CN113915003B - 基于nh3的极宽速域多模态组合动力循环系统及方法 - Google Patents

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Abstract

一种基于NH3的极宽速域多模态组合动力循环系统及方法，属于航空动力推进领域。本发明提出一种将NH3作为辅助燃料，发挥预冷作用并将吸收的废热转化为驱动系统压气机的有用功，使得高超声速飞行器可以在多种模态下切换，从而达到更宽的工作速域、更广的工作空域的目的。与常规涡轮冲压超预冷组合动力循环相比，本发明提出的组合动力循环，NH3模块拥有两种工作模态，可以让该飞行器在飞行包线内,随着飞行马赫数的变化,可调几何机构实现不同模态的合理切换，同时可以解决发动机工作模态转换点的“推力鸿沟”问题。此外，相比传统的氦气超预冷，本发明采用NH3作为预冷工质，系统结构更加紧凑，超预冷模式下能提供更大的推力，能够快速实现宽域工作要求。

Description

基于NH3的极宽速域多模态组合动力循环系统及方法
技术领域
本发明涉及一种基于NH3的极宽速域多模态组合动力循环系统及方法，属于航空发动机组合动力循环系统改进领域。
背景技术
高超声速远程巡航飞行, 动力系统需满足Ma0~5飞行包线内性能最优, 传统单一形式的发动机难以实现全速域范围内的稳定工作。而近年发展起来的组合动力循环，如涡轮冲压组合循环发动机，则可以实现宽速域工作要求，但是当飞行速度增大时，则会导致进气道进口气流总温增加，同时受到材料限制，燃气涡轮进口总温存在上限，因此来流总温的增加使得空气加热量逐渐减少，在模态切换阶段的推力较小。为解决这个问题，复合预冷的方案应运而生，其中最为出名为“弯刀”发动机。“弯刀”发动机具有两种工作模态，分别为低速模式和高速模式。在低速模式(0~2.5)时主要通过外涵涡扇发动机提供推力，而在高速模式(2.5~5)时关闭外涵喷管，打开预冷系统，通过涡轮冲压发动机进行做功。“弯刀”发动机结合了涡轮发动机和冲压发动机的特点，使其工作速域更宽、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、避免了RBCC发动机低速段引射模态推力增益不足的问题，全工作区域内发动机各部件均可实现高效率工作。
但是“弯刀”发动机选择液氢作为燃料，存在氢脆问题，对飞行器的空间及材料管理技术提出了很高的要求；尽管采用液氢容易点火，但是加力燃烧室中氧含量不高，因此加力燃烧室效率不高，也成为该发动机无法进一步提高马赫数的关键因素之一；此外，氦气预冷循环的工作必须依赖液氢作为冷源，高马赫数条件下存在着各部件热负荷分配不均匀的问题；而为了尽可能提高预冷循环的效率，预冷循环采用了大量换热系数不高且结构尺寸较大的气-气或者气-液回热换热器，因此导致采用该预冷系统的组合动力循环存在结构庞大复杂，高马赫数条件下推力增益不足的问题。
发明内容
本发明的目的在于提出一种基于NH3的极宽速域多模态组合动力循环系统及其方法。
