The invention provides a combined cycle engine, which comprises a shell, a central cone, a gas turbine unit, a ramjet combustion unit, an auxiliary rocket, an oxidant supply unit, a fuel supply unit and a tail nozzle assembly. When the combined cycle engine works in the transition mode, the auxiliary rocket can provide thrust supplement for the combined cycle engine, thus improving the dynamic performance of the combined cycle engine in the transition mode, thus effectively solving the \thrust gap\ between the gas turbine mode and the ramjet combustion mode of the combined cycle engine. Moreover, the flight speed in the transition mode is the most ideal working condition for the assistant rocket ejection, which improves the comprehensive dynamic performance of the combined cycle engine. In addition, the combined cycle engine of the present invention has simple structure and good robustness.
【技术实现步骤摘要】
组合循环发动机
本专利技术涉及发动机
，尤其涉及一种组合循环发动机。
技术介绍
传统的组合循环发动机包括燃气涡轮单元和冲压燃烧单元，且燃气涡轮单元与冲压燃烧单元可采用串联式布局，也可采用并联布局。对于串联式布局来说，组合循环发动机难以在马赫数5.0以上的条件下工作；对于并联式布局来说，由于燃气涡轮单元与冲压燃烧单元在模式转换点附近(即过渡模态下)性能均较差，因而燃气涡轮单元与冲压燃烧单元在过渡模态下存在“推力鸿沟”问题。目前，为了解决燃气涡轮单元与冲压燃烧单元之间的“推力鸿沟”问题，组合循环发动机通常在进气通道内设置换热器的方法来扩大燃气涡轮单元的有效工作范围，但仍存在系统复杂、鲁棒性差、技术成熟度偏低等问题，在短时间内仍无法满足空天运输系统对动力系统的需求。
技术实现思路
鉴于
技术介绍
中存在的问题，本专利技术的目的在于提供一种组合循环发动机，其提高了过渡模态下的动力性能，有效地解决了组合循环发动机在燃气涡轮模态与冲压燃烧模态之间的“推力鸿沟”问题，且该种类型的组合循环发动机结构简单、鲁棒性好。为了实现上述目的，本专利技术提供了一种组合循环发动机，其包括：壳体；中心锥体，设置于壳体内且与壳体形成有空气入口；燃气涡轮单元，设置于壳体内并与壳体形成有进气通道，进气通道连通于空气入口，且燃气涡轮单元具有：第一进气口，受控连通于进气通道；以及第一燃烧室，连通于第一进气口；冲压燃烧单元，设置于燃气涡轮单元与壳体之间并具有：第二进气口，连通于进气通道；以及第二燃烧室，连通于第二进气口；辅助火箭，固定设置于燃气涡轮单元内并沿轴向位于第一燃烧室下游；氧化剂供给单元，连通...
【技术保护点】
1.一种组合循环发动机，其特征在于，包括：壳体(1)；中心锥体(2)，设置于壳体(1)内且与壳体(1)形成有空气入口(A)；燃气涡轮单元(3)，设置于壳体(1)内并与壳体(1)形成有进气通道(B)，进气通道(B)连通于空气入口(A)，且燃气涡轮单元(3)具有：第一进气口(31)，受控连通于进气通道(B)；以及第一燃烧室(32)，连通于第一进气口(31)；冲压燃烧单元(4)，设置于燃气涡轮单元(3)与壳体(1)之间并具有：第二进气口(41)，连通于进气通道(B)；以及第二燃烧室(42)，连通于第二进气口(41)；辅助火箭(5)，固定设置于燃气涡轮单元(3)内并沿轴向位于第一燃烧室(32)下游；氧化剂供给单元(6)，连通于辅助火箭(5)；燃料供给单元(7)，受控连通于燃气涡轮单元(3)的第一燃烧室(32)、冲压燃烧单元(4)的第二燃烧室(42)以及辅助火箭(5)；以及尾喷管组件(8)，连通于燃气涡轮单元(3)、冲压燃烧单元(4)和辅助火箭(5)；其中，设组合循环发动机当前的飞行速度为V，则组合循环发动机的工作过程为：当0＜V＜V1时，第一进气口(31)处于打开状态、燃料供给单元(7)连通于...
