CN115288881A - 一种三通道并联的涡轮冲压组合发动机、飞行器 - Google Patents

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黄兴
李伟
罗潇
陈剑
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Abstract

本发明公开了一种三通道并联的涡轮冲压组合发动机、飞行器，所述三通道并联的涡轮冲压组合发动机通过在冲压机匣与中间机匣之间形成外涵道、在中间机匣与涡轮机匣之间形成中涵道、在涡轮机匣内形成内涵道，从而形成三涵道并联的结构形式。并且，通过调整涵道变换器的工作位置可调节外涵道和中涵道之间的气流分配，并配合控制各个燃烧室的工作状态，在从起飞加速至高超声速飞行的过程中，可以实现涡轮冲压组合发动机在四种不同工作模式之间的切换，相比于现有涡轮冲压组合发动机，增加了两种中间工作模式，以便于飞行器进行中间状态巡航工作，而且有利于降低发动机的整体油耗，可以很好地适用于民用高超声速飞机。

Description

一种三通道并联的涡轮冲压组合发动机、飞行器
技术领域
本发明涉及组合发动机术领域，特别地，涉及一种三通道并联的涡轮冲压组合发动机，另外，还特别涉及一种采用上述三通道并联的涡轮冲压组合发动机的飞行器。
背景技术
组合发动机主要包括涡轮基组合发动机和火箭基组合发动机，其中，涡轮基组合发动机由涡轮发动机和冲压发动机组成，其可以发挥涡轮发动机和冲压发动机在各自马赫数工作范围内的性能优势，拓展整个组合发动机的工作范围，提高发动机效率，可以很好地满足宽速域、宽空域、高效率的飞行需求。目前，典型的涡轮冲压组合发动机有美国黑鸟飞行器采用的串联式涡轮冲压组合发动机J58及其后续发展的“黑鸟之子”SR-72采用的并联式涡轮冲压组合发动机，其中，J58组合发动机在高亚声速及跨声速的低马赫数阶段以涡轮发动机模式工作，在巡航速度3马赫下，由六根管子将发动机的气流从压气机中抽出，在加力燃烧室前部注入，并经加力燃烧室燃烧后喷出产生推力；SR-72组合发动机采用的并联式涡轮冲压组合发动机的两个流通通道相互独立，依靠涡轮发动机实现从起飞到马赫数3，约在飞行马赫数2.5时，冲压通道打开开始工作，在超过马赫数3.0后涡轮通道逐渐关闭，由冲压发动机将飞行器加速到高超声速6.0马赫左右。
现有涡轮冲压组合发动机都是以高马赫飞行为目标，在速度低于3马赫时以涡轮发动机模式工作，在速度高于3马赫时以冲压发动机模式工作，从起飞加速至高马赫飞行的过程中，组合发动机的工作模式从涡轮发动机模式直接切换至冲压发动机模式，无法进行中间状态巡航工作。但是，对于未来民用高超声速飞机，需要有不同的中间飞行模式来调整乘客状态，同时，不同航线的需求也需要有中间飞行模式来优化飞行的经济性，因此，目前的涡轮冲压组合发动机不适用于民用高超声速飞机。
发明内容
本发明提供了一种三通道并联的涡轮冲压组合发动机、飞行器，以解决现有涡轮冲压组合发动机无法进行中间状态巡航工作的技术问题。
根据本发明的一个方面，提供一种三通道并联的涡轮冲压组合发动机，包括增压级压气机、高压压气机、核心燃烧室、高压涡轮、级间燃烧室、低压涡轮、冲压燃烧室、涵道变换器、冲压机匣、中间机匣和涡轮机匣，所述冲压机匣与中间机匣之间形成外涵道，所述中间机匣与涡轮机匣之间形成中涵道，所述涡轮机匣内形成内涵道，所述增压级压气机、高压压气机、核心燃烧室、高压涡轮沿气流流通方向依次设置在内涵道上，所述级间燃烧室位于中涵道和内涵道的气流出口汇集处，所述低压涡轮位于所述级间燃烧室的后方，所述冲压燃烧室位于外涵道上，所述增压级压气机通过低压轴与低压涡轮连接，所述高压压气机通过高压轴与高压涡轮连接，所述涵道变换器设置在中间机匣上并位于涵道的前端，通过控制所述涵道变换器的工作位置可调节所述外涵道和中涵道之间的气流分配，从起飞加速至高超声速飞行的过程中，通过控制所述涵道变换器的工作位置和各个燃烧室的工作状态实现组合发动机四种工作模式的切换。
