一种空天飞行器动力系统

技术领域

本发明公开了一种空天飞行器动力系统；具体是指一种单级入轨动力机身一体化飞行器的四模态循环发动机推进系统，属于航空、航天运输运载器的动力推进系统技术领域。

技术背景：

在世界航天工程应用技术的背景下，如何拓展人类文明的发展空间，关键在于发明设计者如何在现有航空航天推进技术的基础上进行创新研究，将飞机推进系统与火箭推进系统的技术优势融为一体，创造出能穿梭地球大气层，达到轨道速度及地球逃逸速度，适应太空近地轨道、月球及星系飞行的空天发动机。

上个世纪30年代以来，随着飞机航空发动机、火箭航天发动机的发明和应用及发动机技术性能的提高，人类科学家探索太空的飞天梦想随之被激活。

从1903年12月17日，莱特兄弟的第一架有动力装置且比空气重受控载人飞机，在美国北卡罗莱纳州小鹰镇飞行实验获得成功，到1928年“莱特.阿帕奇号”飞机动力18缸星型发动机的问世，再经过二战的战争的洗礼，飞机发动机技术得到了长足的发展。随着飞机技术的进步和持续发展，人类科学家探索太空的飞天梦想也随之激活。从上个世纪30年代至今，太空探索的技术途径分为两大派别：即飞机派和火箭派。

飞机派：单级入轨动力机身一体化设计，水平起降自行飞往太空：单级入轨的空天飞机推进系统是航空发动机与航天火箭发动机结合的。奥地利工程师“尤金.桑格尔”1930年提出“银鸟”概念，其先进的设计理念被后世几十年的科学实验证明了其科学正确性，从而被后世发明设计者得以借鉴。如：从银鸟到美国的X-15-X-30-太空飞船1-2号。

火箭派：双级入轨或背负式多级发射进入太空的空天飞机：20世纪早期，随着飞机发动机技术的进步和持续发展，火箭派人物想另辟蹊径，希望用火箭发射空天飞机，来探索太空并发展太空旅游。双级入轨或背负式多级发射的技术较先进的空天飞机，其代表为苏联的“暴风雪”和美国的“X-37B”。

目前，单双级入轨空天飞机推进系统的发动机技术瓶颈及材料的高温防热瓶颈难以突破，双级入轨或背负式多级发射的空天飞机“暴风雪”、“X-37B”发射质量大，有效载荷极小，成本昂贵；多级发射程序复杂，多级分离技术不稳定，再入段空天飞机无动力滑翔回归面临高温热障，均达不到航天工程技术的实际应用要求。

太空探索历程：1961年至1962年，苏联和美国的宇航员相继进入太空；时至1972年止，苏联和美国的“联盟号”“阿波罗一号”，发射成功，相继完成了火箭载人探月，并发射了太空卫星、宇宙飞船(航天飞机)，完善了太空国际空间站的太空对接技术。运载火箭探索太空，打开了人类探索太空文明的窗口，已成人类探索太空的历史科学文明坐标。时至2020年美国重启的“星座”探月计划的成功，火箭技术已达到巅峰。

火箭发射探索太空的局限性：一次性使用，有效载荷极小(如联盟号、阿波罗号、猎户座)发射成本昂贵，不能重复使用。为降低成本，美国的马斯克研发了返回式火箭发动机，重启探月计划，但是，其猎鹰-9轨道级加登月级火箭的质量为9500吨，其有效载荷只有6名乘客，两名宇航员，携带100公斤月石返回。因此，太空探索，开发利用太空资源，只能让位于单级入轨动力机身一体化的空天飞机，因为一是火箭发射为一次性使用，成本昂贵；二是发射质量巨大，有效载荷极小，不能作为开发太空资源的运输工具。

空天飞机优势：可重复使用，充分利用大气层的空气，巨大的推进剂舱及乘客舱、货物舱可作为太空运输工具。飞行器在轨道加油后可飞往月球。但是航天工程应用领域技术的最大挑战是空天发动机。

航空航天发动机：单级入轨动力机身一体化多模态循环推进系统空天发动机是航天工程应用领域的终极挑战。目前世界发动机技术领域的航空与航天发动机是各自分离的，没有空天一体发动机。

1、航空航天发动机：火箭发动机、脉动燃烧发动机、冲压、超燃冲压发动机、涡轮发动机。

2、各种发动机的比较：五种类型发动机各有所长，也各有所短，互相搭配有时成了累赘：

(1)脉动燃烧发动机、冲压、超燃冲压发动机重量轻、结构简单、成本低；

(2)液体燃料火箭发动机的技术成熟适应太空飞行；

(3)涡轮喷气式发动机的0～—3马赫的加速性能是其广泛应用的根本，但是成本昂贵(普通战斗机的发动机成本在100万美元以上)。涡轮发动机结构复杂，质量重，如战斗机使用的涡喷机，中国的涡扇7：涡轮叶片8级，重量1.19吨，长度4.6米。美国的F119：涡轮叶片11级，重量1.36吨，长度4.8米。在热效率方面，即使17级涡轮叶片的喷气发动机也只有35％，而冲压、超燃冲压发动机在3～16马赫却可达90％以上；

(4)冲压、超燃冲压发动机燃料比冲及热效率高，结构简单、机体质轻、速度快，但是没有静启动能力，需要其它发动机补充。1934年法国瑞内.雷杜克获得的冲压发动机飞机专利是助推火箭与冲压发动机相结合的。最近，美国研制的无人驾驶的超高速远程(40000公里)轰炸机就是使用冲压发动机与涡轮喷气发动机相结合为动力的，起飞时使用涡轮喷气发动机，大于0.5马赫时使用冲压发动机(此时，涡轮喷气发动机成了累赘)，30公里高空的速度达10马赫以上，可以16马赫速度冲出60公里高的大气层，关闭发动机后可以滑翔几百公里，进入大气层后冲压发动机重新点火，再上冲，水漂式飞行能在2小时内到达世界任何地点,但是，因发动机技术瓶颈及材料耐高温瓶颈难以突破而停滞；

(5)脉动、冲压、超燃冲压、涡轮发动机仅适应于大气层内，而火箭发动机却没有这种限制。

空天发动机技术瓶颈及空天发动机的研发与技术现状：

1、研发过程：世界航空、航天发动机技术领域对空天发动机的研发始于19世纪的60年代，至今历时80年。空天发动机研发重点是针对超燃冲压发动机的优势潜力进行研究与挖掘。在这一技术领域的先进技术代表为俄罗斯和美国。美国的X-43超燃冲压发动机的高超声速计划，从1964年开始实施，至1997年的飞行试验获得了6.68马赫的试验成果，持续燃烧了10秒钟。1998年美国与俄罗斯合作的超燃冲压高超声速项目的飞行试验，获得了6.8马赫，燃烧20秒，10马赫燃烧10秒的试验成果。

2003年美国在与俄罗斯合作项目中取得的试验成果的基础上，重启X-43A高超声速计划，飞行试验获得了6.68马赫，燃烧10秒，9.86马赫，燃烧3秒的的试验成果。

上述超燃冲压发动机在高超声速气流中燃烧的试验成果，证明了高超声速燃烧的科学性和可行性。

2、难以突破的四大技术瓶颈：试验成果应用于航天工程的空天发动机，还存在难以突破的四大技术瓶颈。即：(1)多模态循环发动机在全包线飞行范围时的各种模态的平稳过渡和自动切换；(2)各种模态飞行中的空气与燃料的充分混合；(3)飞行中各种马赫速度下的点火；(4)火焰稳定器的火焰传输稳定和持续燃烧。

3、火焰稳定器：火焰稳定和持续燃烧伴随着空天发动机研发始终：世界空天发动机技术领域现有的火焰稳定器：(1)俄罗斯发明开发的超燃冲压发动机燃烧室壁面燃料垂直喷射火焰稳定器；(2)支板火焰稳定器；(3)美国研发的后向台阶火焰稳定器；(4)俄罗斯研发的凹腔火焰稳定器，以及美国与日本在此基础上发展的并联与串联多声学凹腔火焰稳定器。上述各种火焰稳定器各有所长，各有所短，均不同程度的造成总压损失，影响速度，增加结构质量，而且火焰范围小，高马赫飞行时容易熄灭，在高空高超音速气流冲刷下再次点火难度大。

4、火焰稳定器最前沿新技术：中国“站立式斜爆轰脉动冲压高超声速燃烧”与美国“斜爆震脉动冲压高超声速燃烧”的试验成果解决了高超声速飞行中爆波熄火的问题。从而又引发了三大难以突破的技术难题：即：液体火药与固体火药引爆的燃焰的安全控制；高强度爆震冲击的材料耐高温、抗爆震强度及材料韧度；高频率爆震噪音的消声等三大难题。世界超然领域界专家人士评论预言，此项发明还在试验阶段，离航天工程的实际应用，要突破上述三大难题，还需几代人的刻苦研发及工艺和材料基础技术水平的提高。

