CN115405437A - 变循环发动机、飞行器及变循环发动机的控制方法 - Google Patents

Abstract

本申请提供一种变循环发动机、飞行器及变循环发动机的控制方法，该变循环发动机包括调节机构、转子机构、燃烧机构、以及外机匣和内机匣；内机匣位于外机匣内，外机匣与内机匣之间具有供气体流通的外涵道；转子机构包括低压转子和高压转子，高压转子位于内机匣内，内机匣内具有供气体流通的内涵道，低压转子的部分位于外机匣内；燃烧机构包括外涵燃烧室和内涵燃烧室，内涵燃烧室设置于内涵道内，外涵燃烧室设置于外涵道内；调节机构的至少一部分与内机匣的进气端连接。本申请提供的变循环发动机能够对涵道比和增压比进行大幅度调节，既提高了变循环发动机对推力的调节能力和燃油经济性，又拓宽了变循环发动机的宽速域工作范围。

Description

变循环发动机、飞行器及变循环发动机的控制方法

技术领域

本申请涉及航空设备技术领域，尤其涉及一种变循环发动机、飞行器及变循环发动机的控制方法。

背景技术

变循环发动机能够根据飞机的飞行模式来调整推力产生方式，以实现飞机在宽速域能够在获得较大推力的同时具有较低的耗油率。

相关技术的变循环发动机可以通过调节涵道比来调节发动机推力产生方式，一般而言，飞机在低速飞行模式时，可以通过扩大变循环发动机的涵道比，以获得较大推力的同时降低耗油率；飞机在中高速飞行模式时，可以通过缩小变循环发动机的涵道比，以获得较大推力和较低的耗油率。此外，相关技术中的一些变循环发动机还可以通过调整增压比来调节发动机推力产生方式，例如飞机在高速飞行模式时，可以通过降低变循环发动机的增压比，使发动机从高压涡喷/涡扇模式转换为低压涡喷/涡扇模式，以获得较大的推力和较低的耗油率。

然而，上述相关技术的变循环发动机，无法同时对涵道比和增压比进行大幅度调节，难以适应未来飞行器在宽速域下的推力和燃油经济性要求。

发明内容

本申请实施例提供一种变循环发动机、飞行器及变循环发动机的控制方法，该变循环发动机解决了相关技术的变循环发动机无法同时对涵道比和增压比进行大幅度调节的技术问题，从而提高变循环发动机对推力的调节能力，以及燃油经济性。

为了实现上述目的，本申请实施例提供如下技术方案：

本申请实施例的第一方面提供一种变循环发动机，包括调节机构、转子机构、燃烧机构、以及外机匣和内机匣；

内机匣位于外机匣内，外机匣与内机匣之间具有供气体流通的外涵道；

转子机构包括低压转子和高压转子，高压转子位于内机匣内，内机匣内具有供气体流通的内涵道，低压转子的部分位于外机匣内；

燃烧机构包括外涵燃烧室和内涵燃烧室，内涵燃烧室设置于内涵道内，外涵燃烧室设置于外涵道内；

调节机构的至少一部分与内机匣的进气端连接，调节机构用于调节进入外涵道和进入内涵道的气流量。

在上述技术方案的基础上，本申请还可以做如下改进。

在一种可能的实现方式中，调节机构为模式转换阀或可调涵道引射器，模式转换阀或可调涵道引射器的至少一部分与内机匣连接。

在一种可能的实现方式中，外涵道内的气流量占比大于等于0％且小于等于100％；内涵道内的气流量占比大于等于0％且小于等于100％。

在一种可能的实现方式中，高压转子包括高压转子轴、高压压气机和高压涡轮；

高压压气机位于内机匣靠近进气端的一侧，高压涡轮位于内机匣远离进气端的一侧，高压压气机与高压涡轮通过高压转子轴连接，高压涡轮通过高压转子轴驱动高压压气机旋转。

在一种可能的实现方式中，低压转子包括低压转子轴、低压压气机和低压涡轮；

低压压气机位于外机匣内，且位于外机匣的进气端侧，低压涡轮的至少一部分设置于内机匣排气端侧的外机匣内；

低压转子轴穿设于内机匣，低压涡轮与低压压气机通过低压转子轴连接，低压涡轮通过低压转子轴驱动低压压气机旋转。

在一种可能的实现方式中，高压转子轴内开设有沿其延伸方向的连通孔，低压转子轴通过连通孔穿设在高压转子轴内，高压转子轴与低压转子轴转动连接，高压转子轴与低压转子轴同轴设置。

