CN114658563A - 一种涡轮基组合循环发动机、飞行器及控制方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开一种涡轮基组合循环发动机、飞行器及控制方法，涉及航空技术领域，以保证涡轮基组合循环发动机在各种飞行速度为飞行器提供足够的推力。所述涡轮基组合循环发动机包括：涡轮发动机、冲压发动机、预冷器、进气管、尾喷管以及设在进气管内的隔板、导流机构以及流道切换机构。所述飞行器包括上述涡轮基组合循环发动机。本发明提供的涡轮基组合循环发动机用于飞行器中。

Description

一种涡轮基组合循环发动机、飞行器及控制方法

技术领域

本发明涉及航空技术领域，尤其涉及一种涡轮基组合循环发动机、飞行器及控制方法。

背景技术

目前，涡轮基组合循环(TBCC)由涡轮发动机和冲压发动机组合，其可以作为动力系统用于高超声速飞机中。当高超声速飞机在低速飞行时，涡轮发动机工作，当高超声速飞机在高速飞行时冲压发动机工作。

但是，常规涡轮发动机的飞行速度范围一般是Ma0～2，常规冲压发动机的飞行速度范围一般是Ma3.5～6。发明人发现，当飞行速度范围在Ma3附近时，涡轮基组合循环(TBCC)发动机的推力不足(称为推力陷阱)。此时，涡轮发动机推力已严重下降，而冲压发动机尚未能产生足够的推力，从而影响TBCC发挥作用。为了解决这个问题，可以在涡轮通道处安装预热器，但是预热器又阻碍了飞行器低速飞行的推力。

发明内容

本发明的目的在于提供一种涡轮基组合循环发动机、飞行器及控制方法，以保证涡轮基组合循环发动机在各种飞行速度为飞行器提供足够的推力。

第一方面，本发明提供了一种涡轮基组合循环发动机，应用于飞行器，涡轮基组合循环发动机包括：涡轮发动机、冲压发动机、预冷器、进气管、尾喷管以及设在进气管内的隔板；隔板将进气管与尾喷管分为涡轮通道和冲压通道，预冷器位于涡轮通道内，涡轮通道分别与涡轮发动机的进气口连通，冲压通道与冲压发动机的进气口连通，尾喷管分别与涡轮发动机的尾喷口和冲压发动机的尾喷口连通；

涡轮基组合循环发动机还包括：导流机构以及流道切换机构，导流机构和流道切换机构沿着进气管靠近涡轮发动机的方向分布，导流机构位于预冷器靠近涡轮通道的入口的部位；

当飞行器的飞行速度小于或等于第一预设速度，导流机构用于关闭所述涡轮通道，开启冲压通道靠近冲压通道的入口的部位，流道切换机构用于连通冲压通道靠近冲压发动机的部位与涡轮发动机的进气口。

与现有技术相比，本发明提供的涡轮基组合循环发动机中，设在进气管内的隔板将进气管与尾喷管分为涡轮通道和冲压通道，导流机构位于预冷器靠近涡轮通道的入口的部位，流道切换机构沿着进气管靠近涡轮发动机的方向分布。当飞行器处在低速飞行状态时，不管预热器是否工作，都可以控制导流机构关闭涡轮通道的入口的部位，同时控制流道切换机构连通冲压通道靠近冲压发动机的部位与涡轮发动机的进气口的部位，从而保证飞行器在低速飞行时具有足够的推力。在飞行器中速飞行时，可以打开预冷器的同时，控制导流机构开启涡轮通道靠近涡轮通道的入口部位以及流道切换机构连通涡轮通道靠近涡轮通道的入口的部位与涡轮通道靠近涡轮发动机的部位，从而实现飞行器在中速飞行时，解决了因涡轮基组合循环(TBCC)发动机的推力不足的问题，可顺利实现涡轮发动机与冲压发动机的接力，使得该涡轮基组合循环发动机能够覆盖马赫数0～7的飞行速度范围内的任一飞行速度。