一种基于NH3的极宽速域多模态组合动力循环系统，其特征在于包括进气道、内涵道、预冷器、二次预冷器、内涵压气机、主燃烧室、燃气涡轮、加力燃烧室、内涵喷管、外涵道、外涵风扇、外涵燃烧室、外涵喷管、液NH3罐、NH3涡轮、液氧罐、第1开关、第2开关、第3开关、第4开关和第5开关；其中进气道出口分成第一出口支路和第二出口支路，第一支路与内涵道进口相连，内涵道出口与预冷器热侧进口相连，预冷器热侧出口与二次预冷器热侧进口相连，二次预冷器热侧出口与压气机进口相连，压气机出口与主燃烧室热侧进口相连；第二支路通过外涵道与外涵风扇进口相连，外涵风扇出口与外涵燃烧室进口相连，外涵燃烧室出口通过外涵喷管与外界环境相连；主燃烧室热侧出口分为两路：一路与加力燃烧室热侧进口相连，加力燃烧室热侧出口通过内涵喷管与外界环境相连；一路通过燃气涡轮与外涵燃烧室进口相连；液NH3罐出口分为两路：一路通过第1开关与预冷器冷侧进口相连，预冷器冷侧出口与主燃烧室冷侧进口相连，主燃烧室冷侧出口与NH3涡轮进口相连；一路通过第二开关与主燃烧室冷侧进口相连；NH3涡轮出口分为两路，一路通过第三开关与外涵燃烧室辅助燃料入口相连；另一路通过第四开关与加力燃烧室辅助燃料入口相连；
液氧罐出口通过第5开关与二次预冷器冷侧进口相连，二次预冷器冷侧出口与加力燃烧室氧化剂入口相连；
基于NH3的极宽速域多模态组合动力循环系统，其特征在于：NH3模块拥有两种工作模态（预冷模态和非预冷模态）并发挥不同的作用，以满足飞行器在不同工作状态下的需求；
基于NH3的极宽速域多模态组合动力循环系统，其特征在于：高超预冷工作模态采用NH3作为预冷循环的工作介质，吸收来流空气与主燃烧室壁面热量后，通过NH3涡轮做功驱动系统压气机，而后通入外涵燃烧室与加力燃烧室中充当辅助燃料，为飞行器提供更强劲的动力的同时，使得系统结构更加紧凑。
基于NH3的极宽速域多模态组合动力循环系统的工作方法，包括以下过程：可分为6种模态(起飞过程、亚声速巡航、亚声速加速、低速模式、高速模式、高超声速巡航)。
起飞过程 (Ma在0.9以下)：关闭第1开关、第4开关和第5开关，空气进入进气道后被分为两路：一路进入内涵道，另一路进入外涵道中，内涵道中的空气进入压气机中进行升压，高压空气进入主燃烧室中进行燃烧，高温高压的空气通过燃气涡轮进行做功，驱动外涵风扇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风扇压缩的外涵空气混合后，与主燃料、辅助燃料NH3一同燃烧，经外涵喷管排出，产生推力；
起飞过程中，NH3模块不进行空气预冷。高压液NH3直接进入主燃烧室中，吸收主燃烧室壁面热量，成为高温高压的气体，通入NH3涡轮做功，驱动内涵压气机压缩空气。做功后的气态NH3通入外涵燃烧室内充当辅助燃料；
亚音速巡航模式(Ma0.9)：关闭第1开关、第2开关、第3开关、第4开关和第五开关，空气进入进气道后被分为两路：一路进入内涵道，另一路进入外涵道中，内涵道中的空气进入压气机中进行升压，高压空气进入主燃烧室中进行燃烧，高温高压的空气通过燃气涡轮进行做功，驱动外涵风扇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风扇压缩的外涵空气混合后，经外涵喷管推出，产生推力；
亚声速加速(Ma0.9~2.5)：此时工作原理与起飞过程相同，但由于飞行速度的增加，外涵喷管喉道面积应随之减小。关闭第1开关、第4开关和第5开关，空气进入进气道后被分为两路：一路进入内涵道，另一路进入外涵道中，内涵道中的空气进入压气机中进行升压，高压空气进入主燃烧室中进行燃烧，高温高压的空气通过燃气涡轮进行做功，驱动外涵风扇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风扇压缩的外涵空气混合后，与主燃料、辅助燃料NH3一同燃烧，经外涵喷管排出，产生推力；