进一步地，还包括可调角度前风扇、差动行星对转减速器和可调角度后风扇，所述可调角度前风扇和可调角度后风扇通过差动行星对转减速器与低压轴连接，所述可调角度前风扇位于三个涵道的气流入口处，所述可调角度后风扇位于所述中涵道和内涵道的气流入口处，通过调节所述可调角度前风扇的角度可同时调节三个涵道的气流流量，通过调节所述可调角度后风扇的角度可同时调节中涵道和内涵道的气流流量。
进一步地，从起飞加速至高亚声速的过程中以及保持高亚声速飞行时，所述涵道变换器的工作位置切换至第一位置，所述外涵道和中涵道的入口气流均经外涵道流通，并控制所述核心燃烧室工作，级间燃烧室和冲压燃烧室不工作，组合发动机以大涵道比涡扇发动机结构形式工作。
进一步地，将所述可调角度前风扇和可调角度后风扇的角度均调整至与来流方向平行，以增加所述外涵道和中涵道的流通能力，并使所述增压级压气机获得更多的功率分配，使得所述内涵道的气流压比增加。
进一步地，从高亚声速加速至超音速的过程中以及保持超音速飞行时，所述涵道变换器的工作位置切换至第二位置，所述外涵道入口气流经外涵道流通，所述中涵道的入口气流经中涵道流通，并控制所述核心燃烧室和级间燃烧室工作，冲压燃烧室不工作，组合发动机以小涵道比涡扇发动机结构形式工作。
进一步地，将所述可调角度前风扇和可调角度后风扇的角度均调整至与来流方向垂直，以增加外涵道和中涵道的气流压比，使得进入所述级间燃烧室的中涵气流压比与内涵气流压比相当、外涵气流压比与低压涡轮出口气流压比相当。
进一步地，在超音速加速飞行过程中，所述涵道变换器的工作位置切换至第三位置，所述外涵道和中涵道的入口气流均经中涵道流通，并控制所述核心燃烧室、级间燃烧室工作，冲压燃烧室不工作，组合发动机以涡喷发动机结构形式工作。
进一步地，将所述可调角度前风扇的角度调整至与来流方向平行，将所述可调角度后风扇的角度调整至与来流方向垂直，利用可调角度前风扇形成高通流，利用可调角度后风扇吸收大量功率，以减小增压级压气机的吸收功率和气流压比，并增大级间燃烧室的燃油供应、减少核心燃烧室的燃油供应，形成高通流能力、低压比的涡喷发动机。
进一步地，从超音速加速至高超声速的过程中以及保持高超声速飞行时，所述涵道变换器的工作位置切换至第一位置，所述外涵道和中涵道的入口气流均经外涵道流通，并控制所述冲压燃烧室工作，所述核心燃烧室和级间燃烧室不工作，组合发动机以冲压发动机结构形式工作，同时将所述可调角度前风扇和可调角度后风扇的角度均调整至与来流方向平行，以提高冲压通流能力，并使内涵道处于风车模式。
另外，本发明还提供一种飞行器，采用如上所述的三通道并联的涡轮冲压组合发动机。
本发明具有以下效果：
本发明的三通道并联的涡轮冲压组合发动机，通过在冲压机匣与中间机匣之间形成外涵道、在中间机匣与涡轮机匣之间形成中涵道、在涡轮机匣内形成内涵道，从而形成三涵道并联的结构形式。并且，通过调整涵道变换器的工作位置可调节外涵道和中涵道之间的气流分配，并配合控制各个燃烧室的工作状态，在从起飞加速至高超声速飞行的过程中，可以实现涡轮冲压组合发动机在四种不同工作模式之间的切换，相比于现有涡轮冲压组合发动机，增加了两种中间工作模式，以便于飞行器进行中间状态巡航工作，而且有利于降低发动机的整体油耗，可以很好地适用于民用高超声速飞机。
另外，本发明的飞行器同样具有上述优点。
除了上面所描述的目的、特征和优点之外，本发明还有其它的目的、特征和优点。下面将参照图，对本发明作进一步详细的说明。
附图说明