在一种可能的实现方式中，内涵燃烧室位于高压涡轮和高压压气机之间。

在一种可能的实现方式中，还包括依次连通的混合室、加力燃烧室和尾喷管；

混合室设置于外涵道和内涵道的排气端侧的外机匣内，且位于外机匣内的低压涡轮的进气端侧；

加力燃烧室位于外机匣内，且加力燃烧室位于外机匣内的低压涡轮的排气端侧；

尾喷管与外机匣连接，尾喷管与加力燃烧室连通，以使加力燃烧室内的气体通过尾喷管排出。

本申请实施例的第二方面提供一种飞行器，该飞行器包括上述的变循环发动机。

本申请实施例的第三方面提供一种变循环发动机的控制方法，该控制方法应用于上述的飞行器中，该控制方法包括：

判断飞行器的工作模式，工作模式包括：第一工作模式、第二工作模式、第三工作模式、第四工作模式和第五工作模式；

若判断出飞行器处于第一工作模式时，变循环发动机的调节机构控制变循环发动机的外涵道和内涵道打开，外涵燃烧室停止工作，内涵燃烧室开始工作，以驱动转子机构工作；

若判断出飞行器处于第二工作模式时，调节机构控制外涵道关闭，且调节机构控制内涵道打开，外涵燃烧室停止工作，内涵燃烧室开始工作，以驱动转子机构工作；

若判断出飞行器处于第三工作模式时，调节机构控制外涵道打开，且调节机构控制内涵道关闭，内涵燃烧室停止工作，位于内机匣内的部分转子机构停止工作，外涵燃烧室开始工作，以驱动位于外机匣的部分转子机构工作；

若判断出飞行器处于第四工作模式时，在调节机构控制外涵道打开，且调节机构控制内涵道关闭的过程中，内涵燃烧室和外涵燃烧室均开始工作，以驱动转子机构工作；

若判断出飞行器处于第五工作模式时，在调节机构控制内涵道打开，且调节机构控制外涵道关闭的过程中，内涵燃烧室工作，外涵燃烧室停止工作，以驱动转子机构工作。

本申请实施例提供了一种变循环发动机、飞行器及变循环发动机的控制方法，该变循环发动机通过将调节机构与内机匣的进气端连接，以实现对外涵道和内涵道进气量的调节，进而实现对变循环发动机的涵道比的调节；而通过将低压转子至少一部分设置在外机匣内，且外涵燃烧室位于外涵道内，从而能够实现在内涵道关闭，且高压转子停止工作时，通过外涵道的外涵燃烧室工作，并在外涵道内产生燃气以驱动低压转子工作，从而实现对增压比的大幅度调节，进而实现在同一变循环发动机中既可以调节涵道比又可以大幅调节增压比，提高了变循环发动机对推力的调节能力，和宽速域的适应能力，以及提高了变循环发动机的燃油经济性。

附图说明

为了更清楚地说明本申请实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作一简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图是本申请的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。

图1为本申请一实施例提供的一种变循环发动机的结构示意图；

图2为本申请另一实施例提供的变循环发动机的结构示意图；

图3为图1中的气体压缩装置的截面示意图；

图4为图2中的气体压缩装置的截面示意图；

图5为本申请实施例提供的一种变循环发动机的控制方法的控制流程图。

附图标记说明：

100-外机匣；

110-外涵道；120-混合室；130-尾喷管；

200-内机匣；

210-内涵道；

300-调节机构；

400-转子机构；

410-低压转子；411-低压压气机；412-低压涡轮；

413-低压转子轴；414-低压涡轮导向器；

420-高压转子；421-高压压气机；422-高压涡轮；

423-高压转子轴；424-高压涡轮导向器；

500-燃烧机构；

510-外涵燃烧室；520-内涵燃烧室；530-加力燃烧室；

511-第一火焰稳定器；521-第二火焰稳定器；

531-第三火焰稳定器。

具体实施方式

正如背景技术所述，变循环发动机能够根据飞机的飞行模式来调整推力产生方式，以实现飞机在宽速域下能够在获得较大推力的同时具有较低的耗油率。

相关技术中的变循环发动机可以通过调节涵道比来调节发动机推力产生方式，一般而言，飞机在低速飞行模式时，可以通过扩大变循环发动机的涵道比，以获得较大推力的同时降低耗油率。飞机在中高速飞行模式时，大涵道比会由于折合转速降低、核心机做功能力不够和流动损失剧增，导致循环功、推力的急剧下降和耗油率的急剧上升，因此，可以通过缩小涵道比，以获得较大推力和较低的耗油率。