亚声速加速模式中，NH3模块不进行空气预冷。高压液NH3直接进入主燃烧室中，吸收主燃烧室壁面热量，成为高温高压的气体，通入NH3涡轮做功，驱动内涵压气机压缩空气。做功后的气态NH3通入外涵燃烧室内充当辅助燃料；
低速模式 (Ma2.5)：此时工作原理与亚音速加速模态相同。关闭第1开关、第4开关和第5开关，空气进入进气道后被分为两路：一路进入内涵道，另一路进入外涵道中，内涵道中的空气进入压气机中进行升压，高压空气进入主燃烧室中进行燃烧，高温高压的空气通过燃气涡轮进行做功，驱动外涵风扇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风扇压缩的外涵空气混合后，与主燃料、辅助燃料NH3一同燃烧，经外涵喷管排出，产生推力；
低速模式中，NH3模块不进行空气预冷。高压液NH3直接进入主燃烧室中，吸收主燃烧室壁面热量，成为高温高压的气体，通入NH3涡轮做功，驱动内涵压气机压缩空气。做功后的气态NH3通入外涵燃烧室内充当辅助燃料；
高速模式 (Ma2.5~8)：在飞行速度大于Ma2.5之后，随着Ma增加，外涵喷管通过可调几何实现捕获流量逐渐减小，打开第1开关、第3开关、第4开关和第5开关，关闭第2开关，空气进入进气道后被分为两路：一路进入内涵道，另一路进入外涵道中，内涵道空气通过预冷器与二次预冷器同液NH3与液O2换热降温，经内涵压气机压缩后进入主燃烧室中进行燃烧，燃气分别流向加力燃烧室与燃气涡轮，加力燃烧室内的燃气与换热后的O2混合，与主燃料、辅助燃料NH3一同燃烧后经内涵喷管排出；燃气流向燃气涡轮做功，驱动外涵风扇压缩外涵空气，外涵空气与做功后的燃气混合，在外涵燃烧室内与主燃料、辅助燃料NH3一同燃烧，经外涵喷管排出，产生推力；
高速模式中，高压低温的液NH3进入预冷器冷却来流空气，升温后的气态NH3进入主燃烧室吸热后，成为高温高压气体进入NH3涡轮做功，驱动内涵压气机，而后分别进入外涵燃烧室与加力燃烧室中充当辅助燃料；低温液氧进入二次预冷器二次冷却来流空气，初步升温的气态O2进入加力燃烧室中充当氧化剂；
高超声速巡航(Ma8)：当速度达到Ma8时外涵喷管完全关闭，此时外涵风扇处于风车状态，外涵燃烧室关闭，打开第1开关、第4开关和第5开关，关闭第2开关、第3开关，此时空气进入进气道后大部分流入内涵道，内涵道空气通过预冷器与二次预冷器同液NH3与液O2换热降温，经内涵压气机压缩后进入主燃烧室中进行燃烧，燃气流向加力燃烧室，加力燃烧室内的燃气与换热后的O2混合，与主燃料、辅助燃料NH3一同燃烧后经内涵喷管排出产生推力；
高超声速巡航模式中，高压低温的液NH3进入预冷器冷却来流空气，升温后的气态NH3进入主燃烧室吸热后，成为高温高压气体进入NH3涡轮做功，驱动内涵压气机，而后进入加力燃烧室中充当辅助燃料；低温液氧进入二次预冷器二次冷却来流空气，初步升温的气态O2进入加力燃烧室中充当氧化剂；
与现有氦气超预冷技术相比，本发明具有如下优点：本发明采用NH3作为预冷工质，利用其较高的汽化潜热，使得组合循环在超预冷模式下的推力更大，同时采用NH3代替氦气携带和储存更为便捷，减少结构复杂性；采用主燃料与NH3辅助燃料替代原有“弯刀”发动机的燃料氢，避免了氢脆问题；NH3模块拥有两种工作模态并发挥不同的作用，以满足飞行器在不同工作状态下的需求，同时能作为辅助燃料，增加推力的同时，燃烧后直接通过喷管排出，使得整体结构更为紧凑，此外NH3只需单独工作，避免了“弯刀”发动机氦气预冷循环必须依赖液氢作为冷源，高马赫数条件下存在着各部件热负荷分配不均匀的问题；并且本发明加入补氧系统，在解决加力燃烧室中氧含量低点火困难，提高燃烧效率，提升燃烧温度，增加推力。
