本發(fā)明屬于航空航天發(fā)動機技術領域，涉及一種雙燃燒室超燃沖壓發(fā)動機及其控制方法。

背景技術：

隨著高超聲速技術的快速發(fā)展，臨近空間已經(jīng)成為世界大國競相爭奪的新邊疆，成為國家安全新的戰(zhàn)略制高點，臨近空間高超聲速飛行器逐漸成為各技術先進國家國防建設的重點關注方向。臨近空間高超聲速飛行器是以吸氣式組合發(fā)動機為動力，能夠水平起降，在稠密大氣、臨近空間和近地軌道機動飛行的可重復使用高超聲速飛行器。

多種吸氣式組合發(fā)動機中，渦輪發(fā)動機與寬范圍沖壓發(fā)動機的組合動力方案最具工程應用前景，但“推力鴻溝”是該方案存在的最大難題。當前寬范圍沖壓發(fā)動機主要采用雙模態(tài)超燃沖壓發(fā)動機，其工作馬赫數(shù)下限為ma4左右，而現(xiàn)有貨架渦輪發(fā)動機工作馬赫數(shù)上限在ma2.5左右。目前解決“推力鴻溝”的主要手段有：一是采用高速渦輪技術及噴水預冷技術提升渦輪發(fā)動機工作馬赫數(shù)上限，但高速渦輪技術難度極高，美國經(jīng)過長期研究仍難突破，而噴水預冷技術需負載大量的水及增加結構復雜度；二是引入火箭發(fā)動機彌補推力不足，該方案使得組合發(fā)動機系統(tǒng)更加復雜，且需多種推進劑燃料。

雙燃燒室超燃沖壓發(fā)動機比雙模態(tài)超燃沖壓發(fā)動機工作馬赫數(shù)下限更低，采用亞燃/超燃相結合的燃燒組織模式，可實現(xiàn)低馬赫數(shù)條件下轉級，有助于解決渦輪發(fā)動機與沖壓發(fā)動機接力難題。傳統(tǒng)雙燃燒室超燃沖壓發(fā)動機結構采用軸對稱構型，模塊化設計較為困難，且采用軸對稱進氣道，更適用于軸對稱布局，在流道及結構設計方面難以實現(xiàn)與渦輪通道并聯(lián)布置且共用進氣系統(tǒng)，并且現(xiàn)有技術采用固定幾何進氣道，難以適應更寬工作馬赫數(shù)范圍。不利于未來大尺度空天飛行器的應用。

技術實現(xiàn)要素：

本發(fā)明的目的在于克服現(xiàn)有技術不足，提供一種雙燃燒室超燃沖壓發(fā)動機，解決渦輪發(fā)動機與雙燃燒室超燃沖壓發(fā)動機組合、接力困難的技術難題。

本發(fā)明的技術解決方案：

一種雙燃燒室超燃沖壓發(fā)動機，該發(fā)動機由進氣道、亞聲速燃燒室、超聲速燃燒室燃燒室和尾噴管組成，所述亞聲速燃燒室和超聲速燃燒室采用矩形并聯(lián)布局；

所述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，所述亞燃通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(jié)型面和擴張段調節(jié)型面，所述內收縮段調節(jié)型面和擴張段調節(jié)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(jié)型面和擴張段調節(jié)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。

進一步的，在旋轉調節(jié)過程中，所述內收縮段調節(jié)型面和擴張段調節(jié)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(jié)型面和擴張段調節(jié)型面旋轉后，所述內收縮段調節(jié)型面、內收縮段型面、喉道型面、擴張段型面和擴張段調節(jié)型面圍成一個凹腔，在凹腔內形成渦流作為進氣道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(shù)，ma0和math分別為來流馬赫數(shù)和流道喉道馬赫數(shù)，為流量系數(shù)，σth為流道喉道總壓恢復系數(shù)。

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

其中，h7為內收縮段調節(jié)型面固定端與唇口型面垂直高度，h8為擴張段調節(jié)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(jié)型面兩端點間距離，l8為擴張段調節(jié)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(jié)型面和擴張段調節(jié)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(jié)型面和擴張段調節(jié)型面完全關閉所述流道。