构成本申请的一部分的附图用来提供对本发明的进一步理解，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1是本发明优选实施例的三通道并联的涡轮冲压组合发动机的结构示意图。
图2是本发明优选实施例的三通道并联的涡轮冲压组合发动机以大涵道比涡扇发动机结构形式进行工作的结构示意图。
图3是本发明优选实施例的三通道并联的涡轮冲压组合发动机以小涵道比涡扇发动机结构形式进行工作的结构示意图。
图4是本发明优选实施例的三通道并联的涡轮冲压组合发动机以涡喷发动机结构形式进行工作的结构示意图。
图5是本发明优选实施例的三通道并联的涡轮冲压组合发动机以冲压发动机结构形式进行工作的结构示意图。
附图标记说明
1、可调角度前风扇；2、差动行星对转减速器；3、可调角度后风扇；4、增压级压气机；5、高压压气机；6、核心燃烧室；7、高压涡轮；8、级间燃烧室；9、低压涡轮；10、冲压燃烧室；11、涵道变换器；12、冲压机匣；13、中间机匣；14、涡轮机匣；15、尾喷管；100、外涵道；101、中涵道；102、内涵道。
具体实施方式
以下结合附图对本发明的实施例进行详细说明，但是本发明可以由下述所限定和覆盖的多种不同方式实施。
如图1所示，本发明的优选实施例提供一种三通道并联的涡轮冲压组合发动机，包括增压级压气机4、高压压气机5、核心燃烧室6、高压涡轮7、级间燃烧室8、低压涡轮9、冲压燃烧室10、涵道变换器11、冲压机匣12、中间机匣13和涡轮机匣14，所述冲压机匣12与中间机匣13之间形成外涵道100，所述中间机匣13与涡轮机匣14之间形成中涵道101，所述涡轮机匣14内形成内涵道102，所述增压级压气机4、高压压气机5、核心燃烧室6、高压涡轮7沿气流流通方向依次设置在内涵道102上，所述级间燃烧室8位于中涵道101和内涵道102的气流出口汇集处，所述低压涡轮9位于所述级间燃烧室8的后方，所述冲压燃烧室10位于外涵道100上，所述增压级压气机4通过低压轴与低压涡轮9连接，所述高压压气机5通过高压轴与高压涡轮7连接，所述涵道变换器11设置在中间机匣13上并位于涵道的前端，通过控制所述涵道变换器11的工作位置可调节所述外涵道100和中涵道101之间的气流分配，从起飞加速至高超声速飞行的过程中，通过控制所述涵道变换器11的工作位置和各个燃烧室的工作状态实现组合发动机四种工作模式的切换。
具体地，在本发明的一实施例中，所述涡轮冲压组合发动机包括三个机匣，分别为由内之外的涡轮机匣14、中间机匣13和冲压机匣12，所述冲压机匣12与中间机匣13之间形成外涵道100，所述中间机匣13与涡轮机匣14之间形成中涵道101，所述涡轮机匣14内形成内涵道102，三个涵道呈并联的结构形式。所述增压级压气机4、高压压气机5、核心燃烧室6、高压涡轮7沿气流流通方向依次设置在内涵道102上，其中，增压级压气机4、高压压气机5、核心燃烧室6、高压涡轮7的静子件均安装在涡轮机匣14上，转子件则通过轴承支承在转轴上。所述级间燃烧室8位于中涵道101和内涵道102的气流出口汇集处，具体地，所述级间燃烧室8安装在中间机匣13上，中涵道101和内涵道102的出口气流均流经级间燃烧室8。所述低压涡轮9位于所述级间燃烧室8的后方，所述低压涡轮9的转子件安装在转轴上，静子件则安装在涡轮机匣14上。并且，所述增压级压气机4通过低压轴与低压涡轮9连接，所述高压压气机5通过高压轴与高压涡轮7连接，形成双转子发动机构型。所述冲压燃烧室10位于外涵道100上，具体安装在冲压机匣12上，外涵道100的气流流经冲压燃烧室10。另外，所述冲压机匣12上还安装有尾喷管15，所述尾喷管15位于发动机的尾端。从内涵道102进入的气流依次经过增压级压气机4和高压压气机5压缩后进入核心燃烧室6内燃烧，燃烧后的气体经过高压涡轮7后进入级间燃烧室8，从中涵道101进入的气流则直接通入级间燃烧室8进行燃烧，从外涵道100进入的气流通入冲压燃烧室10进行燃烧，级间燃烧室8和冲压燃烧室10排出的气流通过尾喷管15喷出，以产生推力。