具体实施方式

下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚，完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部实施例。

实施例：

如图1-4所示的一种宽速域多工质功效匹配组合动力系统，该系统配置有循环系统6，且该系统主要包括筒身管道1、动力装置，所述动力装置内置于所述筒身管道1内部，所述筒身管道1的前端管道连接有进气管道2，其尾端连接有喷管3；所述动力装置包括依照气体输送方向依次设置的涡轮动力发动机S1、粉末火箭发动机S3和超燃冲压发动机S2，其作用是，充分利用各发动机的特点，以最小的质量代价、空间代价，实现发动机全流道一体化紧凑设计，实现发动机宽范围稳定可靠工作，并获得尽可能高的推进性能，且所述进气管道2内置有预冷管道3，所述预冷管道3的尾端伸入所述筒身管道1的内部将涡轮动力发动机S1容纳于所述预冷管道3的内部，且所述预冷管道3位于所述进气管道2的管体内部内置有引流件5，所述引流件5的出风端固设有第一换热器103，所述第一换热器103管道连接有压气机7，其中，所述预冷管道3的前端设有可调节挡板4，所述预冷管道3和所述引流件5之间的间隙构成内涵通道，所述进气管道2和所述筒身管道1的间隙构成外涵通道，在本实施例中，以可调节挡板4设于预冷管道3的前端，即当可调节挡板4的前端抵接于所述进气管道2的内壁时，所述外涵通道封闭，当可调节挡板4的前端抵接于所述引流件5的外表面时，所述内涵通道封闭。

在本实施例中，所述循环系统6包括预冷剂储箱100，该预冷剂储箱100内存放的预冷剂为超临界，相对于传统的氦存在制作难度高，国内无法生产，且氦气作为国家战略资源，获得途径狭窄，成本高昂，难以支撑平时研究等问题，采用超临界能有效解决该问题，所述预冷剂储箱100的出口管道连接有减压器101所述减压器101管道连接有压缩机102，所述压缩机102管道连接于第一换热器103，且所述压缩机102还管道连接第一通路和第二通路，所述第一通路管道连接有第二换热器104，所述第二换热器104管道连接有煤油储箱104，所述煤油储箱104的输出端管道连接有二通阀，所述二通阀其中一个出口通过第二换热器104连接至供油通路B，另一个出口连接至供油通路A，所述供油通路B管道连接至所述涡轮动力发动机S1，所述供油通路A管道连接至超燃冲压发动机S2；具体来说，超临界经过压缩机102后分三路进行分流，第一路为压缩机102自身的膨胀做功提供助力，实现增压的效果，第二路以高温状态攻入粉末燃料火箭发动机S3中，作为氧化剂使用，第三路进入第二换热器104利用压力势能挤压液体燃料。

结合图2可知，所述涡轮动力发动机S3包括涡轮燃烧室8，所述涡轮燃烧室8的内壁上设有若干个通孔，且所述涡轮燃烧室8管道连接有输油管路91，所述输油管路管道91连接于所述煤油储箱104，即所述输油管路91管道连接至供油通路B，其中，所述涡轮燃烧室8的尾端设有涡轮喷管9，所述涡轮喷管9内置有涡轮8，具体的工作过程是，此时，当可调节挡板4处于中间状态，机内涵管道和外涵管道均有空气进入的状态，此时，空气由进气管道2被捕获，经过引流件5流经第一换热器103进行预冷，随后，经过压气机7压缩，通过若干个通孔灌注于涡轮燃烧室8的内部，同时，供油通路B经由输油管路91往涡轮燃烧室8内部提供燃料（煤油），此时，压缩后的预冷空气和燃料进行混合燃烧，该燃烧气体通过涡轮81生成富氧的可燃气体。

值得注意的是，为了保障燃料更均匀的喷入涡轮燃烧室8，采用如下方式，所述输油管路91和所述涡轮燃烧室8的连接处管道连接有喷雾头，且所述输油管路91包括母管以及若干根子管，若干根子管均匀分布在涡轮燃烧室8的周侧外表面，且若干根子管的输出端与所述涡轮燃烧室8的内部空间相连通，且管道连接与喷雾头，若干根子管均连接于所述母管上。

在本实施例中，所述粉末火箭发动机内置于所述涡轮喷管9内，且所述粉末火箭发动机包括镁粉储箱10，所述镁粉储箱10内置有出粉装置，且所述镁粉储箱10管道连接有阀门11，所述阀门11管道连接有粉末火箭发动机的工作本体12，所述粉末火箭发动机的工作本体12的尾端设有火焰稳定器13，通过采用镁粉作为燃料，超临界作为氧化剂，能够更稳定以及有效的提供更高效的能量。