发明内容

本发明的目的在于突破上述四大技术瓶颈而提供一种吸气式四模态变循环发动机单级入轨动力机身一体化的空天飞行器动力系统，简称YRCW空天发动机。

本发明一种空天飞行器动力系统，包括进气系统1、中央发动机2、两侧两台后置发动机3，所述中央发动机2具有冲压吸气涡轮发动机工况、冲压发动机工况、空气-燃料火箭发动机工况、液氧-燃料火箭发动机工况四模态循环转换功能，简称RCW发动机2；所述两侧后置发动机3具有冲压发动机工况、超燃冲压发动机工况、空气-燃料-火箭发动机工况、液氧-燃料-火箭发动机工况四模态循环转换功能，简称YRC发动机3；

沿所述RCW发动机2轴向依次设有第一进气结构2-1、第一扩压室2-2、第一油盘总成2-3、第一燃烧室2-4、磁阻式发电/电动机2-5及设于磁阻式发电/电动机主轴上的涡轮轴流式和离心式总成盘2-6、第二扩压室2-7、第二油盘总成2-8、第二燃烧室2-9(即加力燃烧室)，第一尾喷管2-10；沿所述YRC发动机3轴向依次设有第二进气结构3-1、第三扩压室3-2、第三喷油盘3-3、第三燃烧室3-4、第二尾喷管3-5；所述RCW发动机2的第一进气结构2-1与进气系统1的一个输出端1-2-2连接；所述YRC发动机3的第二进气结构3-1与进气系统1的另一个输出端1-3连接；

所述的进气系统1为U形进气道，在U形进气道的两个进气通道的中段各设有一S形的斜坡，在每一个S形斜坡的坡道峰处设有一气流分离板1-1；自气流分离板1-1开始并列设有第一进气道1-2与第二进气道1-3；U形进气道两侧各设置的一个第一进气道1-2延伸至U形底部对接构成进气系统的一个输出端1-2-2，所述输出端1-2-2通过中央进气道活塞内套1-4与RCW发动机2的第一进气结构2-1连接，在进气系统的U形底部设置有一整流锥1-2-1；所述U形进气道两侧各设置的一个第二进气道作为进气系统的另一个输出端1-3分别与两侧的YRC发动机3的第二进气结构3-1连接；所述中央进气道活塞内套1-4的截面积是进气道截面积的1/5-1/8；优选为中央进气道活塞内套1-4的截面积是进气道截面积的1/7。

所述涡轮轴流式和离心式总成盘2-6输出端的RCW发动机2壳体上设有配气机构，所述配气机构包括压缩冷空气前输送管2-6-2-3、压缩冷空气后输送管2-6-2-4、压缩热废气前输送管2-6-2-5、压缩热废气后输送管2-6-2-6以及矢量气流分配系统4；所述压缩冷空气前输送管2-6-2-3一端接RCW发动机2的壳体，从涡轮轴流式和离心式总成盘2-6的输出端获得压缩冷空气，另一端与RCW发动机2的第一进气结构2-1中的第一冷空气集气罩2-1-5连接，为RCW发动机2的燃烧室提供空气-燃料-火箭闭式燃烧所需的含氧压缩空气；所述压缩冷空气后输送管2-6-2-4一端接RCW发动机2的壳体，从涡轮轴流式和离心式总成盘2-6的输出端获得压缩冷空气，另一端与YRC发动机3第二进气结构3-1中的第二冷空气集气罩3-1-5连接，为YRC发动机3的燃烧室提供空气-燃料-火箭闭式燃烧所需的含氧压缩空气；所述压缩热废气前输送管2-6-2-5一端接RCW发动机壳体，从涡轮轴流式和离心式总成盘2-6的输出端获得热废气，另一端与RCW发动机2第一进气结构2-1中的第一热废气集气罩2-1-6连接，第一热废气集气罩2-1-6的输出为RCW发动机2的燃烧室壁提供冷却气体；所述压缩热废气后输送管2-6-2-6一端接RCW发动机壳体，从涡轮轴流式和离心式总成盘2-6的输出端获得热废气，另一端与YRC发动机3第二热废气集气罩3-1-6连接，为YRC发动机3的燃烧室壁提供冷却气体；所述矢量气流分配系统4从涡轮轴流式和离心式总成盘2-6的输出端获得热废气，为空天飞行器水平起降、垂直起降及空天机动提供矢量喷射气流。

本发明一种空天飞行器动力系统，所述RCW发动机2中，第一进气结构2-1包括；中央进气道2-1-3、涡轮轴流式进气道2-1-4、第一冷空气集气罩2-1-5、第一热废气集气罩2-1-6，所述第一冷空气集气罩2-1-5中设有多个第一输送支撑通道2-1-7，第一冷空气集气罩2-1-5的压缩冷空气通过多个第一输送支撑通道2-1-7为RCW发动机2的第一燃烧室2-4提供空气-燃料-火箭发动机工况所需的闭式燃烧的新鲜压缩空气，第一热废气集气罩2-1-6中设有多个第二输送支撑通道2-1-8，第一热废气集气罩2-1-6的压缩热废气通过多个第二输送支撑通道2-1-8为RCW燃烧室壁、涡轮轴流式和离心式总成盘2-6提供冷却气流；在第一冷空气集气罩2-1-5中设有所述中央进气道2-1-3及涡轮轴流式进气道2-1-4，形成内外两个进气通道；在中央进气道2-1-3的端口设有进气截锥口2-1-1及与进气截锥口2-1-1匹配的锥式冲压进气阀2-1-2，通过液压系统控制锥式冲压进气阀2-1-2的轴向滑动使锥式冲压进气阀2-1-2与进气截锥口2-1-1之间实现开启或闭合；所述第一输送支撑通道2-1-7数量根据设计的发动机功率参数在4-18个中选择，本发明实施例选用12个；所述第二输送支撑通道(2-1-8)数量根据设计的发动机功率参数在3-12个中选择，本发明实施例选用6个。

本发明一种空天飞行器动力系统，所述RCW发动机2中的涡轮轴流式和离心式总成盘2-6包括安装在磁阻式发电/电动机2-5和主轴上的前置涡扇盘组2-6-1及后置扇离盘组2-6-2，所述涡扇盘组2-6-1由多级涡扇盘与导流盘依次叠置组成轴流式吸气压气机；所述扇离盘组2-6-2由第一扇离盘2-6-2-1及其导流盘与第二扇离盘2-6-2-2及其导流盘依次叠置组成离心压缩机；在所述第一扇离盘2-6-2-1处的RCW发动机外壳上连接有压缩冷空气前输送管2-6-2-3及压缩冷空气后输送管2-6-2-4；在所述第二扇离盘2-6-2-2处的RCW发动机外壳上连接有压缩热废气前输送管2-6-2-5及压缩热废气后输送管2-6-2-6；每一级涡扇盘、扇离盘、导流盘的径向都设有三个直径不同的隔离密封环2-6-3-1、2-6-3-2、2-6-3-3，沿涡扇盘、扇离盘、导流盘的径向将其分隔成四个涵道，从中心向圆周分布的四个涵道依次定义为第1涵道2-6-4-1、第2涵道2-6-4-2、第3涵道2-6-4-3、第4涵道2-6-4-4四个涵道；涡扇盘组2-6-1的第1、2、4涵道设有空心超音速涡扇风叶与导流叶片2-6-5-1、2-6-5-2、2-6-5-4，第3涵道设有功率涡轮叶片与导流叶片2-6-5-3；后置的2级扇离盘组2-6-2的第1、2涵道设有空心超音速涡扇风叶，第3涵道设有功率涡轮叶片与导流叶片，第4涵道设有离心叶片与导流叶片2-6-5-5、2-6-5-6；第1、2、3涵道中的空心超音速涡扇风叶、功率涡轮叶片、导流叶片分别连接在构成该涵道相邻的两个隔离密封环上，第4涵道中的离心叶片与导流叶片一端连接在隔离密封环2-6-3-3上，另一端与扇离盘外环连接；所述涡扇盘与导流盘的数量根据设计的发动机功率大小在3-12个选择，本发明实施例选用的是3个。

所述涡扇盘组2-6-1是由3级轴流压气机空心超音速涡扇风叶与空心功率涡轮叶片及导流叶片组成的混合盘：

涵道气流量分配：当涡扇盘直径为1.2米时，第1、2、4涵道迎风气流量，根据预定涵道的环径差的截面积来分配。第1涵道为迎风气流总量的18～19％，第2涵道为60％，第4涵道为21～22％。(环径差：第1隔离密封环直径与涡扇基盘直径之差，第3隔离密封环直径与第2隔离密封环直径之差,其它的类推)。

所述导流盘：各级涡扇盘之间均有导流盘，导流盘的第4外环即为发动机的机壳，所述扇离盘的导流盘机壳为离心压气机机壳。每一级机壳前部容纳一级涡扇盘，每级外壳与前后级外壳配合隔离密封环用螺丝紧固密封，以便于拆换维修。

功率涡轮温降：涡扇盘一般为3级，每级功率涡轮可降低燃气温度90～110℃左右，相同的涡扇盘3级，根据发动机功率的需要可达5～7级甚至9级以上，以输出更大功率和尽量降低废气温度。

所述扇离盘：多级涡扇盘后面有2级扇离盘：

1、第1级扇离盘2-6-2-1：第1、2涵道空心超音速涡扇风叶与导流叶片、第3涵道功率涡轮叶片与导流叶片及第4涵道离心压缩的离心叶片及导流叶片与各涵道的隔离密封环焊接而成。第4涵道输出的高压冷空气体通过前输管道2-6-2-3为中央第一燃烧室提供闭式燃烧的高压新鲜空气，压缩冷空气后输送管2-6-2-4为两侧冲压发动机提供空气-燃料-火箭工态所需的高压空气。

