一种煤油/液态甲烷外并联式涡轮基旋转爆震发动机

技术领域

本发明属于航空发动机技术领域，具体涉及一种煤油/液态甲烷外并联式涡轮基旋转爆震发动机。

背景技术

高超音速飞行器被誉为是继螺旋桨和喷气式飞机之后的世界航空史上的第三次革命，其研究将对军事领域产生巨大影响。其中，动力装置是实现高超音速飞行的主要关键技术，目前普遍采用的涡轮基组合循环发动机(TBCC)在模态转换时存在“推力陷阱”等问题。

目前采用的爆震燃烧室直接代替主燃烧的方案，由于爆震波的峰值压力较高，可能会出现压力回传，使得压气机的稳定工作裕度变窄。另外，爆震燃烧室出口的非定常、不均匀流动会减低涡轮功率提取效率以及工作寿命。再者，旋转爆震波的调控机理尚不清晰，对发动机整体控制提出了严峻的挑战。

当飞行马赫数较高时，进气温度急剧增加，使得发动机材料强度变差、可靠性降低，同时也会使得发动机性能变差，难以满足临近空间飞行器的推力需求。此时采用有效的技术手段将高温气流的温度降至发动机温度限制以下，对保证发动机可靠高效的工作具有重要意义。目前普遍采用射流冷却方式，即通过在压气机前设置冷却剂的喷雾装置，利用液滴蒸发吸热特性，降低来流温度，但是液体会与高温空气混合形成复杂的气液两相流动，引发压力脉动，增加压气机进口气流的畸变度，降低压气机的工作性能。

发明内容

鉴于背景技术中存在的问题，本发明提供一种煤油/液态甲烷外并联式涡轮基旋转爆震发动机，包括外壳体611、混压式进气道1、可调式进气道2、冷却系统3、引气阀门4、涡轮发动机5、旋转爆震发动机6；

混压式进气道1设置有：中心整流锥11，内壳体12；中心整流锥11，主混压式进气道1前部为圆锥型，中间部分为圆柱型，后部为圆锥型，整体为两头尖的大致纺锤形；在中心整流锥11表面涂敷耐热涂层；内壳体12整体为大致的圆柱壳形状，布置在中心整流锥11的外围，前端面位于中心整流锥11的前圆锥中部，自中心整流锥11后端继续向后延伸至压气机机匣，内壳体12前缘为圆弧形状，在满足强度要求的前提下，内壳体厚度逐渐过渡到与压气机机匣一致的厚度；中心整流锥11前部未被内壳体12包围处、中心整流锥11与外壳体611之间形成外压式进气道；中心整流锥11与内壳体12之间形成内压式进气道；

由外壳体611和混压式进气道1的内壳体12围起来的环形区域构成旋转爆震发动机6的流道；

可调式进气道2布置在外壳体611的外围，可调式进气道2包括调节片21、传动杆22和作动机构23；调节片21布置在外壳体的头部外侧，调节片21后端通过铰链与外壳体611前端铰接，通过绕铰链能够形成的轴径向运动；传动杆22，其布置在可调式进气道2头部外侧，传动杆22与调节片21通过铰链连接，连接点位于调节片的中间位置，传递来自作动机构23的力，用于驱动调节片21，传动杆22后端与作动机构23的活塞固定连接；作动机构23，其布置在外壳体611外侧，两者为固定连接，作动机构23为可调式进气道2调节提供动力；可调式进气道2根据飞行马赫数调整进气道进口面积，在0-3Ma时，调节片向内侧转动，直至关闭可调式进气道2，降低飞行阻力；马赫数大于3时，调节片向外侧转动，直至达到设定的进气面积，可调式进气道2开启；

冷却系统3设置有换热管路31、增压泵32、回流泵33、混合器34和燃料泵35；换热管路31设置有连接件311、管路312，换热管路31布置在中心整流锥11和压气机51之间，后端与压气机51的进口导流叶片连接；换热管路31与混压式进气道1和可调式进气道2为同轴关系，该轴为发动机轴线；连接件311为整体圆柱形框架结构，包括前后两端各一个圆环3111，和将前后两个圆环3111连接在一起的相互平行设置的几根支撑桁架3112，这几根支撑桁架3112完全相同，与圆环3111平面相垂直地均匀布置在圆环圆周上，并与两个圆环固定连接；连接件311通过前后两个圆环3111分别与中心整流锥11和压气机51连接；管路312由多层“螺线管”管路组成，多层“螺线管”共轴，每层管路各自形成圆柱形框架结构，每层管路互相独立，按半径由小到大自内向外依次布置；

