本发明属于火箭运载器动力系统领域，具体涉及空气涡轮冲压组合发动机及其工作方法。
背景技术：
空气涡轮冲压发动机(ATR)是一个集合了搭配有火箭类燃烧室的常规风扇和涡轮的推进系统，集火箭发动机和冲压发动机的特点于一体，性能介于涡喷发动机和火箭发动机之间。燃气发生器产生的高压高能气体的膨胀可以用比传统涡轮喷气循环发动机简单许多的涡轮装置来实现，且空气增压也可以利用比传统涡轮喷气循环发动机简单许多的压气机装置来实现。ATR非常突出的特点在于主动吸气，能零速产生推力，工作范围覆盖了从地面到临近空间的高度区间。利用环境的空气，和火箭发动机相比有效降低飞行器推进剂携带量。采用高性能火箭推进剂和涡轮后补燃燃烧技术方案，推重比大(远大于10)。工作机理，结构复杂程度低，可靠性高。其亚声速工作状态下像涡轮喷气发动机，在超声速状态下类似于有风扇增压的冲压发动机。通过燃气发生器的流量调节，ATR发动机可实现高推力加速、低推力巡航等任务。受风扇叶片材料的温度限制，发动机飞行速度范围受到限制(一般在Ma4以下)。
冲压发动机(RJ)最大特点就是其在高速飞行时性能良好，具有自适应性，其结构简单，可靠性高。但是由于其性能与飞行状态密切相关，低速或高空补燃室压强过低，不足以形成稳定燃烧。因此需要助推器助推至启动马赫数后，进气道启动后发动机才能正常工作，产生的推力克服阻力实现飞行器的飞行。
技术实现要素：
本发明的目的是提供一种空气涡轮冲压组合发动机及其工作方法，以解决现有发动机从亚音速到超音速直至超音速的飞行过程中模态无法平稳转换的问题。
本发明采用的第一种技术方案是，空气涡轮冲压组合发动机，包括共用进气道且共用尾喷管的空气涡轮冲压发动机和冲压发动机，进气道的管道上设置有进气道导向器；
进气道导向器，用于在空气涡轮冲压发动机低速启动时，转向并封闭冲压发动机的入口，以将进气道与空气涡轮冲压发动机内部连通；还用于在空气涡轮冲压发动机速度大于等于3马赫时，转向并封闭空气涡轮冲压发动机的入口，以将进气道与冲压发动机内部连通，以启动冲压发动机。
进一步的，进气道导向器为铰接在进气道中部的挡板，进气道导向器连接有电机动作机构，并通过电机动作机构以控制进气道导向器的转动。
进一步的，空气涡轮冲压发动机内部从进气道一侧起，依次设置有涡轮增压系统和ATR燃烧室，涡轮增压系统包括共轴设置的压气机和涡轮，涡轮通过节流阀连接有燃气发生器。
进一步的，冲压发动机包括与进气道连通设置的双模冲压燃烧室。
进一步的，双模冲压燃烧室上设有火焰稳定器。
本发明采用的第二种技术方案是，上述空气涡轮冲压组合发动机的工作方法，按照以下步骤实施：
步骤1、空气涡轮冲压发动机在启动及低速条件下，进气道导向器转向冲压发动机，冲压发动机的进气道关闭，空气涡轮冲压发动机的进气道打开；
步骤2、通过涡轮增压系统对进入共用进气道的空气进行增压，将经过增压后的空气和涡轮增压系统产生的高压燃气进行掺混，掺混后的气体在ATR燃烧室内进行燃烧，最后通过喷管排出，产生推力；
步骤3、当空气涡轮冲压组合发动机的速度超过3马赫，进气道导向器转向空气涡轮冲压发动机，空气涡轮冲压发动机的进气道关闭，冲压发动机的进气道打开并开始工作。
进一步的，涡轮增压系统的具体工作过程为：通过燃气发生器产生高压燃气以驱动涡轮做功，涡轮带动压气机来对进入共用进气道的空气进行增压。
本发明有益效果是：基于ATR与RJ在性能上的互补性，将此两种形式的发动机进行有机的结合，即空气涡轮冲压组合发动机，使其具备零速启动，自加速，大推力，高比冲，高超声速等特点，应用上主要作为弹用动力系统的备选方案，工作在大气层内，具有高超声速飞行能力。同样作为运载系统，可作为两级入轨的第一级飞行器平台，作为未来作战中全球高超声速飞行器的动力，具有非常好的潜在应用价值。
【附图说明】
图1为本发明空气涡轮冲压组合发动机的结构示意图。
图中，1.进气道，2.进气道导向器，3.火焰稳定器4.双模冲压燃烧室，5.尾喷管，6.ATR燃烧室，7.涡轮，8.节流阀，9.燃气发生器，10.压气机。
【具体实施方式】
下面通过附图和实施例，对本发明的技术方案做进一步的详细描述。
本发明提供了一种空气涡轮冲压组合发动机，如图1所示，包括共用进气道1且共用尾喷管5的空气涡轮冲压发动机和冲压发动机，空气涡轮冲压发动机和冲压发动机为上下并联的结构布局，共用进气道和尾喷管可以起到减小空气阻力的作用。
