CN116201656A - 一种适用于无人机高超音速巡航的涡轮喷气推进动力系统 - Google Patents

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Abstract

本发明提供了一种适用于无人机高超音速巡航的涡轮喷气推进动力系统，为同时兼顾无人机的低耗油率和高马赫数的超音速巡航能力，在马赫数小于1.0时，主燃烧室工作，涵道燃烧室、加力燃烧室处于关闭状态，涵道分流器调节从内涵风扇进入旁通涵道的进气流量分配，以改变涵道比，调节发动机的推力和耗油率，实现飞行平台高亚音速高经济性飞行。当马赫数为1.0~2.0时，主燃烧室和涵道燃烧室可全状态长时间工作，加力燃烧室处于关闭状态，涵道分流器通过调节进入旁通涵道的空气流量，最终调节了发动机的推力。当需要以马赫数2.5+的速度突防时，燃烧室和涵道燃烧室全状态工作，加力燃烧室开启，进一步提高供无人机使用的可用推力，将无人机推至马赫数2.5+进行突防。

Description

一种适用于无人机高超音速巡航的涡轮喷气推进动力系统
技术领域
本发明涉及喷气推进领域，涉及一种涡轮喷气推进动力系统，尤其是一种具有宽包线使用范围的无人机用高超音速巡航的喷气推进动力系统，可实现在不开启加力燃烧室、不明显提高耗油率的前提下，仅通过涵道燃烧室的燃烧加功，提高风扇转速进而提高发动机进气空气流量，提高动力系统的推力，即可实现马赫数Ma达到2.0的超音速巡航，而当加力燃烧室开启时，可实现飞行马赫数Ma达到2.5及以上的突防。
背景技术
目前应用于无人机的常规布局第四代小涵道比涡扇发动机只能实现飞行马赫数Ma在不超过1.6时不开启加力燃烧室即可实现超音速巡航，而在飞行马赫数Ma达到2.0及以上时，则必须开启加力燃烧室以满足推进动力的需求。而目前正在研制的适应于有人飞行器的自适应变循环涡扇发动机，如发明人在前申请的中国发明专利CN202210488043.3所公开的一种基于级间燃烧室驱动低压涡轮转子的宽速域变循环发动机、CN202210489070.2所公开的一种高升限低油耗中等涵道比变循环发动机、CN202110937625.0所公开的一种带Flade风扇和核心机驱动风扇级的三涵道ACE发动机等现有技术，虽然都能够实现飞行器的飞行马赫数Ma达到2.0的超音速巡航，但包括上述专利在内的现有适应于有人飞行器上的变循环发动机技术，对无人机而言，都一定程度上存在着调节机构较为复杂，需要调节涵道引射器面积、低压涡轮导向器面积、高压压气机导叶角度、风扇导叶角度等众多变量，调节变量多，控制规律也相应的较为复杂。根据目前无人机对超音速轻型推进动力系统的需求，现有常规布局的小涵道比涡扇/涡喷喷气发动机均无法同时兼顾低耗油率和飞行马赫数Ma达到2.0的超音速巡航能力。
发明内容
（一）本发明解决的技术问题
针对现有无人机涡轮喷气推进动力技术在实现无人机高超音速巡航时所面临的上述技术问题，本发明提出了一种适用于无人机高超音速巡航的涡轮喷气推进动力系统，当无人机需要在马赫数Ma为1.0~2.0范围内长时间巡航飞行时，发动机的主燃烧室和涵道燃烧室可全状态长时间工作，加力燃烧室处于关闭状态，涵道分流器可调，从而调节进入涵道的空气流量，涵道燃烧室的加功量也随之改变，进而调节低压涡轮的功率和风扇的转速，风扇转速的改变导致发动机进气空气流量增加或者减少，最终调节了发动机的推力。当涵道燃烧室开启时，推力的提升能使无人机在马赫数Ma为1.0~2.0范围内长时间巡航飞行。同时本发明中，混合器位于低压涡轮之前，混合器混合涵道燃烧室排出的高温高压燃气和核心机主流燃气，然后驱动低压涡轮做功。由于涵道燃烧室的燃烧温度超过2100K，主流燃气和涵道燃烧室出口燃气混合后，温度大幅降低，可有效降低低压涡轮进口总温，降低了低压涡轮冷却系统的设计难度。
