CN114439646B - 空气涡轮火箭冲压组合推进系统 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种空气涡轮火箭冲压组合推进系统，包括空气涡轮火箭发动机的核心机，核心机设置在所述空气涡轮火箭的中心流道内，核心机的外围设置有机匣，在机匣内设有冲压隔离段流道，所述冲压隔离段流道的前端对应中心流道的进口设置有第一模态转换阀，所述冲压隔离段流道的末端对应压气机的出口设置有第二模态转换阀；在第二模态转换阀后方设置有第一燃烧室；核心机的涡轮出口设置有第二燃烧室，第二燃烧室的外壁上设置有用于保证发动机燃烧状态的可调喉道；本发明通过串联形式，将ATR和超燃冲压发动机有机的组合在一起，提升组合发动机在转模态时的性能不足和拓宽发动机的飞行速域，增强了发动机在每个模态下的性能。

Description

空气涡轮火箭冲压组合推进系统

技术领域

本发明涉及一种航天推进系统，具体是一种涡轮火箭冲压组合推进系统。

背景技术

飞行器的任务需求越来越复杂，飞行器对推进系统提出的要求越来越苛刻，发动机要在大空域，高速度，宽速域的飞行剖面上工作，实现快速、经济、可重复性使用的目标。提高组合发动机宽速域的方法的办法之一是将两种速域宽的发动机有机的组合在一起，同时两种发动机的工作范围有较大的重叠部分，且在重叠部分两种发动机性能较高。由于飞行任务的复杂性，发动机需要较高的推重比、较低的耗油率，较大的推力，同时结构简单，能够零速起飞，能适应在不同速域有较好的性能等等。但是目前还没有一种发动机能完全满足以上需要。

根据组合发动机的原则，将ATR和双模态超燃发动机串联组合到一起，将两种发动机的命名缩写为ATRR(ATR空气涡轮火箭发动机-Air-Turbo-Rocket，R-冲压发动机-Ramjet)。预冷ATR发动机工作在Ma0～4，飞行在Ma3～4时ATR发动机性能下降，超燃发动机开始工作，在4Ma超燃冲压发动机的性能满足飞行器的需求，最后超燃冲压发动机一直工作到7Ma。这种组合达到了地面起飞，比冲相对较高，结构简单，避免了TBCC转模态的推力不足问题，发动机虽然有火箭，但是组合发动机比冲高于火箭，增加了飞行器的航程，相同的飞行器重量提高有效载荷。

美国在1976年获得了涡轮-冲压的变结构组合发动机专利，专利号US418547，该发动机通过变几何的形式将发动机工作速域拓宽，可以在涡轮和冲压两个模态工作但是由于工作范围较小，不能满足空天往返的需求。

美国1991年获得了涡轮-冲压火箭组合推进系统的专利，专利号为US5052176，该发明通过变几何改变发动机工作模态的组合发动机，可以工作在涡轮、冲压和火箭模态。工作范围在Ma0-20。由于亚燃燃烧室在高马赫时使用性能较差，发动机加速性不好。

专利号为201610538339.6，专利名称为涡轮火箭组合冲压发动机及其工作方法的发明创造中，提出了将ATR与RBCC发动机并联组合的一种形式，其中低速Ma0-2使用ATR发动机，Ma2以上采用RBCC发动机。该发动机具有自加速、长航程、变弹道、高比冲等特点。该发明由于并联结构导致发动机过重，推重比较低。

专利号为20142055786.2，发明名称为组合动力轴对称变几何进气道、发动机及飞机的发明创造中提出一种组合发动机变几何形式，进气道通过调整进气锥改变发动机进气道的形式实现发动机宽范围工作，该发明通过改变进气锥来调整发动机流量，但不能满足两个流道的流量需求。

以上虽然都是组合推进系统，但是没有一种能够完全满足飞行需求的发动机，其中或者重量过大，或者性能在一定飞行区域内不好，等等因素，而本发动机的技术可以克服目前发动机性能，重量的矛盾问题。