此外，飞机在高速飞行模式时，一般指大马赫数飞行模式，压气机级数多的涡喷/涡扇发动机，例如，具有高压压气机的涡喷/涡扇发动机，在高压压气机工作时，由于折合转速下降时，高压压气机效率、做功能力的急剧下降，溢流阻力和后体阻力增加，导致推力不够和耗油率激增，而压气机级数少的涡喷/涡扇发动机更趋近于冲压发动机，推力和效率更高。因此，相关技术中的一些变循环发动机无法通过大幅度调整增压比来调节发动机推力，也就是说，当飞机处于高速飞行模式时，无法通过主动大幅度降低变循环发动机的增压比，使发动机从高压涡喷/涡扇模式转换为低压涡喷/涡扇模式，以获得较大的推力和较低的耗油率。

相关技术中的变循环发动机中存在以下三个方面的问题：一是受技术路线的局限，只能调节发动机涵道比，无法主动大幅度调节发动机增压比，造成在高马赫数飞行时，无法避免高压压气机在换算转速很低时，循环效率和做功能力的下降和溢流损失的剧增，因而现有变循环发动机速度极限大约在3Ma左右。二是受限于核心机在所有模式下工作的流量匹配问题，涵道比无法大幅度调整，例如其调整幅度难以超过1.3。三是对于用户而言，过多尚未成熟的技术，对于产品的使用带来很大不确定性。

出现这种问题的原因在于，相关技术的变循环发动机只能对外涵道的气流量进行调节，此时无论怎么调节外涵道的气流量，内涵道都一直处于工作状态，且由于高压压气机和高压涡轮还有低压涡轮均处于内涵道内，所以高压压气机和由低压涡轮驱动的风扇一直处于工作状态，从而使变循环发动机一直处于高增压比的涡扇或涡喷状态，无法主动对变循环发动机的增压比进行调节，由此可知，可调涵道比的变循环发动机在进入高速飞行模式时，无法从高压涡喷/涡扇模式转换为低压涡喷/涡扇模式，导致飞机的推力下降且耗油率升高。

针对上述技术问题，本申请实施例提供了一种变循环发动机、飞行器及变循环发动机的控制方法，该变循环发动机通过将调节机构与内机匣的进气端连接，以实现对外涵道和内涵道进气量的调节，进而实现对变循环发动机的涵道比的调节；而通过将低压转子至少一部分设置在外机匣内，且外涵燃烧室位于外涵道内，从而能够实现在内涵道关闭，且高压转子停止工作时，通过外涵道的外涵燃烧室工作，并在外涵道内产生燃气以驱动低压转子工作，从而实现对增压比的主动调节，进而实现在同一变循环发动机中既可以调节涵道比又可以大幅调节增压比，提高了变循环发动机在宽速域下的推力调节能力，以及提高了变循环发动机的燃油经济性。

为了使本申请实施例的上述目的、特征和优点能够更加明显易懂，下面将结合本申请实施例中的附图，对本申请实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述。显然，所描述的实施例仅仅是本申请的一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本申请中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动的前提下所获得的所有其它实施例，均属于本申请保护的范围。

参考图1至图2，本申请实施例的第一方面提供一种变循环发动机，该变循环发动机包括调节机构300、转子机构400、燃烧机构500、以及相互套接的外机匣100和内机匣200。内机匣200位于外机匣100内，外机匣100与内机匣200之间具有供气体流通的外涵道110。转子机构400包括低压转子410和高压转子420，高压转子420位于内机匣200内，内机匣200内具有供气体流通的内涵道210，低压转子410的部分位于外机匣100内。燃烧机构500可以包括外涵燃烧室510和内涵燃烧室520，内涵燃烧室520设置于内涵道210内，外涵燃烧室510设置于外涵道110内。调节机构300的至少一部分与内机匣200的进气端连接，调节机构300用于调节进入外涵道110和进入内涵道210的气流量。

参考图1和图2，在本实施例中，外机匣100的内周壁与内机匣200的外周壁之间具有流道，该流道可用于形成供气体流通的外涵道110。内机匣200以内的，气体可以自由流过的流通区域为内涵道210。可以理解的是，内涵道210和外涵道110内可以具有支撑结构(图中未示出)，以将内机匣200与外机匣100进行连接固定，且高压转子420与内机匣200的内周壁之间也可以具有承力机匣，用于高压转子420和内机匣200的连接和传力。此外，低压转子410与外机匣100的内周壁之间也可以通过一定的支撑结构(图中未示出)进行连接固定，以提高低压转子410与外机匣100之间的连接稳定性，从而提高低压转子410的工作稳定性。

参考图1，可以理解的是，图1中变循发动机左侧的箭头可以为外部空气进入的方向，右侧箭头可以为变循环发动机排出的气体的流动方向。当变循环发动机工作时，进入发动机的气体首先进入外机匣100，然后再分别流入内涵道210和外涵道110内，并将经过变循环发动机作用之后生成的气体从外机匣100的右侧排出。

