组合发动机系统、航空航天飞行器及飞行控制方法、装置与流程

1.本发明涉及航空航天发动机领域，更具体地，涉及一种组合爆震发动机系统和飞行控制方法。


背景技术：

2.自然界中存在缓燃燃烧和爆震燃烧两种燃烧方式，缓燃燃烧的火焰传播速率相对较低，内燃机、航空发动机和燃气轮机等动力装置内的燃烧方式均为缓燃燃烧；爆震燃烧的特点在于燃烧区的上游为激波结构，激波与燃烧区耦合在一起传播，爆震燃烧的火焰传播速度远高于缓燃燃烧，通常能达到数千米每秒。
3.航空航天领域竞争越来越激烈，对于空天领域关键革新技术的研究越来越引起各个国家的重视。近年来，伴随着对高超音速飞行器及单级入轨动力系统的研究的不断深入，新型连续旋转爆震发动机技术得到了快速的发展。研究表明，基于爆震燃烧的推进技术能够极大的减低燃油消耗，大幅度提高动力装置的比冲特性，对拓宽吸气式飞行器工作包线、提升现有武器装备经济性和作战性能具有重要的意义。
4.连续旋转爆震发动机是一种利用爆震燃烧的动力技术，其特点及优势在于：(1)只需要一次成功起爆，爆震波即可沿燃烧室圆周方向连续传播；(2)燃烧速率快，放热强度大，燃烧室结构紧凑，可以缩短发动机长度；(3)具有增压特性，可以减少涡轮发动机压气机级数或降低冲压发动机进气道总压损失，有利于简化推进系统设计，提高发动机推重比；(4)可用吸气式模态或火箭式模态工作，工作范围可从亚声速到高马赫数的超声速变化。
5.目前，虽然对于连续旋转爆震发动机的研究取得了较多的成果并且积累了比较多的经验，但是单一模态的爆震发动机的缺点也是明显的，为了研究不同应用场景下的可行性，进行了爆震组合发动机、爆震发动机与传统发动机组合动力的研究。
6.专利cn114439646a公开了一种空气涡轮火箭冲压组合推进系统；专利cn114810417a公开了一种全旋转爆震模态火箭冲压组合发动机及运行方法；专利cn113513430a公开了一种双或三组元连续旋转爆震发动机；专利cn111140399a公开了一种增材制造的连续旋转爆震火箭发动机及其增材制造方法。现有技术的组合连续旋转爆震发动机或者单模式发动机存在以下几个缺点：(1)当前爆震冲压发动机飞行速域比较窄，只有自身具备了一定的速度(飞行速度达到2.5ma)，才能实现自增压，达到发动机较佳的启动和工作条件，不同高度进气道无调节装置去适配不同高度的进气需求；(2)火箭模式的爆震发动机，可以零速启动，但是在整个飞行域都需要携带充足的氧化剂和燃料，所需携带氧化剂和燃料重量大，占用空间大；(3)爆震冲压和爆震火箭组合发动机，在飞行在2.5ma以下时(传统发动机的经济速域)，巡航经济性差，氧化剂和燃料消耗大，爆震火箭发动机所需的氧化剂是不能在飞行模式下得到补充的；(4)无可调节的尾喷管进行适配，故飞行器不能随飞行轨迹进行调节。


技术实现要素：

7.鉴于现有技术的组合旋转爆震发动机系统和单模式爆震发动机存在局限性的技术问题，本技术实施例提供了一种组合发动机系统、航空航天飞行器和飞行控制方法、装置，本技术实施例目的是：将新型的爆震发动机与传统的涡喷发动机进行组合，火箭模式、冲压模式、涡喷模式和组合模式这四种发动机模式组合在一起工作，可以相互切换和各自独立运行，将传统动力与新型动力技术结合，该组合发动机系统能够适应更多的应用场景；涡喷模式技术成熟，涡喷模式能够为火箭模式补充氧化剂，独特的氧化剂补充设计，大大减小了发动机氧化舱室的设计，飞行器发动机采用更小的尺寸，达到相同的飞行里程。并且，涡喷模式为火箭模式提供补充的氧化剂可以使得燃烧室气膜冷却降温，能够提高爆震冲压发动机装置和爆震火箭发动机装置的机电部件寿命。
8.本技术的技术方案如下：
9.一种组合发动机系统，包括：爆震冲压发动机装置、爆震火箭发动机装置和涡喷发动机装置；
10.所述爆震火箭发动机装置设置在所述爆震冲压发动机装置的内部，所述涡喷发动机装置设置在所述爆震冲压发动机装置的外部；
11.所述爆震火箭发动机装置和所述涡喷发动机装置设置成能够独立工作或两者组合工作形成组合模式，所述爆震冲压发动机装置独立工作，所述组合发动机系统的工作模式包括冲压模式、火箭模式、涡喷模式和组合模式。
