CN116291953A - 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 - Google Patents
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Abstract
本发明公开了一种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，该组合循环发动机的外机匣包括沿轴向从前到后依次同轴相连的可伸缩外唇罩、外机匣壳体以及可变形喷管；中心体包括沿轴向从前到后依次同轴布设的中心锥、压气机、涡轮、涡轮/火箭模态连续爆轰燃烧室以及涡轮/火箭模态连续爆轰发动机尾喷管；模态转换装置包括沿轴向从前到后依次同轴相连的第一模态转换器、固定环以及第二模态转换器；涡轮/火箭模态连续爆轰燃烧室为连续爆轰涡轮模态和连续爆轰火箭模态共用的燃烧室。该组合循环发动机将火箭发动机与宽域进气的冲压发动机结合起来，能够完成不同模态间的平稳转换，使发动机在全流域内高效稳定工作。
Description
技术领域
本发明涉及航空航天发动机技术领域，具体涉及一种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。
背景技术
现代空天飞行器的任务需求越趋复杂多变，对推进系统提出的要求也逐渐升高。针对不同任务，发动机工作剖面需满足广空域、宽速域要求，同时还要尽量兼顾快速、经济、可重复使用的目标。截止目前，实现发动机宽域工作的方法之一是将两种不同模态的发动机有机组合在一起，要求两种发动机的工作范围有一定重叠，且重叠部分两种发动机性能较高。面对飞行任务的复杂要求，发动机需具备较高的推重比、较低的耗油率、较大的推力，同时结构简单、能够零速起动、适应不同空域和速域等，这些要求放在同一个发动机上几乎是无解的，目前还没有一种发动机能够同时满足以上要求。
传统化学喷气推进发动机，无论是涡轮发动机、火箭发动机，还是冲压发动机，均采用缓燃这一等压放热方式实现化学能向热能的转换。缓燃波的传播速度较慢、组分扩散速度较小、热扩散速度较低、燃烧过程熵增大且热效率不高。因此经过多年发展，基于缓燃方式的化学喷气推进系统的热效率提升面临“天花板”。与缓燃相对应的是爆轰燃烧，这种新的能量释放方式接近等容燃烧，熵增小、热效率高，并且具备自增压优势。采用这种燃烧方式将有望突破传统发动机的性能瓶颈。
连续爆轰发动机具有结构简单、体积小、自压缩、热效率高、推力大幅可调、可多次熄点火等特点，用较少的燃料即可提供更快、更远的动力，是目前最有希望引领航空航天推进领域技术跨越的突破性技术，具有良好的工程应用前景。目前被广泛关注的有连续爆轰火箭发动机、连续爆轰冲压发动机和连续爆轰涡轮发动机。然而传统的爆轰发动机运行模式单一，在宽域飞行条件下难以灵活快速机动，无法发挥最佳性能。如涡轮/冲压式爆轰发动机虽比冲较高，但对来流状态要求较为严苛，两者的工作速域都较为狭窄。而传统双组合循环发动机也有全流道集成矛盾较为突出、性能权衡矛盾较大、全速域综合性能有待提升等问题。
因此，发明人研发了一种全连续爆轰模态涡轮火箭冲压组合循环发动机。。
发明内容
有鉴于此，本发明提供了一种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，该组合循环发动机利用火箭发动机不受高度和速度限制的优点弥补冲压发动机无法零速启动、大角度机动困难的不足，将火箭发动机与宽域进气的冲压发动机结合起来，解决了传统涡轮基组合循环发动机在过渡区间存在的“推力陷阱”问题，完成不同模态间的平稳转换，使发动机在全流域内高效稳定工作，拓宽飞行器的工作范围。