2、第2级扇离盘2-6-2-2：第1、2涵道空心超音速型的涡扇风叶与导流叶片、第3涵道功率涡轮叶片与导流叶片及第4涵道离心压缩的离心叶片及导流叶片与各涵道的隔离密封环焊接而成，第3涵道离心压缩机通过前输管道2-6-2-5、后输管2-6-2-6为中央第一燃烧室及第三燃烧室提供高压450℃-500℃左右中温冷却气体。

所述第1涵道的压缩冷空气进入第一扇离盘2-6-2-1后由其导流盘导入第二燃烧室；第2涵道的压缩冷空气与第3涵道的燃气混合后进入第二扇离盘2-6-2-2后，由其导流盘导入矢量气流分配集气罩；第4涵道的压缩冷空气进入第一扇离盘2-6-2-1后经其导流盘导出，一路通过压缩冷空气前输送管2-6-2-3为RCW发动机燃烧室提供空气-燃料-火箭闭式燃烧所需的含氧压缩空气，另一路通过压缩冷空气后输送管2-6-2-4为YRC发动机的燃烧室提供空气-燃料-火箭闭式燃烧所需的含氧压缩空气；第4涵道的部分压缩冷空气与第3涵道的部分燃气混合后进入第二扇离盘2-6-2-2后，经其导流盘导出，一路经压缩热废气前输送管2-6-2-5为RCW发动机燃烧室壁提供冷却气体，另一路通过压缩热废气后输送管2-6-2-6为YRC发动机的燃烧室壁提供冷却气体。

本发明一种空天飞行器动力系统，所述的第一油盘总成2-3由环形喷油盘2-3-1-3及均布于环形喷油盘2-3-1-3周边的6个环形油量控制压力油管通道2-3-1-2组成；所述环形喷油盘2-3-1-3的一个侧面设有大、中、小3组环形喷油嘴2-3-1，其中心设置硅烷点火器喷嘴2-3-1-1，所述喷油嘴2-3-1是由控油内热管与外套管组成的活塞结构。

所述的第一燃烧室2-4内设冲压式燃烧筒2-4-1，燃烧室2-4内设6个燃气输送管2-4-2将冲压式燃烧筒2-4-1中燃烧后的燃气送至环形燃气集气槽2-4-3，由环形燃气集气槽2-4-3中的导流叶片导流后经导流喷嘴喷向第三涵道功率涡轮叶片。

所述RCW发动机中，第二扩压室2-7，第二油盘总成2-8，第二燃烧室2-9组成整体；第二扩压室2-7前设置进气道2-7-1，进气道活塞套2-7-2，锥式冲压进气阀2-7-3；所述第二燃烧室2-9由两个燃烧筒形成内环燃烧室2-9-1，外环燃烧室2-9-2及外环稳定火源的气态气动塞2-9-3，RCW发动机尾喷管2-10的尾喷喇叭口连接成整体。

所述第二油盘总成2-8由内喷油盘2-8-1，外喷油盘2-8-2及均布于外喷油盘2-8-2周边的6个环形油量控制压力油管通道2-8-4组成；所述内喷油盘2-8-1，外喷油盘2-8-2的一个侧面均布喷油嘴2-8-5，内喷油盘2-8-1中心设置硅烷点火器喷嘴2-8-3，所述内喷油盘2-8-1，外喷油盘2-8-2上的喷油嘴2-8-5是由控油内热管与外套管组成的活塞结构。

内喷油盘2-8-1为内环燃烧室2-9-1提供燃料，外喷油盘2-8-2为外环燃烧室2-9-2提供燃料，内环燃烧室2-9-1中的燃料被第二燃烧室2-9中心的硅烷点火器喷嘴2-8-3点燃，其燃气作为外环燃烧室2-9-2的稳定火源构成气态气动塞2-9-3，通过调节内喷油盘2-8-1燃料量的大小以调节尾喷管后喷气流的扩张和收缩。

本发明一种空天飞行器动力系统，所述YRC发动机3中，第二进气结构3-1包括进气截锥口3-1-2、锥式冲压进气阀3-1-1及外涵道超然冲压进气口3-1-3，第二冷空气集气罩3-1-5、第二热废气集气罩3-1-6；所述第二冷空气集气罩3-1-5安装在YRC发动机3外壳的一端，位于第三扩压室3-2所处位置对应的YRC发动机外壳部位；所述进气截锥口3-1-2设置在第二冷空气集气罩3-1-5的一侧，所述截锥式冲压进气阀3-1-1处于第二冷空气集气罩3-1-5的中心并与进气截锥口3-1-2匹配，通过液压系统控制锥式冲压进气阀3-1-1的轴向滑动使锥式冲压进气阀3-1-1与进气截锥口3-1-2之间实现开启或闭合，闭合时，YRC发动机处于空气燃料火箭发动机或液氧燃料火箭发动机工况，开启时，YRC发动机处于冲压或超燃冲压工况；所述进气截锥口3-1-2与进气系统1的第二进气道1-3连接，为YRC发动机冲压和超然冲压工况提供所需的冲压含氧新鲜空气，所述第二冷空气集气罩3-1-5中设有多个第三输送支撑通道3-1-7，经压缩冷空气后输送管2-6-2-4进入第二冷空气集气罩3-1-5的压缩冷空气通过多个第三输送支撑通道3-1-7与第三扩压室3-2连通，为YRC发动机3的第三燃烧室3-4提供空气燃料火箭发动机工况所需的闭式燃烧的新鲜压缩空气；第二压缩热废气集气罩3-1-6，设置在YRC发动机外壳上，位于喷油盘3-3-2所处位置对应的YRC发动机外壳部位，第二热废气集气罩3-1-6中设有多个第四输送支撑通道3-1-8，经压缩热废气后输送管2-6-2-6进入第二热废气集气罩3-1-6的压缩热废气通过多个第四输送支撑通道3-1-8为YRC燃烧室壁提供冷却气流；所述第三输送支撑通道3-1-7数量根据设计的发动机功率参数在4-18个中选择，本发明实施例选用12个；所述第四输送支撑通道(3-1-8)数量根据设计的发动机功率参数在3-12个中选择，本发明实施例选用6个。

YRC发动机3中的第三燃烧室3-4由火箭燃烧筒3-4-1、火箭冲压燃烧筒3-4-2、外涵道超然冲压燃烧筒3-4-3分别构成火箭燃烧室、冲压燃烧室、外涵道超然冲压燃烧室，所述三个燃烧筒直径不同；YRC发动机在火箭、冲压工况时，外涵道3-4-6作为火箭冲压燃烧筒3-4-2的气流冷却通道；在超然冲压工况时，外涵道3-4-6是空气与燃料的混合通道，超然发生在外涵道3-4-6的尾端3-4-5处，超然冲压燃烧筒3-4-3的尾端与第二尾喷管3-5的喇叭口延伸连接成一体。

所述YRC发动机3，第三喷油盘3-3包括一体设置的火箭喷油盘3-3-1、冲压喷油盘3-3-2和设置于外涵道超然冲压进气口3-1-3的超然冲压喷油盘3-3-3,所述火箭喷油盘3-3-1直径较小，同轴嵌装在冲压喷油盘3-3-2中，火箭喷油盘3-3-1、冲压喷油盘3-3-2均设有至少一圈喷油嘴3-3-1-1、3-3-2-2；在火箭喷油盘3-3-1的中心设有硅烷喷射点火器3-3-4；所述喷油嘴3-3-1-1、3-3-2-2是由控油内热管与外套管组成的活塞结构；在所述冲压喷油盘3-3-2周边均布有6个液压管、燃料、热废气支撑通道3-3-5。

火箭喷油盘3-3-1为火箭燃烧室提供燃料，冲压喷油盘3-3-2为冲压燃烧室提供燃料，火箭燃烧室中的燃料被设于火箭喷油盘3-3-1中心的硅烷喷射点火器3-3-4点燃时，其燃气就成为了冲压燃烧室的稳定火源，构成了气态气动塞3-4-4，通过调节火箭喷油盘3-3-1燃料量的大小以调节尾喷管3-5后喷气流的扩张和收缩；

所述超然冲压喷油盘3-3-3设有至少一圈喷油嘴3-3-3-1，超然冲压喷油盘3-3-3环外涵道超然冲压进气口3-1-3内沿设置，当达到超然冲压启动的速度节点，大量含氧冲压空气与环形喷油嘴3-3-3-1喷射的燃料在超然冲压外涵道3-4-6中充分混合，有效延长燃料与空气的混合距离，以大幅度提高冲压空气与燃料的充分混合，并在外涵道3-4-6的尾端与3-4-5的结合处燃烧，提高完全燃烧的效率。