所述涵道变换器11则安装在中间机匣13上并位于涵道的前端，其具有多个工作位置，每个工作位置对应着外涵道100和中涵道101之间不同的气流分配情况。具体地，当所述涵道变换器11位于第一位置时，即位置c处，中涵道101的气流通道截止，从中涵道101和外涵道100进入的气流均经外涵道100流向冲压燃烧室10；当所述涵道变换器11处于第二位置时，即位置b处，中涵道101和外涵道100的气流通道均处于导通状态，从中涵道101入口进入的气流经中涵道101流向级间燃烧室8，从外涵道100入口进入的气流经外涵道100流向冲压燃烧室10；而当所述涵道变换器11处于第三位置时，即位置a处，外涵道100的气流通道截止，从中涵道101和外涵道100进入的气流均经中涵道101流向级间燃烧室8。因此，通过控制所述涵道变换器11的工作位置可调节所述外涵道100和中涵道101之间的气流分配。从起飞加速至高超声速飞行的过程中，通过控制所述涵道变换器11的工作位置和各个燃烧室的工作状态可以实现涡轮冲压组合发动机在四种工作模式之间进行切换。可以理解，所述涵道变换器11的具体结构属于现有技术，在此不再赘述，例如可以采用可调挡板的结构形式进行设计。
可以理解，本实施例的三通道并联的涡轮冲压组合发动机，通过在冲压机匣12与中间机匣13之间形成外涵道100、在中间机匣13与涡轮机匣14之间形成中涵道101、在涡轮机匣14内形成内涵道102，从而形成三涵道并联的结构形式。并且，通过调整涵道变换器11的工作位置可调节外涵道100和中涵道101之间的气流分配，并配合控制各个燃烧室的工作状态，在从起飞加速至高超声速飞行的过程中，可以实现涡轮冲压组合发动机在四种不同工作模式之间的切换，相比于现有涡轮冲压组合发动机，增加了两种中间工作模式，以便于飞行器进行中间状态巡航工作，而且有利于降低发动机的整体油耗，可以很好地适用于民用高超声速飞机。
可选地，所述三通道并联的涡轮冲压组合发动机还包括可调角度前风扇1、差动行星对转减速器2和可调角度后风扇3，所述可调角度前风扇1位于三个涵道的气流入口处，所述可调角度后风扇3位于所述中涵道101和内涵道102的气流入口处。其中，所述可调角度前风扇1和可调角度后风扇3的静子件安装在静子机匣上，例如安装在涡轮机匣14上或者增压级压气机4的机匣上，转子件则与转动轴连接。具体地，所述可调角度前风扇1和可调角度后风扇3通过差动行星对转减速器2与低压轴连接，其中，所述差动行星对转减速器2通过花键与低压轴连接。所述差动行星对转减速器2用于实现可调角度前风扇1和可调角度后风扇3与低压轴之间的转速匹配，以及实现可调角度前风扇1、可调角度后风扇3、增压级压气机4之间的功率分配。可以理解，所述低压轴由低压涡轮9驱动转动，然后低压轴将低压涡轮9的输出功率传递至增压级压气机4、可调角度前风扇1和可调角度后风扇3，当所述可调角度前风扇1和可调角度后风扇3的角度发生调整后，所述可调角度前风扇1和可调角度后风扇3吸收的功率会发生变化，则增压级压气机4分配的功率也会发生变化，可调角度前风扇1和可调角度后风扇3的转速也会对应发生变化，可调角度前风扇1和可调角度后风扇3的转速与低压轴的转速会出现不匹配的现象，此时，通过差动行星对转减速器2实现可调角度前风扇1和可调角度后风扇3与低压轴之间的转速匹配，以及实现可调角度前风扇1、可调角度后风扇3、增压级压气机4之间的功率分配。本发明通过调节所述可调角度前风扇1的角度可同时调节三个涵道的气流流量，通过调节所述可调角度后风扇3的角度可同时调节中涵道101和内涵道102的气流流量，从而可以根据不同的飞行任务调整每个涵道的气流压比和气流流量，有利于提高组合发动机在不同工作模式下的工作效率和降低发动机的油耗。