本发明采用以下具体技术方案：
本发明提供了一种全连续爆轰模态涡轮火箭冲压组合循环发动机，该组合循环发动机整体呈轴对称结构，并包括外机匣、中心体以及模态转换装置；
所述外机匣包括沿轴向从前到后依次同轴相连的可伸缩外唇罩、外机匣壳体以及可变形喷管；所述外机匣壳体与所述模态转换装置之间形成隔离段流道；所述外机匣壳体为圆筒状结构，并设置有多个沿周向均匀分布的超燃冲压模态燃料喷注孔和多个沿周向均匀分布的亚燃冲压模态燃料喷注孔；所述亚燃冲压模态燃料喷注孔位于所述隔离段流道内；所述超燃冲压模态燃料喷注孔位于所述可伸缩外唇罩与所述亚燃冲压模态燃料喷注孔之间；所述超燃冲压模态燃料喷注孔和所述亚燃冲压模态燃料喷注孔均与外部的燃料储箱连通；
所述中心体包括沿轴向从前到后依次同轴布设的中心锥、压气机、涡轮、涡轮/火箭模态连续爆轰燃烧室以及涡轮/火箭模态连续爆轰发动机尾喷管；所述压气机、所述涡轮、所述涡轮/火箭模态连续爆轰燃烧室以及所述涡轮/火箭模态连续爆轰发动机尾喷管构成涡轮/火箭模态连续爆轰发动机；所述中心锥的前端伸出所述外机匣的外部，并与所述可伸缩外唇罩之间形成可调节进气道；所述压气机和所述涡轮安装于所述中心锥的后端部；所述中心锥在所述压气机与所述涡轮之间设置有沿周向均匀分布的氧化剂喷注孔，所述氧化剂喷注孔用于向所述涡轮/火箭模态连续爆轰燃烧室内喷射氧化剂；所述涡轮位于所述涡轮/火箭模态连续爆轰燃烧室内；
所述模态转换装置包括沿轴向从前到后依次同轴相连的第一模态转换器、固定环以及第二模态转换器；所述固定环与所述外机匣壳体的内壁固定连接，介于所述压气机和所述外机匣壳体之间，并设置有用于向所述涡轮/火箭模态连续爆轰燃烧室内喷射燃料的内侧燃料喷注孔；所述第一模态转换器和所述第二模态转换器均能够作动收缩和扩张，使所述第一模态转换器的外端部在所述外机匣壳体与所述中心锥之间摆动且所述第二模态转换器的外端部在所述外机匣壳体与所述涡轮/火箭模态连续爆轰燃烧室之间摆动，用于控制组合循环发动机的模态转换；
所述涡轮/火箭模态连续爆轰燃烧室与所述外机匣壳体之间形成环形的冲压模态连续爆轰燃烧室，所述冲压模态连续爆轰燃烧室为连续爆轰冲压模态用燃烧室，所述连续爆轰冲压模态包括超燃冲压模态和亚燃冲压模态；
所述涡轮/火箭模态连续爆轰燃烧室为连续爆轰涡轮模态和连续爆轰火箭模态共用的燃烧室。
更进一步地，所述中心锥外壁面与所述外机匣壳体之间连接有多个沿周向均匀分布的连接管；
所述中心锥内部设置有与所述氧化剂喷注孔连通的氧化剂输送通道；
所述连接管一端与所述氧化剂输送通道连通，另一端与外部的氧化剂储箱连通。
更进一步地，所述中心锥内部还设置有环形的氧化剂储存稳压腔；
所述氧化剂储存稳压腔连通于所述连接管与所述氧化剂输送通道之间。
更进一步地，还包括多个沿周向均匀分布的燃料喷注管；
所述燃料喷注管固定连接于所述固定环与所述外机匣壳体之间，用于连通所述内侧燃料喷注孔与外侧的燃料储箱。
更进一步地，所述涡轮/火箭连续爆轰发动机尾喷管为拉瓦尔喷管，用于通过前后伸缩提供最大化推力。
更进一步地，所述涡轮/火箭模态连续爆轰燃烧室与所述涡轮/火箭模态连续爆轰发动机尾喷管之间设置有缩径结构。
更进一步地，所述涡轮/火箭模态连续爆轰发动机尾喷管为可变形扩张的喷管。
另外，本发明还提供了一种上述全连续爆轰模态涡轮火箭冲压组合循环发动机的运行方法，该运行方法包括：