本发明一种空天飞行器动力系统，所述矢量气流分配系统4,设置矢量气流分配集气罩4-1，所述矢量气流分配集气罩4-1设置于RCW发动机第二扇离盘2-6-2-2处的离心压缩机的外壳，第2涵道的压缩冷空气与第3涵道的燃气混合后进入第二扇离盘2-6-2-2后,由其导流盘4-1-7导入矢量气流分配集气罩,所述矢量气流分配集气罩4-1内设有轴向固定导向套筒喉管4-1-9、轴向可动导向套筒喉管4-1-10，矢量气流分配集气罩4-1壳体外设有矢量气流弯管4-1-1，在矢量气流弯管4-1-1上设有矢量气流分配器4-1-2，将矢量气流分配集气罩4-1中的热废气分配至与矢量气流弯管4-1-1出口端连接的前左下喷矢量气流导管4-1-4、后左下喷矢量气流导管4-1-3、前右下喷矢量气流导管4-1-5、后右下喷矢量气流导管4-1-6中，为三点式下喷矢量百叶窗4-8、4-9、4-10，水平矢量喷嘴4-2、4-3、4-4、4-5，左右三角翼绕水平旋转的矢量喷嘴4-6、4-7提供矢量喷射气流。

当轴向可动导向套筒喉管4-1-10前移与第二扇离盘2-6-2-2的导流盘的外壳4-1-11密闭，轴向可动导向套筒喉管4-1-10与轴向固定导向套筒喉管4-1-9的波峰错位时，第2涵道混合热气流通过轴向固定导向套筒喉管4-1-9与轴向可动导向套筒喉管4-1-10之间的径向环形、轴向曲线通道4-1-12，喷向第二燃烧室外壁以冷却燃烧筒，之后通过中央喇叭口扩压喷出，从而形成低空低速巡航的矢量推力。

当轴向可动导向套筒喉管4-1-10后移与轴向固定导向套筒喉管4-1-9的波峰相合密闭时，第2涵道混合热气流进入了矢量气流分配集气罩4-1再通过矢量气流弯管4-1-1输出，形成飞行器起降、悬停及空天机动的矢量动力源。

本发明的优点

相对于世界空天发动机技术领域，本发明有以下几个突出优点：

1、本发明空天发动机(简称YRCW)进气系统1将中央发动机RCW2与左右两侧后置的发动机YRC3连接为一个整体，通过中央发动机RCW中设置的涡轮轴流式和离心式总成盘2-6为中央发动机RCW与后置发动机YRC分别提供压缩冷空气及压缩热废气；通过调控中央发动机RCW与后置发动机YRC进气结构的工作状态，改变其燃烧室的燃烧工况处于密闭或开放状态，同时结合调控输入的压缩冷空气、燃油、液氧的供给，实现中央发动机RCW的冲压吸气涡轮发动机、冲压发动机、空气燃料火箭发动机、液氧燃料火箭发动机四模态转换及后置发动机YRC的冲压发动机、超燃冲压发动机、空气-燃料-火箭发动机、液氧-燃料-火箭发动机发动机的四模态转换。YRCW空天发动机结合多种发动机的优势，相互依存，互非累赘，大气层内充分利用空气的浮力、氧气和工作介质，减轻了燃料负重和飞行器自重，提高了飞行器的有效载荷比，飞行速度25马赫以上，飞行高度8万公里以上，制造成本10万美元以下。

2、RCW2有别于传统的涡轮发动机，其燃烧室的燃烧筒是冲压发动机形式，能工作于吸气冲压涡轮工况、空气-燃料-火箭工况、冲压工况、液氧-燃料-火箭工况。RCW发动机冲压式燃烧室的燃烧筒在前，涡轮和轴流式压气机与离心式压缩机成整体盘在后。结构优势在于使发动机内部工况转换可调，即：进气系统的活塞内套1-4、进气截锥口2-1-1、冲压锥式进气阀2-1-2、压缩冷空气集气罩2-1-5的12个压缩冷空气支撑通道2-1-7、压缩热废气集气罩2-1-6的6个压缩热废气支撑通道及6个燃料支撑通道2-8-4的工况转换阀门的几何位置可调整，实现发动机的多种工况切换。

传统的涡轮发动机的吸气压气机在前，燃烧室置于中，功率涡轮在后，所以其燃烧室只能适应于涡轮发动机工况，不能适应四模态工况的转换。

3、中央发动机RCW中设置的涡轮轴流式和离心式总成盘2-6的冲压、火箭式燃烧室燃烧筒的空气火箭工况或者冲压工况的高温高压气流冲击涡扇盘的涡轮带动轴流式吸气压气机和扇离盘的离心式压缩机，通过4涵道气流分配，压缩气流分别进入高压冷空气集气罩、热废气集气罩，分别为RCW及YRC发动机提供闭式燃烧的压缩冷空气及中温高压冷却气体和矢量喷射气体，进而完成RCW及YRC发动机的多模态转换及推力加力、矢量喷射、废气冷却、空气压缩、空气冷却等功能，实现飞行器的水平起降、垂直起降、空中悬停、快速平移、高速掉头、空中巡航、空天穿梭及卫星式巡逻等各种机动功能。

4、本发明YRCW发动机的RCW第二燃烧室内设置的两级环形喷油盘2-8-1、2-8-2与两级环形燃烧筒2-9-1、2-9-2叠置成整体，YRC发动机第三燃烧室内设置的两级环形喷油盘3-3-1、3-3-2与两级环形燃烧筒3-4-1、4-1-2叠置成整体，两级环形燃烧室中的混合油气一旦被两级油盘中央支撑座上的硅烷点火器点燃，燃烧室闭式燃烧的燃气就充当了稳定火源，成为了火焰稳定器的气态气动塞，为发动机各模态转换时提供点火火源。

本发明的气态气动塞由于采用闭式燃烧的燃气构成，不是直接使用空气，所以不受大气压及飞行速度的影响，没有结构质量，不造成总压损失，燃焰大小可调，燃烧持续稳定；适应空天飞行器在全飞行包线范围内不同的飞行速度的要求，确保发动机超声速及高超声速工况各模态转换时点火的可靠性及燃烧的持续稳定性。本发明可以通过调节喷油盘喷射燃料量的大小，调整气态气动塞的位置及形状与大小，燃烧室的内环喷油盘喷射的燃料量小时，形成的尾锥短，外环燃烧室喷出的燃气向中心收缩，塞式尾流速度高适合高空高速工况；内环喷油盘燃料量大时，形成的尾锥长，甚至形成喇叭形，外环燃烧室喷出燃气向外扩张，适合低空低速工况。

本发明突破了世界空天发动机技术领域超声速及高超声速工况下爆波熄火的瓶颈，采用气动塞的设计，解决了拉瓦尔管的喉管直径无法调节的难题。克服了国内外空天发动机界正在研究的固态塞存在的既不好调节，又不好冷却；结构质量重，总压损失大，燃焰小易熄灭的缺陷。

5、RCW2中设置的矢量气流分配集气罩4-1的中温高压热废气，通过矢量气流分配器4-1-2输出矢量气流，通过前输管道，左右管道输送到前三点式下喷矢量气流百叶窗、两侧水平喷嘴、机尾三角翼旋转喷嘴，以保持飞行器的水平起降、垂直起降、空中悬停、稳态飞行、空天机动的平衡。

当今世界航空发动机领域，具有先进的垂直起降能力的代表飞机有：海鹞机、雅克141、F35、直升飞机和鱼鹰V-22，其垂直起降及水平喷射系统的结构质量重、耗油量大、机械传动损失大、垂直喷射与水平喷射的转换极不可靠、载重量、航程、水平飞行速度都有限，垂直起降与空中悬停均耗油量大。

本发明矢量气流百叶窗的导流叶片后倾与前倾角度变化范围大，无需转动装置，结构简单，累赘质量轻，耗油量小。因为矢量气流喷射系统的矢量喷嘴的喷射气流，没有空气反流现象，第1涵道的第一燃烧室新鲜空气含氧量正常，燃烧完全，加速快，5～10秒达到0.2～0.4马赫，即可关闭百叶窗，矢量气流转换为后喷，以冷却第二燃烧室外壳，进而形成了飞行器低速巡航航的矢量推力。发动机达到0.6马赫以上即可启动中央RCW第一、第二燃烧室的冲压发动机工况。

YRCW空天机翼面的前后左右水平矢量喷嘴，悬停时左右平移快速敏捷，就地旋转比依靠尾部螺旋桨的直升飞机更快，空天的各种机动能力较现有的各类飞行平台更强。

6、在60公里高空以上已近真空时，通过中央进气道活塞内套1-4前移，与整流锥顶合以密封中央进气道，防止中央发动机热气体前泄。

通过液压系统控制锥式冲压进气阀2-1-2的轴向滑动使锥式冲压进气阀2-1-2与进气截锥口2-1-1之间实现开启或闭合，以转换燃烧室的燃烧工况。

当飞行器飞行时速处于0～0.2马赫时，液压系统保持锥式冲压进气阀2-1-2封闭进气截锥口2-1-1，來流气流沿进气截锥口外沿进入涡轮轴流式进气道2-1-4，涡轮高速旋转，空心超音速涡扇风叶、导流叶片及离心叶片压缩第1、2、4涵道的新鲜冷空气，经第一扇离盘2-6-2-1的前输管道2-6-2-3输出高压新鲜冷空气，为RCW发动机燃烧室提供空气-燃料-火箭闭式燃烧所需的含氧压缩空气时，RCW中央发动机燃烧室就形成了闭式燃烧的空气燃料火箭工况。

