渦輪基雙燃燒室沖壓組合循環發動機控制方法與流程

本發明屬于組合發動機技術領域，具體涉及渦輪基雙燃燒室沖壓組合循環發動機控制方法。

背景技術：

臨近空間高超聲速飛行任務、空天飛行任務等對具備寬空域、寬速域工作能力的高性能新型動力提出了迫切的需求，技術成熟的火箭發動機、渦輪發動機和沖壓發動機各有優勢，但都無法單獨完成上述任務。為適應該任務需求，目前可以以上述三種發動機技術為基礎組成新的熱力循環方案，從而拓寬工作范圍，于是演變出渦輪沖壓組合(tbcc，turbobasedcombinedcycle)、trijet等組合發動機方案。

上述tbcc、trijet組合發動機仍存在以下缺陷：tbcc受高速渦輪機技術制約，無法實現與雙模態沖壓發動機的很好接力。近期國內提出擬采用現役渦輪構建并聯tbcc方案，擬通過引射火箭增推或噴水預冷等解決接力問題，但這樣會增加系統復雜性和質量代價。trijet采用通過引入引射沖壓發動機，實現現役渦輪發動機和雙模態沖壓發動機之間的推力銜接，但由于采用三通道結構，面臨系統復雜、結構質量大等問題。

雙燃燒室沖壓發動機比雙模態超燃沖壓發動機工作馬赫數下限更低，為ma3.3左右，借助可調進氣技術，其工作馬赫數下限可進一步下拓至ma2.5左右，因此渦輪發動機與雙燃燒室沖壓發動機的組合方案更有助于解決“推力鴻溝”難題，基于貨架渦輪發動機的組合動力方案更為可行。然而現有雙燃燒室沖壓發動機為軸對稱構型，采用軸對稱進氣道，更適用于軸對稱布局，在流道及結構設計方面難以實現與渦輪通道并聯布置且共用進氣系統，并且現有技術采用固定幾何進氣道，難以適應更寬工作馬赫數范圍。

技術實現要素：

本發明的目的在于克服現有技術不足，提供一種渦輪基雙燃燒室沖壓組合循環發動機控制方法，解決現有渦輪沖壓組合發動機不能在較低馬赫數接力等問題。

本發明的技術解決方案：

渦輪基雙燃燒室沖壓組合循環發動機控制方法，包括高速通道和低速通道，所述高速通道和低速通道并聯設置，且共用進氣道和尾噴管，所述高速通道包括雙燃燒室沖壓發動機，所述低速通道包括渦輪核心機，所述雙燃燒室沖壓發動機包括雙燃燒室沖壓進氣道，亞聲速燃燒室和超聲速燃燒室，且所述亞聲速燃燒室和超聲速燃燒室采用矩形并聯布局；

所述沖壓進氣道采用二元進氣道構型，并沿流向由支板分割為亞燃流道和超燃流道，所述亞燃流道至少為一個且與亞聲速燃燒室相連，所述超燃流道至少為兩個且均分在亞燃流道兩側，所述超燃流道分別連接超聲速燃燒室；

所述亞燃和超燃流道結構一致：由固定型面、可調型面及連接鉸鏈構成，其中，所述固定型面包括外壓縮型面、內收縮段型面、喉道型面、擴張段型面、唇口型面以及與燃燒室連接型面；所述可調型面包括內收縮段調節型面和擴張段調節型面，所述內收縮段調節型面和擴張段調節型面的一端分別固定于內收縮段起點和擴張段終點，另一端分別為活動端，所述連接鉸鏈包括鉸鏈a和b，所述鉸鏈a和b分別位于內收縮段起點和擴張段終點，且所述內收縮段調節型面和擴張段調節型面可分別繞著所述鉸鏈a和b按設計旋轉角度進行旋轉；

所述組合循環發動機的控制方法包括：

飛行器從地面起飛時，所述進氣分流板處于同時開啟低速通道和高速通道的位置，空氣經進氣道壓縮后分別進入低速通道和高速通道，由進氣分流板的位置確定分配給低速通道和高速通道的空氣流量，所述渦輪核心機啟動工作，高速通道保持通流狀態，排氣調節擋板位于尾噴管中間位置，所述沖壓進氣道各流道中的內收縮段調節型面和擴張段調節型面分別與內收縮段型面和擴張段型面貼合；