第一阶段：零速启动，零速时组合循环发动机启动连续爆轰涡轮模态，在压气机作用下空气进入涡轮/火箭模态连续爆轰燃烧室，通过内侧燃料喷注孔向涡轮/火箭模态连续爆轰燃烧室内喷射燃料，通过氧化剂喷注孔向涡轮/火箭模态连续爆轰燃烧室内喷射氧化剂，燃料和氧化剂掺混形成可爆燃气，起爆后形成自持传播的连续爆轰波，涡轮受到爆轰产生的高温燃气驱动，带动压气机进一步吸入空气，高温燃气从涡轮/火箭模态连续爆轰发动机尾喷管喷出，产生推力，实现飞行器的零速启动；
第二阶段：当飞行器的飞行速度达到Ma2时，第一模态转换器与第二模态转换器作动收缩，组合循环发动机启动连续爆轰冲压模态且转换为涡轮-冲压工作模态，通过亚燃冲压模态燃料喷注孔向冲压模态连续爆轰燃烧室喷注燃料，通过内侧燃料喷注孔向涡轮/火箭模态连续爆轰燃烧室内喷注燃料，冲压模态连续爆轰燃烧室中燃料与来流空气充分掺混，涡轮/火箭模态连续爆轰燃烧室中的燃料与经压气机进入的空气进行混合，然后分别起爆并形成连续爆轰；随着飞行马赫数增加，第一模态转换器与第二模态转换器进一步收缩，同时调节冲压模态连续爆轰燃烧室的燃料喷注流量，保证当量比范围，当第一模态转换器收缩至中心体处，第二模态转换器收缩至涡轮/火箭模态连续爆轰燃烧室外壁面时，涡轮/火箭模态连续爆轰燃烧室停止工作，此时完全由冲压模态连续爆轰燃烧室提供动力；
第三阶段：飞行马赫数达到Ma3后，组合循环发动机切换为亚燃冲压模态，通过亚燃冲压模态燃料喷注孔喷注的燃料与来流空气在隔离段流道内产生预燃激波串，进入冲压模态连续爆轰燃烧室后起爆形成稳定传播的连续爆轰波，实现亚燃冲压连续爆轰燃烧；
第四阶段：飞行马赫数达到Ma5后，组合循环发动机进入超燃冲压模态，可伸缩外唇罩后移，可变形喷管由拉瓦尔喷管结构形式调整为扩张喷管结构形式，同时燃料喷注位置由亚燃冲压模态燃料喷注孔替换为超燃冲压模态燃料喷注孔，延长液体燃料与超声速来流空气的掺混距离，组合循环发动机转换为高马赫数超燃冲压模态连续爆轰发动机；
第五阶段：当飞行器的飞行速度达到Ma8以上或需要进入临近空间以及入轨飞行时，组合循环发动机关闭连续爆轰超燃冲压模态，通过氧化剂喷注孔进入涡轮/火箭模态连续爆轰燃烧室的氧化剂与通过内侧燃料喷注孔进入的液体燃料进行掺混起爆，高温燃气通过涡轮/火箭模态连续爆轰发动机尾喷管喷出提供推力，开启连续爆轰火箭模态。
有益效果：
1、本发明的全连续爆轰模态涡轮火箭冲压组合循环发动机由涡轮式连续爆轰发动机、火箭式连续爆轰发动机和冲压式连续爆轰发动机通过串并混联形式有机组合而成，兼具四种连续爆轰模态，融合了连续爆轰涡轮发动机、连续爆轰火箭发动机和连续爆轰冲压发动机三种动力类型及其气动热力循环，通过不同热力循环的有机组合以及连续爆轰燃烧全面提升发动机的热循环效率，利用火箭发动机不受高度和速度限制的优点弥补冲压发动机无法零速启动、大角度机动困难的不足，将火箭发动机与宽域进气的冲压发动机结合起来，解决了传统涡轮基组合循环发动机在过渡区间存在的“推力陷阱”问题，完成不同模态间的平稳转换，使发动机在全流域内高效稳定工作，拓宽了发动机的工作空域与飞行速域，提升了组合循环发动机在模态转换时的性能欠缺，增强了发动机在各个模态下的性能，实现发动机宽域工作并且每种工作模态均具有较佳的性能。
2、本发明的全连续爆轰模态涡轮火箭冲压组合循环发动机能够兼顾火箭发动机全速域和涡轮发动机高性能的特点，在不降低推力性能的前提下解决“推力鸿沟”的问题，并通过将涡轮模态连续爆轰燃烧室以及火箭模态连续爆轰燃烧室进行共用设计，涡轮/火箭模态连续爆轰燃烧室为连续爆轰涡轮模态和连续爆轰火箭模态共用的燃烧室，有效减小了发动机的占用空间，具备结构紧凑、工作范围宽的特点，是飞行器实现宽速域、广空域飞行的理想动力装置。