飞行器速度达到0.2马赫以上时，由于中央进气道活塞内套1-4截面积仅0.28m

7、YRCW起飞质量与有效载荷比高，本发明空天飞行器动力系统，YRCW空天发动机单级入轨动力机身一体化，使YRCW空天飞行器优势在其质量比值与有效载荷最大化。YRCW可根据运量的需要，两侧可增加1～2组冲压-火箭发动机，近地轨道上设置航天港，为YRCW加油、加氧及飞往月球途中的生命给养物质补充。

月球相对地球的轨道速度2.8马赫，太空中YRCW飞行器怠速运行时，第2涵道的热废气由微型拉瓦尔管喷出，可加速到38M(12.93千米/S)。地球距离月球38.4万公里需要3天时间，临近月球0.4～1万公里时YRCW可掉头减速，月球上着落采取悬停垂直降落方式。

附图说明

图1为本发明整体结构示意图。

图2为本发明中中央发动机结构示意图。

图3为图2中的中央发动机第一进气结构、第一燃烧室、涡轮轴流式和离心式总成盘布局结构示意图。

图4为图3中的中央发动机第一进气结构、第一燃烧室布局结构示意图。

图5为本发明中中央发动机的第一油盘总成结构示意图。

图6为本发明中中央发动机的涡轮轴流式和离心式总成盘结构示意图。

图7为本发明中中央发动机的配气机构结构示意图。

图8为本发明中中央发动机的第二燃烧室结构示意图。

图9为本发明中中央发动机的第二油盘总成结构示意图。

图10为本发明中后置YRC发动机结构示意图。

图11为本发明中后置YRC发动机的第三喷油盘结构示意图。

图12为本发明中后置YRC发动机中超然冲压喷油盘结构示意图。

图13为本发明中矢量气流分配系统结构示意图。

图中：

1—进气系统；

1-1--气流分离板，1-2--第一进气道，1-3--第二进气道，1-4--中央进气道活塞内套；

2---中央发动机；

2-1---第一进气结构，2-2--第一扩压室，2-3--第一油盘总成，2-4--第一燃烧室，2-5--磁阻式发电/电动机，2-6--涡轮轴流式和离心式总成盘，2-7--第二扩压室，2-8--第二油盘总成，2-9--第二燃烧室，2-10--第一尾喷管；

3---后置发动机；

3-1--第二进气结构，3-2--第三扩压室，3-3--第三喷油盘，3-4--第三燃烧室，3-5--第二尾喷管；

4---矢量气流分配系统；

4-1--矢量气流分配集气罩，4-2、4-3、4-4、4-5--水平矢量喷嘴，4-6、4-7旋转矢量喷嘴，4-8、4-9、4-10--下喷矢量百叶窗。

具体实施方式

参见图1-13，本发明一种空天飞行器动力系统，包括进气系统1、中央发动机2、两侧两台后置发动机3，所述中央发动机2具有冲压吸气涡轮发动机、冲压发动机、空气燃料火箭发动机、液氧燃料火箭发动机四模态转换功能，简称RCW发动机，所述两侧后置发动机具有冲压发动机、超燃冲压发动机、空气-燃料-火箭发动机、液氧-燃料-火箭发动机发动机的四模态转换功能，简称YRC发动机；

参见图2，沿所述RCW发动机2轴向依次设有第一进气结构2-1、第一扩压室2-2、第一油盘总成2-3、第一燃烧室2-4、磁阻式发电/电动机2-5及设于磁阻式发电/电动机主轴上的涡轮轴流式和离心式总成盘2-6、第二扩压室2-7、第二油盘总成2-8、第二燃烧室2-9，第一尾喷管2-10；沿所述YRC发动机3轴向依次设有第二进气结构3-1、第三扩压室3-2、第三喷油盘3-3、第三燃烧室3-4、第二尾喷管3-5；

参见图1，所述进气系统1为U形进气道，在U形进气道的两个进气通道中段，各设有一S形的斜坡，在每一个S形斜坡的坡道峰处设有一气流分离板1-1；自气流分离板1-1开始并列设有第一进气道1-2与第二进气道1-3；U形进气道两侧各设置的一个第一进气道1-2延伸至U形底部对接构成进气系统的一个输出端1-2-2，所述输出端1-2-2通过中央进气道活塞内套1-4与RCW发动机2的第一进气结构2-1连接，在进气系统的U形底部设置有一整流锥1-2-1；所述U形进气道两侧各设置的一个第二进气道1-3作为进气系统的另一个输出端分别与两侧的YRC发动机3的第二进气结构3-1连接；中央进气道活塞内套1-4的截面积为0.28m

参见图6、7、8，所述RCW发动机中，在涡轮轴流式和离心式总成盘2-6输出端的RCW发动机2壳体上设有配气机构，所述配气机构包括压缩冷空气前输送管2-6-2-3、压缩冷空气后输送管2-6-2-4、压缩热废气前输送管2-6-2-5、压缩热废气后输送管2-6-2-6以及矢量气流分配系统4；所述压缩冷空气前输送管2-6-2-3一端接RCW发动机2的壳体，从涡轮轴流式和离心式总成盘2-6的输出端获得压缩冷空气，另一端与RCW发动机2的第一进气结构2-1中的第一冷空气集气罩2-1-5连接，为RCW发动机2的燃烧室提供空气-燃料-火箭闭式燃烧所需的含氧压缩空气；所述压缩冷空气后输送管2-6-2-4一端接RCW发动机2的壳体，从涡轮轴流式和离心式总成盘2-6的输出端获得压缩冷空气，另一端与YRC发动机3第二进气结构3-1中的第二冷空气集气罩3-1-5连接，为YRC发动机3的燃烧室提供空气-燃料-火箭闭式燃烧所需的含氧压缩空气；所述压缩热废气前输送管2-6-2-5一端接RCW发动机壳体，从涡轮轴流式和离心式总成盘2-6的输出端获得热废气，另一端与RCW发动机2第一进气结构2-1中的第一热废气集气罩2-1-6连接，第一热废气集气罩2-1-6的输出为RCW发动机2的燃烧室壁提供冷却气体；所述压缩热废气后输送管2-6-2-6一端接RCW发动机壳体，从涡轮轴流式和离心式总成盘2-6的输出端获得热废气，另一端与YRC发动机3第二热废气集气罩3-1-6连接，为YRC发动机3的燃烧室壁提供冷却气体；所述矢量气流分配系统4从涡轮轴流式和离心式总成盘2-6的输出端获得热废气，为空天飞行器垂直起降、空天机动提供矢量喷射气流；

参见图3，所述RCW发动机2中，第一进气结构2-1包括；中央进气道2-1-3、涡轮轴流式进气道2-1-4、第一冷空气集气罩2-1-5、第一热废气集气罩2-1-6，所述第一冷空气集气罩2-1-5中设有12个第一输送支撑通道2-1-7，第一冷空气集气罩2-1-5的压缩冷空气通过12个第一输送支撑通道2-1-7为RCW发动机2的第一燃烧室2-4提供空气火箭工况所需的闭式燃烧的新鲜压缩空气，第一热废气集气罩2-1-6中设有6个第二输送支撑通道2-1-8，第一热废气集气罩2-1-6的压缩热废气通过6个第二输送支撑通道2-1-8为RCW燃烧室壁、涡轮轴流式和离心式总成盘2-6提供冷却气流；在第一冷空气集气罩2-1-5中设有所述中央进气道2-1-3及涡轮轴流式进气道2-1-4，形成内外两个进气通道；在中央进气道2-1-3的端口设有进气截锥口2-1-1及与进气截锥口2-1-1匹配的锥式冲压进气阀2-1-2，通过液压系统控制锥式冲压进气阀2-1-2的轴向滑动使锥式冲压进气阀2-1-2与进气截锥口2-1-1之间实现开启或闭合；

参见图2、3、6、7，所述RCW发动机2中的涡轮轴流式和离心式总成盘2-6包括安装在磁阻式发电/电动机2-5和主轴上的前置涡扇盘组2-6-1及后置扇离盘组2-6-2，所述涡扇盘组2-6-1由3级涡扇盘与导流盘依次叠置组成轴流式吸气压气机；所述扇离盘组2-6-2由第一扇离盘2-6-2-1及其导流盘与第二扇离盘2-6-2-2及其导流盘依次叠置组成离心压缩机；在所述第一扇离盘2-6-2-1处的RCW发动机外壳上连接有压缩冷空气前输送管2-6-2-3及压缩冷空气后输送管2-6-2-4；在所述第二扇离盘2-6-2-2处的RCW发动机外壳上连接有压缩热废气前输送管2-6-2-5及压缩热废气后输送管2-6-2-6；每一级涡扇盘、扇离盘、导流盘的径向都设有三个直径不同的隔离密封环2-6-3-1、2-6-3-2、2-6-3-3，沿涡扇盘、扇离盘、导流盘的径向将其分隔成四个涵道，从中心向圆周分布的四个涵道依次定义为第1涵道2-6-4-1、第2涵道2-6-4-2、第3涵道2-6-4-3、第4涵道2-6-4-4四个涵道；涡扇盘组2-6-1的第1、2、4涵道设有空心超音速涡扇风叶与导流叶片2-6-5-1、2-6-5-2、2-6-5-4，第3涵道设有功率涡轮叶片与导流叶片2-6-5-3；后置的2级扇离盘组2-6-2的第1、2涵道设有空心超音速涡扇风叶，第3涵道设有功率涡轮叶片与导流叶片，第4涵道设有离心叶片与导流叶片2-6-5-5、2-6-5-6；第1、2、3涵道中的空心超音速涡扇风叶、功率涡轮叶片、导流叶片分别连接在构成该涵道相邻的两个隔离密封环上，第4涵道中的离心叶片与导流叶片一端连接在隔离密封环2-6-3-3上，另一端与扇离盘外环连接。