增压泵32、回流泵33、混合器34和燃料泵35布置在外壳体611上，增压泵32用于提高冷却介质的压力，回流泵33用于回收换热后换热管路31输出的高温介质，并将其注入混合器34中，燃料泵35用于给注入换热管路31中的冷却介质提供初始压力；混合器34用于调节回流冷却介质的温度；混合器34有两个进口，一个是来自回流泵33的高温回流，另一个是燃料泵35的初始常温燃料，两者混合后得到温度适合的燃料，注入主燃烧室和爆震燃烧室；

引气阀门4，其布置涡轮发动机的压气机机匣上，用于连接压气机中间级和旋转爆震发动机的集气腔61；在马赫数0-3时，引气阀门4开启；马赫数3-6时，引气阀门4关闭；

涡轮发动机5设置有压气机51、主燃烧室52、涡轮53、加力燃烧室54和拉瓦尔55；

压气机51，其为轴流式压气机，包括压气机定子和转子，其位于换热管路31之后；

主燃烧室52，其为环形燃烧室，紧邻布置在压气机51后面；

涡轮53，其为轴流式涡轮，紧邻布置在主燃烧室52后面；

加力燃烧室54，其紧邻布置在涡轮53后面；

旋转爆震发动机6，其布置在涡轮发动机外围，包括集气腔61、特斯拉阀62、燃料腔63、环形燃烧室64和拉瓦尔喷管65；旋转爆震发动机6布置在可调式进气道2下游的流道内；集气腔61布置在可调式进气道2的下游，为外壳体611和内壳体12围成的环形通道；特斯拉阀62紧邻布置在集气腔后面；特斯拉阀62包括楔形部件621和导流锥622，楔形部件621与内壳体12外壁固定连接，沿内壳体12外壁圆周布置，楔形部件621完全包围住内壳体12，其轴向截面为楔形，该截面前部为与内壳体12外壁一定角度的斜线，该角度为锐角，后部为圆弧形，圆弧两端点分别位于所述斜线末端和内壳体12外壁上一点，圆弧向斜线方向凹进；导流锥622的横截面为流线型，水滴状，前部为圆弧，与楔形部件621的后部圆弧同心，向后逐渐过渡为尖角，其与内壳体12有一定距离，回流通道为自环形燃烧室64向集气腔61流动，正向流通道为自集气腔61向燃烧室64流动；通过周向均匀布置的固定机构，将导流锥622与内壳体12外壁固定连接；燃料腔63分为外燃料腔和内燃料腔，外燃料腔位于外壳体611内壁上，向内凸出；内燃料腔位于内壳体12外壁上，向外凸出，且与外燃料腔位置相对；外燃料腔轴向截面均为一条直线与一个圆弧形成的闭合平面图形，其中直线位于外壳体611与发动机轴线平行的外表面上，在该闭合图形的中间部位开矩形孔，其一边位于所述直线的中央位置，由此，所开矩形孔呈环状分布，环形矩形孔的圆心与发动机轴线重合，通过外燃料腔设置的多个喷注小孔，将燃料喷入燃烧室，燃料来自于混合器34；燃料供应管路分别布置在外壳体611和内壳体12处；外壳体611处，燃料供应管路通过外壳体611上的通孔，自外向内进入外壳体611内且直接连接外燃料腔；内壳体12处，燃料供应管路通过外壳体611上的另一通孔进入内壳体12内部，之后燃料供应管路分为三路，一路经由内壳体12上的第一半通孔接入涡轮发动机的52主燃烧室52，一路经由内壳体12上的第二半通孔喷入加力燃烧室54，一路经由内壳体12上的第三半通孔与内燃料腔相连；在相同轴线位置设置有内燃料腔，其形状和燃料喷注方式与外燃料腔完全一样；环形燃烧室64位于燃料腔63之后，呈圆环型空腔；拉瓦尔喷管65位于环形燃烧室64下游；旋转爆震波产生的高焓产物经由拉瓦尔喷管65排出。