3、本发明的全连续爆轰模态涡轮火箭冲压组合循环发动机巧妙地将流道进行共用融合设计，使得组合循环发动机全流道更紧凑、轻质、高效，能够最大程度发挥组合循环发动机的全速域推进性能，并且不同模态均采用爆轰燃烧方式相较于传统等压燃烧具有更高的循环性能提升潜力，理论上可以适应0~10+Ma范围内的工作区间，使得采用本发明组合循环发动机为动力装置的飞行器具备水平起降、天地往返、重复使用的优点，为新型空天组合循环动力方案提供一种新的途径。
4、采用本发明组合循环发动机的运行方法能够发挥出连续爆轰涡轮发动机、连续爆轰火箭发动机和连续爆轰冲压发动机在各自工作范围内的技术优势，并且满足不同工作阶段与不同工作模态下组合循环动力系统工作的灵活性与高效率要求。
附图说明
图1为本发明全连续爆轰模态涡轮火箭冲压组合循环发动机的结构示意图；
图2为图1中组合循环发动机的A-A截面剖视图。
其中，1-外机匣，2-中心体，3-模态转换装置，4-连接管，5-燃料喷注管，11-可伸缩外唇罩，12-外机匣壳体，13-可变形喷管，14-隔离段流道，15-超燃冲压模态燃料喷注孔，16-亚燃冲压模态燃料喷注孔，17-冲压模态连续爆轰燃烧室，21-中心锥，22-压气机，23-涡轮，24-涡轮/火箭模态连续爆轰燃烧室，25-涡轮/火箭模态连续爆轰发动机尾喷管，26-缩径结构，211-氧化剂喷注孔，212-氧化剂输送通道，213-氧化剂储存稳压腔，31-第一模态转换器，32-固定环，33-第二模态转换器，34-内侧燃料喷注孔
具体实施方式
下面结合附图并举实施例，对本发明进行详细描述。
实施例一
本实施例提供了一种全连续爆轰模态涡轮火箭冲压组合循环发动机，可用于具有重复使用和水平起降功能的空天飞行器等，如图1和图2所示，该组合循环发动机整体呈轴对称结构，并包括外机匣1、中心体2以及模态转换装置3；在本实施例中，组合循环发动机的中心轴线沿图1中的水平方向延伸，在图1中图的左侧为该组合循环发动机的前端，图1中图的右侧为该组合循环发动机的后端，沿轴向从前到后即为图1中沿中心轴线从左侧到右侧；
外机匣1包括沿轴向从前到后依次同轴相连的可伸缩外唇罩11、外机匣壳体12以及可变形喷管13；外机匣壳体12与模态转换装置3之间形成隔离段流道14；外机匣壳体12为两端开口的圆筒状结构，并设置有多个沿周向均匀分布的超燃冲压模态燃料喷注孔15和多个沿周向均匀分布的亚燃冲压模态燃料喷注孔16；亚燃冲压模态燃料喷注孔16位于隔离段流道14内；超燃冲压模态燃料喷注孔15位于可伸缩外唇罩11与亚燃冲压模态燃料喷注孔16之间；超燃冲压模态燃料喷注孔15和亚燃冲压模态燃料喷注孔16均与外部的燃料储箱连通；
中心体2包括沿轴向从前到后依次同轴布设的中心锥21、压气机22、涡轮23、涡轮/火箭模态连续爆轰燃烧室24以及涡轮/火箭模态连续爆轰发动机尾喷管25；压气机22、涡轮23、涡轮/火箭模态连续爆轰燃烧室24以及涡轮/火箭模态连续爆轰发动机尾喷管25构成涡轮/火箭模态连续爆轰发动机；中心锥21的前端伸出外机匣1的外部，并与可伸缩外唇罩11之间形成可调节进气道；可伸缩外唇罩11能够沿轴向伸缩，中心锥21的外表面为曲面，使得进气道能够通过可伸缩外唇罩11的轴向伸缩实现调节；压气机22和涡轮23安装于中心锥21的后端部；中心锥21在压气机22与涡轮23之间设置有沿周向均匀分布的氧化剂喷注孔211，氧化剂喷注孔211用于向涡轮/火箭模态连续爆轰燃烧室24内喷射氧化剂；涡轮23位于涡轮/火箭模态连续爆轰燃烧室24内；涡轮/火箭连续爆轰发动机尾喷管可以为拉瓦尔喷管，用于通过前后伸缩提供最大化