進一步的，所述進氣道流道固定型面設計如下：設定進氣道工作馬赫數(shù)范圍為mamin～mamax，所述進氣道流道固定型面根據(jù)mamax的流量系數(shù)、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(shù)大于mamin時，根據(jù)發(fā)動機性能需求以及進氣道設計的調節(jié)規(guī)律，所述鉸鏈控制可調型面旋轉調節(jié)，直至來流馬赫數(shù)為mamax。

本發(fā)明還提供上述一種雙燃燒室超燃沖壓發(fā)動機控制方法，包括：

當飛行馬赫數(shù)到達第一馬赫數(shù)時，所述亞燃流道和超燃流道的內收縮段調節(jié)型面和擴張段調節(jié)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(tài)；

當飛行馬赫數(shù)到達第二馬赫數(shù)，所述亞燃流道和超燃流道的內收縮段調節(jié)型面和擴張段調節(jié)型面開始進行旋轉，隨著飛行馬赫數(shù)的增加，控制亞燃流道和超燃流道的內收縮段調節(jié)型面和擴張段調節(jié)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(tài)；

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

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

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

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

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

本發(fā)明的有益效果：

1、采用雙燃燒室超燃沖壓發(fā)動機，解決雙模態(tài)發(fā)動機低馬赫數(shù)穩(wěn)定工作困難，難以與渦輪發(fā)動機接力的技術難題。

2、采用了非軸對稱構型，顯著降低沖壓發(fā)動機與渦輪發(fā)動機組合難度，為滿足不同尺度飛行器的推力需求，可將發(fā)動機進行模塊化組合，降低了結構設計難度，具有良好的拓展性。

3、采用二元進氣道分流道的方式，解決了雙燃燒室超燃沖壓發(fā)動機非軸對稱構型的進氣問題，并能較好應用于并聯(lián)式渦輪基組合發(fā)動機方案。

4、采用幾何調節(jié)和氣動調節(jié)相結合的調節(jié)措施較好的解決了雙燃燒室超燃沖壓發(fā)動機寬范圍工作難題，有助于拓寬發(fā)動機工作馬赫數(shù)下限，同時該調節(jié)方案具有減輕調節(jié)附加質量、降低高溫動密封需求等諸多優(yōu)點。

5、進氣道亞聲速燃燒室流道和超聲速燃燒室流道獨立調節(jié)，并且進氣道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(fā)動機性能。

6、利用組合發(fā)動機已有的進氣調節(jié)功能實現(xiàn)進氣道調節(jié)，拓寬雙燃燒室超燃沖壓發(fā)動機的工作馬赫數(shù)范圍，無需額外增加調節(jié)機構。

附圖說明

所包括的附圖用來提供對本發(fā)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(fā)明的實施例，并與文字描述一起來闡釋本發(fā)明的原理。顯而易見地，下面描述中的附圖僅僅是本發(fā)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(chuàng)造性勞動的前提下，還可以根據(jù)這些附圖獲得其他的附圖。

圖1為本發(fā)明實施例提供的雙燃燒室超燃沖壓發(fā)動機結構示意圖；

圖2本發(fā)明實施例提供的雙燃燒室超燃沖壓發(fā)動機進氣道流道布局示意圖；

圖3為本發(fā)明實施例中雙燃燒室超燃沖壓發(fā)動機進氣道流道調節(jié)方案示意圖；

圖4為本發(fā)明實施例中流道調節(jié)參數(shù)說明示意圖。

圖中，1'、進氣道；2'、亞聲速燃燒室；3'、超聲速燃燒室；4'、尾噴管；5'亞聲速燃燒室凹腔；6'、超聲速燃燒室凹腔；a、超燃流道；b、亞燃流道；c、超燃流道；1、外壓縮型面；2、內收縮段型面；3、喉道型面；4、擴張段型面；5、唇口型面；6、與燃燒室連接型面；7、內收縮段調節(jié)型面；8、擴張段調節(jié)型面；9、鉸鏈；10、鉸鏈；h7為內收縮段調節(jié)型面7固定端與唇口型面5垂直高度；h8為擴張段調節(jié)型面8固定端與唇口型面5垂直高度；hth為所需調節(jié)到的喉道高度；θ2為內收縮段型面2兩端點連線與喉道型面3之間的角度(取銳角)；θ4為擴張段型面4兩端點連線與喉道型面3之間的角度(取銳角)。