可以理解，如图2所示，从起飞加速至高亚声速的过程中以及保持高亚声速飞行时，其中，高亚声速一般在马赫数0.8左右，所述涵道变换器11的工作位置切换至第一位置，即位置c处，此时中涵道101的气流通道截止，所述外涵道100和中涵道101的入口气流均经外涵道100流通，并控制所述核心燃烧室6工作，级间燃烧室8和冲压燃烧室10不工作，组合发动机以大涵道比涡扇发动机结构形式工作，提高了发动机的工作效率，可以有效降低组合发动机从起飞加速至高亚声速过程的油耗。
可选地，在组合发动机以大涵道比涡扇发动机结构形式的工作模式下，将所述可调角度前风扇1和可调角度后风扇3的角度均调整至与来流方向平行，以增加所述外涵道100和中涵道101的流通能力，即外涵道100和中涵道101的气流流量增加，且此时可调角度前风扇1和可调角度后风扇3的载荷较小，从低压轴吸收的功率减少，从而使得所述增压级压气机4获得更多的功率分配，增压级压气机4的转速升高，进而使得所述内涵道102的气流压比增加，从而进一步降低了大涵道比涡扇发动机的耗油率。
可以理解，如图3所示，从高亚声速加速至超音速的过程中(例如从马赫数0.8加速至马赫数1.8)以及保持超音速飞行时，所述涵道变换器11的工作位置切换至第二位置，即位置b处，三涵道为并联结构形式，所述外涵道100的入口气流经外涵道100流通，所述中涵道101的入口气流经中涵道101流通，并控制所述核心燃烧室6和级间燃烧室8工作，冲压燃烧室10不工作，涡轮冲压组合发动机以小涵道比涡扇发动机结构形式进行工作，在保证发动机能够提供足够大推力以保证加速性能的同时，有效控制了发动机的油耗，实现了加速性能和油耗之间的均衡。
可选地，在组合发动机以小涵道比涡扇发动机结构形式的工作模式下，将所述可调角度前风扇1和可调角度后风扇3的角度均调整至与来流方向垂直，此时可调角度前风扇1和可调角度后风扇3的载荷较重，从低压轴吸收的功率增加，外涵道100和中涵道101的气流压比增加，而增压级压气机4分配的功率则降低，从而其转速降低，其气流压比也随之降低，从而使得内涵道102中气流在高压涡轮7出口处的压力降低，使得进入所述级间燃烧室8的中涵气流压比与内涵气流压比相当，从而降低了级间燃烧室8入口处的掺混损失，同时使得外涵气流压比与低压涡轮9出口气流压比相当，从而降低了外涵气流与级间燃烧室8的出口气流在尾喷管15入口处的掺混损失，提高了发动机的工作效率，进一步降低了油耗。
可以理解，如图4所示，在超音速加速飞行过程中，例如从马赫数1.8加速至马赫数3.0的过程中，以及保持马赫数3.0飞行时，所述涵道变换器11的工作位置切换至第三位置，即位置a处，所述外涵道100的气流通道截止，所述外涵道100和中涵道101的入口气流均经中涵道101流通，并控制所述核心燃烧室6、级间燃烧室8工作，冲压燃烧室10不工作，组合发动机以涡喷发动机结构形式工作，保证了组合发动机在超音速加速飞行状态下的加速性能，可以实现快速加速。
可选地，在组合发动机以涡喷发动机结构形式的工作模式下，将所述可调角度前风扇1的角度调整至与来流方向平行，将所述可调角度后风扇3的角度调整至与来流方向垂直，从而利用可调角度前风扇1形成高通流，同时利用可调角度后风扇3吸收大量功率，以减小增压级压气机4的分配功率和气流压比，并增大级间燃烧室8的燃油供应、减少核心燃烧室6的燃油供应，形成高通流能力、低压比的涡喷发动机，进一步提高涡喷发动机的加速性能。