参考图1，需要说明的是，外机匣100和内机匣200的长度也可以根据变循环发动机的设计需要进行调整。在一示例性实施例中，可以根据变循环发动机的内涵道210和外涵道110的长度来设计相对应的内机匣200和外机匣100的长度，本申请对此不作具体限制。

参考图1或图2，在一些实施例中，外机匣100的进气端侧的长度要大于内机匣200的长度，以使低压转子410的部分结构位于进气端侧的外机匣100内，流入变循环发动机的气体，首先经过低压转子410的低压压缩，而经过低压压缩的气体会根据实际需要选择性地流入外涵道110和/或内涵道210内，且流入至内涵道210的气体会进一步由高压转子420进一步压缩。将低压转子410的部分设置在外机匣100内，能够使内涵道210排出的气体以及外涵道110排出的气体均可以驱动低压转子410。可以理解的是，低压转子410与外机匣100之间也可以通过一支撑结构(图中未示出)进行连接固定，以防止低压转子410在运行过程中产生晃动，从而提高了低压转子410的工作稳定性。

参考图1，在具体实现时，外涵燃烧室510和内涵燃烧室520内可以设置有点火装置(图中未示出)。外涵燃烧室510工作时，能够在外涵道110内的外涵燃烧室510内喷出燃料，并与由外涵道110流入到外涵燃烧室510的气体混合，经点火装置点燃形成燃气，以产生变循环发动机的推力。内涵燃烧室520工作时，能够在内涵燃烧室520内喷出燃料，并与由内涵道210流入到内涵燃烧室520内的气体混合点燃，经点火装置点燃形成燃气，以产生变循环发动机的推力。在一示例性实施例中，外涵燃烧室510和内涵燃烧室520能够相互独立工作，也能够同时进行工作。

继续参考图1，在具体实现时，将调节机构300与内机匣200的进气端连接，以使调节机构300能够设置在内涵道210和外涵道110的进气口处，以便于通过调节机构300调节进入外涵道110和进入内涵道210的气流量，进而提高了变循环发动机的涵道比的调节范围。

在一示例性实施例中，若保持内涵道210打开，并通过调节机构300将外涵道110的进气量逐渐调节为零，此过程中涵道比逐渐减小，内涵燃烧室520开始工作，此时外部的气体会依次经过低压转子410和内涵道210内的高压转子420，之后与内涵燃烧室520喷出的燃料混合后被点火装置点燃，点燃后形成的燃气通过内涵道210的排气端排出；若调节机构300逐渐将内涵道210关闭，直至内涵道210的气流量为零，并控制外涵道110打开，外涵燃烧室510开始工作，此时外部的气体经过低压转子410进入外涵道110内，在外涵燃烧室510喷出的燃料混合并被点火装置点燃，点燃后形成的燃气通过外涵道110的排气端排出。通过上述调节机构300与燃烧机构500的配合使用，能够实现高压转子420和低压转子410同时工作的模式向低压转子410单独工作的模式的转换，从而能够实现增压比和涵道比的大幅度主动调节。

本申请实施例提供的变循环发动机通过将调节机构300与内机匣200的进气端连接，以实现对外涵道110和内涵道210进气量的调节，进而实现对变循环发动机的涵道比的调节；而通过将低压转子410至少一部分设置在外机匣100内，且外涵燃烧室510位于外涵道110内，从而能够实现在内涵道210关闭，且高压转子420停止工作时，通过外涵燃烧室510工作，并在外涵道110内产生燃气以驱动低压转子410工作，从而实现对增压比和涵道比的主动调节，进而实现在同一变循环发动机中既可以大幅度调节涵道比又可以大幅调节增压比，提高了变循环发动机对推力的调节能力，以及提高了变循环发动机的燃油经济性。

参考图1和图2，在上述实施例的基础上，调节机构300可以为模式转换阀或可调涵道引射器，模式转换阀或可调涵道引射器的至少一部分与内机匣200连接。

可以理解的是，本申请实施例中的调节机构300可以为现有技术中的模式转换阀或者可调涵道引射器。在一些实施例中，调节机构300可以为模式转换阀，该模式转换阀的至少一部分与内机匣200的进气端处的侧壁活动连接，从而通过模式转换阀，实现对外涵道110的进气量和内涵道210的进气量的调节。