（二）本发明的解决技术方案
为解决上述技术问题，本发明所采用的技术方案如下：
一种适用于无人机高超音速巡航的涡轮喷气推进动力系统，包括一外涵道、一内涵道，所述内涵道中依次设置一内涵风扇、一涡轮发动机核心机、一低压涡轮，所述涡轮发动机核心机至少包括沿轴向依次设置的一高压压气机、一主燃烧室和一高压涡轮，所述外涵道在其轴向的前后两端均超出所述内涵道，所述外涵道的前端进口段中设有一发动机风扇、末端出口处设有一发动机尾喷管，其特征在于，
所述外涵道与内涵道之间还设有一旁通涵道，所述旁通涵道的主体段位于所述涡轮发动机核心机的机匣外侧，其进口段与所述内涵道连通且在流向上布置在所述内涵风扇与高压压气机之间的机匣壁面上，其出口段与所述内涵道连通且在流向上布置在所述高压涡轮与低压涡轮之间的机匣壁面上，且所述旁通涵道的主体段中设有一涵道燃烧室，进口段中设有一涵道分流器，所述涵道分流器用以调节进入所述旁通涵道的进气流量；
所述内涵道中还设有一内涵混合器，所述内涵混合器在流向上布置在所述高压涡轮与低压涡轮之间，且所述内涵混合器位于所述旁通涵道的出口段的下游，所述内涵混合器用以混合所述旁通涵道排出的气流与所述高压涡轮排出的主流燃气，混合后的气流经所述低压涡轮后排出所述内涵道；
所述外涵道的下游出口段中依次设有一外涵混合器、一加力燃烧室，所述外涵混合器用以混合所述内涵道排出的气流与所述外涵道主体段排出的气流，混合后的气流经所述加力燃烧室通入所述发动机尾喷管；
当无人机的飞行马赫数Ma处于0~1范围内巡航时，启动所述主燃烧室，关闭所述涵道燃烧室及加力燃烧室，所述涵道分流器根据无人机的推力需求调节进入所述旁通涵道中的进气流量；
当无人机的飞行马赫数Ma处于1.0~2.0范围内巡航时，同时启动所述主燃烧室及涵道燃烧室，保持所述加力燃烧室的关闭状态，所述涵道分流器根据无人机的推力需求调节进入所述旁通涵道中的进气流量；
当无人机需要以马赫数Ma大于2.0的飞行速度突防时，在保持所述主燃烧室、涵道燃烧室处于启动状态的同时，开启所述加力燃烧室，以进一步提升无人机的可用推力。
优选地，所述内涵道中还设有一内涵风扇可调导叶，所述内涵风扇可调导叶在轴向上紧邻所述内涵风扇布置并位于其上游；所述低压涡轮前设置面积不可调节的低压涡轮导向器。
优选地，所述发动机风扇为双级，其设计压比为3.2，涵道比为0.65，并由单级的所述低压涡轮驱动；所述内涵风扇为单级，压比为1.45，所述高压压气机为四级，压比为3.4，均由单级的所述高压涡轮驱动。
优选地，所述涵道分流器为无级可调，可调节进入所述旁通涵道的进气流量，进而改变涵道比或涵道燃烧室的加功量，调节发动机的推力和燃油经济性。
优选地，所述尾喷管为膨胀比可调的拉伐尔喷管，通过调节喷管的膨胀比，可最大限度的提高发动机尾喷管的排气速度，提高推进动力系统的推力，保证无人机可进行高速巡航飞行。
本发明的适用于无人机高超音速巡航的涡轮喷气推进动力系统，其工作原理为：在无人机的飞行马赫数Ma小于1.0时，仅主燃烧室工作，涵道燃烧室、加力燃烧室处于关闭状态，不工作，涵道分流器调节从内涵风扇进入旁通涵道的进气流量分配，以改变涵道比，调节发动机的推力和耗油率，实现飞行平台高亚音速高经济性飞行；当无人机需要在马赫数Ma为1.0~2.0的范围内长时间巡航飞行时，同时开启主燃烧室和涵道燃烧室，并继续保持加力燃烧室处于关闭状态，涵道分流器调节进入旁通涵道的空气流量，涵道燃烧室的加功量也随之改变，进而调节低压涡轮的功率和风扇的转速，风扇转速的改变导致发动机进气空气流量增加或者减少，最终调节了发动机的推力；当无人机需要以马赫数Ma在2.5及以上的速度突防时，在保持燃烧室和涵道燃烧室全状态开启的基础上，开启加力燃烧室，以进一步提高发动机供无人机使用的可用推力，将无人机推至飞行马赫数Ma2.5+进行突防。