所述涡扇盘组2-6-1是由3级轴流压气机空心超音速涡扇风叶与空心功率涡轮叶片及导流叶片组成的混合盘：

涵道气流量分配：当涡扇盘直径为1.2米时，第1、2、4涵道迎风气流量，根据预定涵道的环径差的截面积来分配。第1涵道为迎风气流总量的18～19％，第2涵道为60％，第4涵道为21～22％。(环径差：第1隔离密封环直径与涡扇盘直径之差，第3隔离密封环直径与第2隔离密封环直径之差,其它的类推)。

所述导流盘：各级涡扇盘之间均有导流盘，导流盘的第4外环即为发动机的机壳，所述扇离盘的导流盘机壳为离心压气机机壳。每一级机壳前部容纳一级涡扇盘，每级外壳与前后级外壳配合隔离密封环用螺丝紧固密封，以便于拆换维修。

功率涡轮温降：涡扇盘一般为3级，每级功率涡轮可降低燃气温度90～110℃左右，相同的涡扇盘3级，根据发动机功率的需要可达5～7级甚至9级以上，以输出更大功率和尽量降低废气温度。

所述扇离盘：多级涡扇盘后面有2级扇离盘：

1、第1级扇离盘2-6-2-1：第1、2涵道空心超音速涡扇风叶与导流叶片、第3涵道功率涡轮叶片与导流叶片及第4涵道离心压缩的离心叶片及导流叶片与各涵道的隔离密封环焊接而成。第4涵道输出的高压冷空气体通过前输管道2-6-2-3为中央第一燃烧室提供闭式燃烧的高压新鲜空气，压缩冷空气后输送管2-6-2-4为两侧冲压发动机提供空气-燃料-火箭工态所需的高压空气。

2、第2级扇离盘2-6-2-2：第1、2涵道空心超音速型的涡扇风叶与导流叶片、第3涵道功率涡轮叶片与导流叶片及第4涵道离心压缩的离心叶片及导流叶片与各涵道的隔离密封环焊接而成，第3涵道离心压缩机通过前输管道2-6-2-5、后输管2-6-2-6为中央第一燃烧室及第三燃烧室提供高压450℃-500℃左右中温冷却气体。

所述第1涵道的压缩冷空气进入第一扇离盘2-6-2-1后由其导流盘导入第二燃烧室；第2涵道的压缩冷空气与第3涵道的燃气混合后进入第二扇离盘2-6-2-2后由其导流盘导入矢量气流分配集气罩；第4涵道的压缩冷空气进入第一扇离盘2-6-2-1后经其导流盘导出，一路通过压缩冷空气前输送管2-6-2-3为RCW发动机燃烧室提供空气-燃料-火箭闭式燃烧所需的含氧压缩空气，另一路通过压缩冷空气后输送管2-6-2-4为YRC发动机的燃烧室提供空气-燃料-火箭闭式燃烧所需的含氧压缩空气；第4涵道的部分压缩冷空气与第3涵道的部分燃气混合后进入第二扇离盘2-6-2-2后经其导流盘导出，一路经压缩热废气前输送管2-6-2-5为RCW发动机燃烧室壁提供冷却气体，另一路通过压缩热废气后输送管2-6-2-6为YRC发动机的燃烧室壁提供冷却气体；

参见图5，本发明一种空天飞行器动力系统，所述的第一油盘总成2-3由环形喷油盘2-3-1-3及均布于环形喷油盘2-3-1-3周边的6个环形油量控制压力油管通道2-3-1-2组成；所述环形喷油盘2-3-1-3的一个侧面设有大、中、小3组环形喷油嘴2-3-1，其中心设置硅烷点火器喷嘴2-3-1-1，所述喷油嘴2-3-1是由控油内热管与外套管组成的活塞结构。

参见图4，所述的第一燃烧室2-4内设冲压式燃烧筒2-4-1，燃烧室2-4内设6个燃气输送管2-4-2将冲压式燃烧筒2-4-1中燃烧后的燃气送至环形燃气集气槽2-4-3，由环形燃气集气槽2-4-3中的导流叶片导流后经导流喷嘴喷向第三涵道功率涡轮叶片；

参见图8所述RCW发动机中，第二扩压室2-7，第二油盘总成2-8，第二燃烧室2-9组成整体；第二扩压室2-7前设置进气道2-7-1，进气道活塞套2-7-2，锥式冲压进气阀2-7-3；所述第二燃烧室2-9由两个燃烧筒形成内环燃烧室2-9-1，外环燃烧室2-9-2及外环稳定火源的气态气动塞2-9-3，RCW发动机尾喷管2-10的尾喷喇叭口连接成整体；

参见图9，所述第二油盘总成2-8由内喷油盘2-8-1，外喷油盘2-8-2及均布于外喷油盘2-8-2周边的6个环形油量控制压力油管通道2-8-4组成；所述内喷油盘2-8-1，外喷油盘2-8-2的一个侧面均布喷油嘴2-8-5，内喷油盘2-8-1中心设置硅烷点火器喷嘴2-8-3，所述内喷油盘2-8-1，外喷油盘2-8-2上的喷油嘴2-8-5是由控油内热管与外套管组成的活塞结构；

内喷油盘2-8-1为内环燃烧室2-9-1提供燃料，外喷油盘2-8-2为外环燃烧室2-9-2提供燃料，内环燃烧室2-9-1一旦被第二燃烧室2-9中心的硅烷点火器喷嘴2-8-3点燃，其燃气作为外环燃烧室2-9-2的稳定火源构成气态气动塞2-9-3，通过调节内喷油盘2-8-1燃料量的大小以调节尾喷管后喷气流的扩张和收缩；

参见图10，所述YRC发动机3中，第二进气结构3-1包括进气截锥口3-1-2、锥式冲压进气阀3-1-1及外涵道超然冲压进气口3-1-3，第二冷空气集气罩3-1-5、第二热废气集气罩3-1-6；所述第二冷空气集气罩3-1-5安装在YRC发动机3外壳的一端，位于第三扩压室3-2所处位置对应的YRC发动机外壳部位；所述进气截锥口3-1-2设置在第二冷空气集气罩3-1-5的一侧，所述截锥式冲压进气阀3-1-1处于第二冷空气集气罩3-1-5的中心并与进气截锥口3-1-2匹配，通过液压系统控制锥式冲压进气阀3-1-1的轴向滑动使锥式冲压进气阀3-1-1与进气截锥口3-1-2之间实现开启或闭合，闭合时，YRC发动机处于空气燃料火箭发动机或液氧燃料火箭发动机工况，开启时，YRC发动机处于冲压或超燃冲压工况；所述进气截锥口3-1-2与进气系统1的第二进气道1-3连接，为YRC发动机冲压和超然冲压工况提供所需的冲压含氧新鲜空气，所述第二冷空气集气罩3-1-5中设有12个第三输送支撑通道3-1-7，经压缩冷空气后输送管2-6-2-4进入第二冷空气集气罩3-1-5的压缩冷空气通过12个第三输送支撑通道3-1-7与第三扩压室3-2连通，为YRC发动机3的第三燃烧室3-4提供空气燃料火箭发动机工况所需的闭式燃烧的新鲜压缩空气；第二压缩热废气集气罩3-1-6，设置在YRC发动机外壳上，位于喷油盘3-3-2所处位置对应的YRC发动机外壳部位，第二热废气集气罩3-1-6中设有6个第四输送支撑通道3-1-8，经压缩热废气后输送管2-6-2-6进入第二热废气集气罩3-1-6的压缩热废气通过6个第四输送支撑通道3-1-8为YRC燃烧室壁提供冷却气流；

YRC发动机3中的第三燃烧室3-4由火箭燃烧筒3-4-1、火箭冲压燃烧筒3-4-2、火箭超然冲压燃烧筒3-4-3分别构成火箭燃烧室、冲压燃烧室、外涵道超然冲压燃烧室，所述三个燃烧筒直径不同；YRC发动机在火箭、冲压工况时，外涵道3-4-6作为火箭冲压燃烧筒3-4-2外壁的气流冷却通道；在超然冲压工况时，外涵道3-4-6是空气与燃料的混合通道，超然发生在外涵道3-4-6的尾端3-4-5处，超然冲压燃烧筒3-4-3的尾端与第二尾喷管3-5的喇叭口延伸连接成一体；

参见图11，所述YRC发动机3，第三喷油盘3-3包括一体设置的火箭喷油盘3-3-1、冲压喷油盘3-3-2及设置于外涵道超然冲压进气口3-1-3的超然冲压喷油盘3-3-3,所述火箭喷油盘3-3-1直径较小，同轴嵌装在冲压喷油盘3-3-2中，火箭喷油盘3-3-1、冲压喷油盘3-3-2均设有至少一圈喷油嘴3-3-1-1、3-3-2-2；在火箭喷油盘3-3-1的中心设有硅烷喷射点火器3-3-4；所述喷油嘴3-3-1-1、3-3-2-2是由控油内热管与外套管组成的活塞结构；在所述冲压喷油盘3-3-2周边均布有6个液压管、燃料、热废气支撑通道3-3-5；

