃料CH4一同燃烧，经外涵喷管排出，产生推力；
亚声速加速模态时，内涵进气道的空气不需要预冷，高压液态N2O直接进入换热器中与预燃室排出的高温燃气换热，成为高温高压的气态N2O，接着通入N2O涡轮做功，驱动内涵压气机压缩空气，做功后的气态N2O通入冷凝器被冷凝成液态N2O；
低速模态，Ma 2.5：此时工作原理与亚声速加速模态相同。打开第1阀门、第6阀门、第7阀门和第8阀门，关闭第2阀门、第3阀门、第4阀门和第5阀门；发动机进口空气被分为两路：一路进入内涵进气道，另一路进入外涵进气道，内涵进气道中的空气进入内涵压气机中被压缩，升压后的空气进入预燃室与燃料CH4燃烧，产生的高温高压的燃气通过内涵涡轮做功，驱动外涵压气机对外涵空气进行压缩，做功后的燃气在外涵燃烧室内与经外涵压气机压缩的外涵空气混合后，与燃料CH4一同燃烧，经外涵喷管排出，产生推力；
低速模态时，内涵进气道的空气不需要预冷，高压液态N2O直接进入换热器中与预燃室排出的高温燃气换热，成为高温高压的气态N2O，接着通入N2O涡轮做功，驱动内涵压气机压缩空气，做功后的气态N2O通入冷凝器被冷凝成液态N2O；
高速模态，Ma 2.5~5：随着飞行速度的增加，当Ma在2.5以上时，外涵喷管通过可调几何实现捕获流量逐渐减小，导致推力逐渐下降，为满足飞行器推力需求，发动机切换至高速模态。打开第2阀门、第3阀门、第4阀门、第5阀门、第6阀门、第7阀门和第8阀门，关闭第1阀门。发动机进口空气被分为两路：一路进入内涵进气道，另一路进入外涵进气道中，内涵道空气通过预冷器与液态N2O换热降温，经内涵压气机压缩后进入预燃室中进行燃烧，预燃室出口燃气进入换热器与N2O换热后，流入核心燃烧室，核心燃烧室内的燃气与燃料CH4、助燃剂N2O一同燃烧后产生的高温燃气被分成两路，一路经内涵喷管排出，产生推力；另一路燃气流向内涵涡轮驱动外涵压气机对外涵空气进行压缩，做功后的燃气在外涵燃烧室内与经外涵压气机压缩的外涵空气混合后，与燃料CH4一同燃烧，经外涵喷管排出，产生推力；
高速模态时，高压低温的液态N2O进入预冷器冷却来流空气，在预冷器中吸热蒸发后的气态N2O进入换热器换热，成为高温高压气态N2O进入N2O涡轮做功，驱动内涵压气机，而后分成两路，一路进入核心燃烧室中充当助燃剂，一路流入冷凝器被液态CH4冷凝；由于高速模态中，部分N2O通入核心燃烧室充当助燃剂，在提高核心燃烧室燃烧温度、为系统提供更大推力的同时，系统的总质量随之减小，使得该系统相比于“弯刀”发动机，在高速模态中具有更大的加速度，能够更快的加速到高超声速巡航模态。
高超声速巡航模态，Ma 5：当速度达到Ma5时外涵喷管完全关闭，此时外涵压气机处于风车状态，外涵燃烧室关闭。打开第2阀门、第3阀门、第4阀门和第5阀门，关闭第1阀门、第6阀门、第7阀门和第8阀门，此时发动机进口大部分流入内涵进气道，内涵道空气通过预冷器与液态N2O换热降温，经内涵压气机压缩后进入预燃室中燃烧，预燃室出口燃气进入换热器与N2O换热后，流入核心燃烧室，核心燃烧室内的燃气与燃料CH4、助燃剂N2O一同燃烧后经内涵喷管排出产生推力；
高超声速巡航模态时，高压低温的液态N2O进入预冷器冷却来流空气，在预冷器中吸热蒸发后的气态N2O进入换热器换热，成为高温高压气态N2O进入N2O涡轮做功，驱动内涵压气机，而后分成两路，一路进入核心燃烧室中充当助燃剂，一路进入冷凝器被液态CH4冷凝，冷凝后的液态N2O被液N2O泵加压后送入液N2O储罐，完成N2O预冷循环。