相比而言，常规四代小涵道比航空发动机只能进行马赫数Ma在1.6的不开加力超音速巡航，在飞马赫数Ma达到或超过2.0时，需要开启加力燃烧室且不能长时间工作。而本发明方案在不开加力、不明显提高耗油率的状态下，仅通过涵道燃烧室的燃烧加功，提高风扇转速进而提高发动机进气空气流量，提高推力，即可实现马赫数Ma达到2.0的超音速巡航，当加力燃烧室开启时，可实现马赫数Ma超过2.5的突防。
本发明的第2个发明目的在于提供一种本发明的上述适用于无人机高超音速巡航的涡轮喷气推进动力系统的控制方法，其特征在于，
当无人机的飞行马赫数Ma处于0~1范围内巡航时，启动所述主燃烧室，关闭所述涵道燃烧室及加力燃烧室，所述涵道分流器根据无人机的推力需求调节进入所述旁通涵道中的进气流量；
当无人机的飞行马赫数Ma处于1.0~2.0范围内巡航时，同时启动所述主燃烧室及涵道燃烧室，保持所述加力燃烧室的关闭状态，所述涵道分流器根据无人机的推力需求调节进入所述旁通涵道中的进气流量；
当无人机需要以马赫数Ma大于2.0的飞行速度突防时，在保持所述主燃烧室、涵道燃烧室处于启动状态的同时，开启所述加力燃烧室，以进一步提升无人机的可用推力。
本发明的第3个发明目的在于提供一种无人机，其特征在于，所述无人机包括本发明的上述适用于无人机高超音速巡航的涡轮喷气推进动力系统。
（三）本发明与现有技术相比所具有的优点：
1. 本发明的适用于无人机高超音速巡航的涡轮喷气推进动力系统，配装本系统的无人机在马赫数Ma1.0~2.0长时间巡航飞行时，涵道燃烧室的燃烧温度超过2100K，本发明将内涵混合器设置在低压涡轮之前，内涵混合器混合涵道燃烧室排出的高温高压燃气和核心机主流燃气，然后驱动低压涡轮做功。主流燃气和涵道燃烧室出口燃气混合后，温度大幅降低，可有效降低低压涡轮进口总温，降低了低压涡轮冷却系统的设计难度。
2. 本发明的适用于无人机高超音速巡航的涡轮喷气推进动力系统中，调节机构少，只调节涵道分流器和风扇可调导叶，低压涡轮导向器面积可不调节，大幅降低了低压涡轮导向器的设计难度。
3. 本发明的适用于无人机高超音速巡航的涡轮喷气推进动力系统，当无人机需要马赫数Ma1.0~2.0长时间巡航飞行时，涵道燃烧室开启，推力的提升能使无人机在马赫数Ma1.0~2.0长时间巡航飞行，且耗油率相比带加力增推有明显优势，耗油率降低约50%。
4. 本发明的适用于无人机高超音速巡航的涡轮喷气推进动力系统，通过调节喷管的膨胀比，最大限度的提高发动机尾喷管排气速度，提高发动机的推力，保证发动机能进行高速飞行。
5. 本发明的适用于无人机高超音速巡航的涡轮喷气推进动力系统，涵道分流器为无级可调，可调节进入涵道燃烧室的进气流量，进而改变涵道比或者改变涵道燃烧室的加功量，调节发动机的推力和燃油经济性。
6. 本发明的适用于无人机高超音速巡航的涡轮喷气推进动力系统，当涵道燃烧室和加力燃烧室同时开启时，可实现马赫数Ma2.5+突防。
7. 本发明的适用于无人机高超音速巡航的涡轮喷气推进动力系统，在仅开启涵道燃烧状态下，在马赫数Ma2.0附近，本发明方案耗油率有明显优势，耗油率仅为1.27kg/DaN/h，远小于某小涵道比涡扇开加力（耗油率为1.92kg/DaN/h）及不开加力方案（耗油率为1.59kg/DaN/h），且在马赫数Ma2.4后，耗油率出现缓慢上升，由此可见，本发明方案能实现无人机马赫数Ma2.0低耗油率的超音速巡航能力。