第二方面，本发明提供了一种涡轮基组合循环发动机，隔板具有开口，开口和流道切换机构沿着靠近所述涡轮发动机的方向分布，流道切换机构用于打开或关闭开口；

与现有技术相比，本发明提供的涡轮基组合循环发动机的有益效果与本发明前者所述的涡轮基组合循环发动机有益效果相同，此处不做赘述。

第三方面，本发明提供了一种飞行模式切换方法，方法包括：

响应于低速飞行指令，控制涡轮发动机工作；

以及控制导流机构关闭涡轮通道，开启冲压通道靠近冲压通道的入口的部位，且流道切换机构连通冲压通道靠近冲压发动机的部位与涡轮发动机的进气口，低速飞行指令用于指示飞行器在小于第一预设速度飞行。

与现有技术相比，本发明提供的方法的有益效果与本发明的涡轮基组合循环发动机有益效果相同，此处不做赘述。

附图说明

此处所说明的附图用来提供对本发明的进一步理解，构成本发明的一部分，本发明的示意性实施例及其说明用于解释本发明，并不构成对本发明的不当限定。在附图中：

图1A为本发明示例性实施例的涡轮基组合循环发动机在低速飞行时的结构示意图；

图1B为本发明示例性实施例的涡轮基组合循环发动机在低速飞行时的工作原理示意图；

图2A为本发明示例性实施例的涡轮基组合循环发动机在中速飞行时的结构示意图；

图2B为本发明示例性实施例的涡轮基组合循环发动机在中速飞行时的工作原理示意图；

图3A为本发明示例性实施例的涡轮基组合循环发动机在高速飞行时的结构示意图；

图3B为本发明示例性实施例的涡轮基组合循环发动机在高速飞行时的工作原理示意图；

图4为本发明示例性实施例的实施例的隔板开口结构示意图；

图5为本发明示例性实施例的实施例的导流机构结构示意图；

图6为本发明示例性实施例的实施例的流道切换机构的结构示意图。

附图标记：

101-涡轮发动机，102-预冷器，103-进气管，1031-涡轮通道，1032-冲压通道，104-尾喷管，1041-涡轮通道，1042-冲压通道，105-隔板，1051-开口，106-导流机构，107-流道切换机构，1071-第一挡板，1072-第二挡板，1073-连杆。

具体实施方式

为了使本发明所要解决的技术问题、技术方案及有益效果更加清楚明白，以下结合附图及实施例，对本发明进行进一步详细说明。应当理解，此处所描述的具体实施例仅仅用以解释本发明，并不用于限定本发明。

需要说明的是，当元件被称为“固定于”或“设置于”另一个元件，它可以直接在另一个元件上或者间接在该另一个元件上。当一个元件被称为是“连接于”另一个元件，它可以是直接连接到另一个元件或间接连接至该另一个元件上。

此外，术语“第一”、“第二”仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性或者隐含指明所指示的技术特征的数量。由此，限定有“第一”、“第二”的特征可以明示或者隐含地包括一个或者更多个该特征。在本发明的描述中，“多个”的含义是两个或两个以上，除非另有明确具体的限定。“若干”的含义是一个或一个以上，除非另有明确具体的限定。

在本发明的描述中，需要理解的是，术语“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”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。

在本发明的描述中，需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，术语“安装”、“相连”、“连接”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通或两个元件的相互作用关系。对于本领域的普通技术人员而言，可以根据具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。

相关技术中，涡轮基组合循环(TBCC)由涡轮发动机101和冲压发动机组合，当高超声速飞机在低速飞行时，涡轮发动机工作，当高超声速飞机在高速飞行时冲压发动机工作。

涡轮发动机的飞行速度范围一般是Ma0～2，常规冲压发动机的飞行速度范围一般是Ma3.5～6。发明人发现，当飞行速度范围在Ma3附近时，涡轮基组合循环(TBCC)发动机的推力不足(称为推力陷阱)。此时，涡轮发动机推力已严重下降，而冲压发动机尚未能产生足够的推力，从而影响TBCC发挥作用。为了解决这个问题，可以在涡轮通道1031(即涡轮发动机进气道)处安装预热器，但是预热器又阻碍了飞行器低速飞行的推力。

基于上述问题，本发明示例性实施例提供一种涡轮基组合循环发动机、飞行器及控制方法，用于保证涡轮基组合循环发动机在各种飞行速度为飞行器提供足够的推力。应理解，本发明实施例的各种飞行速度可以按照飞行速度分为低速、中速、高速，低速可以是指飞行速度小于或等于第一预设速度；中速可以是指飞行速度大于第一预设速度，且小于或等于第二预设速度；高速可以是指飞行速度大于第二预设速度。第一预设速度可以为飞行器飞行速度为Ma2，第二预设速度为飞行器飞行速度可以为Ma4。