上述方法中N2O预冷循环具有两种工作状态。在起飞加速模态、亚声速巡航模态、亚声速加速模态和低速模态时，N2O预冷循环处于非预冷工作状态：关闭第2阀门和第3阀门，打开第1阀门，液N2O储罐中的液态N2O在换热器中与预燃室排出的高温燃气换热，成为高温高压气态N2O，然后通过N2O涡轮做功，驱动系统内涵压气机，做功后的气态N2O在冷凝器内被液态CH4冷凝至液态，最后经过液N2O泵加压成高压低温的液态N2O，存储在液N2O储罐中。在高速模态和高超声速巡航模态时，N2O预冷循环处于预冷工作状态：关闭第1阀门，打开第2阀门和第3阀门，液N2O储罐中的液态N2O通过预冷器与空气来流换热，预冷空气来流，液态N2O则吸热变成气态N2O，随后气态N2O在换热器中进一步与预燃室排出的高温燃气换热，变成高温高压气态N2O，然后通过N2O涡轮做功，驱动系统内涵压气机，做功后的气态N2O分成两路，一路通入核心燃烧室，作为助燃剂；另一路在冷凝器内被液态CH4冷凝至液态，最后经过液N2O泵加压成高压低温的液态N2O，存储在液N2O储罐中。
与现有国际先进的采用闭式氦气预冷循环的“弯刀”组合动力循环相比，本发明通过可调几何结构，可以实现从起飞、亚声速到高超声速共6种工作模态的转换；特别是在高速和超高速工作模态下，本发明采用液态N2O作为预冷工质，N2O在预冷内涵进口空气后作为助燃剂通入核心燃烧室，N2O分解可为核心燃烧室补氧，提高核心燃烧室燃烧效率，提升燃烧温度，增加推力。本发明采用液态CH4冷却N2O，冷凝器中液-液换热，换热系数相对较高，因此在亚声速巡航模态时，随着推力的减小，用于冷却N2O的液态CH4流量可以随之降低，以满足推阻平衡，相比于“弯刀”发动机，避免了在亚声速巡航模态中燃料流量与飞行工况性能需求不匹配的问题。此外，液态CH4可将预冷循环中的N2O冷凝成液态，液态N2O更容易被加压，降低了预冷循环中液N2O泵的功耗，使得N2O涡轮具有更多的输出功。
附图说明
图1是一种利用N2O预冷/助燃的多模态组合动力循环系统示意图；
图中标号名称：1、内涵进气道，2、预冷器，3、内涵压气机，4、预燃室，5、换热器，6、核心燃烧室，7、外涵进气道，8、外涵压气机，9、内涵涡轮，10、外涵燃烧室，11、外涵喷管，12、内涵喷管，13、N2O涡轮，14、冷凝器，15、液N2O泵，16、液N2O储罐，17、液CH4储罐，18、液CH4泵，19、CH4涡轮，20、第1阀门，21、第2阀门，22、第3阀门，23、第4阀门，24、第5阀门，25、第6阀门，26、第7阀门，27、第8阀门。
具体实施方式
下面参照图1说明一种利用N2O预冷/助燃的多模态组合动力循环系统的运行过程。
图1是本发明提出的一种利用N2O预冷/助燃的多模态组合动力循环系统。该系统的工作过程可分为6种模态：起飞加速模态、亚声速巡航模态、亚声速加速模态、低速模态、高速模态、高超声速巡航模态，具体工作过程如下：
起飞加速模态，Ma 0~0.9：打开第1阀门20、第6阀门25、第7阀门26和第8阀门27，关闭第2阀门21、第3阀门22、第4阀门23和第5阀门24；发动机进口空气被分为两路：一路进入内涵进气道1，另一路进入外涵进气道7中，内涵进气道1中的空气进入内涵压气机3中被压缩，升压后的空气进入预燃室4中与燃料CH4燃烧，产生的高温高压的燃气通过内涵涡轮9做功，驱动外涵压气机8对外涵空气进行压缩，由于起飞过程推力需求较大，做功后的燃气在外涵燃烧室10内与经外涵压气机压缩的外涵空气混合后，与燃料CH4一同燃烧，经外涵喷管11排出，产生推力；
起飞加速模态时，内涵进气道1的空气不需要被预冷，高压液态N2O直接进入换热器5中与预燃室4排出的高温燃气换热，成为高温高压的气态N2O，然后通入N2O涡轮13做功，驱动内涵压气机3压缩空气，做功后的气态N2O通入冷凝器14被冷凝成液态N2O；