目前还没有关于ATRR串联组合推进系统的学位论文与学术论文。

组合推进系统的本质是将不同速域的发动机有机的组合在一起，拓宽发动机的工作速域，实现1+1>2的功能：原本在不同工作速域的发动机联系在一起，速域拓宽到了Ma0～7+，两种发动机的工作速域有重叠部分，使得发动机能够在转模态的时候推力能够平稳过渡。两种发动机，工作在不同的模态，部件工作速域宽，工作环境变化很大，部件兼容性高，对发动机的设计提出了很高的要求，现有的涡轮基组合发动机在转模态时出现推力不足的问题，或者性能相对较弱等等问题，但是传统的发动机多采取定几何的方式，发动机匹配起来较为困难，这样发动机的工作速域和范围相对较小，对宽速域和大空域的飞行过程产生很大的约束，同时制约了飞行任务的闭合。

发明内容

本发明的目的在于避免现有技术的不足提供一种可以克服目前发动机性能，重量的矛盾问题，并基于宽速域发动机不同模态的需求，克服涡轮基组合发动机转模态推力不足问题，而提供的一种重量轻，发动机转模态时间快的空气涡轮火箭冲压组合推进系统。

为实现上述目的，本发明采取的技术方案为：一种空气涡轮火箭冲压组合推进系统，包括空气涡轮火箭发动机的核心机，所述的核心机包括同轴设置的火箭燃气发生器、涡轮和压气机；

所述的核心机设置在所述空气涡轮火箭的中心流道内，核心机的外围设置有机匣，在机匣内设有冲压隔离段流道，所述冲压隔离段流道的前端对应中心流道的进口设置有第一模态转换阀，所述冲压隔离段流道的末端对应压气机的出口设置有第二模态转换阀；所述的火箭燃气发生器设置在所述压气机后，所述的火箭燃气发生器外围对应压气机出口和第二模态转换阀后设置有第一燃烧室；所述的火箭燃气发生器后的涡轮出口设置有第二燃烧室；所述第一燃烧室的尾喷管为外喷管，所述第二燃烧室的尾喷管为内喷管，内喷管的尾端伸出所述外喷管的尾端，用于保证发动机燃烧状态的可调喉道沿着所述内喷管轴向移动设置在内喷管的外壁上；

在所述中心流道的进气端设有圆锥进气道，圆锥进气道与所述的压气机同轴设置，且沿轴向移动的设置在发动机主轴前端；

所述的第一模态转换阀和第二模态转换阀处于张开状态，由发动机进气道进入的气流不通过冲压隔离段流道进入中心流道，所述的火箭燃气发生器与火箭燃料输送装置相连，火箭燃气发生器工作时产生的富燃燃气驱动涡轮带动压气机，压气机吸入空气并增压，增压后的空气绕过涡轮进入第一燃烧室，与换热后的二次燃料燃烧放热，并通过外喷管产生涡轮火箭的推力，此时，所述的可调喉道移动设置在外喷管中，用于收敛或扩张所述的外喷管；所述的燃气发生器产生的燃气经过涡轮流入第二燃烧室和内喷管，此时的燃气的压力和温度较低，做功能力下降，燃气经过内喷管仅产生少量推力，推力主要是在外喷管，此时发动机处于亚燃状态；

所述的第一模态转换阀和第二模态转换阀处于关闭状态，所述的圆锥进气道沿轴向向所述核心机的方向移动并堵住所述的中心流道，由发动机进气道进入的气流直接通过冲压隔离段流道流入第一燃烧室和第一燃烧室中的燃料燃烧产生高温燃气，高温燃气流过外喷管产生推力，此时发动机处于超燃状态，所述的可调喉道此时固定设置在所述内喷管的尾端，外喷管的外侧；

还包括发动机的转模态状态，所述圆锥进气道向核心机方向移动或背向移动，随着所述的第一模态转换阀和第二模态转换阀打开或关闭的面积变化，逐渐增加或减小流过所述冲压隔离段流道的气流流量，进而相应的增加或减小中心流道的气流流量，在可调喉道的配合下，使发动机在所述的超燃状态与亚燃状态两种模态之间平稳切换。

进一步的，还包括所述中心流道内的核心机前端设置有圆锥进气道，圆锥进气道的出口和核心机进口之间设有换热器，且换热器的轴心与压气机同轴设置，所述的换热器用于对由所述圆锥进气道进入的高温空气进行冷却。

进一步的，所述的换热器包括环形进油收集管和环形出油收集管，在所述的环形进油收集管的相同环面周向上排列连通设有多个入口分流横管；在所述的环形出油收集管的同一环面周向上排列连通设有多个出口分流横管；所述的入口分流横管通过换热微管排与所述的出口分流横管相连通；