图1A示出了本发明示例性实施例的涡轮基组合循环发动机在低速状态的结构示意图。图2A示出了本发明示例性实施例的涡轮基组合循环发动机在中速状态的结构示意图，图3A示出了本发明示例性实施例的涡轮基组合循环发动机在高速状态的结构示意图。如图1A～3A所示，本公开示例性实施例提供的涡轮基组合循环发动机包括：涡轮发动机、冲压发动机、预冷器102、进气管103、尾喷管104以及设在进气管103内的隔板105。

如图1A～3A所示，上述隔板105可以将进气管103与尾喷管104分为涡轮通道1031和冲压通道1032，预冷器102位于涡轮通道1031内，涡轮通道1031分别与涡轮发动机的进气口连通。此时，涡轮通道1031可以沿着靠近涡轮发动机的进气口的方向分为第一子涡轮通道1031和第二子涡轮通道1031，第一子涡轮通道1031可以被称为涡轮通道1031的前半段，其实质为涡轮通道1031靠近涡轮通道1031的入口的部位，第二子涡轮通道1031可以被称为涡轮通道1031的后半段，其实质为涡轮通道1031靠近涡轮发动机的进气口的部位；

如图1A～图3A所示，上述冲压通道1032与冲压发动机的进气口连通。此时，冲压通道1032可以沿着靠近冲压发动机的进气口的方向分为第一子冲压通道1032和第二子冲压通道1032，第一子冲压通道1032可以被称为冲压通道1032的前半段，其实质为冲压通道1032靠近冲压通道1032的入口的部位，第二子冲压通道1032可以被称为冲压通道1032的后半段，其实质为冲压通道1032靠近涡轮发动机的进气口的部位。

如图1A～图3A所示，上述尾喷管104分别与涡轮发动机的尾喷口和冲压发动机的尾喷口连通。应理解，隔板105可以从进气管103延伸至尾喷管104。

如图1A～图3A所示，本发明示例性实施例提供的涡轮基组合循环发动机还可以包括：导流机构106以及流道切换机构107。导流机构106和流道切换机构107可以沿着进气管103靠近所述涡轮发动机的方向分布，导流机构106位于预冷器102靠近涡轮通道1031的入口的部位。

在实际应用中，可以利用作动机构控制导流机构106以及流道切换机构107的开启和关闭操作，当然，也可以通过其它方式，此处不作赘述。

图1B示出了本发明示例性实施例的涡轮基组合循环发动机在低速飞行时的工作原理示意图。如图1B所示，当飞行器处在低速飞行状态，其飞行速度小于或等于第一预设速度，导流机构106可以用于关闭涡轮通道1031，开启冲压通道1032靠近冲压通道1032的入口的部位，流道切换机构107可以用于连通冲压通道1032靠近冲压发动机的部位与涡轮发动机的进气口。此时，可以控制导流机构106关闭涡轮通道1031的入口的部位，同时控制流道切换机构107连通冲压通道1032靠近冲压发动机的部位与涡轮发动机的进气口的部位。在此基础上，不管预热器是否工作，空气都可以从进气管103进入涡轮基组合循环发动机，经过导流机构106的阻挡，空气进入冲压通道1032前半段，流经至流道切换机构107，空气从冲压通道1032转向至涡轮通道1031，进入涡轮发动机，经尾喷管104排出，从而保证飞行器在低速飞行具有足够的推力，避免空气气流经过涡轮通道1031时受到预热器阻碍(压力损失约10％，会相应降低发动机推力)，降低涡轮发动机推力的问题。

图2B示出了本发明示例性实施例的涡轮基组合循环发动机在中速飞行时的工作原理示意图。如图2B所示，当飞行器处在中速飞行状态，其飞行器的飞行速度大于第一预设速度，且小于或等于第二预设速度，导流机构106可以用于开启涡轮通道1031靠近涡轮通道1031的入口部位，关闭冲压通道1032靠近冲压通道1032的入口的部位，流道切换机构107用于连通涡轮通道1031靠近涡轮通道1031的入口的部位与涡轮通道1031靠近涡轮发动机的部位，以及关闭冲压通道1032靠近冲压发动机的部位。