附图说明
图1是基于NH3的极宽速域多模态组合动力循环系统；
图中标号名称：1、进气道，2、内涵道，3、预冷器，4、二次预冷器，5、内涵压气机，6、主燃烧室，7、燃气涡轮，8、加力燃烧室，9、内涵喷管，10、空气，11、外涵道，12、外涵风扇，13、外涵燃烧室，14、外涵喷管，15、液NH3罐，16、第1开关，17、第2开关，18、NH3，19、NH3涡轮，20、第3开关，21、第4开关，22、液氧罐，23、第5开关， 24、氧，25、主燃料。
具体实施方式
下面参照图1说明基于跨临界CO2的极宽速域多模态组合动力循环系统的运行过程。
图1是本发明提出的基于跨临界CO2的极宽速域多模态组合动力循环系统。该系统的工作过程如下：可分为6种模态(起飞过程、亚声速巡航、亚声速加速、低速模式、高速模式、高超声速巡航)。主燃料采用C12H23。
起飞过程 (Ma在0.9以下)：关闭第1开关16、第4开关21和第5开关23，空气进入进气道1后被分为两路：一路进入内涵道2，另一路进入外涵道11中，内涵道2中的空气进入压气机5中进行升压，高压空气进入主燃烧室6中进行燃烧，高温高压的空气通过燃气涡轮7进行做功，驱动外涵风扇12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13内与经外涵风扇压缩的外涵空气混合后，与主燃料、辅助燃料NH3一同燃烧，经外涵喷管14排出，产生推力；
起飞过程中，NH3模块不进行空气预冷。高压液NH3直接进入主燃烧室6中，吸收主燃烧室6壁面热量，成为高温高压的气体，通入NH3涡轮做功，驱动内涵压气机5压缩空气。做功后的气态NH3通入外涵燃烧室13内充当辅助燃料；
2)亚音速巡航模式(Ma0.9)：关闭第1开关16、第2开关17、第3开关20、第4开关21和第五开关23，空气进入进气道1后被分为两路：一路进入内涵道2，另一路进入外涵道11中，内涵道2中的空气进入压气机5中进行升压，高压空气进入主燃烧室6中进行燃烧，高温高压的空气通过燃气涡轮7进行做功，驱动外涵风扇12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13，做功后的燃气在外涵燃烧室13内与经外涵风扇压缩的外涵空气混合后，经外涵喷管推出，产生推力；
亚声速加速(Ma0.9~2.5)：此时工作原理与起飞过程相同，但由于飞行速度的增加，外涵喷管14喉道面积应随之减小。关闭第1开关16、第4开关21和第5开关23，空气进入进气道1后被分为两路：一路进入内涵道2，另一路进入外涵道11中，内涵道2中的空气进入压气机5中进行升压，高压空气进入主燃烧室6中进行燃烧，高温高压的空气通过燃气涡轮7进行做功，驱动外涵风扇12对外涵空气进行压缩，做功后的燃气在外涵燃烧室13内与经外涵风扇压缩的外涵空气混合后，与主燃料、辅助燃料NH3一同燃烧，经外涵喷管14排出，产生推力；
亚声速加速模式中，NH3模块不进行空气预冷。高压液NH3直接进入主燃烧室6中，吸收主燃烧室6壁面热量，成为高温高压的气体，通入NH3涡轮做功，驱动内涵压气机5压缩空气。做功后的气态NH3通入外涵燃烧室13内充当辅助燃料；