通过圆锥进气道产生的激波压缩高温空气进入所述机匣内，由所述换热器外部径向流过所述的换热微管排，在换热微管排的间隙与换热微管排内的低温燃油换热，换热后降温的高温气体由所述换热器的中心空腔直接流入所述的压气机；

所述的低温燃油通过进油管路进入环形进油收集管中，换热后增温的低温燃油通过所述的出口分流横管导入至环形出油收集管，并通过环形出油收集管上连通有的出油管路将燃料排放至燃气发生器和第一燃烧室中；

所述的环形进油收集管通过进油管路与燃料箱或泵相连通。

进一步的，所述环形出油收集管的环形管径小于环形进油收集管的环形管径，使得所述的入口分流横管和出口分流横管之间形成环形空腔，所述的换热微管排设置在所述的环形空腔内，换热微管排是由多个沿所述环形空腔周向布置的管路组成；

发动机机匣内的热空气通过换热微管排的缝隙，同时，由外而内沿所述环形空腔的径向流过换热微管排实现了高效换热。

进一步的，所述的换热微管排是由至少一排并排设置的管路组成，且一排轴向分布的平行管路以所述环形空腔的内径为起点，以阿基米德螺旋线的形式向环形空腔的圆心收拢。

进一步的，每个所述的微管换热管的外径为1.0-0.96mm，壁厚为0.06-0.1mm。

进一步的，在所述空气涡轮火箭进气道中的机匣内壁上支撑设有滑轨和第一液压杆，所述的滑轨设置在所述机匣的中心轴线上，所述的圆锥进气道可滑动的安装在所述的滑轨上，并通过第一液压杆驱动在所述的进气道中轴向移动。

进一步的，所述的第一模态转换阀包括作动环和多个可调叶片，所述的作动环为一个空心筒体，所述的多个可调叶片铰接在空心筒体的一端开口上；在所述空心筒体的外壁周向上设有与多个可调叶片数量相对应的多个电动液压杆，在所述多个可调叶片的叶片背面设有铰接连接件，所述的电动液压杆的活动端铰接在所述的铰接连接件上，所述的电动液压杆与控制电动液压杆运动的发动机控制器相电连接；

所述的第二模态转换阀的结构与所述第一模态转换阀完全相同。

进一步的，所述的外喷管为扩张型喷管，在所述的第二燃烧室外壁内设有液压缸和第二液压杆，所述液压杆的活动端部伸出至所述的第一燃烧室，并安装在所述可调喉道的喉道突起内。

进一步的，所述的火箭燃气发生器与压气机相互独立设置，火箭燃气发生器和第二燃烧室的外壁为第一燃烧室的内壁，第一燃烧室的外壁即为所述第二模态转换阀后部的机匣外壁。

本发明的有益效果是：本发明通过串联形式，将ATR和超燃冲压发动机有机的组合在一起，提升组合发动机在转模态时的性能不足和拓宽发动机的飞行速域，增强了发动机在每个模态下的性能，实现发动机宽范围工作且在工作区间中具有较好的性能，更有利于加快发动机转模态时间；有效的降低并解决涡轮基组合发动机推力不足的问题，不同发动机在工作速域的边界，性能较差，在该速域转模态，组合在一起，性能不能达到飞行器推力需求，造成发动机推力陷阱。

同时，采用预冷技术，扩宽了压气机的工作飞行马赫数，增加了发动机工作范围，另外预冷技术的加入，减少了发动机热端部件的冷却，简化了发动机结构，减轻了重量。采用变几何的方式使得发动机可以在不同工况下采用更合适的构型来适应发动机的工作，提升发动机的性能和拓宽发动机的工作包线。