【技术特征摘要】
1.一种组合循环发动机，其特征在于，包括：壳体(1)；中心锥体(2)，设置于壳体(1)内且与壳体(1)形成有空气入口(A)；燃气涡轮单元(3)，设置于壳体(1)内并与壳体(1)形成有进气通道(B)，进气通道(B)连通于空气入口(A)，且燃气涡轮单元(3)具有：第一进气口(31)，受控连通于进气通道(B)；以及第一燃烧室(32)，连通于第一进气口(31)；冲压燃烧单元(4)，设置于燃气涡轮单元(3)与壳体(1)之间并具有：第二进气口(41)，连通于进气通道(B)；以及第二燃烧室(42)，连通于第二进气口(41)；辅助火箭(5)，固定设置于燃气涡轮单元(3)内并沿轴向位于第一燃烧室(32)下游；氧化剂供给单元(6)，连通于辅助火箭(5)；燃料供给单元(7)，受控连通于燃气涡轮单元(3)的第一燃烧室(32)、冲压燃烧单元(4)的第二燃烧室(42)以及辅助火箭(5)；以及尾喷管组件(8)，连通于燃气涡轮单元(3)、冲压燃烧单元(4)和辅助火箭(5)；其中，设组合循环发动机当前的飞行速度为V，则组合循环发动机的工作过程为：当0＜V＜V1时，第一进气口(31)处于打开状态、燃料供给单元(7)连通于燃气涡轮单元(3)的第一燃烧室(32)、且燃料供给单元(7)与冲压燃烧单元(4)的第二燃烧室(42)和辅助火箭(5)不连通，此时燃料供给单元(7)向第一燃烧室(32)内供入的燃料与经由第一进气口(31)进入第一燃烧室(32)内的空气混合燃烧且混合燃烧后的气体经由尾喷管组件(8)排出、经由第二进气口(41)进入第二燃烧室(42)内的空气不参与燃烧并直接经由尾喷管组件(8)排出；当V1≤V＜V2时，第一进气口(31)处于打开状态、燃料供给单元(7)连通于燃气涡轮单元(3)的第一燃烧室(32)和辅助火箭(5)、且燃料供给单元(7)与冲压燃烧单元(4)的第二燃烧室(42)不连通，此时燃料供给单元(7)向第一燃烧室(32)内供入的燃料与经由第一进气口(31)进入第一燃烧室(32)内的空气混合燃烧且混合燃烧后的气体经由尾喷管组件(8)排出、燃料供给单元(7)向辅助火箭(5)内供入的燃料与经由氧化剂供给单元(6)供入辅助火箭(5)内的氧化剂混合燃烧且混合燃烧后的气体经由尾喷管组件(8)排出、经由第二进气口(41)进入第二燃烧室(42)内的空气不参与燃烧并直接经由尾喷管组件(8)排出；当V2≤V时，第一进气口(31)处于关闭状态、燃料供给单元(7)连通于冲压燃烧单元(4)的第二燃烧室(42)、且燃料供给单元(7)与燃气涡轮单元(3)的第一燃烧室(32)和辅助火箭(5)不连通，此时燃料供给单元(7)向第二燃烧室(42)内供入的燃料与经由第二进气口(41)进入第二燃烧室(42)内的空气混合燃烧且混合燃烧后的气体经由尾喷管组件(8)排出气。2.根据权利要求1所述的组合循环发动机，其特征在于，壳体(1)还设置有：放气口(12)，受控连通于进气通道(B)。3.根据权利要求1所述的组合循环发动机，其特征在于，中心锥体(2)包括：后体(21)，固定于壳体(1)；前体(22)，设置于空气入口(A)处并滑动连接于后体(21)；以及推杆(23)，固定连接于前体(22)，用于带动前体(22)沿轴向相对后体(21)运动，以调节空气入口(A)大小。4.根据...
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