推力；涡轮/火箭模态连续爆轰发动机尾喷管25还可以为可变形扩张的喷管；中心锥21外壁面与外机匣壳体12之间连接有多个沿周向均匀分布的连接管4，通过连接管4将中心锥21固定安装于外机匣壳体12内；中心锥21内部设置有与氧化剂喷注孔211连通的氧化剂输送通道212；连接管4一端与氧化剂输送通道212连通，另一端与外部的氧化剂储箱连通，通过连接管4和氧化剂输送通道212将外机匣壳体12外部的氧化剂输送至中心体2内，并通过氧化剂喷注孔211喷注于涡轮/火箭模态连续爆轰燃烧室24内；中心锥21内部还可以设置有环形的氧化剂储存稳压腔213；氧化剂储存稳压腔213连通于连接管4与氧化剂输送通道212之间；通过氧化剂储存稳压腔213能够储存一定量的氧化剂，能够对氧化剂的压力进行稳定和缓冲，使得通过氧化剂喷注孔211喷出的氧化剂压力稳定、流量均匀；
模态转换装置3包括沿轴向从前到后依次同轴相连的第一模态转换器31、固定环32以及第二模态转换器33；固定环32与外机匣壳体12的内壁固定连接，介于压气机22和外机匣壳体12之间，并设置有用于向涡轮/火箭模态连续爆轰燃烧室24内喷射燃料的内侧燃料喷注孔34；第一模态转换器31和第二模态转换器33均能够作动收缩和扩张，使第一模态转换器31的外端部在外机匣壳体12与中心锥21之间摆动且第二模态转换器33的外端部在外机匣壳体12与涡轮/火箭模态连续爆轰燃烧室24之间摆动，用于控制组合循环发动机的模态转换；当第一模态转换器31和第二模态转换器33均作动收缩至极限位置时，第一模态转换器31的外端部与中心锥21接触，第二模态转换器33的外端部与涡轮/火箭模态连续爆轰燃烧室24接触，隔离段流道14处于最大开启状态，进气道与冲压模态连续爆轰燃烧室17通过隔离段流道14连通；当第一模态转换器31和第二模态转换器33均作动扩张至极限位置时，第一模态转换器31的外端部与外机匣壳体12的内壁接触，第二模态转换器33的外端部与外机匣壳体12的内壁接触，隔离段流道14断开；
涡轮/火箭模态连续爆轰燃烧室24与外机匣壳体12之间形成环形的冲压模态连续爆轰燃烧室17，冲压模态连续爆轰燃烧室17为连续爆轰冲压模态用燃烧室，连续爆轰冲压模态包括超燃冲压模态和亚燃冲压模态；超燃冲压模态时，燃料通过超燃冲压模态燃料喷注孔15喷入冲压模态连续爆轰燃烧室17；亚燃冲压模态时，燃料通过亚燃冲压模态燃料喷注孔16喷入冲压模态连续爆轰燃烧室17；
涡轮/火箭模态连续爆轰燃烧室24为连续爆轰涡轮模态和连续爆轰火箭模态共用的燃烧室。
上述组合循环发动机还包括多个沿周向均匀分布的燃料喷注管5；燃料喷注管5固定连接于固定环32与外机匣壳体12之间，用于连通内侧燃料喷注孔34与外侧的燃料储箱。涡轮/火箭模态连续爆轰燃烧室24与涡轮/火箭模态连续爆轰发动机尾喷管25之间设置有缩径结构26。
上述全连续爆轰模态涡轮火箭冲压组合循环发动机由涡轮式连续爆轰发动机、火箭式连续爆轰发动机和冲压式连续爆轰发动机通过串并混联形式有机组合而成，兼具四种连续爆轰模态，融合了连续爆轰涡轮发动机、连续爆轰火箭发动机和连续爆轰冲压发动机三种动力类型及其气动热力循环，通过不同热力循环的有机组合以及连续爆轰燃烧全面提升发动机的热循环效率，利用火箭发动机不受高度和速度限制的优点弥补冲压发动机无法零速启动、大角度机动困难的不足，将火箭发动机与宽域进气的冲压发动机结合起来，解决了传统涡轮基组合循环发动机在过渡区间存在的“推力陷阱”问题，完成不同模态间的平稳转换，使发动机在全流域内高效稳定工作，拓宽了发动机的工作空域与飞行速域，提升了组合循环发动机在模态转换时的性能欠缺，增强了发动机在各个模态下的性能，实现发动机宽域工作并且每种工作模态均具有较佳的性能。