可以理解，如图5所示，从超音速加速至高超声速的过程中以及保持高超声速飞行时，例如从马赫数3.0加速至马赫数6.0以及以马赫数6.0巡航飞行时，所述涵道变换器11的工作位置切换至第一位置，即位置c处，此时中涵道101的气流通道截止，所述外涵道100和中涵道101的入口气流均经外涵道100流通，并控制所述冲压燃烧室10工作，所述核心燃烧室6和级间燃烧室8均不工作，组合发动机以冲压发动机结构形式工作，充分利用了冲压发动机在高马赫数阶段的高工作效率，同时将所述可调角度前风扇1和可调角度后风扇3的角度均调整至与来流方向平行，以提高冲压通流能力，进一步提升冲压发动机的推力和加速性能，并使内涵道102处于风车模式，以保证增压级压气机4、高压压气机5、高压涡轮7、低压涡轮9的转子件能保持一定转速。
可以理解，本发明的三通道并联的涡轮冲压组合发动机，通过控制涵道变换器11的工作位置和各燃烧室的工作状态，从起飞加速至高超声速飞行的过程中，可以在大涵道比涡扇发动机工作模式、小涵道比涡扇发动机工作模式、涡喷发动机工作模式和冲压发动机工作模式这四种工作模式之间进行逐一切换，针对不同的飞行状态，充分利用了各种发动机工作模式的优点。例如，在不高于马赫数0.8的飞行状态下，充分利用了大涵道比涡扇发动机的推力大、油耗低的优点，在马赫数0.8至马赫数1.8的飞行状态下，充分利用了小涵道比涡扇发动机在大推力和低油耗之间均衡的特点，在马赫数1.8至马赫数3.0的飞行状态下，则充分利用了涡喷发动机加速快的优点，而在马赫数3.0至马赫数6.0的飞行状态下，则充分利用了冲压发动机在高马赫数下具有高工作效率的优点。并且，在不同发动机工作模式下，通过对应调整可调角度前风扇1和可调角度后风扇3的角度，可以对应调节各个涵道的气流压比和气流流量，进一步提高组合发动机在不同工作模式下的工作效率和降低发动机的油耗。
另外，本发明的另一实施例还提供一种飞行器，优选采用如上所述的三通道并联的涡轮冲压组合发动机。其中，所述飞行器可以是军用高超声速飞机或者民用高超声速飞机。
以上所述仅为本发明的优选实施例而已，并不用于限制本发明，对于本领域的技术人员来说，本发明可以有各种更改和变化。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)

1.一种三通道并联的涡轮冲压组合发动机，其特征在于，包括增压级压气机(4)、高压压气机(5)、核心燃烧室(6)、高压涡轮(7)、级间燃烧室(8)、低压涡轮(9)、冲压燃烧室(10)、涵道变换器(11)、冲压机匣(12)、中间机匣(13)和涡轮机匣(14)，所述冲压机匣(12)与中间机匣(13)之间形成外涵道(100)，所述中间机匣(13)与涡轮机匣(14)之间形成中涵道(101)，所述涡轮机匣(14)内形成内涵道(102)，所述增压级压气机(4)、高压压气机(5)、核心燃烧室(6)、高压涡轮(7)沿气流流通方向依次设置在内涵道(102)上，所述级间燃烧室(8)位于中涵道(101)和内涵道(102)的气流出口汇集处，所述低压涡轮(9)位于所述级间燃烧室(8)的后方，所述冲压燃烧室(10)位于外涵道(100)上，所述增压级压气机(4)通过低压轴与低压涡轮(9)连接，所述高压压气机(5)通过高压轴与高压涡轮(7)连接，所述涵道变换器(11)设置在中间机匣(13)上并位于涵道的前端，通过控制所述涵道变换器(11)的工作位置可调节所述外涵道(100)和中涵道(101)之间的气流分配，从起飞加速至高超声速飞行的过程中，通过控制所述涵道变换器(11)的工作位置和各个燃烧室的工作状态实现组合发动机四种工作模式的切换。
2.如权利要求1所述的三通道并联的涡轮冲压组合发动机，其特征在于，还包括可调角度前风扇(1)、差动行星对转减速器(2)和可调角度后风扇(3)，所述可调角度前风扇(1)和可调角度后风扇(3)通过差动行星对转减速器(2)与低压轴连接，所述可调角度前风扇(1)位于三个涵道的气流入口处，所述可调角度后风扇(3)位于所述中涵道(101)和内涵道(102)的气流入口处，通过调节所述可调角度前风扇(1)的角度可同时调节三个涵道的气流流量，通过调节所述可调角度后风扇(3)的角度可同时调节中涵道(101)和内涵道(102)的气流流量。