火箭喷油盘3-3-1为火箭燃烧室提供燃料，冲压喷油盘3-3-2为冲压燃烧室提供燃料，火箭燃烧室中的燃料被设于火箭喷油盘3-3-1中心的硅烷喷射点火器3-3-4点燃时，其燃气作为冲压燃烧室的稳定火源构成了气态气动塞3-4-4，通过调节火箭喷油盘3-3-1燃料量的大小以调节尾喷管3-5后喷气流的扩张和收缩；

参见图12，所述超然冲压喷油盘3-3-3设有至少一圈喷油嘴3-3-3-1，超然冲压喷油盘3-3-3环外涵道超然冲压进气口3-1-3内沿设置，当达到超然冲压启动的速度节点，大量含氧冲压空气与环形喷油嘴3-3-3-1喷射的燃料在超然冲压外涵道3-4-6中充分混合，有效延长燃料与空气的混合距离，以大幅度提高冲压空气与燃料的充分混合，并在外涵道3-4-6的尾端3-4-5处燃烧，提高完全燃烧的效率；

参见图13，所述矢量气流分配系统4,包括矢量气流分配集气罩4-1，所述矢量气流分配集气罩4-1设置于RCW发动机第二扇离盘2-6-2-2处的离心压缩机的外壳，第2涵道的压缩冷空气与第3涵道的燃气混合后,进入第二扇离盘2-6-2-2,由其导流盘导入矢量气流集气罩,热废气通过与第二扇离盘2-6-2-2叠置的导流盘4-1-7导入矢量气流分配集气罩4-1中，所述矢量气流分配集气罩4-1内设有轴向固定导向套筒喉管4-1-9和轴向可动导向套筒喉管4-1-10，矢量气流分配集气罩4-1壳体外设有矢量气流弯管4-1-1，在矢量气流弯管4-1-1上设有矢量气流分配器4-1-2，将矢量气流分配集气罩4-1中的热废气分配至与矢量气流弯管4-1-1出口端连接的前左下喷矢量气流导管4-1-4、后左下喷矢量气流导管4-1-3、前右下喷矢量气流导管4-1-5、后右下喷矢量气流导管4-1-6中，为三点式下喷矢量百叶窗4-8、4-9、4-10，水平矢量喷嘴4-2、4-3、4-4、4-5，左右三角翼绕水平旋转的矢量喷嘴4-6、4-7提供矢量喷射气流源；

当轴向可动导向套筒喉管4-1-10前移与第二扇离盘2-6-2-2及导流盘的外壳4-1-11密闭，轴向可动导向套筒喉管4-1-10轴向固定导向套筒喉管4-1-9的波峰错位时，第2涵道混合热气流通过轴向固定导向套筒喉管4-1-9、轴向可动导向套筒喉管4-1-10之间的径向环形、轴向曲线通道4-1-12，喷向第二燃烧室外壁以冷却燃烧筒，之后通过中央喇叭口扩压喷出，从而形成低空低速巡航的矢量推力。

当轴向可动导向套筒喉管4-1-10后移与轴向固定导向套筒喉管4-1-9的波峰相合密闭时，第2涵道混合热气流进入了矢量气流分配集气罩4-1再通过矢量气流弯管4-1-1输出，形成飞行器起降、悬停及空天机动的矢量喷射动力源。

本发明YRCW空天发动机计算机仿真模拟实验数据

YRCW利用了0～40km高度中的空气浮力和氧气及空气参与后喷的质量，所以不能完全按火箭水平发射方程计算，只能按作用力与反作用力与速度公式计算。30～60km高度空气中的氧气不足需补充液氧，60～100km高度中空气微不足道，必须按火箭水平发射方程计算。

本发明计算机仿真模拟实验，采用美国SimuLnK仿真模拟计算软件，将作用力与反作用力与速度公式及火箭水平发射方程，YRCW空天发动机各种工况的速度及YRCW发动机与飞行器总质量的数据，燃料数据，地球重力与大气层的物理数据导入SimuLnK模型，再在SimuLnK中将MATLAB算法融入模型，利用YRCW预定仰角获得的斜速，以计算水平速度分量和垂直上升速度分量，并将仿真数据结果导出作进一步分析。

方案1：仿真模拟结果数据：

预设条件：仰角0～30度；中型YRCW起飞总重量52T；

进气口截面积：2m

CH化合物(煤油)与空气完全燃烧当量：空气：煤油＝14.78：1(相当于：氧气：煤油＝2.956：1)；

方案1：仿真模拟结果的评估总结：

YRCW空天飞行器自重5～6吨，起飞重量50～52吨，载油11吨，液氧17吨，进入140km高度低轨耗油6.4～7吨，耗液氧7.6～7吨。轨道运行一圈电力耗油0.5～1吨，耗液氧1.5～3吨。返航倒飞-24M～-23M耗油1.2吨，耗液氧3.6吨。总计耗油8.5～9吨，耗液氧14～15吨，剩余质量28吨，余油2吨，液氧2吨，估计有效载荷量15～16吨。

分析优化：在方案1中，YRCW虽然利用了0～40km高度中的空气浮力和氧气及空气参与后喷的质量，30～60km高度稀薄空气中的氧气不足需补充液氧，没有最佳利用空气浮力和空气中的氧气，冲压发动机适合1.5M～5M的工况，超燃冲压发动机适合5M～12M的工况，也可达到25M的极限，但必须工作于30～40km高度，高速才能吸进足够的空气，空气稀薄才能避免热障。

方案2：仿真模拟结果数据：

预设条件：仰角0～30度；中型YRCW起飞总重量52T；

进气口截面积：2m

CH化合物(煤油)与空气完全燃烧当量：空气：煤油＝14.78：1(相当于：氧气：煤油＝2.956：1)；

方案2：仿真模拟结果的评估总结：通过飞行包线的优化，空天飞行器自重5～6吨，起飞重量52吨，载油11吨，液氧11吨，进入110km高度低轨耗油7～8吨，耗液氧3.5～4吨。轨道运行一圈电力耗油0.5～1吨，耗液氧1.5～3吨。返航倒飞-24M～-23M耗油0.7吨，耗液氧1.9吨。总计耗油9吨，耗液氧9吨，剩余质量34吨，余油2吨，液氧2吨，估计有效载荷量22～24吨，所以飞行包线的优化设计需十分重视。

本发明的工作原理简述于下：

将本发明一种空天飞行器动力系统安装在空天飞行器上，按以下步骤运行：

步骤1、YRCW发动机启动飞行器起飞---速度0马赫-0.6马赫

(1)水平起飞：当YRCW发动机第一次启动时，第一油盘总成2-3的燃料、硅烷启动预压，调整两侧进气道气流分配板1-1搭坡，盖住外侧进气道1-3，两侧进气道1的全部气流进入中央发动机RCW的内进气道1-2，中央发动机RCW锥式冲压进气阀2-1-2和左右后置发动机YRC的锥式冲压进气阀3-1-1启动液压前移，关闭RCW进气截锥口2-1-1和YRC进气截锥口3-1-2，磁阻式发电/电动机2-5处于电动机状态，带动涡轮轴流式和离心式总成盘2-6旋转，RCW涡轮轴流式进气道2-1-4中的空气，经3级涡轮轴流式吸气压气，再经第1扇离盘2-6-2-1的离心压缩得到的压缩新鲜冷空气，通过压缩冷空气前输送管2-6-2-3送至第一冷空气集气罩2-1-5，此时，压缩新鲜冷空气的压力已达到2068千帕以上，压缩冷空气再经第一冷空气集气罩2-1-5中设置的12个第一输送支撑通道2-1-7均匀导入第一扩压室2-2扩压，然后进入第一燃烧室2-4，第一油盘总成2-3的内环形油盘喷油，硅烷点火器2-3-1-1点火燃烧，RCW第一燃烧室就形成闭式燃烧空气-燃料-火箭工况。

燃烧产生的燃气通过燃烧室2-4内设的6个燃气输送管2-4-2送至环形燃气集气槽2-4-3，由环形燃气集气槽2-4-3中的导流叶片导流后经导流喷嘴喷出冲击功率涡轮，驱动涡扇盘、扇离盘高速旋转，此时，前、后磁阻式发电/电动机2-5处于发电机状态。

第一燃烧室2-4的闭式燃烧空气-燃料-火箭工况的燃气，冲击着涡扇盘、扇离盘高速旋转压缩后的热废气由第3涵道进入第二扇离盘2-6-2-2后，经其导流盘导出，分别进入第一热废气集气罩2-1-6及第二热废气集气罩3-1-6，为RCW发动机、YRC发动机燃烧室壁提供冷却气体。此时，第二涵道的中温热废气通过第二扇离盘2-6-2-2的导流盘入矢量气流分配集气罩4-1，当轴向可动导向喉管前移与第二扇离盘2-6-2-2的导流盘的外壳4-1-11相合密闭时，固定导向喉管4-1-9、轴向可动导向喉管4-1-10之间错位，第2涵道混合热气流通过轴向固定导向喉管4-1-9、轴向可动导向喉管4-1-10之间的径向环形、轴向曲线通道喷向第二燃烧室2-9外壁与RCW发动机外壳之间的通道4-1-12喷出，以冷却燃烧室外壁，之后通过中央喇叭口扩压喷出，从而推动空天飞行器滑行。