12.在一些示例性的实施例中，所述爆震冲压发动机装置包括依次相连的进气模块、燃烧室模块和尾喷模块；所述进气模块设有与外界连通的进气流道；所述燃烧室模块设有环形的爆震冲压燃烧室以及位于所述爆震冲压燃烧室内侧的安装腔；所述尾喷模块设有与外界连通的尾喷流道，所述进气流道、所述爆震冲压燃烧室、所述尾喷流道依次连通，所述尾喷流道还与所述安装腔连通；
13.所述爆震火箭发动机装置设置在所述安装腔内，所述涡喷发动机装置设置在所述尾喷模块的外部。
14.在一些示例性的实施例中，所述进气模块包括进气外壳和进气导流件，所述进气外壳套设于所述进气导流件外侧，所述进气流道位于所述进气外壳与所述进气导流件之间；
15.所述燃烧室模块包括燃烧室外壳，所述燃烧室外壳与所述进气外壳相连，所述安装腔与所述进气导流件相连，所述爆震冲压燃烧室位于所述燃烧室外壳与所述安装腔之间；
16.所述尾喷模块包括尾喷外壳和尾喷管组件，所述尾喷外壳与所述燃烧室外壳相连，所述尾喷管组件位于所述尾喷外壳内侧，所述尾喷管组件的内部空间形成所述尾喷流道。
17.在一些示例性的实施例中，所述进气模块还包括：进气调节组件，设于所述进气外壳与所述进气导流件之间，所述进气外壳、所述进气调节组件、所述进气导流件合围出所述进气流道，所述进气调节组件设置成调节所述进气流道的流通面积。
18.在一些示例性的实施例中，所述进气调节组件包括：
19.调节件，与所述进气外壳滑动连接；
20.调节导轨，与所述调节件配合，并沿所述爆震冲压发动机装置的轴向延伸；和
21.第一驱动件，与所述调节件相连，设置成驱动所述调节件沿着所述调节导轨移动，使所述调节件与所述进气导流件之间的间隙宽度改变，以调节所述进气流道的流通面积。
22.在一些示例性的实施例中，所述调节件包括用于围合成所述进气流道的流道调节部，以及与所述调节导轨和所述第一驱动件连接的支撑连接部；
23.所述第一驱动件和所述调节导轨位于所述流道调节部的外侧壁与所述进气外壳的内侧壁之间。
24.在一些示例性的实施例中，所述进气导流件设置为空心结构，所述进气导流件内设有燃料储存腔；
25.所述爆震冲压发动机装置还包括燃料喷注模块，所述燃料喷注模块设有与所述燃料储存腔连通的进料口以及与所述爆震冲压燃烧室连通的喷注口，所述燃料喷注模块设置成将所述燃料储存腔内的燃料喷入所述爆震冲压燃烧室内。
26.在一些示例性的实施例中，所述尾喷模块还包括尾喷调节组件，与所述尾喷管组件相连，设置成调节所述尾喷流道的流通面积。
27.在一些示例性的实施例中，所述尾喷管组件包括多个导流叶片，多个所述导流叶片沿所述尾喷流道的周向设置并合围出所述尾喷流道；沿着排气方向，所述尾喷流道包括依次连通的收缩段和扩张段，所述收缩段与所述扩张段的连接部位形成喉口部；
28.所述尾喷调节组件包括设于所述尾喷管组件外侧的多个第二驱动件，所述多个第二驱动件与所述多个导流叶片一一对应连接，以驱动所述多个导流叶片位于所述喉口部的部位沿所述尾喷流道的径向向内收缩或向外扩张，使所述喉口部的流通面积得到调节；
29.所述尾喷调节组件还包括多个固定件，所述多个固定件与所述多个第二驱动件一一对应连接。
30.在一些示例性的实施例中，所述的组合发动机系统还包括氧化剂补充通道，连接所述涡喷发动机装置和所述爆震火箭发动机装置，所述氧化剂补充通道设置成利用所述涡喷发动机装置向所述爆震火箭发动机装置补充氧化剂。
31.在一些示例性的实施例中，所述涡喷发动机装置包括压气机以及燃烧室；所述爆震火箭发动机装置包括供给模块；所述压气机的出气口与所述燃烧室以及所述氧化剂补充通道的输入端连通；所述氧化剂补充通道的输出端与所述供给模块相连。
32.在一些示例性的实施例中，所述氧化剂补充通道包括依次连通的第一通道、第二通道和第三通道；
33.所述第一通道至少部分嵌入所述燃烧室外壳中，所述第二通道由所述燃烧室外壳向内延伸并伸入所述安装腔内，所述第三通道位于所述安装腔内。
34.在一些示例性的实施例中，所述涡喷发动机装置包括多个涡喷发动机，多个所述涡喷发动机沿所述尾喷外壳的周向间隔设置；
35.所述氧化剂补充通道的数量为多个，多个所述氧化剂补充通道与多个所述涡喷发动机一一对应连接。
36.在一些示例性的实施例中，所述爆震火箭发动机装置包括多个爆震火箭发动机，多个所述爆震火箭发动机沿所述安装腔周向设置；
37.沿着排气方向，所述爆震火箭发动机相对于所述爆震冲压发动机装置的轴向朝外
倾斜设置。
38.一种航空航天飞行器，包括如上述示例性的实施例中任一项所述的组合发动机系统。