上述全连续爆轰模态涡轮火箭冲压组合循环发动机能够兼顾火箭发动机全速域和涡轮发动机高性能的特点，在不降低推力性能的前提下解决“推力鸿沟”的问题，并通过将涡轮模态连续爆轰燃烧室以及火箭模态连续爆轰燃烧室进行共用设计，涡轮/火箭模态连续爆轰燃烧室24为连续爆轰涡轮模态和连续爆轰火箭模态共用的燃烧室，有效减小了发动机的占用空间，具备结构紧凑、工作范围宽的特点，是飞行器实现宽速域、广空域飞行的理想动力装置。
上述全连续爆轰模态涡轮火箭冲压组合循环发动机巧妙地将流道进行共用融合设计，使得组合循环发动机全流道更紧凑、轻质、高效，能够最大程度发挥组合循环发动机的全速域推进性能，并且不同模态均采用爆轰燃烧方式相较于传统等压燃烧具有更高的循环性能提升潜力，理论上可以适应0~10+Ma范围内的工作区间，使得采用本发明组合循环发动机为动力装置的飞行器具备水平起降、天地往返、重复使用的优点，为新型空天组合循环动力方案提供一种新的途径。
实施例二
本实施例提供了一种上述全连续爆轰模态涡轮火箭冲压组合循环发动机的运行方法，该运行方法包括：
第一阶段：零速启动，飞行器零速时组合循环发动机启动连续爆轰涡轮模态（0~2Ma），此时，第一模态转换器31和第二模态转换器33处于最大扩张状态，隔离段流道14被断开，在压气机22作用下来流空气被驱动增压进入涡轮/火箭模态连续爆轰燃烧室24，通过内侧燃料喷注孔34向涡轮/火箭模态连续爆轰燃烧室24内喷射燃料，通过氧化剂喷注孔211向涡轮/火箭模态连续爆轰燃烧室24内喷射氧化剂，燃料和氧化剂掺混形成可爆燃气，起爆后形成自持传播的连续爆轰波，涡轮23受到爆轰产生的高温燃气驱动，带动压气机22进一步吸入空气，高温燃气从涡轮/火箭模态连续爆轰发动机尾喷管火箭模态连续爆轰发动机尾喷管25喷出，产生推力，实现飞行器的零速启动；
第二阶段：当飞行器的飞行速度达到Ma2时，进气道启动，第一模态转换器31与第二模态转换器33作动收缩，组合循环发动机启动连续爆轰冲压模态且转换为涡轮-冲压工作模态（2~3Ma），通过亚燃冲压模态燃料喷注孔16向冲压模态连续爆轰燃烧室17喷注燃料，通过内侧燃料喷注孔内侧燃料喷注孔34向涡轮/火箭模态连续爆轰燃烧室24内喷注燃料，冲压模态连续爆轰燃烧室17中燃料与来流空气充分掺混，涡轮/火箭模态连续爆轰燃烧室24中的燃料与经压气机22进入的空气进行混合，然后分别起爆并形成连续爆轰，这一工作状态解决了传统涡轮23基组合循环发动机在2~3Ma范围内面临的“推力陷阱”难题；随着飞行马赫数增加，第一模态转换器31与第二模态转换器33进一步收缩，同时调节冲压模态连续爆轰燃烧室17的燃料喷注流量，保证当量比范围，当第一模态转换器31收缩至中心体2处，第二模态转换器33收缩至涡轮/火箭模态连续爆轰燃烧室24外壁面时，涡轮/火箭模态连续爆轰燃烧室24停止工作，此时完全由冲压模态连续爆轰燃烧室17提供动力；
第三阶段：飞行马赫数达到Ma3后，组合循环发动机切换为亚燃冲压模态（3~5Ma），通过亚燃冲压模态燃料喷注孔16喷注的燃料与来流空气在隔离段流道14内产生预燃激波串，进入冲压模态连续爆轰燃烧室17后起爆形成稳定传播的连续爆轰波，实现亚燃冲压连续爆轰燃烧；
第四阶段：飞行马赫数达到Ma5后，组合循环发动机进入超燃冲压模态（5~8Ma），此时流道内大部分区域处于超声速状态，可伸缩外唇罩11后移，捕获更多的来流空气，可变形喷管13通过机械调节由拉瓦尔喷管结构形式调整为扩张喷管结构形式，同时燃料喷注位置由亚燃冲压模态燃料喷注孔16替换为超燃冲压模态燃料喷注孔15，延长了液体燃料与超声速来流空气的掺混距离，组合循环发动机转换为高马赫数超燃冲压模态连续爆轰发动机；