當飛行馬赫數到達第一馬赫數時，進氣分流板向上移動，關閉低速通道，所述亞燃流道和超燃流道的內收縮段調節型面和擴張段調節型面分別緊貼內收縮段型面和擴張段型面，亞聲速燃燒室和超聲速燃燒室開始點火，所述亞聲速燃燒室和超聲速燃燒室均為亞燃模態，當進氣分流板轉到關閉低速通道的位置，渦輪核心機停止工作，排氣調節擋板向上轉動到關閉低速通道出口，模態接力完成；

當飛行馬赫數到達第二馬赫數，所述亞燃流道和超燃流道的內收縮段調節型面和擴張段調節型面開始進行旋轉，隨著飛行馬赫數的增加，控制亞燃流道和超燃流道的內收縮段調節型面和擴張段調節型面旋轉，使得所述亞聲速燃燒室和超聲速燃燒室均處于亞燃模態；

當飛行馬赫數到達第三馬赫數，超燃流道的內收縮段調節型面和擴張段調節型面停止旋轉調節，隨著飛行馬赫數的增大，超聲速燃燒室逐漸由亞燃模態向超燃模態轉變；

當飛行馬赫數到達第四馬赫數，超聲速燃燒室處于超燃模態，完成模態轉變，隨著飛行馬赫數的增大，超燃流道的內收縮段調節型面和擴張段調節型面仍停止，未旋轉調節；

當飛行馬赫數到達第五馬赫數，超燃流道的內收縮段調節型面和擴張段調節型面開始旋轉調節，隨著飛行馬赫數的增大，使得所述超聲速燃燒室始終處于超燃模態；

當飛行馬赫數達到第六馬赫數，所述亞燃流道和超燃流道的內收縮段調節型面和擴張段調節型面均停止旋轉調節，所示亞聲速燃燒室始終處于亞燃模態，超聲速燃燒室始終處于超燃模態；

所述第二馬赫數和第六馬赫數之間，控制亞燃流道的內收縮段調節型面和擴張段調節型面旋轉，使得所述亞聲速燃燒室始終處于亞燃模態。

進一步的，在旋轉調節過程中，所述內收縮段調節型面和擴張段調節型面的活動端距離唇口型面的垂直距離始終保持相等。

進一步的，所述內收縮段調節型面和擴張段調節型面旋轉后，所述內收縮段調節型面、內收縮段型面、喉道型面、擴張段型面和擴張段調節型面圍成一個凹腔，在凹腔內形成渦流作為流道的氣動喉道型面，該氣動喉道型面對應的喉道高度定義為可調型面旋轉后流道的喉道高度hth，通過公式(1)得到：

其中，hth為可調型面旋轉后流道喉道高度，hc為進氣道流道捕獲高度，q(ma)為流量函數，ma0和math分別為來流馬赫數和進氣道流道喉道馬赫數，為流量系數，σth為流道喉道總壓恢復系數。

進一步的，所述旋轉角度包括內收縮段調節型面的旋轉角度θ7和擴張段調節型面的旋轉角度θ8，由公式(2)得到；

其中，h7為內收縮段調節型面固定端與唇口型面垂直高度，h8為擴張段調節型面固定端與唇口型面垂直高度，hth為可調型面旋轉后流道喉道高度，l7為內收縮段調節型面兩端點間距離，l8為擴張段調節型面兩端點間距離，θ2為內收縮段型面兩端點連線與喉道型面之間的角度(取銳角)，θ4為擴張段型面兩端點連線與喉道型面之間的角度(取銳角)。

所述旋轉角度θ7和θ8為0°時，所述內收縮段調節型面和擴張段調節型面分別與內收縮段型面和擴張段型面貼合；

所述旋轉角度θ7和θ8為最大值時，所述內收縮段調節型面和擴張段調節型面完全關閉所述流道。

進一步的，所述低速通道和高速通道還共用進氣道，所述進氣道內設有用于控制所述渦輪核心機和所述雙燃燒室沖壓發動機進氣氣流分配的進氣分流板。

進一步的，在所述高速通道和所述低速通道相交處安有鉸鏈c，所述鉸鏈c控制所述進氣分流板在所述低速通道和高速通道之間旋轉，旋轉角度范圍以能完全關閉高速通道或低速通道的原則來確定。