参考图1和图2，在上述实施例的基础上，外涵道110内的气流量占比大于等于0％且小于等于100％；内涵道210内的气流量占比大于等于0％且小于等于100％。

参考图1和图2，在本实施例中，通过调节机构300能够控制进入外涵道110和内涵道210的气流量。若将进入变循环发动机的气流量定义为100％时，则通过调节机构300可以控制进入外涵道110的气流量占比为大于等于0％且小于等于100％，且通过调节机构300可以控制进入内涵道210的气流量占比为大于等于0％且小于等于100％。在一示例性实施例中，若调节机构300控制外涵道110的气流量占比为0％时，此时内涵道210的气流量占比可以为100％，此时调节机构300控制进入变循环发动机的气体全部进入内涵道210内。若调节机构300控制外涵道110的气流量占比为100％时，此时内涵道210的气流量占比可以为0％，此时调节机构300控制进入变循环发动机的气体全部进入外涵道110内。通过调节机构300能够对变循环发动机的的涵道比进行大幅度调节。

参考图1至图4，在上述实施例的基础上，高压转子420包括高压转子轴423、高压压气机421和高压涡轮422。高压压气机421位于内机匣200靠近进气端的一侧，高压涡轮422位于内机匣200远离进气端的一侧，高压压气机421与高压涡轮422通过高压转子轴423连接，高压涡轮422通过高压转子轴423驱动高压压气机421旋转。

参考图1和图3，在本实施例中，高压压气机421，能够对进入内涵道210的气体进行高压压缩，使内涵道210内的气体压力升高，并为内涵燃烧室520提供高压气体，以提高发动机热力循环效率。高压涡轮422在内涵道210内产生的燃气的驱动下，高压涡轮422绕高压转子轴423的轴线旋转。

继续参考图1和图3，在一示例性实施例中，高压压气机421对进入内涵道210的气体进行高压压缩，然后将压缩后的气体用于与内涵燃烧室520喷出的燃料混合，通过点火装置点燃以产生燃气，燃气经过高压涡轮422，以驱动高压涡轮422绕高压转子轴423旋转，从而驱动高压压气机421绕高压转子轴423旋转，以持续对进入内涵道210的气体进行高压压缩。

参考图1和图2，在具体实现时，高压转子420还包括高压涡轮导向器424，该高压涡轮导向器424设置于高压涡轮422进气的一侧，以引导内涵道210产生的燃气流入高压涡轮422。

参考图1至图4，在上述实施例的基础上，低压转子410包括低压转子轴413、低压压气机411和低压涡轮412。低压压气机411位于外机匣100内，且位于外机匣100的进气端侧，低压涡轮412的至少一部分位于内机匣200排气端侧的外机匣100内。低压转子轴413穿设于内机匣200内，低压涡轮412与低压压气机411通过低压转子轴413连接，低压涡轮412通过低压转子轴413驱动低压压气机411旋转。

参考图1和图3，在本实施例中，低压压气机411位于外机匣100内的进气口侧，且位于调节机构300的左侧。低压压气机411用于对进入变循环发动机的气体进行低压压缩，并使压缩后的气体根据调节机构300的控制流入外涵道110和/或内涵道210。在一些实施例中，低压压气机411可以为风扇。

参考图1至图4，在一些实施例中，低压涡轮412可以位于外机匣100内的外涵道110和内涵道210的排气端侧，使得低压涡轮412既可以通过内涵道210排出的燃气驱动，又可以通过外涵道110排出的气体或外涵道110排出的燃气驱动，且低压涡轮412的进气端侧设置有低压涡轮导向器414，以将气体或燃气引入低压涡轮412。此外，低压涡轮412可以分为两部分，其中一部分与上述位置相同，另一部分可以位于内涵道210内，且位于高压涡轮422的排气端侧，且各部分低压涡轮412的进气端侧均设有低压涡轮导向器414。

参考图3和图4，在上述实施例的基础上，高压转子轴423内开设有沿其延伸方向的连通孔，低压转子轴413通过连通孔穿设在高压转子轴423内，高压转子轴423与低压转子轴413转动连接，高压转子轴423与低压转子轴413同轴设置。

参考图3，在本实施例中，低压转子轴413和高压转子轴423之间可以通过轴承可转动连接，以减少低压转子轴413和高压转子轴423在转动时产生的摩擦力，从而降低低压转子轴413和高压转子轴423的磨损。

参考图1和图2，在上述实施例的基础上，内涵燃烧室520位于高压涡轮422和高压压气机421之间。内涵燃烧室520内同样可以喷出燃料且具有点火装置(图中未示出)，当内涵燃烧室520工作时，内涵道210内的气体经过高压压气机421压缩后进入内涵燃烧室520，并与内涵燃烧室520内的燃料混合，通过点火装置将该高压缩后的气体与燃料的混合物点燃，点燃后生成的燃气通过内涵道210的排气端排出。