亚声速巡航模态，Ma0.9：打开第1阀门20、第6阀门25和第7阀门26，关闭第2阀门21、第3阀门22、第4阀门23、第5阀门24和第8阀门27；发动机进口空气被分为两路：一路进入内涵进气道1，另一路进入外涵进气道7中，内涵进气道1中的空气进入内涵压气机3中被压缩，升压后的空气进入预燃室4中与燃料CH4燃烧，产生的高温高压的燃气通过内涵涡轮9做功，驱动外涵压气机8对外涵空气进行压缩，此时考虑推阻平衡，推力需求较小，关闭外涵燃烧室10，做功后的燃气在外涵燃烧室10内与经外涵压气机压缩的外涵空气混合后，经外涵喷管排出，产生推力；
亚声速巡航模态时，内涵进气道1的空气不需要被预冷，高压液态N2O直接进入换热器5中与预燃室4排出的高温燃气换热，成为高温高压的气态N2O，然后通入N2O涡轮13做功，驱动内涵压气机3压缩空气，做功后的气态N2O通入冷凝器14被冷凝成液态N2O；
亚声速加速模态，Ma0.9~2.5：此时工作原理与起飞加速模态相同，但由于飞行速度的增加，外涵喷管11喉道面积应随之减小。打开第1阀门20、第6阀门25、第7阀门26和第8阀门27，关闭第2阀门21、第3阀门22、第4阀门23和第5阀门24；发动机进口空气被分为两路：一路进入内涵进气道1，另一路进入外涵进气道7中，内涵进气道1中的空气进入内涵压气机3中被压缩，升压后的空气进入预燃室4中与燃料CH4燃烧，产生的高温高压的燃气通过内涵涡轮9做功，驱动外涵压气机8对外涵空气进行压缩，做功后的燃气在外涵燃烧室10内与经外涵压气机压缩的外涵空气混合后，与燃料CH4一同燃烧，经外涵喷管11排出，产生推力；
亚声速加速模态时，内涵进气道1的空气不需要被预冷，高压液态N2O直接进入换热器5中与预燃室4排出的高温燃气换热，成为高温高压的气态N2O，然后通入N2O涡轮13做功，驱动内涵压气机3压缩空气，做功后的气态N2O通入冷凝器14被冷凝成液态N2O；
低速模态，Ma2.5：此时工作原理与亚声速加速模态相同。打开第1阀门20、第6阀门25、第7阀门26和第8阀门27，关闭第2阀门21、第3阀门22、第4阀门23和第5阀门24；发动机进口空气被分为两路：一路进入内涵进气道1，另一路进入外涵进气道7中，内涵进气道1中的空气进入内涵压气机3中被压缩，升压后的空气进入预燃室4中与燃料CH4燃烧，产生的高温高压的燃气通过内涵涡轮9进行做功，驱动外涵压气机8对外涵空气进行压缩，做功后的燃气在外涵燃烧室10内与经外涵压气机压缩的外涵空气混合后，与燃料CH4一同燃烧，经外涵喷管11排出，产生推力；
低速模态时，内涵进气道1的空气不需要被预冷，高压液态N2O直接进入换热器5中与预燃室4排出的高温燃气换热，成为高温高压的气态N2O，然后通入N2O涡轮13做功，驱动内涵压气机3压缩空气，做功后的气态N2O通入冷凝器14被冷凝成液态N2O；
高速模态，Ma2.5~5：随着飞行速度的增加，当Ma达到2.5以上时，外涵喷管11通过可调几何实现捕获流量逐渐减小，导致推力逐渐下降，为满足飞行器推力需求，发动机切换至高速模态。打开第2阀门21、第3阀门22、第4阀门23、第5阀门24、第6阀门25、第7阀门26和第8阀门27，关闭第1阀门20。发动机进口空气被分为两路：一路进入内涵进气道1，另一路进入外涵进气道7中，内涵道空气通过预冷器2与液态N2O换热降温，经内涵压气机3压缩后进入预燃室4中燃烧，预燃室出口燃气进入换热器5与N2O换热后，流入核心燃烧室6，核心燃烧室6内的燃气与燃料CH4、助燃剂N2O一同燃烧后产生的高温燃气被分成两路，一路经内涵喷管12排出，产生推力；另一路燃气流向内涵涡轮9驱动外涵压气机8对外涵空气进行压缩，做功后的燃气在外涵燃烧室10内与经外涵压气机压缩的外涵空气混合后，与燃料CH4一同燃烧，经外涵喷管11排出，产生推力；