進一步的，所述低速通道和高速通道還共用尾噴管，所述噴管內設有用于控制所述渦輪發動機和所述雙燃燒室沖壓發動機氣體排出的排氣調節擋板。

進一步的，所述低速通道末端鄰近氣流出口的一條邊所在位置安有鉸鏈d，所述鉸鏈d控制所述排氣調節擋板在所述低速通道和高速通道之間旋轉。

進一步的，所述分流板和所述排氣調節擋板協調作用，在所述進氣分流板關閉所述渦輪發動機的同時，所述排氣調節擋板轉到關閉所述低速通道一側。

進一步的，所述渦輪核心機可為渦輪發動機或串聯tbcc發動機。

進一步的，所述流道固定型面設計如下：設定雙燃燒室沖壓進氣道工作馬赫數范圍為mamin～mamax，所述流道固定型面根據mamax的流量系數、總壓恢復等性能指標要求以及mamin的起動性能需求設計而得，此為本領域公知的技術。

進一步的，當來流馬赫數大于mamin時，根據發動機性能需求以及流道設計的調節規律，所述鉸鏈控制可調型面旋轉調節，直至來流馬赫數為mamax。

本發明相對于現有技術的特點及優勢：

本發明提供的渦輪基雙燃燒室沖壓組合循環發動機控制方法，首先對雙燃燒室沖壓發動機進行改進，包括燃燒室結構的改變以及燃燒室進氣流道的改變，提供一種非軸對稱的雙燃燒室發動機以及與之配合的流道構型，進而實現了將渦輪發動機和雙燃燒室沖壓發動機很好的整合，利用雙燃燒室沖壓發動機寬速域的特點，并進一步擴寬工作馬赫數范圍，可在較低馬赫數條件下穩定工作且具有高推力性能，實現其與渦輪發動機平穩接力。

綜上：

1、提供一種非軸對稱的雙燃燒室沖壓發動機，采用二元進氣道分流道的方式，解決了雙燃燒室沖壓發動機非軸對稱構型的進氣問題，并能較好應用于并聯式渦輪基組合發動機方案。

2、采用幾何調節和氣動調節相結合的調節措施較好的解決了雙燃燒室沖壓發動機寬范圍工作難題，有助于拓寬發動機工作馬赫數下限，同時該調節方案具有減輕調節附加質量、降低高溫動密封需求等諸多優點。

3、亞聲速燃燒室流道和超聲速燃燒室流道獨立調節，并且對進入亞聲速燃燒室的氣流的壓縮程度大于進入超聲速燃燒室的氣流，有利于匹配燃燒室的各自需求，便于燃燒組織，提高發動機性能。

4、利用組合發動機已有的進氣調節功能實現進氣道調節，拓寬雙燃燒室沖壓發動機的工作馬赫數范圍，無需額外增加調節機構。

5、共用進、排氣系統可有效減輕發動機質量，發動機平均推重比較高。

附圖說明

所包括的附圖用來提供對本發明實施例的進一步的理解，其構成了說明書的一部分，用于例示本發明的實施例，并與文字描述一起來闡釋本發明的原理。顯而易見地，下面描述中的附圖僅僅是本發明的一些實施例，對于本領域普通技術人員來講，在不付出創造性勞動的前提下，還可以根據這些附圖獲得其他的附圖。

圖1為本發明實施例提供的渦輪基雙燃燒室沖壓組合循環發動機的剖面結構示意圖；

圖2為本發明實施例提供的渦輪基雙燃燒室沖壓組合循環發動機的雙燃燒室沖壓發動機結構示意圖；

圖3為本發明實施例中雙燃燒室沖壓進氣道流道布局示意圖；

圖4為本發明實施例中雙燃燒室沖壓發動機流道調節方案示意圖；

圖5為本發明實施例中雙燃燒室沖壓發動機流道調節參數說明示意圖；

圖6為本發明實施例中進氣道結構示意圖；

圖7為本發明實施例中尾噴管結構示意圖。

圖中，1、進氣道；2、渦輪發動機；3、雙燃燒室沖壓發動機；4、尾噴管；5、雙燃燒室沖壓進氣道；6、亞聲速燃燒室；7、超聲速燃燒室；6'亞聲速燃燒室凹腔；7'、超聲速燃燒室凹腔；8、進氣分流板；9、排氣調節擋板；a、超燃流道；b、亞燃流道；c、超燃流道；11、外壓縮型面；12、內收縮段型面；13、喉道型面；14、擴張段型面；15、唇口型面；16、與燃燒室連接型面；17、內收縮段調節型面；18、擴張段調節型面；21、鉸鏈a；22、鉸鏈b；23、鉸鏈c；24、鉸鏈d；h7為內收縮段調節型面17固定端與唇口型面15垂直高度；h8為擴張段調節型面18固定端與唇口型面15垂直高度；hth為所需調節到的喉道高度；hc為進氣道流道捕獲高度；θ2為內收縮段型面12兩端點連線與喉道型面13之間的角度(取銳角)；θ4為擴張段型面14兩端點連線與喉道型面13之間的角度(取銳角)。