3.如权利要求2所述的三通道并联的涡轮冲压组合发动机，其特征在于，从起飞加速至高亚声速的过程中以及保持高亚声速飞行时，所述涵道变换器(11)的工作位置切换至第一位置，所述外涵道(100)和中涵道(101)的入口气流均经外涵道(100)流通，并控制所述核心燃烧室(6)工作，级间燃烧室(8)和冲压燃烧室(10)不工作，组合发动机以大涵道比涡扇发动机结构形式工作。
4.如权利要求3所述的三通道并联的涡轮冲压组合发动机，其特征在于，将所述可调角度前风扇(1)和可调角度后风扇(3)的角度均调整至与来流方向平行，以增加所述外涵道(100)和中涵道(101)的流通能力，并使所述增压级压气机(4)获得更多的功率分配，使得所述内涵道(102)的气流压比增加。
5.如权利要求2所述的三通道并联的涡轮冲压组合发动机，其特征在于，从高亚声速加速至超音速的过程中以及保持超音速飞行时，所述涵道变换器(11)的工作位置切换至第二位置，所述外涵道(100)入口气流经外涵道(100)流通，所述中涵道(101)的入口气流经中涵道(101)流通，并控制所述核心燃烧室(6)和级间燃烧室(8)工作，冲压燃烧室(10)不工作，组合发动机以小涵道比涡扇发动机结构形式工作。
6.如权利要求5所述的三通道并联的涡轮冲压组合发动机，其特征在于，将所述可调角度前风扇(1)和可调角度后风扇(3)的角度均调整至与来流方向垂直，以增加外涵道(100)和中涵道(101)的气流压比，使得进入所述级间燃烧室(8)的中涵气流压比与内涵气流压比相当、外涵气流压比与低压涡轮(9)出口气流压比相当。
7.如权利要求2所述的三通道并联的涡轮冲压组合发动机，其特征在于，在超音速加速飞行过程中，所述涵道变换器(11)的工作位置切换至第三位置，所述外涵道(100)和中涵道(101)的入口气流均经中涵道(101)流通，并控制所述核心燃烧室(6)、级间燃烧室(8)工作，冲压燃烧室(10)不工作，组合发动机以涡喷发动机结构形式工作。
8.如权利要求7所述的三通道并联的涡轮冲压组合发动机，其特征在于，将所述可调角度前风扇(1)的角度调整至与来流方向平行，将所述可调角度后风扇(3)的角度调整至与来流方向垂直，利用可调角度前风扇(1)形成高通流，利用可调角度后风扇(3)吸收大量功率，以减小增压级压气机(4)的吸收功率和气流压比，并增大级间燃烧室(8)的燃油供应、减少核心燃烧室(6)的燃油供应，形成高通流能力、低压比的涡喷发动机。
9.如权利要求2所述的三通道并联的涡轮冲压组合发动机，其特征在于，从超音速加速至高超声速的过程中以及保持高超声速飞行时，所述涵道变换器(11)的工作位置切换至第一位置，所述外涵道(100)和中涵道(101)的入口气流均经外涵道(100)流通，并控制所述冲压燃烧室(10)工作，所述核心燃烧室(6)和级间燃烧室(8)不工作，组合发动机以冲压发动机结构形式工作，同时将所述可调角度前风扇(1)和可调角度后风扇(3)的角度均调整至与来流方向平行，以提高冲压通流能力，并使内涵道(102)处于风车模式。
10.一种飞行器，其特征在于，采用如权利要求1～9任一项所述的三通道并联的涡轮冲压组合发动机。
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Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN116291953A (zh) * 2023-05-22 2023-06-23 北京大学 全连续爆轰模态涡轮火箭冲压组合循环发动机及运行方法
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