继续参考图1和图2，在具体实现时，外涵燃烧室510内还可以具有第一火焰稳定器511，该第一火焰稳定器511用于提高外涵燃烧室510内火焰燃烧的稳定性；同理，内涵燃烧室520内也可以具有第二火焰稳定器521，该第二火焰稳定器521用于提高内涵燃烧室520内火焰燃烧的稳定性。

参考图1和图2，在上述实施例的基础上，还包括依次连通的混合室120、加力燃烧室530和尾喷管130。混合室120位于外涵道110和内涵道210的排气端侧的外机匣100内，且位于外机匣100内的低压涡轮412的进气端侧。加力燃烧室530位于外机匣100内，且加力燃烧室530位于外机匣100内的低压涡轮412的排气端侧。尾喷管130与外机匣100连接，尾喷管130与加力燃烧室530连通，以使加力燃烧室530内的气体通过尾喷管130排出。

参考图1和图2，在本实施例中，通过设置混合室120能够使外涵道110排出的气体与内涵道210排出的燃气在混合室120内进行混合，并使混合后的气体用于驱动外机匣100内的低压涡轮412。在外机匣100内的低压涡轮412的排气端侧设置加力燃烧室530，加力燃烧室530内能够喷出燃料且具有点火装置(图中未示出)，当气体进入加力燃烧室530时，会与加力燃烧室530内喷出的燃料混合，并通过点火装置将混合后的气体点燃，以提高气流的温度，从而进一步提高发动机的推力。

参考图1和图3，在具体实现时，加力燃烧室530内还设有第三火焰稳定器531，通过设置第三火焰稳定器531以提高加力燃烧室530内火焰燃烧的稳定性。

参考图1和图2，本申请实施例的第二方面提供一种飞行器，该飞行器可以包括上述实施例中的变循环发动机。

需要说明的是，本申请实施例中的飞行器可以是客机、运输机或者宇宙飞船。

参考图1至图5，上述实施例中的变循环发动机，通过将调节机构300与内机匣200的进气端连接，以实现对外涵道110和内涵道210进气量的调节，进而实现对变循环发动机的涵道比的调节；而通过将低压转子410至少一部分设置在外机匣100内，外涵道110内设置有外涵燃烧室510，从而能够实现在内涵道210关闭，且高压转子420停止工作时，通过外涵燃烧室510工作，并在外涵道110内产生燃气以驱动低压转子410工作，从而实现对增压比的主动调节，进而实现在同一变循环发动机中既可以大幅调节涵道比又可以大幅调节增压比，提高了变循环发动机对推力的调节能力，以及提高了变循环发动机的燃油经济性。提高了飞行器在不同工作模式下的推力的产生模式，以及飞行器的燃油经济性，拓宽了变循环发动机的宽速域工作范围。

参考图1和图5，本申请实施例的第三方面供一种变循环发动机的控制方法，该控制方法应用于上述的飞行器中，该控制方法包括：

S610，判断飞行器的工作模式，工作模式包括：第一工作模式、第二工作模式、第三工作模式、第四工作模式和第五工作模式。

参考图5需要说明的是，本申请实施例中的飞行器可以是飞机。当飞行器为飞机时，第一工作模式可以为低速飞行模式，第二工作模式可以为中高速飞行模式，第三工作模式可以为高速飞行模式，第四模式可以为调节机构300逐渐向内涵道210关闭的过渡模式，第五模式可以为调节机构300逐渐向外涵道110关闭的过渡模式。

需要说明的是，第二工作模式可以为第一工作模式和第三工作模式之间的过渡模式，其飞行器可以直接由低速的第一工作模式转换至高速的第三工作模式。

S620，若判断出飞行器处于第一工作模式时，变循环发动机的调节机构300控制变循环发动机的外涵道110和内涵道210打开，外涵燃烧室510停止工作，内涵燃烧室520开始工作，以驱动转子机构400工作。

参考图1和图5，在一示例性实施例中，当判断飞机处于低速飞行模式时，调节机构300控制外涵道110和内涵道210打开，外涵燃烧室510停止工作，内涵燃烧室520开始工作，气流分别流入外涵道110和内涵道210，此时变循环发动机处于大涵道比涡扇模式，变循环发动机在获得较大的推力的同时具有较低的耗油率。在低速飞行模式下，变循环发动机内的低压转子410和高压转子420均处于工作状态。

S630，若判断出飞行器处于第二工作模式时，调节机构300控制外涵道110关闭，且调节机构300控制内涵道210打开，外涵燃烧室510停止工作，内涵燃烧室520开始工作，以驱动转子机构400工作。