附图说明

图1是本发明发动机的亚燃状态的结构示意图；

图2是本发明发动机的转模态状态；

图3是本发明发动机的超燃状态的结构示意图；

图4是本发明换热器的结构示意图；

图5是本发明换热器的低温燃油出入口的结构示意图；

图6是本发明的换热器的低温燃油在换热微管排中的流动方向示意图；

图7是本发明的第一模态转换阀的结构示意图；

图8是本发明的圆锥进气道运动结构示意图；

图9是本发明可调喉道的运动示意图。

图中：1.圆锥进气道；11.滑轨；12.第一液压杆；21.第一模态转换阀；211.作动环；212.可调叶片；213.电动液压杆；214.铰接连接件；22.第二模态转换阀；3.机匣；4.换热器；41.环形进油收集管；42.环形出油收集管；43.入口分流横管；44.出口分流横管；45.换热微管排；46.进油管路；47.出油管路；5.核心机；51.火箭燃气发生器；52.涡轮；53.压气机；61.中心流道；62.冲压隔离段流道；71.外喷管；72.内喷管；8.可调喉道；81.液压缸；82.第二液压杆；91.第一燃烧室；92.第二燃烧室。

具体实施方式

以下结合附图对本发明的原理和特征进行描述，所举实例只用于解释本发明，并非用于限定本发明的范围。

为了实现上述目的，本发明提供一下具体实施方式：

实施例1：一种空气涡轮火箭冲压组合推进系统，包括空气涡轮火箭发动机的核心机5，核心机5包括同轴设置的火箭燃气发生器51、涡轮52和压气机53；

所述的核心机5设置在所述空气涡轮火箭的中心流道61内，核心机5的外围设置有机匣3，在机匣3内设有冲压隔离段流道62，所述冲压隔离段流道62的前端对应中心流道61的进口设置有第一模态转换阀21，所述冲压隔离段流道62的末端对应压气机53的出口设置有第二模态转换阀22；所述的火箭燃气发生器51设置在所述压气机53后，所述的火箭燃气发生器51外围对应压气机53出口和第二模态转换阀22后设置有第一燃烧室91；所述的火箭燃气发生器51后的涡轮52出口设置有第二燃烧室92；所述第一燃烧室91的尾喷管为外喷管71，所述第二燃烧室92的尾喷管为内喷管72，内喷管72的尾端伸出所述的外喷管71的尾端，用于保证发动机燃烧状态的可调喉道8沿着所述内喷管72轴向移动设置在内喷管72的外壁上；

所述的火箭燃气发生器51与压气机53相互独立设置，火箭燃气发生器51和第二燃烧室92的外壁为第一燃烧室91的内壁，第一燃烧室的外壁即为所述第二模态转换阀22后部的机匣3外壁。

第一模态转换阀21包括作动环211和多个可调叶片212，作动环211为一个空心筒体，多个可调叶片212铰接在空心筒体的一端开口上；在空心筒体的外壁周向上设有与多个可调叶片212数量相对应的多个电动液压杆213，在多个可调叶片212的叶片背面设有铰接连接件214，电动液压杆213的活动端铰接在铰接连接件214上，电动液压杆213与控制电动液压杆213运动的发动机控制器相电连接；第二模态转换阀22的结构与第一模态转换阀21完全相同。

外喷管71为扩张型喷管，在第二燃烧室92外壁内设有液压缸81和第二液压杆82，液压杆82的活动端部伸出至第一燃烧室91，并安装在可调喉道8的喉道突起内，通过可调喉道8的移动，从而改变外喷管71的流通面积。

在中心流道61的进气端设有圆锥进气道1，圆锥进气道1与压气机53同轴设置，且沿轴向移动的设置在发动机主轴前端；在所述空气涡轮火箭进气道中的机匣内壁上支撑设有滑轨11和第一液压杆12，所述的滑轨11设置在所述机匣的中心轴线上，圆锥进气道1可滑动的安装在滑轨11上，并通过第一液压杆12驱动在进气道中轴向移动。

还包括中心流道61内的核心机5前端设置有圆锥进气道1，圆锥进气道1的出口和核心机5进口之间设有换热器4，且换热器4的轴心与压气机53同轴设置，换热器4用于对由圆锥进气道1进入的高温空气进行冷却。

换热器4包括环形进油收集管41和环形出油收集管42，在环形进油收集管41的相同环面周向上排列连通设有多个入口分流横管43；在环形出油收集管42的同一环面周向上排列连通设有多个出口分流横管44；入口分流横管43通过换热微管排45与出口分流横管44相连通；

通过圆锥进气道1产生的激波压缩高温空气进入机匣3内，由换热器4外部径向流过换热微管排45，在换热微管排45的间隙与换热微管排45内的低温燃油换热，换热后降温的高温气体由换热器4的中心空腔直接流入压气机53；