39.一种飞行控制方法，采用上述示例性的实施例所述的航空航天飞行器执行飞行任务，包括：
40.基于满足第一飞行条件，控制所述组合发动机系统工作于涡喷模式、火箭模式或者组合模式；其中，组合模式的爆震火箭发动机装置和涡喷发动机装置都提供推力；
41.基于满足第二飞行条件，控制所述组合发动机系统工作于组合模式，其中，爆震火箭发动机装置提供推力，涡喷发动机装置为爆震火箭发动机装置补充氧化剂；
42.基于满足第三飞行条件，控制所述组合发动机系统工作于冲压模式；
43.基于满足第四飞行条件，控制所述组合发动机系统工作于火箭模式。
44.在一些示例性的实施例中，所述第一飞行条件包括：航空高度小于或等于25千米，或者飞行速度在0ma至1.6ma之间；
45.所述第二飞行条件包括：飞行速度在1.6ma至2.5ma之间；
46.所述第三飞行条件包括：航空高度低于100千米并且飞行速度大于等于2.5ma；
47.所述第四飞行条件包括：航空高度大于100千米。
48.在一些示例性的实施例中，所述飞行控制方法还包括：响应于零速启动指令，启动所述涡喷发动机装置和/或所述爆震火箭发动机装置。
49.一种控制装置，包括处理器以及存储有计算机程序的存储器，所述处理器执行所述计算机程序时实现如上述示例性的实施例中任一所述的飞行控制方法的步骤。
50.本技术实施例提供的组合发动机系统的有益效果为：
51.本技术实施例提供的组合发动机系统中，所述爆震火箭发动机装置和所述涡喷发动机装置设置成能够独立工作或两者组合工作形成组合模式，所述爆震冲压发动机装置独立工作，所述组合发动机系统的工作模式包括冲压模式、火箭模式、涡喷模式和组合模式。本技术实施例提供的组合发动机系统采用火箭模式和涡喷模式相结合的组合模式，涡喷模式技术成熟，涡喷模式能够为火箭模式补充氧化剂，独特的氧化剂补充设计，大大减小了发动机氧化舱室的设计，飞行器发动机采用更小的尺寸，达到相同的飞行里程。并且，涡喷模式为火箭模式提供补充的氧化剂可以使得燃烧室气膜冷却降温，能够提高爆震冲压发动机装置和爆震火箭发动机装置的机电部件寿命。
52.并且，四种发动机模式组合在一起工作，可以相互切换和各自独立运行，将传统动力与新型动力技术结合，该组合发动机系统能够适应更多的应用场景。如飞行器入轨后，若对动力装置回收，采用涡喷模式，通过改变转速，可以使得精准调节推力使得动力装置安稳落地，可以为动力装置的回收提供动力，而单独采用爆震模式组合推力控制较难，且不能渐变为零推力。组合动力模式使得本技术的组合发动机系统能够零速启动(根据需要选择涡喷模式、爆震火箭模式或者两者组合模式启动)，能够在涡喷发动机的经济速域、爆震冲压发动机的经济速域飞行，从而提高燃油经济性，降低燃料排放，涡喷模块工作的时候能够为爆震火箭发动机提供部分的氧化剂，所以整个飞行过程中爆震火箭所需的氧化剂大大减小。
53.并且，爆震火箭发动机装置设置在爆震冲压发动机装置的内部的结构布置，使得
组合发动机拓宽速域，设计尺寸更小、提升飞行器推重比。
54.本发明的其它特征和优点将在随后的说明书中阐述。
附图说明
55.附图用来提供对本发明技术方案的进一步理解，并且构成说明书的一部分，与本技术的实施例一起用于解释本发明的技术方案，并不构成对本发明技术方案的限制。
56.图1为本技术实施例的组合发动机系统的截面结构示意图；
57.图2为图1的尾喷调节组件和尾喷管组件的立体结构示意图；
58.图3为图1的组合发动机系统的立体结构示例图；
59.图4为图1的组合发动机系统的右视结构示意图；
60.附图标记：
61.1-爆震冲压发动机装置、11-进气模块、111-进气流道、112-进气外壳、113-进气导流件、114-进气调节组件、1141-调节件、1141-1-流道调节部、1141-2-支撑连接部、1142-调节导轨、1143-第一驱动件、12-燃烧室模块、121-爆震冲压燃烧室、122-安装腔、123-燃烧室外壳、13-尾喷模块、131-尾喷流道、1311-收缩段、1312-扩张段、1313-喉口部、132-尾喷外壳、133-尾喷管组件、1331-导流叶片、1332-导流外叶片、1333-导流内叶片、134-尾喷调节组件、1341-第二驱动件、1342-固定件、14-燃料储存腔、15-燃料喷注模块、2-爆震火箭发动机装置、21-供给模块、22-爆震火箭发动机、3-涡喷发动机装置、31-涡喷发动机、4-氧化剂补充通道、41-输入端、42-输出端、43-第一通道、44-第二通道、45-第三通道