进气道1的管道上设置有进气道导向器2。进气道导向器2，用于在空气涡轮冲压发动机低速启动时，转向并封闭冲压发动机的入口，以将进气道1与空气涡轮冲压发动机内部连通；还用于在空气涡轮冲压发动机速度大于等于3马赫时，转向并封闭空气涡轮冲压发动机的入口，以将进气道1与冲压发动机内部连通，并将速度提升到6马赫。
进气道导向器2为铰接在进气道1中部的挡板，进气道导向器2连接有电机动作机构，并通过电机动作机构以控制进气道导向器2的转动。当达到冲压工作马赫数时，进气道导向器2直接进行转换，将空气涡轮冲压发动机工作模式转换到冲压发动机工作模式，而不存在中间过渡状态，工作稳定。
空气涡轮冲压发动机内部从进气道1一侧起，依次设置有涡轮增压系统和ATR燃烧室6，涡轮增压系统包括共轴设置的压气机10和涡轮7，涡轮7通过节流阀8连接有燃气发生器9。
冲压发动机包括与进气道1连通设置的双模冲压燃烧室4。双模冲压燃烧室4上设有火焰稳定器3。由于在燃烧室内燃气流速较快，尤其在高马赫数下，进气道扩亚减速后空气进入燃烧室，速度依然较大，火焰稳定器3在其后方形成一个回流区，利于油气的掺混和燃烧。
本发明空气涡轮冲压组合发动机的工作方法如下：
步骤1、空气涡轮冲压组合发动机启动或低速条件下，进气道导向器2转向所述冲压发动机，冲压发动机的进气道关闭，空气涡轮冲压发动机的进气道打开；
步骤2、通过燃气发生器9产生高压燃气以驱动涡轮7做功，所述涡轮7带动压气机10来压缩空气，以对进入共用进气道1的空气进行增压，经过增压后的空气为旋流，能促进其与涡轮7后的高压燃气进行掺混，将经过增压后的空气和涡轮增压系统产生的高压燃气进行掺混，掺混燃气在ATR燃烧室6内进行燃烧，最后通过尾喷管5排出，产生推力；
步骤3、当空气涡轮冲压组合发动机的速度超过3马赫，进气道导向器2转向空气涡轮冲压发动机，空气涡轮冲压发动机的进气道关闭，冲压发动机的进气道打开并开始持续工作，可以将空气涡轮冲压组合发动机速度提升到6马赫。
由上述可知，本发明空气涡轮冲压组合发动机在低速条件下，采用ATR模式。由于初始来流空气总压较低，在ATR燃烧室中组织燃烧极为困难且效率很低，因此通过空气涡流冲压发动机的涡轮压气机，对来流空气增压来提高燃烧室入口空气压力及温度；通过调节节流阀8提高燃气发生器9的流量来提高来流空气总温总压以及增大空气流量，起到增大发动机推力的作用，以使发动机加速。空气涡流冲压发动机让空气涡轮冲压组合发动机加速到大约3马赫，然后由冲压式发动机将空气涡轮冲压组合发动机速度提升到6马赫。
空气涡流冲压发动机本身具备零速自启动，加速至超音速工作的能力，但是由于部件材料的受热温度极限，例如压气机10，使得空气涡流冲压发动机工作马赫数存在一个上限，通常在3马赫左右，和航空发动机接近。而冲压发动机工作性能可以达到一个较高的水平，通常在6马赫左右。冲压发动机通常可以在2.5马赫启动，但是性能较差，从2.5马赫过渡到3马赫这一个过程，需要助推，因此本发明选用推力比大的空气涡流冲压发动机来启动冲压发动机。本发明实现了两个发动机的有机结合，并且充分利用各自的最优工作阶段，借助进气导向器2的转换配合，实现了不同工作模态间的高效平稳转换。
本发明的空气涡轮冲压组合发动机，与单独的固体火箭发动机、冲压发动机以及涡喷发动机相比，具备以下优势和特点：
(1)具备自启动和零速加速的能力，能像涡喷发动机一样工作在亚声速和超声速条件下，比冲高，推重比大的优点；
(2)通过调节燃气发生器流量以及节流阀大小可以实现ATR发动机推力大小的调节，是发动机具备机动飞行，长航程以及变弹道的能力；
(3)高速下，发动机冲压模态启动，发动机比冲大大提高，可在冲压模态下实现发动机高空高速突防；
(4)组合发动机具备高空域(0～30km)和高速域(0～Ma6)，可作为高速运载平台动力系统，也可作为高速武器动力系统，都是具有良好的应用前景。
目前，绝大部分的长航程巡航导弹都是亚音速飞行的，但是空气涡轮冲压组合发动机结合ATR与RJ性能的优势，可实现战术巡航导弹航程的极大增加以及超音速至高超音速的飞行。其次，作为战时的高超飞行器的载具，比如作为弹头的前段加速，高超声速巡航的一个飞行平台，在末段攻击段，分离，弹头再加速攻击目标，解决了现有动力系统不能单独并完全满足现代战争对武器系统超高声速、超高空、高机动及高空域等方面动力要求的问题。