低温燃油通过进油管路46进入环形进油收集管41中，换热后增温的低温燃油通过出口分流横管44导入至环形出油收集管42，并通过环形出油收集管42上连通有的出油管路47将燃料排放至燃气发生器5和第一燃烧室91中；环形进油收集管41通过进油管路与燃料箱或泵相连通。

环形出油收集管42的环形管径小于环形进油收集管41的环形管径，使得入口分流横管43和出口分流横管44之间形成环形空腔，换热微管排45设置在环形空腔内，换热微管排45是由多个沿环形空腔周向布置的管路组成；

发动机机匣内的热空气通过换热微管排45的缝隙，同时，由外而内沿环形空腔的径向流过换热微管排45实现了高效换热；换热微管排45是由至少一排并排设置的管路组成，且一排轴向分布的平行管路以环形空腔的内径为起点，以阿基米德螺旋线的形式向环形空腔的圆心收拢。每个微管换热管的外径为1.0-0.96mm，壁厚为0.06-0.1mm。

本实施例的工作方式：

第一种工作模态为亚燃状态，如图1所示，具体为：

第一模态转换阀21和第二模态转换阀22处于张开状态，由发动机进气道进入的气流不通过冲压隔离段流道62进入中心流道61，所述的火箭燃气发生器51与火箭燃料输送装置相连，火箭燃气发生器51工作时产生的富燃燃气驱动涡轮52带动压气机53，压气机53吸入空气并增压，增压后的空气绕过涡轮52进入第一燃烧室91，与换热后的二次燃料燃烧放热，并通过外尾喷管71产生推力，此时，所述的可调喉道8移动设置在外喷管71中，用于收敛或扩张外喷管71，涡轮52的燃气经过第二燃烧室92和内喷管72，由于此时的燃气压力温度较低，经过内喷管72，燃气产生很少的推力，发动机的主要推力在外喷管71；此时发动机处于亚燃状态；

此时第一模态转换阀21和第二模态转换阀22处于张开状态，气体不通过外流道，可调喉道8在尾喷管中部形成物理喉道，保证发动机处于亚燃状态，亚声速燃烧后的燃气加速要在收缩扩张的流动面积进行，所以需要物理喉道在发动机流动面积中通过喉道实现面积的收缩扩张。

第二种工作模态为超燃状态，如图3所示，具体为：

第一模态转换阀21和第二模态转换阀22处于关闭状态，圆锥进气道1沿轴向向核心机5的方向移动并堵住中心流道61，由发动机进气道进入的气流直接通过冲压隔离段流道62流入第一燃烧室91和第一燃烧室91中的燃料燃烧，高温燃气流过外喷管71产生的推力，此时发动机处于超燃状态，可调喉道8此时固定设置在所述内喷管72的尾端，外喷管71的外侧。

超燃冲压模态时，第一模态转换阀21和第二模态转换阀22处于关闭状态，进气锥1后移堵住ATR通道入口，气体经过外流道，直接流入燃烧室和燃烧室中的燃料燃烧。高温燃气流过外喷管71管产生推力。此时喉道8移动到尾喷管出口，保证发动机处于超燃状态。超声速燃烧加速需要在扩张的通道中进行，此时发动机不需要收缩扩张的型面，所以喉道移出喷管，构建一个扩张的流通面积。

第三种工作模态为模态转换状态，如图2所示，具体为：

在发动机由所述亚燃状态转为超燃状态时，圆锥进气道1向发动机核心机方向移动，第一模态转换阀21和第二模态转换阀22处于半开状态，气体在第一模态转换阀21处分为两股气流，一路流经冲压隔离段流道，一路流经中心流道，在第二模态转换阀22的位置混合，进而进入第一燃烧室91，与燃料燃烧产生高温燃气，高温燃气经过外喷管71产生推力。

即为在第一模态转换阀21和第二模态转换阀22的面积变化过程中，增加了流过冲压隔离段流道62的流量，减少了ATR发动机的流量，可调喉道8在喷管71内向外移动，实现发动机由所述亚燃状态转为超燃状态的模态转换过程。

在发动机由所述超燃状态转为亚燃状态时，与亚燃状态转为超燃状态的转换相反，即为在第一模态转换阀21和第二模态转换阀22的面积变化过程中，减小了流过冲压隔离段流道62的流量，增加了ATR发动机的流量，可调喉道8从喷管71外向内移动，实现发动机由所述超燃状态转为亚燃状态的模态转换过程。