在此基础上，空气从进气道进入涡轮基组合循环发动机，经过导流机构106的阻挡，空气进入涡轮通道1031前半段，流经预冷器102降温后，流经至流道切换机构107不转向，进入涡轮发动机，经尾喷管104排出。此时，预冷器102可以降低进入涡轮通道1031内的气流(如空气气流)温度，可以显著增加涡轮发动机的推力，从而拓宽涡轮发动机的飞行速度范围，顺利实现与冲压发动机的接力。

图3B示出了本发明示例性实施例的涡轮基组合循环发动机在高速飞行时的工作原理示意图，如图3B所示，当飞行器处在高速飞行状态，其飞行器的飞行速度大于第二预设速度，导流机构106可以用于关闭所述涡轮通道1031，开启冲压通道1032，流道切换机构107可以用于连通冲压通道1032与冲压发动机的进气口。此处，第二预设速度大于第一预设速度。

在实际应用中，可以控制导流机构106关闭涡轮通道1031的入口的部位，同时控制流道切换机构107连通冲压通道1032靠近冲压发动机的部位与冲压发动机的进气口的部位。在此基础上，预冷器102停止工作，空气从进气管103进入涡轮基组合循环，经过导流机构106的阻挡，空气进入冲压通道1032前半段；流经至流道切换机构107不转向，进入冲压发动机，经尾喷管104排出。

在一种可选方式中，图4为本发明示例性实施例的实施例的隔板的结构示意图。如图4所示，隔板105具有开口1051，该开口1051可以位于预热器靠近涡轮发动机的进气口的一侧。流道切换机构107用于打开或关闭所述开口1051。

当飞行器的飞行速度小于或等于第一预设速度，飞行器处在低速飞行，开口1051打开。此时，涡轮通道1031和冲压通道1032通过开口1051连通，空气可以从进气管103进入涡轮基组合循环发动机，经过导流机构106的阻挡，空气进入冲压通道1032前半段。而由于该开口1051可以位于预热器靠近涡轮发动机的进气口的一侧，因此，空气可以从冲压通道1032前半段通过开口1051进入涡轮通道1031的后半段，从而进入涡轮发动机，经尾喷管104排出。

当飞行器的飞行速度大于第一预设速度，飞行器处在中速飞行或者高速飞行，开口1051关闭，流道切换机构107封闭开口1051，使得流道切换机构107可以隔离涡轮通道1031和冲压通道1032。当飞行器处在中速飞行时，由于开口1051被关闭，空气可以从进气管103进入涡轮基组合循环发动机，经过导流机构106的阻挡，空气进入冲压通道1032前半段，流经至流道切换机构107，空气从冲压通道1032转向至涡轮通道1031，进入涡轮发动机，经尾喷管104排出；当飞行器处在高速飞行时，空气从进气管103进入涡轮基组合循环，经过导流机构106的阻挡，空气进入冲压通道1032前半段；流经至流道切换机构107不转向，进入冲压发动机，经尾喷管104排出。

示例性的，如图5所示，上述导流机构106可转动的安装在所述充气管的内壁，该导流机构106可转动的安装在隔板105靠近所述进气管103的入口的部位。该导流板的导流面为平面或曲面。

图5示出了本发明示例性实施例的导流机构106的结构示意图，如图5所示，导流机构106为弧面导流板时，该弧面导流板为朝向冲压通道1032凸起的弧面导流板。

当涡轮基组合循环发动机处在中速飞行时，该结构可将空气更好的引入涡轮通道1031，不会影响空气的流速，使空气快速进入涡轮通道1031流经预冷器102增加涡轮发动机的推力，顺利实现与冲压发动机的接力。

当涡轮基组合循环发动机处在高速飞行状态时，弧面导流板与隔板105相切，由于弧面导流板封闭涡轮通道1031且朝向冲压通道1032凸起。基于此，当气流流经弧面导流板与隔板105相切的部位时，此处当气流流入时不会发生较大的气流方向改变，可以比较顺畅的通过该部位，因此，当弧面导流板与隔板105相切时，可以减少因为气流方向改变突兀，所造成气流流速降低问题，使得在高速飞行时冲压发动机具有足够的推力。

