本发明涉及一种混动多模式涡轮冲压组合发动机，属于超燃冲压发动机推进与发电一体化技术领域。
背景技术：
高超声速飞行器飞行速度快、作战半径大、隐蔽性能好、突防能力强、攻击精度高、作战效能大，一直广泛受到世界各军事强国的高度重视，是未来航空发展的重要战略方向之一。而作为飞行器的心脏，发动机的研究备受瞩目，涡轮基超燃冲压发动机是实现飞行器自起降及高超声速飞行的动力装置之一。
高超声速飞行器需要持续且大量的电量供应，而传统的蓄电池质量密度太小，依靠电池长时间供电，会给发动机带来巨大的质量惩罚；同时，传统的飞行器获取电能的方式一般来源于携带一个小的空气涡轮进行发电，这种发电方式不仅效率低而且在飞行器高超声速飞行时，由于周围空气温度过高也会导致飞行器的发电系统无法使用外部空气来驱动涡轮工作。因此需要一种高效率的电力生成系统来适应快速发展的高超声速技术。
固体氧化物燃料电池(sofc)具有效率高(一般大于50％)、可直接使用碳氢燃料、不需要贵金属催化剂、没有液态电解质、污染物排放少、噪音低等优点，作为无人机、通勤飞机的动力系统已经被广泛研究。sofc的排出尾气温度较高，而且含有未反应完的燃料，是较高品位的能源，可以与燃气涡轮联用提高系统总体热效率，所以燃料电池燃气涡轮混合动力循环是近年来机载高效发电循环的研究热点。
技术实现要素：
本发明为了解决涡轮基超燃冲压发动机的传统发电方式效率低的缺点，提出一种混动多模式涡轮冲压组合发动机，满足涡轮基超燃冲压发动机的电量需求同时提高推进热效率。
本发明提出一种混动多模式涡轮冲压组合发动机，包括固体氧化物燃料电池发电系统和涡轮基超燃冲压发动机推进系统，所述固体氧化物燃料电池发电系统包括重整器、固体氧化物燃料电池组和蓄电池，所述重整器设有重整器燃料入口、空气入口和重整气体出口，
所述涡轮基超燃冲压发动机推进系统包括涡喷发动机系统与超燃冲压发动机系统，所述涡喷发动机系统包括一号气流调节阀、二号气流调节阀、涡喷进气道、低压压气机、高压压气机、涡喷燃烧室、高压涡轮和低压涡轮，所述低压涡轮和低压压气机同轴相连，所述高压涡轮和高压压气机同轴相连，空气分为两路，一路经四周的冲压涵道流入加力/冲压燃烧室与燃料混合燃烧，另一路空气通过低压压气机和高压压气机进行压缩后分为三股，分别为重整器、固体氧化物燃料电池阴极和涡喷燃烧室提供高压空气；
所述超燃冲压发动机系统包括冲压涵道、加力/冲压燃烧室和尾喷管，燃料分为三路，分别进入重整器、涡喷燃烧室和加力/冲压燃烧室，重整器重整后的气体输送至固体氧化物燃料电池组，固体氧化物燃料电池组的高温尾气输送至涡喷燃烧室。
优选地，当飞行器处于低马赫速度0<ma<1飞行时，一号气流调节阀和二号气流调节阀关闭冲压涵道，发动机工作在涡轮模态，此时，由涡喷发动机系统提供推力，固体氧化物燃料电池组尾气输送至涡喷燃烧室；随马赫数升高至1<ma<3，一号气流调节阀和二号气流调节阀关小涡喷进气道，此时，推力由涡喷发动机系统和超燃冲压发动机系统共同提供，固体氧化物燃料电池组尾气输送至涡喷燃烧室；当马赫数升高至ma≥3时，一号气流调节阀和二号气流调节阀完全关闭涡喷进气道，发动机完全进入超燃冲压模态，固体氧化物燃料电池组和涡喷发动机系统不工作。
优选地，从高压压气机出来的高压空气与燃料在重整器内发生部分氧化重整反应，产生氢气通入固体氧化物燃料电池组的阳极。
优选地，所述尾喷管为可调喷管，其根据发动机工作状态改变出口截面面积和喉部面积以产生最佳膨胀比。
本发明所述的混动多模式涡轮冲压组合发动机的有益效果为：
1、本发明所述的混动多模式涡轮冲压组合发动机，实质是一种带有燃料电池的涡轮基超燃冲压发动机复合推进与发电系统，为涡轮基超燃冲压发动机和金属支撑固体氧化物燃料电池两个系统结合。高效率的燃料电池和燃气涡轮结合后，发电效率有望达到50％(目前飞行器发电效率为20～40％)，复合系统热效率有望达到45％(目前飞行器热效率35％左右)，节省能源。