具體實施方式

下面將結合附圖對本發明的具體實施例進行詳細說明。在下面的描述中，出于解釋而非限制性的目的，闡述了具體細節，以幫助全面地理解本發明。然而，對本領域技術人員來說顯而易見的，也可以在脫離了這些具體細節的其它實施例中實踐本發明。

在此需要說明的是，為了避免因不必要的細節而模糊了本發明，在附圖中僅僅示出了與根據本發明的方案密切相關的設備結構和/或處理步驟，而省略了與本發明關系不大的其他細節。

實施例1

本實施例提供一種渦輪基雙燃燒室沖壓組合循環發動機。圖1示出了其剖面結構，其結構包括進氣道1、渦輪發動機2、雙燃燒室沖壓發動機3、和尾噴管4，其中，在進氣道1和尾噴管4之間渦輪發動機2所在的通道構成低速通道，在進氣道1和所述尾噴管4之間雙燃燒室沖壓發動機3所在的通道構成高速通道。

低速通道和高速通道并聯在一起，這種并聯關系可以是上下并聯，也可以是左右并聯，圖1示出了一種低速通道在上、高速通道在下的并聯方式。

進一步的，圖2示出了雙燃燒室沖壓發動機的結構示意圖，包括雙燃燒室沖壓進氣道5，亞聲速燃燒室6和超聲速燃燒室7，且所述亞聲速燃燒室6和超聲速燃燒室7采用矩形并聯布局，圖3示出了上述雙燃燒室沖壓進氣道5的具體結構：

所述雙燃燒室沖壓進氣道5采用二元進氣道構型，并沿流向由支板分割為亞燃流道b和超燃流道a和c，所述b流道為中間流道，其連接亞聲速燃燒室，所述a、c流道分布在b流道兩側并分別連接超聲速燃燒室。

進一步的，按發動機模塊化布置，上述流道布局還可以是aabaa、ababc、abbc等多種組合形式。

優選的，所述亞聲速燃燒室6的中后部設置有亞聲速燃燒室凹腔6'，所述超聲速燃燒室7的入口處設置有超聲速燃燒室凹腔7'；

所述亞聲速燃燒室凹腔6'內部形成低速回流區，用于穩定火焰，且所述亞聲速燃燒室6形成的富油燃氣以及供入超聲速燃燒室7的燃油在超聲速燃燒室凹腔7'形成的低速回流區內組織二次燃燒。

所述a、b、c任意流道設計如下，具體參見圖4：

所述流道由固定型面、可調型面及連接鉸鏈構成，其中，所述固定型面包括外壓縮型面11、內收縮段型面12、喉道型面13、擴張段型面14、唇口型面15以及與燃燒室連接型面16；所述可調型面包括內收縮段調節型面17和擴張段調節型面18，所述內收縮段調節型面17和擴張段調節型面18的一端分別固定于內收縮段起點和擴張段終點，另一端分別為活動端，所述連接鉸鏈包括鉸鏈a21和b22，所述鉸鏈a21和b22分別位于內收縮段起點和擴張段段終點，且所述內收縮段調節型面17和擴張段調節型面18可分別繞著所述鉸鏈a21和b22按設計旋轉角度進行旋轉。

進一步的，所述流道固定型面設計如下：設定雙燃燒室沖壓進氣道工作馬赫數范圍為mamin～mamax，所述流道固定型面根據mamax的流量系數、總壓恢復等性能指標要求以及mamin的起動性能需求設計而得，此為本領域公知的技術。