示例性的，如图6所示，上述流道切换机构107包括第一挡板1071和第二挡板1072。第一挡板1071可以铰接在开口1051的侧壁靠近进气管103的入口的部位，第二挡板1072铰接在冲压通道1032靠近冲压发动机的进气口的部位。

由于第一挡板1071可以铰接在开口1051的侧壁靠近进气管103的入口的部位，因此，当飞行器的飞行速度小于或等于第一预设速度(即飞行器处于低速飞行)时，第一挡板1071可以相对于开口1051的侧壁转动，使得第一挡板1071封闭涡轮通道1031位于预冷器102靠近涡轮发动机的部位，从而保证开口1051位于第一挡板1071和第二挡板1072之间的区域。而由于第二挡板1072铰接在冲压通道1032靠近冲压发动机的进气口的部位，因此，可以相对于靠近冲压发动机的进气口的部位转动，使得第二挡板1072封闭冲压通道1032靠近冲压发动机的部位。应理解，此处第一挡板1071和第二挡板1072可以平行，也可以处在非平行状态。

当飞行器的飞行速度大于第一预设速度(即飞行器处于中速或高速飞行)时，第一挡板1071盖在开口1051，第二挡板1072与隔板105之间具有空隙。此时，第一挡板1071可以相对于开口1051的侧壁转动盖住开口1051，使得第一挡板1071封闭涡轮通道1031与冲压通道1032，第二挡板1072可以相对于靠近冲压发动机的进气口的部位与内侧壁贴合，第二挡板1072与所述隔板105之间具有空隙。

在一种示例中，图6示出了本发明示例性实施例的流道切换机构107的结构示意图。如图6所示，第一挡板1071具有第一铰接侧以及第一铰接侧相对的第一伸出侧，第二挡板1072具有第二铰接侧以及与第二铰接侧相对的第二伸出侧，第一铰接侧的厚度大于第一伸出侧的厚度。

第一铰接侧铰接在开口1051靠近进气管103的入口的部位，第二铰接侧铰接在冲压通道1032靠近冲压发动机的进气口的部位，第二铰接侧的厚度大于第二伸出侧的厚度。由于铰接侧的厚度大于第二伸出侧的厚度，因此，第一挡板1071和第二挡板1072容易控制，从而方便控制第一挡板1071和第二挡板1072的位置，进而有效的切换高低速。

举例来说，第一挡板1071的厚度沿着第一铰接侧至第一伸出侧的分布方向减小，由于气流在流动时通过第一挡板1071因为不同的气流引起的气压差，而使得第一挡板1071更加容易控制。

第二挡板1072的厚度沿着所述第二铰接侧至所述第二伸出侧的分布方向减小。此处，与上述第一挡板1071的有益效果相同，此处不做赘述。

在一种示例中，本发明示例性实施例的流道切换机构107还包括连杆1073，连杆1073铰接在第一挡板1071和第二挡板1072的同一侧。第一挡板1071与第二挡板1072之间通过连杆1073连接，通过连杆1073带动第二挡板1072实现对冲压通道1032的靠近冲压发动机的部位的打开或关闭，也可实现第一挡板1071与第二挡板1072实现同步偏转。同时，连杆1073设在进气管103的侧壁上可减少空气阻力。

在另一种示例中，第一挡板1071和第二挡板1072均为楔形挡板，第一挡板1071的楔形尖端为第一挡板1071的伸出端，第二挡板1072的楔形尖端为第二挡板1072的伸出端；挡板为楔形结构，由于楔形结构自身具有自锁性的特点，可使得飞行器在不同的飞行模式时，流道切换机构107可以很稳定的实现对气流的引流，从而使得飞行器在不同的飞行模式时获得足够的推力。

本发明示例性实施例提供了一种飞行器，包括本发明示例性实施例的涡轮基组合循环发动机。应理解，本发明实施例的飞行器可以为无人机，也可以为有人驾驶的飞机。例如：

与现有技术相比，本发明实施例提供的飞行器的有益效果参考涡轮基组合循环发动机的有益效果，此处不做赘述。

需要说明的是，本发明实施例提供的飞行器还可以包括机身、飞行控制器等，发动机、飞行控制器等设在机身中，飞行控制器可以根据飞行速度控制作动机构驱动导流机构和流道切换机构进行流道切换。