低速模式 (Ma2.5)：此时工作原理与亚音速加速模态相同。关闭第1开关16、第4开关21和第5开关23，空气进入进气道1后被分为两路：一路进入内涵道2，另一路进入外涵道11中，内涵道2中的空气进入压气机5中进行升压，高压空气进入主燃烧室6中进行燃烧，高温高压的空气通过燃气涡轮7进行做功，驱动外涵风扇12对外涵空气进行压缩，做功后的燃气在外涵燃烧室13内与经外涵风扇压缩的外涵空气混合后，与主燃料、辅助燃料NH3一同燃烧，经外涵喷管14排出，产生推力；
低速模式中，NH3模块不进行空气预冷。高压液NH3直接进入主燃烧室6中，吸收主燃烧室6壁面热量，成为高温高压的气体，通入NH3涡轮做功，驱动内涵压气机5压缩空气。做功后的气态NH3通入外涵燃烧室13内充当辅助燃料；
高速模式 (Ma2.5~8)：在飞行速度大于Ma2.5之后，随着Ma增加，外涵喷管14通过可调几何实现捕获流量逐渐减小，打开第1开关 16、第3开关 20、第4开关21和第5开关23，关闭第2开关17，空气进入进气道1后被分为两路：一路进入内涵道2，另一路进入外涵道11中，内涵道空气通过预冷器3与二次预冷器4同液NH3与液O2换热降温，经内涵压气机5压缩后进入主燃烧室6中进行燃烧，燃气分别流向加力燃烧室8与燃气涡轮7，加力燃烧室8内的燃气与换热后的O2混合，与主燃料、辅助燃料NH3一同燃烧后经内涵喷管9排出；燃气流向燃气涡轮7做功，驱动外涵风扇12压缩外涵空气，外涵空气与做功后的燃气混合，在外涵燃烧室13内与主燃料、辅助燃料NH3一同燃烧，经外涵喷管14排出，产生推力；
高速模式中，高压低温的液NH3进入预冷器3冷却来流空气，升温后的气态NH3进入主燃烧室6吸热后，成为高温高压气体进入NH3涡轮19做功，驱动内涵压气机5，而后分别进入外涵燃烧室13与加力燃烧室8中充当辅助燃料；低温液氧进入二次预冷器4二次冷却来流空气，初步升温的气态O2进入加力燃烧室8中充当氧化剂；
高超声速巡航(Ma8)：当速度达到Ma8时外涵喷管14完全关闭，此时外涵风扇12处于风车状态，外涵燃烧室13关闭，打开第1开关 16、第4开关21和第5开关23，关闭第2开关17、第3开关 20，此时空气进入进气道1后大部分流入内涵道2，内涵道空气通过预冷器3与二次预冷器4同液NH3与液O2换热降温，经内涵压气机5压缩后进入主燃烧室6中进行燃烧，燃气流向加力燃烧室8，加力燃烧室8内的燃气与换热后的O2混合，与主燃料、辅助燃料NH3一同燃烧后经内涵喷管9排出产生推力；
高超声速巡航模式中，高压低温的液NH3进入预冷器3冷却来流空气，升温后的气态NH3进入主燃烧室6吸热后，成为高温高压气体进入NH3涡轮19做功，驱动内涵压气机5，而后进入加力燃烧室8中充当辅助燃料；低温液氧进入二次预冷器4二次冷却来流空气，初步升温的气态O2进入加力燃烧室8中充当氧化剂。

Claims (2)

1.一种基于NH3的极宽速域多模态组合动力循环系统，其特征在于包括进气道(1)、内涵道(2)、预冷器(3)、二次预冷器(4)、内涵压气机(5)、主燃烧室(6)、燃气涡轮(7)、加力燃烧室(8)、内涵喷管(9)、外涵道 (11)、外涵风扇 (12)、外涵燃烧室 (13)、外涵喷管 (14)、液NH3罐(15)、NH3涡轮(19)、液氧罐(22)、第1开关(16)、第2开关(17)、第3开关(20)、第4开关(21)和第5开关(23)；
其中预冷器(3)包括热侧入口、热侧出口、冷侧入口和冷侧出口；
二次预冷器(4)包括热侧入口、热侧出口、冷侧入口和冷侧出口；
主燃烧室(6)包括主燃料入口、热侧入口、热侧出口、冷侧入口和冷侧出口；
加力燃烧室(8)包括主燃料入口、辅助燃料(NH3)入口、燃气入口、燃气出口；
外涵燃烧室(13)包括主燃料入口、辅助燃料(NH3)入口、燃气入口、燃气出口；