進一步的，當來流馬赫數大于mamin時，根據發動機性能需求以及進氣道設計的調節規律，所述鉸鏈控制可調型面旋轉調節，直至來流馬赫數為mamax。

通過上述工作過程，使得雙燃燒室沖壓發動機進氣道在mamin～mamax范圍內均能可靠高效工作，為燃燒室提供滿足速度、壓力等要求的壓縮氣流，確保發動機在mamin～mamax范圍內均能正常工作并產生推力性能。

進一步的，在旋轉調節過程中，所述內收縮段調節型面17和擴張段調節型面18的活動端距離唇口型面15的垂直距離始終保持相等。

進一步的，參見圖4和5，所述內收縮段調節型面17和擴張段調節型面18旋轉后，所述內收縮段調節型面17、內收縮段型面12、喉道型面13、擴張段型面14和擴張段調節型面18圍成一個凹腔，在凹腔內形成渦流作為流道的氣動喉道型面，以縮小進氣道喉道面積，增大進氣道收縮比，進而增大對來流空氣的壓縮，該氣動喉道型面對應的喉道高度定義為可調型面旋轉后流道喉道高度hth，通過公式(1)得到：

其中，hth為可調型面旋轉后流道喉道高度，hc為進氣道流道捕獲高度，q(ma)為流量函數，ma0和math分別為來流馬赫數和流道喉道馬赫數，為流量系數，σth為流道喉道總壓恢復系數。

進一步的，在低馬赫數設計工況時，例如mamin，所述內收縮段調節型面17和擴張段調節型面18分別緊貼內收縮段型面12和擴張段型面14，隨著來流馬赫數的增大，則需要根據來流馬赫數、進氣道流量系數及燃燒室所需求進氣道喉道馬赫數等參數，按上述公式(1)計算得到所需調節的進氣道喉道高度，再按幾何關系轉換為內收縮段調節型面17和擴張段調節型面18所需旋轉的角度，且來流馬赫數越大，內收縮段調節型面17和擴張段調節型面18旋轉角度越大，形成氣動喉道后，進氣道喉道流通面積越小，對來流壓縮作用越強，為燃燒室提供滿足要求的壓縮空氣，利于穩定燃燒及發動機性能提高。另外，必要時可通過增大內收縮段調節型面17和擴張段調節型面18的旋轉角度，完全關閉流道。

上述旋轉角度包括內收縮段調節型面17的旋轉角度θ7和擴張段調節型面18的旋轉角度θ8，由公式(2)得到；

其中，h7為內收縮段調節型面17固定端與唇口型面15垂直高度，h8為擴張段調節型面18固定端與唇口型面15垂直高度，hth為可調型面旋轉后流道喉道高度，l7為內收縮段調節型面17兩端點間距離，l8為擴張段調節型面8兩端點間距離，θ2為內收縮段型面12兩端點連線與喉道型面13之間的角度(取銳角)，θ4為擴張段型面14兩端點連線與喉道型面13之間的角度(取銳角)。

所述旋轉角度θ7和θ8為0°時，所述內收縮段調節型面17和擴張段調節型面18分別與內收縮段型面12和擴張段型面14貼合；

所述旋轉角度旋轉角度θ7和θ8為最大值時，所述內收縮段調節型面17和擴張段調節型面18完全關閉所述流道，該狀態根據特殊任務需求而定。

進一步的，低速通道和高速通道還共用進氣道1，進氣道1內設有用于控制渦輪發動機2和雙燃燒室沖壓發動機3進氣氣流分配的進氣分流板8，共用進氣道有利于減小整個發動機的質量和體積。

如圖6所示，在高速通道和低速通道相交處安有鉸鏈c23，鉸鏈c23控制進氣分流板8在所述雙燃燒室沖壓發動機3和渦輪發動機2之間旋轉，旋轉角度范圍以能完全關閉高速通道或低速通道的原則來確定。進氣分流板8的形狀、尺寸根據高速通道或低速通道入口大小、形狀確定。

進一步的，低速通道和高速通道還共用尾噴管4，噴管內4設有用于控制渦輪發動機2和雙燃燒室沖壓發動機3氣體排出的排氣調節擋板9。

如圖7所示，低速通道末端鄰近氣流出口的一條邊所在位置安有鉸鏈d24，鉸鏈d24控制排氣調節擋板9在所述低速通道和高速通道之間旋轉。

進一步的，進氣分流板8和排氣調節擋板9協調作用，在進氣分流板8關閉所述渦輪發動機2的同時，所述排氣調節擋板9轉到關閉所述低速通道一側。

進一步的，進氣分流板8的初始位置處于同時開啟高速通道和低速通道的狀態，此時低速通道和高速通道同時開啟，大量空氣進入低速通道，少量空氣進入高速通道，從而降低高速通道出口附近的阻力。進氣分流板8并能夠以鉸鏈為旋轉中心向上、向下勻速旋轉，最終位置處于關閉低速通道狀態。