8. 本发明的适用于无人机高超音速巡航的涡轮喷气推进动力系统，可配装超音速巡航无人机，高马赫数Ma飞行时可快速突防、敏捷抵近侦察，低马赫数Ma飞行时可长时间持续监视，满足无人机既快又久的问题。
附图说明
图1为本发明适用于无人机高超音速巡航的涡轮喷气推进动力系统简图。
图2为本发明中涡轮发动机核心机及其附近结构示意图。
图3为推进动力系统的推力衰减系数随马赫数变化示意图。
图4为推进动力系统的耗油率随马赫数变化示意图。
附图标记说明：
发动机风扇1，内涵风扇导叶2，内涵风扇3，涵道分流器4，高压压气机5，主燃烧室6，高压涡轮7，内涵混合器8，低压涡轮9，外涵混合器10，加力燃烧室11，尾喷管12，外涵道13，内涵道14，旁通涵道15，涵道燃烧室16。
具体实施方式
为了更好的理解本发明，下面结合实施例进一步阐明本发明的内容，以使本发明的优点和特征能更易于被本领域技术人员理解。需要说明的是，以下所述仅为本发明的较佳实施例，但本发明的内容不局限于下面的实施例。实际上，在未背离本发明的范围或精神的情况下，可以在本发明中进行各种修改和变化，这对本领域技术人员来说将是显而易见的。例如，作为一个实施例的一部分示出或描述的特征可以与另一个实施例一起使用来产生又一个实施例。因此，意图是本发明将这样的修改和变化包括在所附的权利要求书和它们的等同物的范围内。
针对现有常规布局的小涵道比涡扇/涡喷喷气发动机均无法同时兼顾低耗油率和飞行马赫数Ma达到2.0的超音速巡航能力以及现有适应于有人战斗机上的变循环发动机技术所存在的调节机构较为复杂、调节变量多、控制规律也相应较为复杂等问题，为适应无人机对超音速推进动力系统的需求，本发明提供了一种适用于无人机高超音速巡航的涡轮喷气推进动力系统，如图1~2所示，该涡轮喷气推进动力系统包括发动机风扇1、内涵风扇导叶2、内涵风扇3、涵道分流器4、高压压气机5、主燃烧室6、高压涡轮7、内涵混合器8、低压涡轮9、外涵混合器10、加力燃烧室11、尾喷管12、外涵道13、内涵道14、旁通涵道15、涵道燃烧室16等部件。
具体而言，本发明的适用于无人机高超音速巡航的涡轮喷气推进动力系统，包括沿轴向延伸并同心布置的一外涵道13、一内涵道14，内涵道14设置在外涵道13中，内涵道14中沿其流向依次设置一内涵风扇3、一涡轮发动机核心机、一低压涡轮9，涡轮发动机核心机至少包括沿轴向依次设置的一高压压气机5、一主燃烧室6和一高压涡轮7。外涵道13在径向上处于内涵道14的外围，且在其轴向的前后两端均超出内涵道14，外涵道13的前端进口段中设有一发动机风扇1、末端出口处设有一发动机尾喷管12，且发动机风扇1在轴向上设置在内涵道14的前端进口的外侧，发动机尾喷管12在轴向上设置在内涵道14的后端出口的外侧。涡轮发动机核心机中，高压涡轮7通过一第一传动轴传动连接并驱动高压压气机5以及内涵风扇3，低压涡轮9设置在高压涡轮7的下游并通过一同心套设在第一传动轴内的第二传动轴传动连接并驱动发动机风扇1。
如图1~2所示，本发明的适用于无人机高超音速巡航的涡轮喷气推进动力系统中，外涵道13与内涵道14之间还设有一旁通涵道15，旁通涵道15的主体段位于涡轮发动机核心机的机匣外侧，其进口段与内涵道14连通且在流向上布置在内涵风扇3与高压压气机5之间的机匣壁面上，其出口段与内涵道14连通且在流向上布置在高压涡轮7与低压涡轮9之间的机匣壁面上，且旁通涵道15的主体段中设有一涵道燃烧室16，进口段中设有一涵道分流器4，涵道分流器4用以调节进入旁通涵道15的进气流量。内涵道14中还设有一内涵混合器8，内涵混合器8在流向上布置在高压涡轮7与低压涡轮9之间，且内涵混合器8位于旁通涵道15的出口段的下游，内涵混合器8用以混合旁通涵道15排出的气流与高压涡轮7排出的主流燃气，混合后的气流经低压涡轮9后排出内涵道14。外涵道13的下游出口段中依次设有一外涵混合器10、一加力燃烧室11，外涵混合器10用以混合内涵道14排出的气流与外涵道13主体段排出的气流，混合后的气流经加力燃烧室11通入发动机尾喷管12。