进气道(1)出口分为两路：一路与内涵道(2)进口相连，内涵道(2)出口与预冷器(3)热侧进口相连，预冷器(3)热侧出口与二次预冷器(4)热侧进口相连，二次预冷器(4)热侧出口与压气机(5)进口相连，压气机(5)出口与主燃烧室(6)热侧进口相连；第二路通过外涵道(11)与外涵风扇(12)进口相连，外涵风扇 (12)出口与外涵燃烧室(13)进口相连，外涵燃烧室(13)出口通过外涵喷管(14)与外界环境相连；
主燃烧室(6)热侧出口分为两路：一路与加力燃烧室(8)热侧进口相连，加力燃烧室(8)热侧出口通过内涵喷管(9)与外界环境相连；另一路通过燃气涡轮(7)与外涵燃烧室(13)进口相连；
液NH3罐(15)出口分为两路：一路通过第1开关(16)与预冷器(3)冷侧进口相连，预冷器(3)冷侧出口与主燃烧室(6)冷侧进口相连，另一路通过第二开关(17)直接与主燃烧室(6)冷侧进口相连，主燃烧室(6)冷侧出口与NH3涡轮(19)进口相连；NH3涡轮(19)出口分为两路，一路通过第三开关（20）与外涵燃烧室(13)辅助燃料入口相连；另一路通过第四开关（21）与加力燃烧室(8)辅助燃料入口相连；
液氧罐(22)出口通过第5开关(23)与二次预冷器(4)冷侧进口相连，二次预冷器(4)冷侧出口与加力燃烧室(8)热侧入口相连。
2.根据权利要求 1 所述的基于NH3的极宽速域多模态组合动力循环系统的工作方法，包括以下过程：
1)起飞过程Ma在0.9以下：关闭第1开关(16)、第4开关(21)和第5开关(23)，空气进入进气道(1)后被分为两路：一路进入内涵道(2)，另一路进入外涵道(11)中，内涵道(2)中的空气通过预冷器（3）与二次预冷器（4）进入压气机(5)中进行升压，高压空气进入主燃烧室(6)中进行燃烧，高温高压的空气通过燃气涡轮(7)进行做功，驱动外涵风扇(12)对外涵空气进行压缩，做功后的燃气在外涵燃烧室(13)内与经外涵风扇压缩的外涵空气混合后，与主燃料、辅助燃料NH3一同燃烧，经外涵喷管(14)排出，产生推力；
高压液NH3直接进入主燃烧室(6)中，吸收主燃烧室(6)壁面热量，成为高温高压的气体，通入NH3涡轮做功，驱动内涵压气机(5)压缩空气；做功后的气态NH3通入外涵燃烧室(13)内充当辅助燃料；
2)亚音速巡航模式Ma0.9：关闭第1开关(16)、第2开关(17)、第3开关(20)、第4开关(21)和第五开关(23)，空气进入进气道(1)后被分为两路：一路进入内涵道(2)，另一路进入外涵道(11)中，内涵道(2)中的空气通过预冷器（3）与二次预冷器（4）进入压气机(5)中进行升压，高压空气进入主燃烧室(6)中进行燃烧，高温高压的空气通过燃气涡轮(7)进行做功，驱动外涵风扇(12)对外涵空气进行压缩，此时关闭外涵燃烧室(13)，做功后的燃气在外涵燃烧室(13)内与经外涵风扇压缩的外涵空气混合后，经外涵喷管（14）推出，产生推力；
3)亚声速加速Ma0.9~2.5：关闭第1开关(16)、第4开关(21)和第5开关(23)，空气进入进气道(1)后被分为两路：一路进入内涵道(2)，另一路进入外涵道(11)中，内涵道(2)中的空气通过预冷器（3）与二次预冷器（4）进入压气机(5)中进行升压，高压空气进入主燃烧室(6)中进行燃烧，高温高压的空气通过燃气涡轮(7)进行做功，驱动外涵风扇(12)对外涵空气进行压缩，做功后的燃气在外涵燃烧室(13)内与经外涵风扇压缩的外涵空气混合后，与主燃料、辅助燃料NH3一同燃烧，经外涵喷管(14)排出，产生推力；