高速模态时，高压低温的液态N2O进入预冷器2冷却来流空气，在预冷器2中吸热蒸发后的气态N2O进入换热器5与预燃室4排出的高温燃气换热，成为高温高压气体进入N2O涡轮13做功，驱动内涵压气机3，而后分成两路，一路进入核心燃烧室6中充当助燃剂，一路进入冷凝器14被液态CH4冷凝；
高超声速巡航模态，Ma 5：当速度达到Ma5时外涵喷管11完全关闭，此时外涵压气机8处于风车状态，外涵燃烧室10关闭。打开第2阀门21、第3阀门22、第4阀门23和第5阀门24，关闭第1阀门20、第6阀门25、第7阀门26和第8阀门27，此时发动机进口大部分流入内涵进气道1，内涵道空气通过预冷器2与液N2O换热降温，经内涵压气机3压缩后进入预燃室4中燃烧，预燃室出口燃气进入换热器5与N2O换热后，流入核心燃烧室6，核心燃烧室6内的燃气与燃料CH4、助燃剂N2O一同燃烧后经内涵喷管12排出产生推力；
高超声速巡航模态时，高压低温的液态N2O进入预冷器2冷却来流空气，在预冷器2中吸热蒸发后的气态N2O进入换热器5与预燃室4排出的高温燃气换热后，成为高温高压气体进入N2O涡轮13做功，驱动内涵压气机3，而后分成两路，一路进入核心燃烧室6中充当助燃剂，一路进入冷凝器14被液态CH4冷凝，冷凝后的液态N2O被液N2O泵15加压后送入液N2O储罐16。

Claims (2)

1.一种利用N2O预冷/助燃的多模态组合动力循环系统，其特征在于包括内涵进气道（1）、预冷器（2）、内涵压气机（3）、预燃室（4）、换热器（5）、核心燃烧室（6）、外涵进气道（7）、外涵压气机（8）、内涵涡轮（9）、外涵燃烧室（10）、外涵喷管（11）、内涵喷管（12）、N2O涡轮（13）、冷凝器（14）、液N2O泵（15）、液N2O储罐（16）、液CH4储罐（17）、液CH4泵（18）、CH4涡轮（19）、第1阀门（20）、第2阀门（21）、第3阀门（22）、第4阀门（23）、第5阀门（24）、第6阀门（25）、第7阀门（26）、第8阀门（27）；
其中预冷器（2）包括热侧入口、热侧出口、冷侧入口和冷侧出口；
预燃室（4）包括热侧入口、热侧出口、以及燃料CH4入口；
换热器（5）包括热侧入口、热侧出口、冷侧入口和冷侧出口；
核心燃烧室（6）包括燃料CH4入口、助燃剂N2O入口、热侧进口、热侧出口；
外涵燃烧室（10）包括燃料CH4入口、燃气入口、燃气出口；
冷凝器（14）包括热侧入口、热侧出口、冷侧入口以及冷侧出口；
进口空气分为两路，一路通过内涵进气道（1）与预冷器（2）热侧进口相连，预冷器（2）热侧出口与内涵压气机（3）进口相连，内涵压气机（3）出口与预燃室（4）热侧进口相连，预燃室（4）热侧出口与换热器（5）热侧进口相连，换热器（5）热侧出口与核心燃烧室（6）热侧进口相连；一路通过外涵进气道（7）与外涵压气机（8）进口相连，外涵压气机（8）出口通过第7阀门（26）与外涵燃烧室（10）燃气入口相连，外涵燃烧室（10）燃气出口与外涵喷管（11）进口相连，外涵喷管（11）出口连接外界环境；
核心燃烧室（6）热侧出口分为两路：一路通过第4阀门（23）与内涵喷管（12）进口相连，内涵喷管（12）出口连接外界环境；另一路通过第6阀门（25）与内涵涡轮（9）进口相连；