上述渦輪基雙燃燒室沖壓組合循環發動機控制方法，包括：

飛行器從地面起飛時，所述進氣分流板處于同時開啟低速通道和高速通道的位置，空氣經進氣道壓縮后分別進入低速通道和高速通道，由進氣分流板的位置確定分配給低速通道和高速通道的空氣流量，所述渦輪發動機啟動工作，高速通道保持通流狀態，降低進氣道和飛行器尾部阻力，排氣調節擋板位于尾噴管中間位置，所述沖壓進氣道各流道中的內收縮段調節型面和擴張段調節型面分別與內收縮段型面和擴張段型面貼合；

當飛行馬赫數到達第一馬赫數時，進氣分流板向上移動，關閉低速通道，所述亞燃流道和超燃流道的內收縮段調節型面和擴張段調節型面分別緊貼內收縮段型面和擴張段型面，亞聲速燃燒室和超聲速燃燒室開始點火，維持總推力滿足飛行器需求，所述亞聲速燃燒室和超聲速燃燒室均為亞燃模態；當進氣分流板轉到關閉低速通道的位置，渦輪發動機停止工作，排氣調節擋板向上轉動到關閉低速通道出口，模態接力完成；

當飛行馬赫數到達第二馬赫數，所述亞燃流道和超燃流道的內收縮段調節型面和擴張段調節型面開始進行旋轉，隨著飛行馬赫數的增加，控制亞燃流道和超燃流道的內收縮段調節型面和擴張段調節型面旋轉，使得所述亞聲速燃燒室和超聲速燃燒室均處于亞燃模態；

當飛行馬赫數到達第三馬赫數，超燃流道的內收縮段調節型面和擴張段調節型面停止旋轉調節，隨著飛行馬赫數的增大，超聲速燃燒室逐漸由亞燃模態向超燃模態轉變；

當飛行馬赫數到達第四馬赫數，超聲速燃燒室處于超燃模態，完成模態轉變，隨著飛行馬赫數的增大，超燃流道的內收縮段調節型面和擴張段調節型面仍停止，未旋轉調節；

當飛行馬赫數到達第五馬赫數，超燃流道的內收縮段調節型面和擴張段調節型面開始旋轉調節，隨著飛行馬赫數的增大，使得所述超聲速燃燒室始終處于超燃模態；

當飛行馬赫數達到第六馬赫數，此為發動機最大工作馬赫數，所述亞燃流道和超燃流道的內收縮段調節型面和擴張段調節型面均停止旋轉調節，所示亞聲速燃燒室始終處于亞燃模態，超聲速燃燒室始終處于超燃模態；

所述第二馬赫數和第六馬赫數之間，控制亞燃流道的內收縮段調節型面和擴張段調節型面旋轉，使得所述亞聲速燃燒室始終處于亞燃模態。

所述使得所述亞聲速燃燒室和超聲速燃燒室始終處于亞燃模態是指使得所述亞燃流道和超燃流道對應的旋轉后的喉道馬赫數始終處于1.2～1.5范圍中；

所述使得所述超聲速燃燒室始終處于超燃模態是指使得所述超燃流道對應的旋轉后的喉道馬赫數始終處于飛行馬赫數的9/20～11/20的范圍中；

所述第一馬赫數為mamin；為沖壓發動機開始工作馬赫數，也是接力馬赫數，其對應的流道的喉道馬赫數為ma-th1；

所述第二馬赫數為ma-2，其對應喉道馬赫數ma-th2，所述ma-th2大于閾值maδ1，所述maδ1優選范圍為1.2～1.5；

所述第三馬赫數為ma-3，所述第四馬赫數為ma-4，ma-3和ma-4且之間實現超聲速燃燒室由亞燃模態向超燃模態的轉變，且所述第三馬赫數根據其對應的喉道馬赫數ma-th3、第四馬赫數ma-4和其對應喉道馬赫數ma-th4來確定；具體的，根據第四馬赫數ma-4和喉道馬赫數ma-th4可以由公式(1)和(2)得出旋轉角度，由旋轉角度和ma-th3可以得出ma-3；