具体实施方式
62.为使本发明的目的、技术方案和优点更加清楚明白，下文中将结合附图对本发明的实施例进行详细说明。显然，所描述的实施例仅仅是本发明的一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。
63.请参阅图1-4所示的本技术实施例所示的组合发动机系统的结构示意图。如图1所示，本技术实施例提供了一种组合发动机系统，包括爆震冲压发动机装置1、爆震火箭发动机装置2和涡喷发动机装置3；
64.其中，爆震火箭发动机装置2设置在爆震冲压发动机装置1的内部，涡喷发动机装置3设置在爆震冲压发动机装置1的外部；
65.爆震火箭发动机装置2和涡喷发动机装置3设置成能够独立工作或两者组合工作形成组合模式，爆震冲压发动机装置1独立工作，组合发动机系统的工作模式包括冲压模式、火箭模式、涡喷模式和组合模式。
66.本技术实施例提供的组合发动机系统中，爆震火箭发动机装置2和涡喷发动机装置3设置成能够独立工作或两者组合工作形成组合模式，爆震冲压发动机装置1独立工作，本技术实施例的组合发动机系统的工作模式包括冲压模式、火箭模式、涡喷模式和组合模式。本技术实施例提供的组合发动机系统采用火箭模式和涡喷模式相结合的组合模式，涡喷模式技术成熟，涡喷模式能够为火箭模式补充氧化剂，独特的氧化剂补充设计，大大减小了发动机氧化舱室的设计，飞行器发动机采用更小的尺寸，达到相同的飞行里程。并且，涡
喷模式为火箭模式提供补充的氧化剂可以使得燃烧室气膜冷却降温，能够提高爆震冲压发动机装置1和爆震火箭发动机装置2的机电部件寿命。
67.并且，四种发动机模式组合在一起工作，可以相互切换和各自独立运行，将传统动力与新型动力技术结合，该组合发动机系统能够适应更多的应用场景。如飞行器入轨后，若对动力装置回收，采用涡喷模式，通过改变转速，可以使得精准调节推力使得动力装置安稳落地，可以为动力装置的回收提供动力，而单独采用爆震模式组合推力控制较难，且不能渐变为零推力。组合动力模式使得本技术的组合发动机系统能够零速启动(根据需要选择涡喷模式、爆震火箭模式或者两者组合模式启动)，能够在涡喷发动机的经济速域、爆震冲压的经济速域飞行，增加燃油经济性降低排放，涡喷模块工作的时候能够为爆震火箭提供部分的氧化剂，所以整个飞行爆震火箭所需的氧化剂大大减小。
68.并且，爆震火箭发动机装置2设置在爆震冲压发动机装置1的内部的结构布置，使得组合发动机拓宽速域，设计尺寸更小、提升飞行器推重比。
69.在一些示例性的实施例中，如图1所示，爆震冲压发动机装置1包括依次相连的进气模块11、燃烧室模块12和尾喷模块13；进气模块11设有与外界连通的进气流道111；燃烧室模块12设有环形的爆震冲压燃烧室121以及位于爆震冲压燃烧室121内侧的安装腔122；尾喷模块13设有与外界连通的尾喷流道131；进气流道111、爆震冲压燃烧室121、尾喷流道131依次连通，尾喷流道131还与安装腔122连通；
70.爆震火箭发动机装置2设置在安装腔122内，涡喷发动机装置3设置在尾喷模块13的外部。
71.在一些示例性的实施例中，进气模块11包括进气外壳112和进气导流件113，进气外壳112套设于进气导流件113外侧，进气流道111位于进气外壳112与进气导流件113之间；
72.燃烧室模块12包括燃烧室外壳123，燃烧室外壳123与进气外壳112相连，安装腔122与进气导流件113相连，爆震冲压燃烧室121位于燃烧室外壳123与安装腔122之间；
73.尾喷模块13包括尾喷外壳132和尾喷管组件133，尾喷外壳132与燃烧室外壳123相连，尾喷管组件133位于尾喷外壳132内侧，尾喷管组件133的内部空间形成尾喷流道131。
74.在一些示例性的实施例中，进气模块11还包括：
75.进气调节组件114，设于进气外壳112与进气导流件113之间，进气外壳112、进气调节组件114、进气导流件113合围出进气流道111，进气调节组件114设置成调节进气流道111的流通面积。
76.在一些示例性的实施例中，如图1所示，进气调节组件114包括调节件1141、调节导轨1142和第一驱动件1143；