本发明优选的实例中，如图1~2所示，内涵道14中还设有一内涵风扇可调导叶2，内涵风扇可调导叶2在轴向上紧邻内涵风扇3布置并位于其上游；低压涡轮9前设置面积不可调节的低压涡轮导向器。发动机风扇1为双级，其设计压比为3.2，涵道比为0.65，并由单级的低压涡轮9驱动；内涵风扇3为单级，压比为1.45，高压压气机5为四级，压比为3.4，均由单级的高压涡轮7驱动。涵道分流器4为无级可调，可调节进入旁通涵道15的进气流量，进而改变涵道比或涵道燃烧室的加功量，调节发动机的推力和燃油经济性。尾喷管12为膨胀比可调的拉伐尔喷管，通过调节喷管的膨胀比，可最大限度的提高发动机尾喷管的排气速度，提高推进动力系统的推力，保证无人机可进行高速巡航飞行。
本发明的适用于无人机高超音速巡航的涡轮喷气推进动力系统中，内涵混合器8位于低压涡轮9之前，内涵混合器8混合涵道燃烧室16排出的高温高压燃气和核心机主流燃气，然后驱动低压涡轮9做功。由于涵道燃烧室16的燃烧温度超过2100K,主流燃气和涵道燃烧室出口燃气混合后，温度大幅降低，可有效降低低压涡轮进口总温，降低了低压涡轮冷却系统的设计难度。涵道分流器4为无级可调，可调节进入涵道燃烧室16的进气流量，进而改变涵道比或者改变涵道燃烧室的加功量，调节发动机的推力和燃油经济性。尾喷管12为拉伐尔喷管，通过调节喷管的膨胀比，最大限度的提高发动机尾喷管排气速度，提高发动机的推力，保证发动机能进行高速飞行。
本发明的适用于无人机高超音速巡航的涡轮喷气推进动力系统，其工作原理为：
在无人机飞行马赫数Ma小于1.0时，仅涡轮发动机核心机的主燃烧室6工作，涵道燃烧室16、加力燃烧室11均处于关闭状态，不工作，涵道分流器4可调节从内涵风扇3进入旁通涵道15的进气流量分配，以改变涵道比，调节发动机的推力和耗油率，实现飞行平台高亚音速高经济性飞行。
当无人机需要保持马赫数Ma在1.0~2.0范围内长时间巡航飞行时，主燃烧室6和涵道燃烧室16可全状态长时间工作，加力燃烧室11处于关闭状态，涵道分流器4可调，从而调节进入旁通涵道15的空气流量，涵道燃烧室16的加功量也随之改变，进而调节低压涡轮9的功率和发动机风扇1的转速，发动机风扇1转速的改变导致发动机进气空气流量增加或者减少，最终调节了发动机的推力。当涵道燃烧室16开启时，推力的提升能使无人机在马赫数Ma1.0~2.0长时间巡航飞行。配装本发明涡轮喷气推进动力系统的无人机在马赫数Ma1.0~2.0长时间巡航飞行时，涵道燃烧室的燃烧温度超过2100K，本发明将内涵混合器设置在低压涡轮之前，内涵混合器混合涵道燃烧室排出的高温高压燃气和核心机主流燃气，然后驱动低压涡轮做功。主流燃气和涵道燃烧室出口燃气混合后，温度大幅降低，可有效降低低压涡轮进口总温，降低了低压涡轮冷却系统的设计难度。
当无人机需要达到马赫数Ma2.5+的速度突防时，燃烧室6和涵道燃烧室16在保持全状态工作的同时，加力燃烧室11开启，可进一步提高推进动力系统供无人机使用的可用推力，将无人机推至马赫数Ma2.5+进行突防。常规四代小涵道比航空发动机只能进行马赫数Ma不超过1.6时不开加力燃烧室的超音速巡航，而在飞马赫数Ma达到2.0+时，则需要开启加力燃烧室且不能长时间工作。而本发明的推进动力系统方案在不开加力不明显提高耗油率的状态下，仅通过涵道燃烧室的燃烧加功，提高风扇转速进而提高发动机进气空气流量，提高推力，即可实现马赫数Ma2.0的超音速巡航，当加力燃烧室开启时，可实现马赫数Ma2.5+突防。