参考图1和图5，在一示例性实施例中，当判断飞机处于中高速飞行模式时，调节机构300控制外涵道110逐渐关闭，并控制内涵道210打开，气流只进入内涵道210，外涵燃烧室510停止工作，内涵燃烧室520依然处于工作状态，且高压转子420和低压转子410均由内涵道210产生的燃气驱动，此时的变循环发动机的涵道比接近为零，变循环发送机处于高压涡喷状态，避免大涵道比涡扇模式的变循环发动机在中高速飞行模式下单位推力急剧下降和飞行冲压增压不够的问题，且能够降低耗油率并提升变循环发动机的推力。可以理解的是，作为第一模式和第三模式之间的过渡模式的第二工作模式，第二工作模式的主要作用在于，可以应用于中高速飞行时单位推力急剧下降而冲压比不够时的飞行情况。

S640，若判断出飞行器处于第三工作模式时，调节机构300控制外涵道110打开，且调节机构300控制内涵道210关闭，内涵燃烧室520停止工作，位于内机匣200内的部分转子机构400停止工作，外涵燃烧室510开始工作，以驱动位于外机匣100的部分转子机构400工作。

参考图1和图5，在一示例性实施例中，当判断飞机处于高速飞行模式时，调节机构300控制外涵道110打开，并控制内涵道210关闭，内涵道210内的内涵燃烧室520停止工作，外涵道110内的外涵燃烧室510开始工作，气流只进入外涵道110，并与外涵燃烧室510喷出的燃料混合，经点火装置点燃产生燃气，并通过该燃气驱动低压转子410工作，从而能够使变循环发动机在高速飞行模式时，由高增压比涡喷模式转换为低增压比的涡喷模式，以使变循环发动机在高速飞行模式下具有较大的推力和较低的耗油率。

S650，若判断出飞行器处于第四工作模式时，在调节机构300控制外涵道110打开，且调节机构300控制内涵道210关闭的过程中，内涵燃烧室520和外涵燃烧室510均开始工作，以驱动转子机构400工作。

参考图1和图5，在一示例性实施例中，在调节机构300保持外涵道110完全打开，并逐渐向内涵道210关闭的过程中，外涵道110内的气流量保持不变，内涵道210内的气流量逐渐减少，在调节机构300控制内涵道210内的气流量逐渐减少的初始阶段，内涵燃烧室520处于工作状态，当调节机构300控制内涵道210即将关闭时，内涵燃烧室520停止工作。

S660，若判断出飞行器处于第五工作模式时，在调节机构300控制内涵道210打开，且调节机构300控制外涵道110关闭的过程中，内涵燃烧室520工作，外涵燃烧室510停止工作，以驱动转子机构400工作。

参考图1和图5，在一示例性实施例中，在调节机构300保持内涵道210完全打开，并逐渐向外涵道110关闭的过程中，内涵道210内的气流量保持不变，外涵道110内的气流量逐渐减少，外涵道110内的外涵燃烧室510始终保持不工作状态，内涵燃烧室520保持工作状态不变。

通过采用上述本申请实施例中的变循环发动机的控制方法，通过调节机构300实现在上述工作模式下对涵道比进行调节，且在第三工作模式下，对增压比进行调节，从而实现变循环发动机对推力的调节能力，并且能够提高变循环发动机的燃油经济性，且拓宽了变循环发动机的宽速域工作范围。

需要说明的是，在使用过程中，可选的，可从第一工作模式直接过渡到第三工作模式。

本说明书中各实施例或实施方式采用递进的方式描述，每个实施例重点说明的都是与其他实施例的不同之处，各个实施例之间相同相似部分相互参见即可。

应当指出，在说明书中提到的“在一些实施例中”、“实施例”、“示例性实施例”、“一些实施例”等表示所述的实施例可以包括特定特征、结构或特性，但未必每个实施例都包括该特定特征、结构或特性。此外，这样的短语未必是指同一实施例。此外，在结合实施例描述特定特征、结构或特性时，结合明确或未明确描述的其他实施例实现这样的特征、结构或特性处于本领域技术人员的知识范围之内。

一般而言，应当至少部分地由语境下的使用来理解术语。例如，至少部分地根据语境，文中使用的术语“一个或多个”可以用于描述单数的意义的任何特征、结构或特性，或者可以用于描述复数的意义的特征、结构或特性的组合。类似地，至少部分地根据语境，还可以将诸如“一”或“所述”的术语理解为传达单数用法或者传达复数用法。

最后应说明的是：以上各实施例仅用以说明本申请的技术方案，而非对其限制；尽管参照前述各实施例对本申请进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分或者全部技术特征进行等同替换；而这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本申请各实施例技术方案的范围。

Claims (10)