77.其中，调节件1141与进气外壳112滑动连接；调节导轨1142与调节件1141配合，并沿爆震冲压发动机装置1的轴向延伸；第一驱动件1143与调节件1141相连，设置成驱动调节件1141沿着调节导轨1142移动，使调节件1141与进气导流件113之间的间隙宽度改变，以调节进气流道111的流通面积。
78.本技术的实施例中，调节件1141为环形件，第一驱动件1143设置为4个。4个第一驱动件1143沿着调节件1141周向均布，并且能够同步动作，推拉调节件1141沿着组合发动机系统的轴向方向移动，从而改变进气流道111的流通面积。
79.本技术实施例的爆震冲压发动机装置1，通过简单的滑块轴移，不改变发动机的进
气锥、外壳体，就可以实现进气流道111的开启、关闭和调节，适配飞行高度。
80.在一些示例性的实施例中，如图1所示，调节件1141包括用于围合成进气流道111的流道调节部1141-1，以及与调节导轨1142和第一驱动件1143连接的支撑连接部1141-2；
81.第一驱动件1143和调节导轨1142位于流道调节部1141-1的外侧壁与进气外壳112的内侧壁之间。
82.在一些示例性的实施例中，如图1所示，进气导流件113设置为空心结构，进气导流件113内设有燃料储存腔14；
83.爆震冲压发动机装置1还包括燃料喷注模块15，燃料喷注模块15设有与燃料储存腔14连通的进料口以及与爆震冲压燃烧室1连通的喷注口，燃料喷注模块15设置成将燃料储存腔14内的燃料喷入爆震冲压燃烧室1内。
84.在一些示例性的实施例中，如图1-2所示，尾喷模块13还包括：
85.尾喷调节组件134，与尾喷管组件133相连，设置成调节尾喷流道131的流通面积。
86.在一些示例性的实施例中，如图1-2所示，尾喷管组件133包括多个导流叶片1331，多个导流叶片1331沿尾喷流道131的周向设置并合围出尾喷流道131；沿着排气方向，尾喷流道131包括依次连通的收缩段1311和扩张段1312，收缩段1311与扩张段1312的连接部位形成喉口部1313；
87.尾喷调节组件134包括设于尾喷管组件133外侧的多个第二驱动件1341，多个第二驱动件1341与多个导流叶片1331一一对应连接，以驱动多个导流叶片1331位于喉口部1313的部位沿尾喷流道131的径向向内收缩或向外扩张，使喉口部1313的流通面积得到调节；
88.尾喷调节组件134还包括多个固定件1342，多个固定件1342与多个第二驱动件1341一一对应连接。
89.本技术实施例的爆震冲压发动机装置1的尾喷流道131的流通面积可以调节，通过径向抬升和下降尾喷管组件133的导流叶片1331，实现尾喷流道131的喉口部1313直径的变化，实现扩张比的调节。
90.如图2所示，在一些示例性的实施例中，导流叶片1331包括导流外叶片1332和导流内叶片1333，导流外叶片1332和导流内叶片1333重叠围合形成尾喷流道131。
91.可选地，第二驱动件1341设置成电磁驱动伸缩杆的气缸。固定件1342用于固定支撑第二驱动件1341和导流叶片1331。
92.在一些示例性的实施例中，如图1所示，本技术的组合发动机系统还包括：
93.氧化剂补充通道4，连接涡喷发动机装置3和爆震火箭发动机装置2，氧化剂补充通道4设置成利用涡喷发动机装置3向爆震火箭发动机装置2补充氧化剂。
94.具体地，涡喷发动机装置3技术应用成熟，独特的氧化剂补充设计，大大减小了航空航天器发动机的氧化舱室的设计，使得飞行器采用更小的尺寸达到相同的飞行里程。
95.并且，涡喷模式的氧化剂补充通道4可以为爆震模式和冲压模式提供冷却方案，提高航天器组合发动机的零部件可靠性。
96.本技术实施例所述的组合发动机系统设置氧化剂补充通道4，火箭模式、涡喷模式和组合模式可以组合切换，再结合冲压模式，本技术的组合发动机系统将传统动力于新型动力技术结合，能适应更多的应用场景。
97.例如飞行器入轨后，若对动力装置回收，采用涡喷模式，通过改变转速，可以使得
精准调节推力使得动力装置安稳落地，可以为动力装置的回收提供动力，而单独采用爆震模式组合推力控制较难，且不能渐变为零推力。