根据本发明的适用于无人机高超音速巡航的涡轮喷气推进动力系统的上述构型，优选了3吨级推力马赫数Ma2.0的超音速巡航涡轮喷气推进动力系统总体性能方案，设计点选择在15km，马赫数Ma1.8，具体如下表1所示：
表1
推进动力系统进口物理流量 (kg/s) 24.0 加力温度（K） 2100
风扇压比内/外 3.0/3.2 加力燃烧室效率 0.92
风扇效率内/外 0.85/0.85 加力燃烧室总压恢复系数 0.92
CDFS压比/高压压气机压比 1.45/3.42 涵道比 0.65
CDFS/高压压气机效率 0.83/0.82 总引气量 21%
主燃烧室效率 0.99 功率提取 50
燃烧室总压恢复系数 0.95 开启涵道燃烧后风扇流量增加幅度 67%
主涡轮前温度 （K） 1953 开启涵道燃烧后核心机流量增加幅度 42%
高/低涡轮效率 0.86/0.87 开启涵道燃烧后第二涵道流量增加幅度 42%
高/低压涡轮膨胀比 2.505/1.960 开涵道燃烧不开加力/开涵道燃烧和开加力推力（DaN） 1794 / 2581
低压涡轮进口总温（开启/关闭涵道燃烧室）（K） 1780/928 开涵道燃烧不开加力/开涵道燃烧和开加力耗油率（kg/DaN/h） 1.272 / 1.954
本方案中，设计点循环参数上，主燃烧室出口总温为1953K，加力燃烧室温度为2100K，涵道比为0.65，总压比为14.88，在地面推力为3.4吨。在高空设计点15km，马赫数Ma1.8，开启涵道燃烧后，低压涡轮进口总温变化幅度为852K，风扇流量增加幅度为67%，大幅提高了发动机空气流量，进而提高了推进动力系统的推力。开涵道燃烧不开加力和开涵道燃烧开加力模式下耗油率对比，耗油率降低了50%左右。
图3为推进动力系统的推力衰减系数随马赫数变化示意图。由图3可以看出，在仅开启涵道燃烧的状态下，在马赫数Ma2.0附近，本发明方案推力比较平坦，推力衰减系数为0.53，远大于某小涵道比涡扇方案，且在马赫数Ma2.4后，推力出现明显衰减，由此可见，本发明的推进动力系统方案能实现马赫数Ma2.0超音速巡航能力。
图4为推进动力系统的耗油率随马赫数变化示意图。由图4可以看出，在仅开启涵道燃烧状态下，在马赫数Ma2.0附近，本发明方案耗油率有明显优势，耗油率仅为1.27kg/DaN/h，远小于某小涵道比涡扇开加力燃烧（耗油率为1.92kg/DaN/h）及不开加力燃烧的方案（耗油率为1.59kg/DaN/h），且在马赫数Ma2.4后，耗油率出现缓慢上升，由此可见，本发明的方案能实现无人机马赫数Ma2.0低耗油率的超音速巡航能力。
通过上述实施例，完全有效地实现了本发明的目的。凡依本发明专利构思所述的构造、特征及原理所做的等效或简单变化，均包括于本发明专利的保护范围内。本发明所属技术领域的技术人员可以对所描述的具体实施例做各种各样的修改或补充或采用类似的方式替代，只要不偏离本发明的结构或者超越本权利要求书所定义的范围，均应属于本发明的保护范围。

Claims (7)

1.一种适用于无人机高超音速巡航的涡轮喷气推进动力系统，包括一外涵道、一内涵道，所述内涵道中依次设置一内涵风扇、一涡轮发动机核心机、一低压涡轮，所述涡轮发动机核心机至少包括沿轴向依次设置的一高压压气机、一主燃烧室和一高压涡轮，所述外涵道在其轴向的前后两端均超出所述内涵道，所述外涵道的前端进口段中设有一发动机风扇、末端出口处设有一发动机尾喷管，其特征在于，