具體實施方式

下面將結合附圖對本發(fā)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(jié)，以幫助全面地理解本發(fā)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(jié)的其它實施例中實踐本發(fā)明。

在此需要說明的是，為了避免因不必要的細節(jié)而模糊了本發(fā)明，在附圖中僅僅示出了與根據(jù)本發(fā)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(fā)明關系不大的其他細節(jié)。

實施例1

本實施例提供一種雙燃燒室超燃沖壓發(fā)動機，圖1示出了其結構，該發(fā)動機由進氣道1'、亞聲速燃燒室2'、超聲速燃燒室3'和尾噴管4'組成，且所述亞聲速燃燒室2'和超聲速燃燒室3'采用矩形并聯(lián)布局；

參見圖2和圖3，圖2為本發(fā)明實施例提供的雙進氣道流道布局示意圖；圖3為本發(fā)明實施例中進氣道流道調節(jié)方案示意圖。所述進氣道1'采用二元進氣道構型，并由沿流向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2'，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3'。

進一步的，按發(fā)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。

上述流道布局構型，能夠保證亞聲速燃燒室富油燃氣與兩側的超聲速氣流有充足的剪切摻混面積，增強富油燃氣和超燃進氣道空氣的摻混與燃燒性能。

優(yōu)選的，所述亞聲速燃燒室2'的中后部設置有亞聲速燃燒室凹腔5'，所述超聲速燃燒室3'的入口處設置有超聲速燃燒室凹腔6'；

所述亞聲速燃燒室凹腔5'內部形成低速回流區(qū)，用于穩(wěn)定火焰，且所述亞聲速燃燒室2'形成的富油燃氣以及供入超聲速燃燒室3'的燃油在超聲速燃燒室凹腔6'形成的低速回流區(qū)內組織二次燃燒。

所述a、b、c任意流道設計如下：

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1、內收縮段型面2、喉道型面3、擴張段型面4、唇口型面5以及與燃燒室連接型面6；所述可調型面包括內收縮段調節(jié)型面7和擴張段調節(jié)型面8，所述內收縮段調節(jié)型面7和擴張段調節(jié)型面8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段終點，且所述內收縮段調節(jié)型面7和擴張段調節(jié)型面8可分別繞著所述鉸鏈a和b按設計旋轉角度進行旋轉。

進一步的，設定進氣道工作馬赫數(shù)范圍為mamin～mamax，所述進氣道固定型面根據(jù)mamax的流量系數(shù)、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(shù)大于mamin時，根據(jù)發(fā)動機性能需求以及進氣道設計的調節(jié)規(guī)律，所述鉸鏈控制可調型面旋轉調節(jié)，直至來流馬赫數(shù)為mamax。

通過上述工作過程，使得進氣道在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(fā)動機在mamin～mamax范圍內均能正常工作并產(chǎn)生推力性能。

進一步的，在旋轉調節(jié)過程中，所述內收縮段調節(jié)型面7和擴張段調節(jié)型面8的活動端距離唇口型面5的垂直距離始終保持相等。

進一步的，所述內收縮段調節(jié)型面7和擴張段調節(jié)型面8旋轉后，所述內收縮段調節(jié)型面7、內收縮段型面2、喉道型面3、擴張段型面4和擴張段調節(jié)型面8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(shù)，ma0和math分別為來流馬赫數(shù)和流道喉道馬赫數(shù)，為流量系數(shù)，σth為流道喉道總壓恢復系數(shù)。

進一步的，在低馬赫數(shù)設計工況時，例如mamin，所述內收縮段調節(jié)型面7和擴張段調節(jié)型面8分別緊貼內收縮段型面2和擴張段型面4，隨著來流馬赫數(shù)的增大，則需要根據(jù)來流馬赫數(shù)、進氣道流量系數(shù)及燃燒室所需求進氣道喉道馬赫數(shù)等參數(shù)，按上述公式(1)計算得到所需調節(jié)的進氣道喉道高度，再按幾何關系轉換為內收縮段調節(jié)型面7和擴張段調節(jié)型面8所需旋轉的角度，且來流馬赫數(shù)越大，內收縮段調節(jié)型面7和擴張段調節(jié)型面8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(wěn)定燃燒及發(fā)動機性能提高。另外，必要時可通過增大內收縮段調節(jié)型面7和擴張段調節(jié)型面8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(jié)型面7的旋轉角度θ7和擴張段調節(jié)型面8的旋轉角度θ8，由公式(2)得到；