98.组合动力模式使得本技术的组合发动机系统能够零速启动(根据需要选择涡喷模式、爆震火箭模式或者两者组合模式启动)，能够在涡喷发动机的经济速域、爆震冲压的经济速域飞行，增加燃油经济性降低排放，涡喷模块工作的时候能够为爆震火箭提供部分的氧化剂，所以整个飞行爆震火箭所需的氧化剂大大减小。
99.在一些示例性的实施例中，如图1所示，涡喷发动机装置3包括压气机以及燃烧室(图中未示出)；爆震火箭发动机装置2包括供给模块21；压气机的出气口与燃烧室以及氧化剂补充通道4的输入端41连通；氧化剂补充通道4的输出端42与供给模块21相连。
100.在一些示例性的实施例中，如图1所示，氧化剂补充通道4包括依次连通的第一通道43、第二通道44和第三通道45；
101.第一通道43至少部分嵌入燃烧室外壳123中，第二通道44由燃烧室外壳123向内延伸并伸入安装腔122内，第三通道45位于安装腔122内。
102.在一些示例性的实施例中，如图3-4所示，涡喷发动机装置3包括多个涡喷发动机31，多个涡喷发动机31沿尾喷外壳132的周向间隔设置；
103.氧化剂补充通道4的数量为多个，多个氧化剂补充通道4与多个涡喷发动机3一一对应连接。
104.在一个示例性的实施例所述的组合发动机系统中，如图1、3所示，氧化剂补充通道4的第一通道43设置为6个，涡喷发动机31设置为6个，6个第一通道43沿着燃烧室外壳123轴向均布，6个第一通道43与6个涡喷发动机31一一对应设置。
105.值得注意的是，涡喷发动机装置3还包括爆炸螺栓模块(图中未示出)，爆炸螺栓模块用于使得多个涡喷发动机31均与尾喷外壳132的外表面脱离。涡喷发动机装置3还包括固定机匣，多个涡喷发动机31均通过各自的固定机匣进行固定。
106.在一些示例性的实施例中，如图1所示，爆震火箭发动机装置2包括多个爆震火箭发动机22，多个爆震火箭发动机22沿安装腔122周向设置；
107.沿着排气方向，爆震火箭发动机22相对于爆震冲压发动机装置1的轴向朝外倾斜设置。
108.具体地，爆震火箭发动机装置2采用多个爆震火箭发动机22进行组合，能够实现对推力的精准高效控制，通过不同方位的推力控制，达到飞行器的姿态调整。
109.具体地，爆震火箭发动机22设有爆震火箭喷管，并且从爆震火箭喷管喷出高温高压气体产生推力，爆震火箭喷管开口朝向尾喷模块13。
110.在一个示例性的实施例中，爆震火箭发动机22设置为4个，4个爆震火箭发动机22既能够独立工作，又能够设置成任意选择其中几个爆震火箭发动机22组合工作。
111.本技术实施例提供了一种航空航天飞行器，包括如上述示例性的实施例中任一项所述的组合发动机系统。
112.本技术实施例提供的航空航天飞行器，包括如上述示例性的实施例中任一项所述的组合发动机系统，因此具有上述示例性的实施例所述的组合发动机系统的技术特征和优点。在此不赘述。
113.本技术提供了一种飞行控制方法，采用如上述示例性的实施例所述的航空航天飞
行器执行飞行任务，具体包括：
114.基于满足第一飞行条件，控制组合发动机系统工作于涡喷模式、火箭模式或者组合模式；其中，组合模式的爆震火箭发动机装置2和涡喷发动机装置3都提供推力；
115.基于满足第二飞行条件，控制组合发动机系统工作于组合模式，其中，爆震火箭发动机装置2提供推力，涡喷发动机装置3为爆震火箭发动机装置2补充氧化剂；
116.基于满足第三飞行条件，控制组合发动机系统工作于冲压模式；
117.基于满足第四飞行条件，控制组合发动机系统工作于火箭模式。
118.在一个示例性的实施例中，第一飞行条件包括：航空高度小于或等于25千米，或者飞行速度在0ma至1.6ma之间；
119.第二飞行条件包括：飞行速度在1.6ma至2.5ma之间；
120.第三飞行条件包括：航空高度低于100千米并且飞行速度大于等于2.5ma；
121.第四飞行条件包括：航空高度大于100千米。
122.在一些示例性的实施例中，上述飞行控制方法还包括：
123.响应于零速启动指令，启动涡喷发动机装置3和/或爆震火箭发动机装置2。
124.本技术提供了一种控制装置，包括处理器以及存储有计算机程序的存储器，处理器执行计算机程序时实现如上述示例性的实施例中任一所述的飞行控制方法的步骤。