所述外涵道与内涵道之间还设有一旁通涵道，所述旁通涵道的主体段位于所述涡轮发动机核心机的机匣外侧，其进口段与所述内涵道连通且在流向上布置在所述内涵风扇与高压压气机之间的机匣壁面上，其出口段与所述内涵道连通且在流向上布置在所述高压涡轮与低压涡轮之间的机匣壁面上，且所述旁通涵道的主体段中设有一涵道燃烧室，进口段中设有一涵道分流器，所述涵道分流器用以调节进入所述旁通涵道的进气流量；
所述内涵道中还设有一内涵混合器，所述内涵混合器在流向上布置在所述高压涡轮与低压涡轮之间，且所述内涵混合器位于所述旁通涵道的出口段的下游，所述内涵混合器用以混合所述旁通涵道排出的气流与所述高压涡轮排出的主流燃气，混合后的气流经所述低压涡轮后排出所述内涵道；
所述外涵道的下游出口段中依次设有一外涵混合器、一加力燃烧室，所述外涵混合器用以混合所述内涵道排出的气流与所述外涵道主体段排出的气流，混合后的气流经所述加力燃烧室通入所述发动机尾喷管；
当无人机的飞行马赫数Ma处于0~1范围内巡航时，启动所述主燃烧室，关闭所述涵道燃烧室及加力燃烧室，所述涵道分流器根据无人机的推力需求调节进入所述旁通涵道中的进气流量；
当无人机的飞行马赫数Ma处于1.0~2.0范围内巡航时，同时启动所述主燃烧室及涵道燃烧室，保持所述加力燃烧室的关闭状态，所述涵道分流器根据无人机的推力需求调节进入所述旁通涵道中的进气流量；
当无人机需要以马赫数Ma大于2.0的飞行速度突防时，在保持所述主燃烧室、涵道燃烧室处于启动状态的同时，开启所述加力燃烧室，以进一步提升无人机的可用推力。
2.根据权利要求1所述的适用于无人机高超音速巡航的涡轮喷气推进动力系统，其特征在于：所述内涵道中还设有一内涵风扇可调导叶，所述内涵风扇可调导叶在轴向上紧邻所述内涵风扇布置并位于其上游；所述低压涡轮前设置面积不可调节的低压涡轮导向器。
3.根据权利要求1所述的适用于无人机高超音速巡航的涡轮喷气推进动力系统，其特征在于：所述发动机风扇为双级，其设计压比为3.2，涵道比为0.65，并由单级的所述低压涡轮驱动；所述内涵风扇为单级，压比为1.45，所述高压压气机为四级，压比为3.4，均由单级的所述高压涡轮驱动。
4.根据权利要求1所述的适用于无人机高超音速巡航的涡轮喷气推进动力系统，其特征在于：所述涵道分流器为无级可调，可调节进入所述旁通涵道的进气流量，进而改变涵道比或涵道燃烧室的加功量，调节发动机的推力和燃油经济性。
5.根据权利要求1所述的适用于无人机高超音速巡航的涡轮喷气推进动力系统，其特征在于：所述尾喷管为膨胀比可调的拉伐尔喷管，通过调节喷管的膨胀比，可最大限度的提高发动机尾喷管的排气速度，提高推进动力系统的推力，保证无人机可进行高速巡航飞行。
6.一种上述权利要求1~5任一项所述的适用于无人机高超音速巡航的涡轮喷气推进动力系统的控制方法，其特征在于，
当无人机的飞行马赫数Ma处于0~1范围内巡航时，启动所述主燃烧室，关闭所述涵道燃烧室及加力燃烧室，所述涵道分流器根据无人机的推力需求调节进入所述旁通涵道中的进气流量；
当无人机的飞行马赫数Ma处于1.0~2.0范围内巡航时，同时启动所述主燃烧室及涵道燃烧室，保持所述加力燃烧室的关闭状态，所述涵道分流器根据无人机的推力需求调节进入所述旁通涵道中的进气流量；
当无人机需要以马赫数Ma大于2.0的飞行速度突防时，在保持所述主燃烧室、涵道燃烧室处于启动状态的同时，开启所述加力燃烧室，以进一步提升无人机的可用推力。
7.一种无人机，其特征在于，所述无人机包括上述权利要求1~5任一项所述的适用于无人机高超音速巡航的涡轮喷气推进动力系统。
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