其中，h7為內收縮段調節(jié)型面7固定端與唇口型面5垂直高度，h8為擴張段調節(jié)型面8固定端與唇口型面5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(jié)型面7兩端點間距離，l8為擴張段調節(jié)型面8兩端點間距離，θ2為內收縮段型面2兩端點連線與喉道型面3之間的角度(取銳角)，θ4為擴張段型面4兩端點連線與喉道型面3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(jié)型面7和擴張段調節(jié)型面8分別與內收縮段型面2和擴張段型面4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(jié)型面7和擴張段調節(jié)型面8完全關閉所述流道，該狀態(tài)根據(jù)特殊任務需求而定。

進一步的，所述發(fā)動機在于其他發(fā)動機組合時，尾噴管4'可設計成二元可調尾噴管。

上述雙燃燒室超燃沖壓發(fā)動機控制方法，包括：

當飛行馬赫數(shù)到達第一馬赫數(shù)時，所述亞燃流道和超燃流道的內收縮段調節(jié)型面和擴張段調節(jié)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(tài)；

當飛行馬赫數(shù)到達第二馬赫數(shù)，所述亞燃流道和超燃流道的內收縮段調節(jié)型面和擴張段調節(jié)型面開始進行旋轉，隨著飛行馬赫數(shù)的增加，控制亞燃流道和超燃流道的內收縮段調節(jié)型面和擴張段調節(jié)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(tài)；

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

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

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

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

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

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(tài)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(shù)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(tài)是指使得所述超燃流道對應的旋轉后的喉道馬赫數(shù)始終處于飛行馬赫數(shù)的9/20～11/20的范圍中；

所述第一馬赫數(shù)為mamin；為沖壓發(fā)動機開始工作馬赫數(shù)，其對應的流道的喉道馬赫數(shù)為ma-th1；

所述第二馬赫數(shù)為ma-2，其對應喉道馬赫數(shù)ma-th2，所述ma-th2大于閾值maδ1，所述maδ1優(yōu)選范圍為1.2～1.5；

所述第三馬赫數(shù)為ma-3，所述第四馬赫數(shù)為ma-4，ma-3和ma-4且之間實現(xiàn)超聲速燃燒室由亞燃模態(tài)向超燃模態(tài)的轉變，且所述第三馬赫數(shù)根據(jù)其對應的喉道馬赫數(shù)ma-th3、第四馬赫數(shù)ma-4和其對應喉道馬赫數(shù)ma-th4來確定；具體的，根據(jù)第四馬赫數(shù)ma-4和喉道馬赫數(shù)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(shù)ma-4優(yōu)選范圍為5.5-6，其對應的喉道馬赫數(shù)ma-th4為9/20～11/20ma-4；

所述第五馬赫數(shù)為ma-5，其對應喉道馬赫數(shù)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(shù)為mamax，沖壓發(fā)動機最大工作馬赫數(shù)。

本發(fā)明的設計原理在于：

針對非軸對稱的雙燃燒室發(fā)動機，本發(fā)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(jié)型面和擴張段調節(jié)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(jié)型面、內收縮段型面、喉道型面、擴張段型面和擴張段調節(jié)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(jié)型面與內收縮段型面一致，擴張段調節(jié)型面與擴張段型面長度一致，從而使得內收縮段調節(jié)型面活動端和擴張段調節(jié)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(wěn)定的渦流，且根據(jù)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(wěn)定燃燒及發(fā)動機性能提高。通過上述調節(jié)，使得進氣道對進入亞聲速燃燒室的氣流提供較大壓縮，經(jīng)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(xiàn)寬范圍雙模態(tài)燃燒，以此拓寬發(fā)動機工作馬赫數(shù)范圍、提高發(fā)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(fā)明以上的組合發(fā)動機由硬件結合軟件實現(xiàn)。本發(fā)明涉及這樣的計算機可讀程序，當該程序被邏輯部件所執(zhí)行時，能夠使該邏輯部件實現(xiàn)上文所述的裝置或構成部件，或使該邏輯部件實現(xiàn)上文所述的各種方法或步驟。本發(fā)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(yōu)點根據(jù)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(yōu)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(fā)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(fā)明未詳細說明部分為本領域技術人員公知技術。