本发明示例性实施例还提供了一种飞行模式切换方法，包括：

当飞行器飞行速度响应于低速飞行指令，控制涡轮发动机工作；控制导流机构关闭涡轮通道，开启所述冲压通道靠近所述冲压通道的入口的部位，以及流道切换机构连通所述冲压通道靠近冲压发动机的部位与涡轮发动机的进气口，低速飞行指令用于指示所述飞行器在小于第一预设速度飞行。

当飞行器飞行速度响应于中速飞行指令，控制导流机构关闭冲压通道，开启所述涡轮通道靠近涡轮通道的入口的部位，以及流道切换机构连通涡轮通道靠近涡轮通道的入口的部位与涡轮通道靠近涡轮发动机的部位，关闭冲压通道靠近冲压发动机的部位，中速飞行指令用于指示所述飞行器在飞行速度大于第一预设速度且小于第二预设速度飞行；

响应于高速飞行指令，控制冲压发动机工作，控制导流机构关闭涡轮通道，开启冲压通道靠近冲压通道的入口的部位，以及流道切换机构连通冲压通道与冲压发动机的进气口，高速飞行指令用于指示所述飞行器在第二预设速度大于第一预设速度飞行。

在一种示例中，通过给涡轮通道内加入预冷器102，当预冷器102处于不工作状态时，此时飞行器处于低速或高速飞行模式，当预冷器102处于工作状态时，此时飞行器处于中速飞行模式。

尽管结合具体特征及其实施例对本发明进行了描述，显而易见的，在不脱离本发明的精神和范围的情况下，可对其进行各种修改和组合。相应地，本说明书和附图仅仅是所附权利要求所界定的本发明的示例性说明，且视为已覆盖本发明范围内的任意和所有修改、变化、组合或等同物。显然，本领域的技术人员可以对本发明进行各种改动和变型而不脱离本发明的精神和范围。这样，倘若本发明的这些修改和变型属于本发明权利要求及其等同技术的范围之内，则本发明也意图包括这些改动和变型在内。

以上所述，仅为本发明的具体实施方式，但本发明的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明揭露的技术范围内，可轻易想到变化或替换，都应涵盖在本发明的保护范围之内。因此，本发明的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。

Claims (11)

1.一种涡轮基组合循环发动机，其特征在于，应用于飞行器，所述涡轮基组合循环发动机包括：涡轮发动机、冲压发动机、预冷器、进气管、尾喷管以及设在所述进气管内的隔板，所述隔板将所述进气管与所述尾喷管分为涡轮通道和冲压通道，所述预冷器位于所述涡轮通道内，所述涡轮通道分别与所述涡轮发动机的进气口连通，所述冲压通道与所述冲压发动机的进气口连通，所述尾喷管分别与所述涡轮发动机的尾喷口和所述冲压发动机的尾喷口连通；

所述涡轮基组合循环发动机还包括：导流机构以及流道切换机构，所述导流机构和所述流道切换机构沿着所述进气管靠近所述涡轮发动机的方向分布，所述导流机构位于所述预冷器靠近所述涡轮通道的入口的部位；

当所述飞行器的飞行速度小于或等于第一预设速度，所述导流机构用于关闭所述涡轮通道，开启所述冲压通道靠近所述冲压通道的入口的部位，所述流道切换机构用于连通所述冲压通道靠近所述冲压发动机的部位与所述涡轮发动机的进气口；

当所述飞行器的飞行速度大于第一预设速度，且小于或等于第二预设速度，所述导流机构用于开启所述涡轮通道靠近涡轮通道的入口部位，关闭所述冲压通道靠近所述冲压通道的入口的部位，所述流道切换机构用于连通所述涡轮通道靠近所述涡轮通道的入口的部位与所述涡轮通道靠近所述涡轮发动机的部位，以及关闭所述冲压通道靠近所述冲压发动机的部位。

2.根据权利要求1所述的涡轮基组合循环发动机，其特征在于，当所述飞行器的飞行速度大于第二预设速度，所述导流机构用于关闭所述涡轮通道，开启所述冲压通道，所述流道切换机构用于连通所述冲压通道与所述冲压发动机的进气口，所述第二预设速度大于所述第一预设速度。