发动机在模态转换时性能容易出现波动，转模态的加入可以将两个模态的性能平稳过渡，在发动机工作时有利于保持飞行器的飞行状态。

以上所述仅为本发明的较佳实施例，并不用以限制本发明，凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims (10)

1.一种空气涡轮火箭冲压组合推进系统，其特征在于，包括空气涡轮火箭发动机的核心机（5），所述的核心机（5）包括同轴设置的火箭燃气发生器（51）、涡轮（52）和压气机（53）；

所述的核心机（5）设置在所述空气涡轮火箭的中心流道（61）内，核心机（5）的外围设置有机匣（3），在机匣（3）内设有冲压隔离段流道（62），所述冲压隔离段流道（62）的前端对应中心流道（61）的进口设置有第一模态转换阀（21），所述冲压隔离段流道（62）的末端对应压气机（53）的出口设置有第二模态转换阀（22）；所述的火箭燃气发生器（51）设置在所述压气机（53）后，所述的火箭燃气发生器（51）外围对应压气机（53）出口和第二模态转换阀（22），第二模态转换阀（22）设置在压气机（53）出口后方，第一燃烧室（91）设置第二模态转换阀（22）后方；所述的火箭燃气发生器（51）后的涡轮（52）出口设置有第二燃烧室（92）；所述第一燃烧室（91）的尾喷管为外喷管（71），所述第二燃烧室（92）的尾喷管为内喷管（72），内喷管（72）的尾端伸出所述外喷管（71）的尾端，用于保证发动机燃烧状态的可调喉道（8）沿着所述内喷管（72）轴向移动设置在内喷管（72）的外壁上；

在所述中心流道（61）的进气端设有进气锥（1），进气锥（1）与所述的压气机（53）同轴设置，且沿轴向移动的设置在发动机主轴前端；

该推进系统包括以下三种工作状态：

所述的第一模态转换阀（21）和第二模态转换阀（22）处于张开状态，由发动机进气道进入的气流不通过冲压隔离段流道（62）进入中心流道（61），所述的火箭燃气发生器（51）与火箭燃料输送装置相连，火箭燃气发生器（51）工作时产生的富燃燃气驱动涡轮（52）带动压气机（53），压气机（53）吸入空气并增压，增压后的空气绕过涡轮（52）进入第一燃烧室（91），与换热后的二次燃料燃烧放热，并通过外喷管（71）产生涡轮火箭的推力，此时，所述的可调喉道（8）移动设置在外喷管（71）中，用于收敛或扩张所述的外喷管（71）；所述的燃气发生器（51）产生的燃气经过涡轮（52）流入第二燃烧室（92）和内喷管（72），此时的燃气的压力和温度较低，做功能力下降，燃气经过内喷管（72）仅产生少量推力，推力主要是在外喷管，此时发动机处于亚燃状态；

所述的第一模态转换阀（21）和第二模态转换阀（22）处于关闭状态，所述的进气锥（1）沿轴向向所述核心机（5）的方向移动并堵住所述的中心流道（61），由发动机进气道进入的气流直接通过冲压隔离段流道（62）流入第一燃烧室（91）并和第一燃烧室（91）中的燃料燃烧产生高温燃气，高温燃气流过外喷管（71）产生推力，此时发动机处于超燃状态，所述的可调喉道（8）此时固定设置在所述内喷管（72）的尾端，外喷管（71）的外侧；

还包括发动机的转模态状态，所述进气锥（1）向核心机（5）方向移动或背向移动，随着所述的第一模态转换阀（21）和第二模态转换阀（22）打开或关闭的面积变化，逐渐增加或减小流过所述冲压隔离段流道（62）的气流流量，进而相应的减小或增加中心流道（61）的气流流量，在可调喉道（8）的配合下，使发动机在所述的超燃状态与亚燃状态两种模态之间平稳切换。

2.如权利要求1所述的空气涡轮火箭冲压组合推进系统，其特征在于，还包括所述中心流道（61）内的核心机（5）前端设置有进气锥（1），进气锥（1）和核心机（5）进口之间设有换热器（4），且换热器（4）的轴心与压气机（53）同轴设置，所述的换热器（4）用于对由所述进气锥（1）进入的高温空气进行冷却。