125.除非另有明确的规定和限定，术语“安装”、“相连”、“连接”、“固定”等术语应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或成一体；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通或两个元件的相互作用关系，除非另有明确的限定。对于本领域的普通技术人员而言，可以根据具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。
126.在本说明书的描述中，参考术语“一个实施例”、“一些实施例”、“示例”、“具体示例”、或“一些示例”等的描述意指结合该实施例或示例描述的具体特征、结构、材料或者特点包含于本发明的至少一个实施例或示例中。在本说明书中，对上述术语的示意性表述不必须针对的是相同的实施例或示例。而且，描述的具体特征、结构、材料或者特点可以在任一个或多个实施例或示例中以合适的方式结合。此外，在不相互矛盾的情况下，本领域的技术人员可以将本说明书中描述的不同实施例或示例以及不同实施例或示例的特征进行结合和组合。
127.尽管上面已经示出和描述了本发明的实施例，可以理解的是，上述实施例是示例性的，不能理解为对本发明的限制，本领域的普通技术人员在本发明的范围内可以对上述实施例进行变化、修改、替换和变型。

技术特征：
1.一种组合发动机系统，其特征在于，包括：爆震冲压发动机装置、爆震火箭发动机装置和涡喷发动机装置；所述爆震火箭发动机装置设置在所述爆震冲压发动机装置的内部，所述涡喷发动机装置设置在所述爆震冲压发动机装置的外部；所述爆震火箭发动机装置和所述涡喷发动机装置设置成能够独立工作或两者组合工作形成组合模式，所述爆震冲压发动机装置独立工作，所述组合发动机系统的工作模式包括冲压模式、火箭模式、涡喷模式和组合模式。2.根据权利要求1所述的组合发动机系统，其特征在于，所述爆震冲压发动机装置包括依次相连的进气模块、燃烧室模块和尾喷模块；所述进气模块设有与外界连通的进气流道；所述燃烧室模块设有环形的爆震冲压燃烧室以及位于所述爆震冲压燃烧室内侧的安装腔；所述尾喷模块设有与外界连通的尾喷流道，所述进气流道、所述爆震冲压燃烧室、所述尾喷流道依次连通，所述尾喷流道还与所述安装腔连通；所述爆震火箭发动机装置设置在所述安装腔内，所述涡喷发动机装置设置在所述尾喷模块的外部。3.根据权利要求2所述的组合发动机系统，其特征在于，所述进气模块包括进气外壳和进气导流件，所述进气外壳套设于所述进气导流件外侧，所述进气流道位于所述进气外壳与所述进气导流件之间；所述燃烧室模块包括燃烧室外壳，所述燃烧室外壳与所述进气外壳相连，所述安装腔与所述进气导流件相连，所述爆震冲压燃烧室位于所述燃烧室外壳与所述安装腔之间；所述尾喷模块包括尾喷外壳和尾喷管组件，所述尾喷外壳与所述燃烧室外壳相连，所述尾喷管组件位于所述尾喷外壳内侧，所述尾喷管组件的内部空间形成所述尾喷流道。4.根据权利要求3所述的组合发动机系统，其特征在于，所述进气模块还包括：进气调节组件，设于所述进气外壳与所述进气导流件之间，所述进气外壳、所述进气调节组件、所述进气导流件合围出所述进气流道，所述进气调节组件设置成调节所述进气流道的流通面积。5.根据权利要求4所述的组合发动机系统，其特征在于，所述进气调节组件包括：调节件，与所述进气外壳滑动连接；调节导轨，与所述调节件配合，并沿所述爆震冲压发动机装置的轴向延伸；和第一驱动件，与所述调节件相连，设置成驱动所述调节件沿着所述调节导轨移动，使所述调节件与所述进气导流件之间的间隙宽度改变，以调节所述进气流道的流通面积。6.根据权利要求5所述的组合发动机系统，其特征在于，所述调节件包括用于围合成所述进气流道的流道调节部，以及与所述调节导轨和所述第一驱动件连接的支撑连接部；所述第一驱动件和所述调节导轨位于所述流道调节部的外侧壁与所述进气外壳的内侧壁之间。7.根据权利要求3至6中任一项所述的组合发动机系统，其特征在于，所述进气导流件设置为空心结构，所述进气导流件内设有燃料储存腔；所述爆震冲压发动机装置还包括燃料喷注模块，所述燃料喷注模块设有与所述燃料储存腔连通的进料口以及与所述爆震冲压燃烧室连通的喷注口，所述燃料喷注模块设置成将所述燃料储存腔内的燃料喷入所述爆震冲压燃烧室内。