液N2O储罐（16）出口分为两路：一路通过第2阀门（21）与预冷器（2）冷侧进口相连，预冷器（2）冷侧出口连接换热器（5）冷侧入口，换热器（5）冷侧出口与N2O涡轮（13）进口相连；一路通过第1阀门（20）与换热器（5）冷侧入口相连；N2O涡轮（13）出口分为两路：一路通过第3阀门（22）与核心燃烧室（6）的助燃剂N2O入口相连；一路与冷凝器（14）热侧进口相连，冷凝器（14）热侧出口通过液N2O泵（15）与液N2O储罐（16）进口相连；
液CH4储罐（17）出口通过液CH4泵（18）与冷凝器（14）冷侧进口相连；冷凝器（14）冷侧出口与CH4涡轮（19）进口相连；CH4涡轮（19）出口分为三路：一路与预燃室（4）燃料CH4入口相连；一路通过第8阀门（27）与外涵燃烧室（10）燃料CH4入口相连；一路通过第5阀门（24）与核心燃烧室（6）燃料CH4入口相连。
2.根据权利要求 1 所述的利用N2O预冷/助燃的多模态组合动力循环系统的工作方法，其特征在于包括以下工作模态：
1)起飞加速模态，Ma 0~0.9：打开第1阀门（20）、第6阀门（25）、第7阀门（26）和第8阀门（27），关闭第2阀门（21）、第3阀门（22）、第4阀门（23）和第5阀门（24）；发动机进口空气被分为两路：一路进入内涵进气道（1），另一路进入外涵进气道（7）中；内涵进气道（1）中的空气进入内涵压气机（3）中被压缩，升压后的空气进入预燃室（4）与燃料CH4燃烧，产生的高温高压的燃气通过内涵涡轮（9）做功，驱动外涵压气机（8）对外涵空气进行压缩，由于起飞过程推力需求较大，做功后的燃气在外涵燃烧室（10）内与经外涵压气机（8）压缩的外涵空气混合后，与燃料CH4一同燃烧，经外涵喷管（11）排出，产生推力；
起飞加速模态时，高压液态N2O直接进入换热器（5）中与预燃室（4）排出的高温燃气换热，成为高温高压的气态N2O，然后通入N2O涡轮（13）做功，驱动内涵压气机（3）压缩空气，做功后的气态N2O通入冷凝器（14）被冷凝成液态N2O；
2)亚声速巡航模态，Ma 0.9：打开第1阀门（20）、第6阀门（25）和第7阀门（26），关闭第2阀门（21）、第3阀门（22）、第4阀门（23）、第5阀门（24）和第8阀门（27）；发动机进口空气被分为两路：一路进入内涵进气道（1），另一路进入外涵进气道（7）中，内涵进气道（1）中的空气进入内涵压气机（3）中被压缩，升压后的空气进入预燃室（4）与燃料CH4燃烧，产生的高温高压的燃气通过内涵涡轮（9）做功，驱动外涵压气机（8）对外涵空气进行压缩，此时考虑推阻平衡，推力需求较小，关闭外涵燃烧室（10），做功后的燃气在外涵燃烧室（10）内与经外涵压气机（8）压缩的外涵空气混合后，经外涵喷管（11）排出，产生推力；
亚声速巡航模态时，高压液态N2O直接进入换热器（5）中与预燃室（4）排出的高温燃气换热，成为高温高压的气态N2O，然后通入N2O涡轮（13）做功，做功后的气态N2O通入冷凝器（14）被冷凝成液态N2O；
3)亚声速加速模态，Ma0.9~2.5：打开第1阀门（20）、第6阀门（25）、第7阀门（26）和第8阀门（27），关闭第2阀门（21）、第3阀门（22）、第4阀门（23）和第5阀门（24）；发动机进口空气被分为两路：一路进入内涵进气道（1），另一路进入外涵进气道（7）中，内涵进气道（1）中的空气进入内涵压气机（3）中被压缩，升压后的空气进入预燃室（4）与燃料CH4燃烧，产生的高温高压的燃气通过内涵涡轮（9）做功，驱动外涵压气机（8）对外涵空气进行压缩，做功后的燃气在外涵燃烧室（10）内与经外涵压气机压缩的外涵空气混合后，与燃料CH4一同燃烧，经外涵喷管（11）排出，产生推力；