当轴向可动导向喉管4-1-10后移与轴向固定导向喉管4-1-9的波峰相合密闭时，第2涵道混合热气流进入矢量气流分配集气罩4-1，通过左右矢量气流弯管4-1-1进入矢量气流微量分配器4-1-2，再通过矢量喷射系统控制三点式下喷矢量百叶窗4-8、4-9、4-10向地面喷气，使空天飞行器抬头，同时，第二燃烧室2-9点火燃烧，推动空天飞行器迅速加速飞离跑道，直至空天飞行器飞行速度达到0.6马赫。此时，第二燃烧室2-9处于闭式燃烧空气火箭工况。

(2)垂直起飞：RCW发动机启动(同方案(1))，第一燃烧室2-4点火燃烧后，将发动机矢量气流系统4中的轴向可动导向套筒喉管4-1-10后移与轴向固定导向套筒喉管4-1-9的波峰相合密闭，第2涵道混合热气流进入矢量气流分配集气罩4-1，通过左右矢量气流弯管4-1-1进入矢量气流微量分配器4-1-2，微调以保持飞行器垂直起飞的平衡，微调后的矢量气流通过前输、左右管道输送到前三点式下喷矢量气流百叶窗4-8、4-9、4-10进行喷射，RCW中央发动机中的第一油盘2-3的外环油盘喷油，加大下喷矢量热气流量，飞行器垂直升高至2～5米时，第二燃烧室喷油盘2-8喷油点火，加速到0.2马赫以上，后下喷矢量气流百叶窗逐渐关闭，轴向可动导向套筒喉管4-1-10前移与第二扇离盘2-6-2-2的导流盘的外壳4-1-11不完全密闭，极小部分第2涵道混合热气流进入前下喷矢量气流百叶窗4-8进行抬头矢量喷射。左右管道侧输左右矢量襟翼预备喷射。绝大部分气流通过轴向固定导向套筒喉管4-1-9、轴向可动导向套筒喉管4-1-10之间的径向环形、轴向曲线通道4-1-12喷向第二燃烧室外壁通道，之后通过中央喇叭口扩压喷出。飞行器进入亚音速飞行。

步骤2、空天飞行器飞行速度从0.6马赫---0.8马赫、当空天飞行器飞行速度达到0.6马赫以上时，调节两侧进气道气流分配板1-1逐渐离开坡道峰为中央发动机RCW第一、第二燃烧室冲压工况配气，通过液压系统控制锥式冲压进气阀2-1-2沿轴向滑动使锥式冲压进气阀2-1-2后退，露出进气截锥口2-1-1，中央进气道2-1-3的冲压空气进入RCW发动机第一燃烧室2-4、第二燃烧室2-9直接燃烧做功，中央RCW发动机第一燃烧室、第二燃烧室转换为冲压工况。

此时，涡轮轴流式进气道2-1-4的高速迎面来流的冲压新鲜空气继续经涡扇盘、扇离盘压缩后按步骤1方案输出。

此时，YRC发动机第二进气结构3-1中的锥式冲压进气阀3-1-1与进气截锥口3-1-2处于闭合状态，从RCW发动机涡轮轴流式进气道2-1-4进入的新鲜空气，经涡扇盘轴流式压气机和扇离盘离心压缩机压缩后，通过压缩冷空气后输送管2-6-2-4送至第二冷空气集气罩3-1-5，再经高压新鲜冷空气的12个支撑通道3-1-7均匀输送至两侧YRC燃烧室燃烧筒3-4-1、3-4-2，此时，两侧YRC发动机第三燃烧室的一、二级燃烧室进入了闭式燃烧的空气-燃料-火箭工况。直至推动空天飞行器飞行速度达到0.8马赫。

步骤3、空天飞行器飞行速度从0.8马赫---6马赫,高度10-30Km:

当空天飞行器飞行速度达到0.8马赫时，调节两侧进气道气流分配板1-1进一步离开坡道峰为两侧发动机YRC第三燃烧室的一、二级燃烧室冲压工况配气，调整进气系统1中的气流分离板1-1，开启第二进气道1-3，同时，控制YRC发动机第二进气结构3-1中的锥式冲压进气阀3-1-1与进气截锥口3-1-2处于开启状态，从第二进气道1-3进来的冲压含氧新鲜空气直接进入第三扩压室3-2扩压后进入第三燃烧室两级燃烧筒3-4-1、3-4-2，喷油点火燃烧，YRC发动机燃烧室进入冲压工况。直至推动空天飞行器飞行速度达到6马赫。

步骤4、空天飞行器飞行速度从6马赫---16马赫，高度30-60Km

当空天飞行器飞行速度达到6马赫时，调节两侧进气道气流分配板1-1进一步靠近坡道峰内侧为两侧发动机YRC外涵道超然燃冲压工况配气，中央进气道活塞内套1-4前移与整流锥1-2-1顶合密封，防止中央发动机热气体前泄。中央RCW发动机控制锥式冲压进气阀2-1-2液压前冲封闭进气截锥口2-1-1，两侧YRC发动机控制锥式冲压进气阀3-1-2液压前冲封闭进气截锥口3-1-1，RCW发动机通过第一冷空气集气罩2-1-5的压缩新鲜冷空气，适当补氧维持第一燃烧室2-4、第二燃烧室2-9工作于闭式燃烧的空气-燃料-火箭-涡轮工况；YRC发动机通过第二冷空气集气罩3-1-5的压缩新鲜冷空气，适当补氧维持第三燃烧室的燃烧筒3-4-1、3-4-2工作于闭式燃烧的空气-燃料-火箭-涡轮工况，此时，超然冲压进气道外涵道3-4-6的高超音速气流量大增，设置于YRC发动机外涵道超然冲压进气口3-1-3内沿的超然冲压油盘3-3-3开始喷油，YRC第三燃烧室的外涵道燃烧室进入了超然冲压工况，超然发生在外涵道3-4-6与尾端3-4-5的结合部，直至推动空天飞行器飞行速度达到16马赫。

步骤5、空天飞行器飞行速度从16马赫---24马赫

当空天飞行器飞行速度达到16马赫时，中央发动机适当补氧，工作于空气-燃料-火箭-涡轮工况，两侧发动机超燃工况停止工作，两侧冲压发动机逐步加大液氧量，进入液氧-火箭工态。直至推动空天飞行器飞行速度达到24马赫，飞行高度达到140—320公里。

步骤6、空天飞行器飞行速度达到24马赫以后

速度24马赫，高度100km以上的各种近地轨道。绕地球轨道飞行观光时，YRCW飞行器进入太空巡航，两侧发动机完全停止工作，中央发动机空气-燃料-火箭-涡轮工态，只有RCW第一喷油盘2-3的内环油盘微量喷油，涡轮发动机怠速运行为发电机提供动力，循环热废气可为飞行器的轨道机动提供矢量动力。轴向可动导向套筒喉管4-1-10后移与轴向固定导向套筒喉管4-1-9的波峰相合密闭，第2涵道混合热气流进入矢量气流集气罩，维持热废气压力，以利于飞行器的太空机动、空天穿梭及规避太空垃圾等。矢量气流集气罩内循环热废气压力过高低轨巡航时，闭式循环的热废气由矢量襟翼喷口释放。

步骤7、空天返航：

空天返航的YRCW飞行器重返大气层时，必须首先改变飞行姿态。各种轨道巡航的YRCW飞行器至100km高度均需调转机头，机身纵轴与轨道线成30度夹角，启动两侧YRC发动机的液氧-燃料-火箭发动机工况，使倒飞的机体由-24M减速到-23M。当倒飞的机体速度小于-23M时，飞行器剩余质量为28吨，机体就开始自由落体，耗时111s的60km高度的自由落体后垂直末速可达3.3马赫，必须在飞行器开始自由落体110s的时间内，开启矢量气流喷射器，驱动YRCW飞行器再掉头，当飞行器降落至60km高度时，其水平速度仍有22～23马赫，垂直末速3.3马赫，斜速达22.24～23.23M,通过矢量喷射将飞行器机动进入和保持仰角15～35度姿态，以机腹充当阻力面，减缓自由落体的加速度和22.24～23.23马赫的斜速。飞行器在40～30km的高空启动RCW发动机的冲压发动机工况，以控制YRCW飞行器的水平速度、斜速、下降速度及仰角姿态，因进气口在40～30km的高空才能获得RCW发动机所需的空气，虽然空气稀薄，但水平速度高，进气量大。YRCW飞行器在30km高度已进入30度左右大仰角飘飞滑翔状态，不会遭遇热障。减速至1M以下时，再矫正方向滑翔至机场水平降落。飞行器落地时，打开前三点式下喷矢量气流百叶窗进行下前喷射，缩短滑行距离。YRCW飞行器空天返航降落时，如遇复杂的气候条件或需在没有机场跑道的地点降落，可选择垂直降落方式。

以上所述仅是本发明的优选实施方式，本发明的保护范围并不仅局限于上述实施例，凡属于本发明思路下的技术方案均属于本发明的保护范围。应当指出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明原理前提下的若干改进和润饰，这些改进和润饰也应视为本发明的保护范围。