8.根据权利要求3至6中任一项所述的组合发动机系统，其特征在于，所述尾喷模块还包括：尾喷调节组件，与所述尾喷管组件相连，设置成调节所述尾喷流道的流通面积。9.根据权利要求8所述的组合发动机系统，其特征在于，所述尾喷管组件包括多个导流叶片，多个所述导流叶片沿所述尾喷流道的周向设置并合围出所述尾喷流道；沿着排气方向，所述尾喷流道包括依次连通的收缩段和扩张段，所述收缩段与所述扩张段的连接部位形成喉口部；所述尾喷调节组件包括设于所述尾喷管组件外侧的多个第二驱动件，所述多个第二驱动件与所述多个导流叶片一一对应连接，以驱动所述多个导流叶片位于所述喉口部的部位沿所述尾喷流道的径向向内收缩或向外扩张，使所述喉口部的流通面积得到调节；所述尾喷调节组件还包括多个固定件，所述多个固定件与所述多个第二驱动件一一对应连接。10.根据权利要求2至6中任一项所述的组合发动机系统，其特征在于，还包括：氧化剂补充通道，连接所述涡喷发动机装置和所述爆震火箭发动机装置，所述氧化剂补充通道设置成利用所述涡喷发动机装置向所述爆震火箭发动机装置补充氧化剂。11.根据权利要求10所述的组合发动机系统，其特征在于，所述涡喷发动机装置包括压气机以及燃烧室；所述爆震火箭发动机装置包括供给模块；所述压气机的出气口与所述燃烧室以及所述氧化剂补充通道的输入端连通；所述氧化剂补充通道的输出端与所述供给模块相连。12.根据权利要求11所述的组合发动机系统，其特征在于，所述氧化剂补充通道包括依次连通的第一通道、第二通道和第三通道；所述第一通道至少部分嵌入所述燃烧室外壳中，所述第二通道由所述燃烧室外壳向内延伸并伸入所述安装腔内，所述第三通道位于所述安装腔内。13.根据权利要求10至12中任一项所述的组合发动机系统，其特征在于，所述涡喷发动机装置包括多个涡喷发动机，多个所述涡喷发动机沿所述尾喷外壳的周向间隔设置；所述氧化剂补充通道的数量为多个，多个所述氧化剂补充通道与多个所述涡喷发动机一一对应连接。14.根据权利要求2、8、9或10中任一项所述的组合发动机系统，其特征在于，所述爆震火箭发动机装置包括多个爆震火箭发动机，多个所述爆震火箭发动机沿所述安装腔周向设置；沿着排气方向，所述爆震火箭发动机相对于所述爆震冲压发动机装置的轴向朝外倾斜设置。15.一种航空航天飞行器，其特征在于，包括如权利要求1至14中任一项所述的组合发动机系统。16.一种飞行控制方法，其特征在于，采用如权利要求15所述的航空航天飞行器执行飞行任务，包括：基于满足第一飞行条件，控制所述组合发动机系统工作于涡喷模式、火箭模式或者组合模式；其中，组合模式的爆震火箭发动机装置和涡喷发动机装置都提供推力；
基于满足第二飞行条件，控制所述组合发动机系统工作于组合模式，其中，爆震火箭发动机装置提供推力，涡喷发动机装置为爆震火箭发动机装置补充氧化剂；基于满足第三飞行条件，控制所述组合发动机系统工作于冲压模式；基于满足第四飞行条件，控制所述组合发动机系统工作于火箭模式。17.根据权利要求16所述的飞行控制方法，其特征在于，所述第一飞行条件包括：航空高度小于或等于25千米，或者飞行速度在0ma至1.6ma之间；所述第二飞行条件包括：飞行速度在1.6ma至2.5ma之间；所述第三飞行条件包括：航空高度低于100千米并且飞行速度大于等于2.5ma；所述第四飞行条件包括：航空高度大于100千米。18.根据权利要求16或17所述的飞行控制方法，其特征在于，还包括：响应于零速启动指令，启动所述涡喷发动机装置和/或所述爆震火箭发动机装置。19.一种控制装置，其特征在于，包括处理器以及存储有计算机程序的存储器，所述处理器执行所述计算机程序时实现如权利要求16至18中任一所述的飞行控制方法的步骤。

技术总结
本发明公开了一种组合发动机系统、航空航天飞行器及飞行控制方法、装置，组合发动机系统包括爆震冲压发动机装置、爆震火箭发动机装置和涡喷发动机装置，其中，爆震火箭发动机装置设置在爆震冲压发动机装置的内部，涡喷发动机装置设置在爆震冲压发动机装置的外部；爆震火箭发动机装置和涡喷发动机装置设置成能够独立工作或两者组合工作形成组合模式，组合发动机系统的工作模式包括冲压模式、火箭模式、涡喷模式和组合模式。该组合发动机系统适应更多应用场景和能够减小氧化剂舱室设计。多应用场景和能够减小氧化剂舱室设计。多应用场景和能够减小氧化剂舱室设计。


技术研发人员：韦焕程 董琨 高宗永 刘海洋 曹新巧 王琳 霍纪晖 史晓亮
受保护的技术使用者：清航空天（北京）科技有限公司
技术研发日：2022.12.26
技术公布日：2023/6/7