2、本发明所述的混动多模式涡轮冲压组合发动机，通过系统结构设计、布局结合采用金属支撑固体氧化物燃料电池系统，在完全消除过多质量惩罚的前提下，为高超声速飞行器提供充足的电能和推进功。
3、本发明所述的混动多模式涡轮冲压组合发动机，其重整方式采用部分氧化重整，反应温和，能耗低，装置简单。为固体氧化物燃料电池提供充足的氢气。
4、本发明所述的混动多模式涡轮冲压组合发动机，采用固体氧化物燃料电池发电系统作为飞行器电能来源，多余的电能存储在蓄电池内；固体氧化物燃料电池发电效率高，同时燃料电池的高温尾气通入涡喷燃烧室再燃烧后通过涡轮做功，既解决了燃料电池尾气处理的问题，同时能量的梯级利用使系统热效率进一步提升。
附图说明
构成本申请的一部分的附图用来提供对本发明的进一步理解，本发明的示意性实施例及其说明用于解释本发明，并不构成对本发明的不当限定。
在附图中：
图1是本发明所述的一种混动多模式涡轮冲压组合发动机原理图；
图2是本发明所述的一种混动多模式涡轮冲压组合发动机结构示意图；
其中，1-一号气流调节阀，2-二号气流调节阀，3-涡轮进气道，4-低压压气机，5-高压压气机，6-重整器，7-固体氧化物燃料电池组，8-涡喷燃烧室，9-蓄电池，10-高压涡轮，11-低压涡轮，12-冲压涵道，13-冲压/加力燃烧室，14-尾喷管，15-进气锥，16-一号喷嘴，17-二号喷嘴，18-稳燃器。
具体实施方式
以下结合附图对本发明的具体实施方式作进一步详细的说明：
具体实施方式一：参见图1-2说明本实施方式。本实施方式所述的混动多模式涡轮冲压组合发动机，包括固体氧化物燃料电池发电系统和涡轮基超燃冲压发动机推进系统，
所述固体氧化物燃料电池发电系统包括重整器6、固体氧化物燃料电池组7和蓄电池9，所述重整器6设有重整器燃料入口、空气入口和重整气体出口，
所述涡轮基超燃冲压发动机推进系统包括涡喷发动机系统与超燃冲压发动机系统，所述涡喷发动机系统包括一号气流调节阀1、二号气流调节阀2、涡喷进气道3、低压压气机4、高压压气机5、涡喷燃烧室8、高压涡轮10和低压涡轮11，所述低压涡轮11和低压压气机4同轴相连，所述高压涡轮10和高压压气机5同轴相连，空气分为两路，一路经四周的冲压涵道12流入加力/冲压燃烧室13与燃料混合燃烧，另一路空气通过低压压气机4和高压压气机5进行压缩后分为三股，分别为重整器6、固体氧化物燃料电池7阴极和涡喷燃烧室8提供高压空气；
所述超燃冲压发动机系统包括冲压涵道12、加力/冲压燃烧室13和尾喷管14，燃料分为三路，分别进入重整器6、涡喷燃烧室8和加力/冲压燃烧室13，重整器6重整后的气体输送至固体氧化物燃料电池组7，固体氧化物燃料电池组7的高温尾气输送至涡喷燃烧室8。
当飞行器处于低马赫速度0<ma<1飞行时，一号气流调节阀1和二号气流调节阀2关闭冲压涵道12，发动机工作在涡轮模态，此时，由涡喷发动机系统提供推力，固体氧化物燃料电池组7尾气输送至涡喷燃烧室8；随马赫数升高至1<ma<3，一号气流调节阀1和二号气流调节阀2关小涡喷进气道3，此时，推力由涡喷发动机系统和超燃冲压发动机系统共同提供，固体氧化物燃料电池组7尾气输送至涡喷燃烧室8；当马赫数升高至ma≥3时，一号气流调节阀1和二号气流调节阀2完全关闭涡喷进气道3，发动机完全进入超燃冲压模态，固体氧化物燃料电池组7和涡喷发动机系统不工作。
从高压压气机5出来的高压空气与燃料在重整器6内发生部分氧化重整反应，产生氢气通入固体氧化物燃料电池组7的阳极。
所述尾喷管14为可调喷管，其根据发动机工作状态改变出口截面面积和喉部面积以产生最佳膨胀比。
以上所述的具体实施例，对本发明的目的、技术方案和有益效果进行了进一步详细说明。所应理解的是，以上所述仅为本发明的具体实施例而已，并不用于限制本发明，还可以是上述各个实施方式记载的特征的合理组合，凡在本发明精神和原则之内，所做的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。