第五阶段：当飞行器的飞行速度达到Ma8以上或需要进入临近空间以及入轨飞行时，组合循环发动机关闭连续爆轰超燃冲压模态，通过氧化剂喷注孔211进入涡轮/火箭模态连续爆轰燃烧室24的氧化剂与通过内侧燃料喷注孔34进入的液体燃料进行掺混起爆，高温燃气通过涡轮/火箭模态连续爆轰发动机尾喷管25喷出提供推力，开启连续爆轰火箭模态（8~10+Ma）。
当飞行器任务完成后，组合循环发动机工作模态可依次通过火箭-冲压-涡轮进行转换并返回预定场地，整个工作过程实现闭环。
采用上述运行方法能够发挥出连续爆轰涡轮发动机、连续爆轰火箭发动机和连续爆轰冲压发动机在各自工作范围内的技术优势，并且满足不同工作阶段与不同工作模态下组合循环动力系统工作的灵活性与高效率要求。
综上所述，以上仅为本发明的较佳实施例而已，并非用于限定本发明的保护范围。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 (8)
1.全连续爆轰模态涡轮火箭冲压组合循环发动机，其特征在于，整体呈轴对称结构，并包括外机匣、中心体以及模态转换装置；
所述外机匣包括沿轴向从前到后依次同轴相连的可伸缩外唇罩、外机匣壳体以及可变形喷管；所述外机匣壳体与所述模态转换装置之间形成隔离段流道；所述外机匣壳体为圆筒状结构，并设置有多个沿周向均匀分布的超燃冲压模态燃料喷注孔和多个沿周向均匀分布的亚燃冲压模态燃料喷注孔；所述亚燃冲压模态燃料喷注孔位于所述隔离段流道内；所述超燃冲压模态燃料喷注孔位于所述可伸缩外唇罩与所述亚燃冲压模态燃料喷注孔之间；所述超燃冲压模态燃料喷注孔和所述亚燃冲压模态燃料喷注孔均与外部的燃料储箱连通；
所述中心体包括沿轴向从前到后依次同轴布设的中心锥、压气机、涡轮、涡轮/火箭模态连续爆轰燃烧室以及涡轮/火箭模态连续爆轰发动机尾喷管；所述压气机、所述涡轮、所述涡轮/火箭模态连续爆轰燃烧室以及所述涡轮/火箭模态连续爆轰发动机尾喷管构成涡轮/火箭模态连续爆轰发动机；所述中心锥的前端伸出所述外机匣的外部，并与所述可伸缩外唇罩之间形成可调节进气道；所述压气机和所述涡轮安装于所述中心锥的后端部；所述中心锥在所述压气机与所述涡轮之间设置有沿周向均匀分布的氧化剂喷注孔，所述氧化剂喷注孔用于向所述涡轮/火箭模态连续爆轰燃烧室内喷射氧化剂；所述涡轮位于所述涡轮/火箭模态连续爆轰燃烧室内；
所述模态转换装置包括沿轴向从前到后依次同轴相连的第一模态转换器、固定环以及第二模态转换器；所述固定环与所述外机匣壳体的内壁固定连接，介于所述压气机和所述外机匣壳体之间，并设置有用于向所述涡轮/火箭模态连续爆轰燃烧室内喷射燃料的内侧燃料喷注孔；所述第一模态转换器和所述第二模态转换器均能够作动收缩和扩张，使所述第一模态转换器的外端部在所述外机匣壳体与所述中心锥之间摆动且所述第二模态转换器的外端部在所述外机匣壳体与所述涡轮/火箭模态连续爆轰燃烧室之间摆动，用于控制组合循环发动机的模态转换；
所述涡轮/火箭模态连续爆轰燃烧室与所述外机匣壳体之间形成环形的冲压模态连续爆轰燃烧室，所述冲压模态连续爆轰燃烧室为连续爆轰冲压模态用燃烧室，所述连续爆轰冲压模态包括超燃冲压模态和亚燃冲压模态；
所述涡轮/火箭模态连续爆轰燃烧室为连续爆轰涡轮模态和连续爆轰火箭模态共用的燃烧室。
2.如权利要求1所述的发动机，其特征在于，所述中心锥外壁面与所述外机匣壳体之间连接有多个沿周向均匀分布的连接管；