1.一种变循环发动机，其特征在于，包括调节机构、转子机构、燃烧机构、以及外机匣和内机匣；

所述内机匣位于所述外机匣内，所述外机匣与所述内机匣之间具有供气体流通的外涵道；

所述转子机构包括低压转子和高压转子，所述高压转子位于所述内机匣内，所述内机匣内具有供气体流通的内涵道，所述低压转子的部分位于所述外机匣内；

所述燃烧机构包括外涵燃烧室和内涵燃烧室，所述内涵燃烧室设置于所述内涵道内，所述外涵燃烧室设置于所述外涵道内；

所述调节机构的至少一部分与所述内机匣的进气端连接，所述调节机构用于调节进入所述外涵道和进入所述内涵道的气流量。

2.根据权利要求1所述的变循环发动机，其特征在于，所述调节机构为模式转换阀或可调涵道引射器，所述模式转换阀或所述可调涵道引射器的至少一部分与所述内机匣连接。

3.根据权利要求2所述的变循环发动机，其特征在于，所述外涵道内的气流量占比大于等于0％且小于等于100％；所述内涵道内的气流量占比大于等于0％且小于等于100％。

4.根据权利要求1至3中任一项所述的变循环发动机，其特征在于，所述高压转子包括高压转子轴、高压压气机和高压涡轮；

所述高压压气机位于所述内机匣靠近进气端的一侧，所述高压涡轮位于所述内机匣远离所述进气端的一侧，所述高压压气机与所述高压涡轮通过所述高压转子轴连接，所述高压涡轮通过所述高压转子轴驱动所述高压压气机旋转。

5.根据权利要求4所述的变循环发动机，其特征在于，所述低压转子包括低压转子轴、低压压气机和低压涡轮；

所述低压压气机位于所述外机匣内，且位于所述外机匣的进气端侧，所述低压涡轮的至少一部分设置于所述内机匣排气端侧的所述外机匣内；

所述低压转子轴穿设于所述内机匣，所述低压涡轮与所述低压压气机通过所述低压转子轴连接，所述低压涡轮通过所述低压转子轴驱动所述低压压气机旋转。

6.根据权利要求5所述的变循环发动机，其特征在于，所述高压转子轴内开设有沿其延伸方向的连通孔，所述低压转子轴通过所述连通孔穿设在所述高压转子轴内，所述高压转子轴与所述低压转子轴转动连接，所述高压转子轴与所述低压转子轴同轴设置。

7.根据权利要求4所述的变循环发动机，其特征在于，所述内涵燃烧室位于所述高压涡轮和所述高压压气机之间。

8.根据权利要求6所述的变循环发动机，其特征在于，还包括依次连通的混合室、加力燃烧室和尾喷管；

所述混合室设置于所述外涵道和所述内涵道的排气端侧的所述外机匣内，且位于所述外机匣内的所述低压涡轮的进气端侧；

所述加力燃烧室位于所述外机匣内，且所述加力燃烧室位于所述外机匣内的所述低压涡轮的排气端侧；

所述尾喷管与所述外机匣连接，所述尾喷管与所述加力燃烧室连通，以使所述加力燃烧室内的气体通过所述尾喷管排出。

9.一种飞行器，其特征在于，包括权利要求1-8中任一项所述的变循环发动机。

10.一种变循环发动机的控制方法，其特征在于，所述控制方法应用于权利要求9所述的飞行器中，所述控制方法包括：

判断所述飞行器的工作模式，所述工作模式包括：第一工作模式、第二工作模式、第三工作模式、第四工作模式和第五工作模式；

若判断出所述飞行器处于所述第一工作模式时，所述变循环发动机的调节机构控制所述变循环发动机的外涵道和内涵道打开，所述外涵燃烧室停止工作，所述内涵燃烧室开始工作，以驱动所述转子机构工作；

若判断出所述飞行器处于所述第二工作模式时，所述调节机构控制所述外涵道关闭，且所述调节机构控制所述内涵道打开，所述外涵燃烧室停止工作，所述内涵燃烧室开始工作，以驱动所述转子机构工作；

若判断出所述飞行器处于所述第三工作模式时，所述调节机构控制所述外涵道打开，且所述调节机构控制所述内涵道关闭，所述内涵燃烧室停止工作，位于所述内机匣内的部分所述转子机构停止工作，所述外涵燃烧室开始工作，以驱动位于所述外机匣的部分所述转子机构工作；

若判断出所述飞行器处于所述第四工作模式时，在所述调节机构控制所述外涵道打开，且所述调节机构控制所述内涵道关闭的过程中，所述内涵燃烧室和所述外涵燃烧室均开始工作，以驱动所述转子机构工作；

若判断出所述飞行器处于所述第五工作模式时，在所述调节机构控制所述内涵道打开，且所述调节机构控制所述外涵道关闭的过程中，所述内涵燃烧室工作，所述外涵燃烧室停止工作，以驱动所述转子机构工作。

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