亚声速加速模态时，高压液态N2O直接进入换热器（5）中与预燃室（4）排出的高温燃气换热，成为高温高压的气态N2O，接着通入N2O涡轮（13）做功，驱动内涵压气机（3）压缩空气，做功后的气态N2O通入冷凝器（14）被冷凝成液态N2O；
4)低速模态，Ma2.5：打开第1阀门（20）、第6阀门（25）、第7阀门（26）和第8阀门（27），关闭第2阀门（21）、第3阀门（22）、第4阀门（23）和第5阀门（24）；发动机进口空气被分为两路：一路进入内涵进气道（1），另一路进入外涵进气道（7）中，内涵进气道（1）中的空气进入内涵压气机（3）中被压缩，升压后的空气进入预燃室（4）与燃料CH4燃烧，产生的高温高压的燃气通过内涵涡轮（9）做功，驱动外涵压气机（8）对外涵空气进行压缩，做功后的燃气在外涵燃烧室（10）内与经外涵压气机压缩的外涵空气混合后，与燃料CH4一同燃烧，经外涵喷管（11）排出，产生推力；
低速模态时，高压液态N2O直接进入换热器（5）中与预燃室（4）排出的高温燃气换热，成为高温高压的气态N2O，然后通入N2O涡轮（13）做功，驱动内涵压气机（3）压缩空气，做功后的气态N2O通入冷凝器（14）被冷凝成液态N2O；
5)高速模态，Ma2.5~5：打开第2阀门（21）、第3阀门（22）、第4阀门（23）、第5阀门（24）、第6阀门（25）、第7阀门（26）和第8阀门（27），关闭第1阀门（20）;发动机进口空气被分为两路：一路进入内涵进气道（1），另一路进入外涵进气道（7）中，内涵道空气通过预冷器（2）与液态N2O换热降温，经内涵压气机（3）压缩后进入预燃室（4）中燃烧，预燃室出口燃气进入换热器（5）与N2O换热后，进入核心燃烧室（6），核心燃烧室（6）内的燃气与燃料CH4、助燃剂N2O一同燃烧后产生的高温燃气被分成两路，一路经内涵喷管（12）排出，产生推力；另一路流向内涵涡轮（9）做功驱动外涵压气机（8）对外涵空气进行压缩，做功后的燃气在外涵燃烧室（10）内与经外涵压气机压缩的外涵空气混合后，与燃料CH4一同燃烧，经外涵喷管（11）排出，产生推力；
高速模态时，高压低温的液态N2O进入预冷器（2）冷却来流空气，在预冷器（2）中吸热蒸发后的气态N2O进入换热器（5）换热后，成为高温高压气态N2O进入N2O涡轮（13）做功，驱动内涵压气机（3），而后分成两路，一路进入核心燃烧室（6）中充当助燃剂，一路进入冷凝器（14）被液态CH4冷凝；
6)高超声速巡航模态，Ma 5：打开第2阀门（21）、第3阀门（22）、第4阀门（23）和第5阀门（24），关闭第1阀门（20）、第6阀门（25）、第7阀门（26）和第8阀门（27），此时发动机进口大部分流入内涵进气道（1），内涵道空气通过预冷器（2）与液态N2O换热降温，经内涵压气机（3）压缩后进入预燃室（4）中燃烧，预燃室出口燃气进入换热器（5）与N2O换热后，流入核心燃烧室（6），核心燃烧室（6）内的燃气与燃料CH4、助燃剂N2O一同燃烧后经内涵喷管（12）排出，产生推力；
高超声速巡航模态时，高压低温的液态N2O进入预冷器（2）冷却来流空气，在预冷器（2）中吸热蒸发后的气态N2O进入换热器（5）换热，成为高温高压气态N2O进入N2O涡轮（13）做功，驱动内涵压气机（3），而后分成两路，一路进入核心燃烧室（6）中充当助燃剂，一路进入冷凝器（14）被液态CH4冷凝，冷凝后的液态N2O被液N2O泵（15）加压后送入液N2O储罐（16），从而完成预冷循环。
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