所述中心锥内部设置有与所述氧化剂喷注孔连通的氧化剂输送通道；
所述连接管一端与所述氧化剂输送通道连通，另一端与外部的氧化剂储箱连通。
3.如权利要求2所述的发动机，其特征在于，所述中心锥内部还设置有环形的氧化剂储存稳压腔；
所述氧化剂储存稳压腔连通于所述连接管与所述氧化剂输送通道之间。
4.如权利要求1所述的发动机，其特征在于，还包括多个沿周向均匀分布的燃料喷注管；
所述燃料喷注管固定连接于所述固定环与所述外机匣壳体之间，用于连通所述内侧燃料喷注孔与外侧的燃料储箱。
5.如权利要求1-4任一项所述的发动机，其特征在于，所述涡轮/火箭连续爆轰发动机尾喷管为拉瓦尔喷管，用于通过前后伸缩提供最大化推力。
6.如权利要求1-4任一项所述的发动机，其特征在于，所述涡轮/火箭模态连续爆轰燃烧室与所述涡轮/火箭模态连续爆轰发动机尾喷管之间设置有缩径结构。
7.如权利要求1-4任一项所述的发动机，其特征在于，所述涡轮/火箭模态连续爆轰发动机尾喷管为可变形扩张的喷管。
8.如权利要求1-7任意一项所述的全连续爆轰模态涡轮火箭冲压组合循环发动机的运行方法，其特征在于，包括：
第一阶段：零速启动，零速时组合循环发动机启动连续爆轰涡轮模态，在压气机作用下空气进入涡轮/火箭模态连续爆轰燃烧室，通过内侧燃料喷注孔向涡轮/火箭模态连续爆轰燃烧室内喷射燃料，通过氧化剂喷注孔向涡轮/火箭模态连续爆轰燃烧室内喷射氧化剂，燃料和氧化剂掺混形成可爆燃气，起爆后形成自持传播的连续爆轰波，涡轮受到爆轰产生的高温燃气驱动，带动压气机进一步吸入空气，高温燃气从涡轮/火箭模态连续爆轰发动机尾喷管喷出，产生推力，实现飞行器的零速启动；
第二阶段：当飞行器的飞行速度达到Ma2时，第一模态转换器与第二模态转换器作动收缩，组合循环发动机启动连续爆轰冲压模态且转换为涡轮-冲压工作模态，通过亚燃冲压模态燃料喷注孔向冲压模态连续爆轰燃烧室喷注燃料，通过内侧燃料喷注孔向涡轮/火箭模态连续爆轰燃烧室内喷注燃料，冲压模态连续爆轰燃烧室中燃料与来流空气充分掺混，涡轮/火箭模态连续爆轰燃烧室中的燃料与经压气机进入的空气进行混合，然后分别起爆并形成连续爆轰；随着飞行马赫数增加，第一模态转换器与第二模态转换器进一步收缩，同时调节冲压模态连续爆轰燃烧室的燃料喷注流量，保证当量比范围，当第一模态转换器收缩至中心体处，第二模态转换器收缩至涡轮/火箭模态连续爆轰燃烧室外壁面时，涡轮/火箭模态连续爆轰燃烧室停止工作，此时完全由冲压模态连续爆轰燃烧室提供动力；
第三阶段：飞行马赫数达到Ma3后，组合循环发动机切换为亚燃冲压模态，通过亚燃冲压模态燃料喷注孔喷注的燃料与来流空气在隔离段流道内产生预燃激波串，进入冲压模态连续爆轰燃烧室后起爆形成稳定传播的连续爆轰波，实现亚燃冲压连续爆轰燃烧；
第四阶段：飞行马赫数达到Ma5后，组合循环发动机进入超燃冲压模态，可伸缩外唇罩后移，可变形喷管由拉瓦尔喷管结构形式调整为扩张喷管结构形式，同时燃料喷注位置由亚燃冲压模态燃料喷注孔替换为超燃冲压模态燃料喷注孔，延长液体燃料与超声速来流空气的掺混距离，组合循环发动机转换为高马赫数超燃冲压模态连续爆轰发动机；
第五阶段：当飞行器的飞行速度达到Ma8以上或需要进入临近空间以及入轨飞行时，组合循环发动机关闭连续爆轰超燃冲压模态，通过氧化剂喷注孔进入涡轮/火箭模态连续爆轰燃烧室的氧化剂与通过内侧燃料喷注孔进入的液体燃料进行掺混起爆，高温燃气通过涡轮/火箭模态连续爆轰发动机尾喷管喷出提供推力，开启连续爆轰火箭模态。
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