高压液NH3直接进入主燃烧室(6)中，吸收主燃烧室(6)壁面热量，成为高温高压的气体，通入NH3涡轮做功，驱动内涵压气机(5)压缩空气;做功后的气态NH3通入外涵燃烧室(13)内充当辅助燃料；
4)低速模式Ma2.5：关闭第1开关(16)、第4开关(21)和第5开关(23)，空气进入进气道(1)后被分为两路：一路进入内涵道(2)，另一路进入外涵道(11)中，内涵道(2)中的空气通过预冷器（3）与二次预冷器（4）进入压气机(5)中进行升压，高压空气进入主燃烧室(6)中进行燃烧，高温高压的空气通过燃气涡轮(7)进行做功，驱动外涵风扇(12)对外涵空气进行压缩，做功后的燃气在外涵燃烧室(13)内与经外涵风扇压缩的外涵空气混合后，与主燃料、辅助燃料NH3一同燃烧，经外涵喷管(14)排出，产生推力；
高压液NH3直接进入主燃烧室(6)中，吸收主燃烧室(6)壁面热量，成为高温高压的气体，通入NH3涡轮做功，驱动内涵压气机(5)压缩空气；做功后的气态NH3通入外涵燃烧室(13)内充当辅助燃料；
5)高速模式Ma2.5~8：在飞行速度大于Ma2.5之后，随着Ma增加，外涵喷管（14）通过可调几何实现捕获流量逐渐减小，打开第1开关 (16)、第3开关 (20)、第4开关(21)和第5开关(23)，关闭第2开关(17)，空气进入进气道(1)后被分为两路：一路进入内涵道(2)，另一路进入外涵道(11)中，内涵道空气通过预冷器(3)与二次预冷器(4)同液NH3与液O2换热降温，经内涵压气机(5)压缩后进入主燃烧室(6)中进行燃烧，燃气分别流向加力燃烧室(8)与燃气涡轮(7)，加力燃烧室(8)内的燃气与换热后的O2混合，与主燃料、辅助燃料NH3一同燃烧后经内涵喷管(9)排出；燃气流向燃气涡轮(7)做功，驱动外涵风扇(12)压缩外涵空气，外涵空气与做功后的燃气混合，在外涵燃烧室(13)内与主燃料、辅助燃料NH3一同燃烧，经外涵喷管(14)排出，产生推力；
高速模式中，高压低温的液NH3进入预冷器(3)冷却来流空气，升温后的气态NH3进入主燃烧室(6)吸热后，成为高温高压气体进入NH3涡轮(19)做功，驱动内涵压气机(5)，而后分别进入外涵燃烧室(13)与加力燃烧室(8)中充当辅助燃料；低温液氧进入二次预冷器(4)二次冷却来流空气，初步升温的气态O2进入加力燃烧室(8)中充当氧化剂；
6)高超声速巡航Ma8：当速度达到Ma8时外涵喷管（14）完全关闭，此时外涵风扇(12)处于风车状态，外涵燃烧室(13)关闭，打开第1开关 (16)、第4开关(21)和第5开关(23)，关闭第2开关(17)、第3开关 (20)，此时空气进入进气道(1)后大部分流入内涵道(2)，内涵道空气通过预冷器(3)与二次预冷器(4)同液NH3与液O2换热降温，经内涵压气机(5)压缩后进入主燃烧室(6)中进行燃烧，燃气流向加力燃烧室(8)，加力燃烧室(8)内的燃气与换热后的O2混合，与主燃料、辅助燃料NH3一同燃烧后经内涵喷管(9)排出产生推力；
高超声速巡航模式中，高压低温的液NH3进入预冷器(3)冷却来流空气，升温后的气态NH3进入主燃烧室(6)吸热后，成为高温高压气体进入NH3涡轮(19)做功，驱动内涵压气机(5)，而后进入加力燃烧室(8)中充当辅助燃料；低温液氧进入二次预冷器(4)二次冷却来流空气，初步升温的气态O2进入加力燃烧室(8)中充当氧化剂。
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