所述第四馬赫數ma-4優選范圍為5.5-6，其對應的喉道馬赫數ma-th4為9/20～11/20ma-4；

所述第五馬赫數為ma-5，其對應喉道馬赫數ma-th5，所述ma-th5大于閾值maδ2，所述maδ2為11/20ma-5；

所述第六馬赫數為mamax，沖壓發動機最大工作馬赫數。

進一步的，上述方法中，飛行器從地面起飛時，進氣分流板和排氣調節擋板處于關閉高速通道位置，當飛行馬赫數到達第一馬赫數時，進氣分流向上移動，關閉低速通道；

進一步的，任務結束，飛行器無動力下滑時，亞聲速燃燒室和超聲速燃燒室停止工作，當飛行馬赫數下降到第一馬赫數時，進氣分流板及排氣調節擋板向下轉動，重新開啟低速通道，渦輪發動機點火，為飛行器低速巡航及水平著陸提供動力；

進一步的，上述方法中，低速通道也可不完全關閉，保留合適的空氣流量來驅動渦輪發電，為飛行器提供電能，以滿足或部分滿足飛行器用電需求。

本發明的設計原理在于：

考慮到組合發動機以雙燃燒室沖壓發動機與渦輪發動機并聯布置，共用進排氣系統，同時需與升力體或乘波體飛行器一體化設計，雙燃燒室沖壓發動機需采用非軸對稱構型，因此針對非軸對稱的雙燃燒室構型，本發明分別設計相應的進氣流道，并針對各流道進行設計，增加內收縮段調節型面和擴張段調節型面，并通過鉸鏈控制其旋轉，在旋轉的過程中，內收縮段調節型面、內收縮段型面、喉道型面、擴張段型面和擴張段調節型面會圍成一個凹腔，在凹腔內形成渦流將作為進氣流道的氣動喉道型面，通過合理設計內收縮段型面、擴張段型面以及喉道型面的長度，并分別使得內收縮段調節型面與內收縮段型面一致，擴張段調節型面與擴張段型面長度一致，從而使得內收縮段調節型面活動端和擴張段調節型面與活動端沿流向的距離小于渦流的特征尺度，所述特征尺度通過cfd計算獲得，進而在凹腔內形成穩定的渦流；此外，根據旋轉角度的大小，將得到不同的氣動喉道型面，進而通過這種方式來縮小進氣道喉道面積，增大進氣道收縮比，即增大對來流空氣的壓縮，進氣道喉道流通面積越小，對來流壓縮作用越強，為燃燒室提供滿足要求的壓縮空氣，利于穩定燃燒及發動機性能提高。通過上述調節，使得進氣道對進入亞聲速燃燒室的氣流提供較大壓縮，經一系列波系后以亞聲速進入亞聲速燃燒室組織燃燒，對進入超聲速燃燒室的氣流提供較小壓縮，氣流以超聲速進入超聲速燃燒室實現寬范圍雙模態燃燒，以此拓寬發動機工作馬赫數范圍、提高發動機性能。

如上針對一種實施例描述和/或示出的特征可以以相同或類似的方式在一個或更多個其它實施例中使用，和/或與其它實施例中的特征相結合或替代其它實施例中的特征使用。

應該強調，術語“包括/包含”在本文使用時指特征、整件、步驟或組件的存在，但并不排除一個或更多個其它特征、整件、步驟、組件或其組合的存在或附加。

本發明以上的組合發動機由硬件結合軟件實現。本發明涉及這樣的計算機可讀程序，當該程序被邏輯部件所執行時，能夠使該邏輯部件實現上文所述的裝置或構成部件，或使該邏輯部件實現上文所述的各種方法或步驟。本發明還涉及用于存儲以上程序的存儲介質，如硬盤、磁盤、光盤、dvd、flash存儲器等。

這些實施例的許多特征和優點根據該詳細描述是清楚的，因此所附權利要求旨在覆蓋這些實施例的落入其真實精神和范圍內的所有這些特征和優點。此外，由于本領域的技術人員容易想到很多修改和改變，因此不是要將本發明的實施例限于所例示和描述的精確結構和操作，而是可以涵蓋落入其范圍內的所有合適修改和等同物。

本發明未詳細說明部分為本領域技術人員公知技術。