3.根据权利要求1或2所述的涡轮基组合循环发动机，其特征在于，所述隔板具有开口，所述流道切换机构用于打开或关闭所述开口；

当所述飞行器的飞行速度小于或等于第一预设速度，所述涡轮通道和所述冲压通道通过所述开口连通；当所述飞行器的飞行速度大于第一预设速度，所述流道切换机构封闭所述开口。

4.根据权利要求3所述的涡轮基组合循环发动机，其特征在于，所述导流机构可转动的安装在所述充气管的内壁，所述流道切换机构包括第一挡板和第二挡板，所述第一挡板铰接在所述开口的侧壁靠近所述进气管的入口的部位，所述第二挡板铰接在所述冲压通道靠近所述冲压发动机的进气口的部位；

当所述飞行器的飞行速度小于或等于第一预设速度，所述开口位于所述第一挡板和所述第二挡板之间的区域，所述第一挡板封闭所述涡轮通道位于所述预冷器靠近所述涡轮发动机的部位，所述第二挡板封闭所述冲压通道靠近冲压发动机的部位；当所述飞行器的飞行速度大于第一预设速度，所述第一挡板盖在所述开口，所述第二挡板与所述隔板之间具有空隙。

5.根据权利要求4所述的涡轮基组合循环发动机，其特征在于，所述第一挡板具有第一铰接侧以及与所述第一铰接侧相对的第一伸出侧，所述第二挡板具有第二铰接侧以及与所述第二铰接侧相对的第二伸出侧，所述第一铰接侧的厚度大于所述第一伸出侧的厚度；

所述第一铰接侧铰接在所述开口靠近所述进气管的入口的部位，所述第二铰接侧铰接在所述冲压通道靠近所述冲压发动机的进气口的部位，所述第二铰接侧的厚度大于所述第二伸出侧的厚度。

6.根据权利要求5所述的涡轮基组合循环发动机，其特征在于，所述第一挡板的厚度沿着所述第一铰接侧至所述第一伸出侧的分布方向减小，所述第二挡板的厚度沿着所述第二铰接侧至所述第二伸出侧的分布方向减小。

7.根据权利要求4所述的涡轮基组合循环发动机，其特征在于，所述第一挡板和所述第二挡板均为楔形挡板，所述第一挡板的楔形尖端为所述第一挡板的伸出端，所述第二挡板的楔形尖端为所述第二挡板的伸出端；和/或，

所述流道切换机构还包括连杆，所述连杆铰接在所述第一挡板和所述第二挡板的同一侧，所述连杆设在所述进气管的侧壁上。

8.根据权利要求1或2所述的涡轮基组合循环发动机，其特征在于，所述导流机构可转动的安装在所述隔板靠近所述进气管的入口的部位；和/或，

所述导流板的导流面为平面或曲面。

9.一种飞行器，其特征在于，包括权利要求1～8任一项所述涡轮基组合循环发动机。

10.一种飞行模式切换方法，其特征在于，用于权利要求9所述飞行器，所述方法包括：

响应于低速飞行指令，控制涡轮发动机工作；

控制导流机构关闭涡轮通道，开启所述冲压通道靠近所述冲压通道的入口的部位；

控制流道切换机构连通所述冲压通道靠近冲压发动机的部位与涡轮发动机的进气口，所述低速飞行指令用于指示所述飞行器在小于第一预设速度飞行；

响应于中速飞行指令，控制冲压发动机工作；

控制所述导流机构关闭冲压通道，开启所述涡轮通道靠近所述涡轮通道的入口的部位；

控制流道切换机构连通所述涡轮通道靠近所述涡轮通道的入口的部位与所述涡轮通道靠近所述涡轮发动机的部位，关闭所述冲压通道靠近所述冲压发动机的部位，所述中速飞行指令用于指示所述飞行器在飞行速度大于第一预设速度且小于第二预设速度飞行。

响应于高速飞行指令，控制冲压发动机工作；

控制导流机构关闭涡轮通道，开启所述冲压通道靠近所述冲压通道的入口的部位，以及流道切换机构连通所述冲压通道与所述冲压发动机的进气口，所述高速飞行指令用于指示所述飞行器在第二预设速度大于所述第一预设速度飞行。

11.根据权利要求10所述的方法，所述方法还包括：

响应于低速飞行指令或高速飞行指令，所述预热器为不工作状态；

响应于中速飞行指令，所述预热器为工作状态。

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