3.如权利要求2所述的空气涡轮火箭冲压组合推进系统，其特征在于，所述的换热器（4）包括环形进油收集管（41）和环形出油收集管（42），在所述的环形进油收集管（41）的相同环面周向上排列连通设有多个入口分流横管（43）；在所述的环形出油收集管（42）的同一环面周向上排列连通设有多个出口分流横管（44）；所述的入口分流横管（43）通过换热微管排（45）与所述的出口分流横管（44）相连通；

通过进气锥（1）产生的激波压缩高温空气进入所述的中心流道（61）内，由所述换热器（4）外部径向流过所述的换热微管排（45），在换热微管排（45）的间隙与换热微管排（45）内的低温燃油换热，换热后降温的高温气体由所述换热器（4）的中心空腔直接流入所述的压气机（53）；

所述的低温燃油通过进油管路（46）进入环形进油收集管（41）中，换热后增温的低温燃油通过所述的出口分流横管（44）导入至环形出油收集管（42），并通过环形出油收集管（42）上连通有的出油管路（47）将燃料排放至燃气发生器（51）和第一燃烧室（91）中；

所述的环形进油收集管（41）通过进油管路与燃料箱或泵相连通。

4.如权利要求3所述的空气涡轮火箭冲压组合推进系统，其特征在于，所述环形出油收集管（42）的环形管径小于环形进油收集管（41）的环形管径，使得所述的入口分流横管（43）和出口分流横管（44）之间形成环形空腔，所述的换热微管排（45）设置在所述的环形空腔内，换热微管排（45）是由多个沿所述环形空腔周向布置的管路组成；

发动机机匣内的热空气通过换热微管排（45）的缝隙，同时，由外而内沿所述环形空腔的径向流过换热微管排（45）实现了高效换热。

5.如权利要求3所述的空气涡轮火箭冲压组合推进系统，其特征在于，所述的换热微管排（45）是由至少一排并排设置的管路组成，且一排轴向分布的平行管路以所述环形空腔的内径为起点，以阿基米德螺旋线的形式向环形空腔的圆心收拢。

6.如权利要求5所述的空气涡轮火箭冲压组合推进系统，其特征在于，每个换热微管的外径为1.0-0.96mm，壁厚为0.06-0.1mm。

7.如权利要求1所述的空气涡轮火箭冲压组合推进系统，其特征在于，在所述空气涡轮火箭进气道中的机匣内壁上支撑设有滑轨（11）和第一液压杆（12），所述的滑轨（11）设置在所述机匣的中心轴线上，所述的进气锥（1）可滑动的安装在所述的滑轨（11）上，并通过第一液压杆（12）的驱动在所述的进气道中轴向移动。

8.如权利要求1所述的空气涡轮火箭冲压组合推进系统，其特征在于，所述的第一模态转换阀（21）包括作动环（211）和多个可调叶片（212），所述的作动环（211）为一个空心筒体，所述的多个可调叶片（212）铰接在空心筒体的一端开口上；在所述空心筒体的外壁周向上设有与多个可调叶片（212）数量相对应的多个电动液压杆（213），在所述多个可调叶片（212）的叶片背面设有铰接连接件（214），所述的电动液压杆（213）的活动端铰接在所述的铰接连接件（214）上，所述的电动液压杆（213）与控制电动液压杆（213）运动的发动机控制器电连接；

所述的第二模态转换阀（22）的结构与所述第一模态转换阀（21）完全相同。

9.如权利要求1-8任一项所述的空气涡轮火箭冲压组合推进系统，其特征在于，所述的外喷管（71）为扩张型喷管，在所述的第二燃烧室（92）外壁内设有液压缸（81）和第二液压杆（82），所述液压杆（82）的活动端部伸出至所述的第一燃烧室（91），并安装在所述可调喉道（8）的喉道突起内。

10.如权利要求1-8任一项所述的空气涡轮火箭冲压组合推进系统，其特征在于，所述的火箭燃气发生器（51）与压气机（53）相互独立设置，火箭燃气发生器（51）和第二燃烧室（92）的外壁为第一燃烧室（91）的内壁，第一燃烧室（91）的外壁即为所述第二模态转换阀（22）后部的机匣（3）外壁。

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