值得注意一下的是，为了确保镁粉储箱10中的镁粉能够送入粉末火箭发动机的工作本体12中，所述出粉装置包括电动机，所述电动机动力连接有一伸缩组件，所述伸缩组件的伸缩端固设有推板，且所述推板滑动容置于所述镁粉储箱10的内部。

另外，所述超燃冲压发动机包括冲压燃烧室20，所述冲压燃烧室20的前端管道连接于所述涡轮喷管9的尾端，且所述冲压燃烧室20的尾端管道连接于喷管3，其中，所述冲压燃烧室20的壁面管道连接供油通路A，从而对超然冲压发动机的壁面进行热防护工作，其次，经壁面的燃料可直接喷入冲压燃烧室20内，从而进行补燃，提高该动力系统的比推力。

其中，可调节挡板41的工作状态的选择，结合具体的应用场景进行描述，内容如下：

当该动力系统工作在0≤Ma＜3时，处于涡轮模态，此时，进气管道2入口处的可调节挡板41将外涵通道关闭，来流空气全部进入内涵通道，高温来流空气首先从进气管道2进入压气机7，在压气机7之前利用超临界介质对高温空气进行预冷，然后进入涡轮发动机S1的涡轮燃烧室8进行燃烧，燃烧产生的高温高压燃气对涡轮做功，驱动压气机7，燃气最后进入涡轮喷管9喷出产生推力，在这个马赫数范围内，起飞或者跨声速推力不足时可启动粉末火箭发动机S2，工作于涡轮-火箭组合模态，通过超临界介质对高温来流空气的预冷，使压气机7叶片能够承受更高的来流马赫数，提高涡轮发动机S1的工作马赫数。

4≥Ma＞3时，控制可调节挡板41，开启外涵通道，分配一部分空气进入冲压燃烧室20，在开启冲压发动机S2的同时，粉末火箭发动机S3也开始工作，此时的粉末火箭发动机S3用于超声速燃烧引射点火。在冲压燃烧室20内燃烧稳定以后关闭粉末火箭发动机S3。此时的高温来流空气分两路从内外涵通道进入冲压燃烧室20，根据内外涵通道需要的流量，通过可调节挡板41使其处于合适的位置，进行流量的分配。因此在冲压发动机S2启动时处于涡轮-火箭-冲压组合模态，在冲压发动机S2稳定工作以后，即Ma=3~4时，发动机工作在涡轮-冲压组合模态。

在10≥Ma＞4左右时，即使有超临界介质对高温来流空气进行预冷，但是因为超临界介质并不能像液氢、液氦一样进行深度预冷，压气机7叶片已经无法承受更高的来流马赫数了，因此需要关闭涡轮发动机S1。此时，通过控制可调节挡板41，使其完全封闭内涵通道，使高温来流空气完全进入外涵通道，直至进入冲压燃烧室20与对壁面进行再生冷却后的煤油混合燃烧，之后从喷管3喷出产生推力。因此，在Ma=4~10时，该动力系统工作在冲压模态。在此范围内，根据高马赫数低动压飞行和机动突防需求，可适时开启粉末火箭发动机S2增加推力，工作于火箭-冲压模态。

当Ma>10时，若组合动力系统仍然工作于冲压模态，此时用于壁面冷却的煤油将大于燃烧所需的煤油，携带多余的煤油专门用于壁面冷却将会大大降低动力系统的各项性能。因此在Ma>10时，通过切断供给冲压发动机S2的冲压燃烧室20煤油的线路来关闭冲压发动机S2，同时开启粉末火箭发动机S3，组合动力系统由冲压模态转化为火箭模态，实质上为一台高比冲固体粉末火箭发动机。此时外涵通道仍然处于开启状态，高温来流空气由进气管道2进入冲压发动机S2的冲压燃烧室20，但是不进行燃烧和粉末火箭的高温燃气一同喷出，提供推力。

本发明的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“横向”、“上”、“下”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明的限制。此外，术语“第一”、“第二”仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性或者隐含指明所指示的技术特征的数量。由此，限定有“第一”、“第二”的特征可以明示或者隐含地包括一个或者更多个该特征。在本发明的描述中，除非另有说明，“若干个”的含义是两个或两个以上。另外，术语“包括”及其任何变形，意图在于覆盖不排他的包含。

本发明按照实施例进行了说明，在不脱离本原理的前提下，本装置还可以作出若干变形和改进。应当指出，凡采用等同替换或等效变换等方式所获得的技术方案，均落在本发明的保护范围内。