在本发明的一个实施例中，作动机构23选择液压作动机构。

在本发明的另一个实施例中，管路312使用两层“螺线管”，在管路312中使用的冷却介质为煤油或者液态甲烷。

在本发明的一个具体实施例中，喷注小孔孔径为0.2mm，喷注小孔自矩形孔向燃烧室垂直打孔。

上述煤油/液态甲烷外并联式涡轮基旋转爆震发动机的工作方法为：

0-3Ma飞行时，为降低飞行阻力，作动机构23经由传动杆22带动调节片21向内侧旋转，直至可调式进气道2关闭，外界大气仅由混压式进气道1进入涡轮发动机，经过压气机多级压缩后，一部分压缩气体经由引气阀门4进入集气腔61，与从燃料腔63喷出的燃料充分混合，形成的新鲜混合物进入环形燃烧室64，之后起爆系统工作，在环形燃烧室64中形成连续旋转的爆震波，不断消耗流入的新鲜混合物，燃烧产物向下游膨胀，经由拉瓦尔喷管65排出，产生推力；另一部分压缩气体由压气机51的后几级继续压缩，随后过程与常规涡轮发动机相同；

3-6Ma飞行时，为保持涡轮发动机性能，引气阀门4关闭，作动机构23经由传动杆22带动调节片21向外侧旋转，直至可调式进气道2完全开启；外界大气一方面经由可调式进气道2进入集气腔61，与从燃料腔63喷出的燃料充分混合，形成的新鲜混合物进入环形燃烧室64，之后起爆系统工作，在环形燃烧室64中形成连续旋转的爆震波，不断消耗流入的新鲜混合物，燃烧产物向下游膨胀，经由拉瓦尔喷管65排出，产生推力；另一部分外界大气由混压式进气道1进入涡轮发动机，由于来流马赫数较高，压气机51前进口温度偏高，此时冷却系统3开始工作，部分燃料开始流入换热管路，一方面高温气流经过换热管路后温度会降低，有利于压气机的可靠稳定工作；另一方面管路中煤油或甲烷受热蒸发或者裂解，反应活性提高，经过掺混降温后分为三路，一路进入主燃烧室52参与传统等压燃烧，一路注入环形燃烧室64参与爆震燃烧，另外一路与加力燃烧室54连接，在开启加力时提供燃料。

本发明优点如下：

由于在涡轮发动机外围布置有旋转爆震发动机，爆震燃烧室采用近似等容燃烧代替传统的等压燃烧，能够极大的提高燃烧效率。

采用外并联式方案，能够有效避免爆震燃烧室对压气机和涡轮等发动机部件的影响，降低控制难度。

在0-3Ma飞行时，可调式进气道关闭，爆震燃烧所需的空气由引气阀门从压气机中间级流入，有利于减小飞行阻力；3-6Ma飞行时，引气阀门关闭，可调式进气道逐渐打开，提供爆震燃烧所需高温空气。此时换热管路开始工作，一方面能够对压气机进口气流进行降温，保持涡轮发动机的性能；另一方面，能够对换热管路中的煤油或液态甲烷进行加热，换热后的煤油/液态甲烷通入爆震燃烧室。加热会提高其蒸发速率和活性，有利于后续的爆震燃烧。通过两种状态切换，实现0-6Ma的宽速域飞行。

附图说明

图1是煤油/液态甲烷外并联式涡轮基旋转爆震发动机的工作示意图，其中空心箭头表示气流方向，实心箭头表示冷却介质煤油/液态甲烷的流动方向；

图2是图1中换热管路31的示意图；

图3示出特斯拉阀62示意图；

图4示出外燃料腔的形状。

附图标记说明：

1混压式内进气道4引气阀门

11中心整流锥 5涡轮发动机

12内壳体 51压气机

2可调式外进气道52主燃烧室

21调节片 53涡轮

22传动杆 54加力燃烧室

23液压作动机构 55拉瓦尔喷管

3冷却系统6连续旋转爆震发动机

31换热管路 61集气腔

32增压泵 62特斯拉阀

33回流泵 63燃料腔

34混合器 64环形燃烧室

35燃料泵 65拉瓦尔喷管

611外壳体621楔形部件

622导流锥623螺钉

具体实施方式

本发明的煤油/液态甲烷外并联式涡轮基旋转爆震发动机包括外壳体611、混压式进气道1、可调式进气道2、冷却系统3、引气阀门4、涡轮发动机5、旋转爆震发动机6。

混压式进气道1设置有：中心整流锥11，内壳体12。中心整流锥11，主要由三部分构成，前部为圆锥型，中间部分为圆柱型，后部为圆锥型，整体为两头尖的大致纺锤形，其作用是对来流进行整流，中心整流锥11是本领域技术人员熟知的器件，不再累述。为增加高马赫数下中心整流锥11的可靠性，在其表面涂敷耐热涂层。内壳体12整体为大致的圆柱壳形状，布置在中心整流锥11的外围，前端面位于中心整流锥11的前圆锥中部，自中心整流锥11后端继续向后延伸至压气机机匣，内壳体12前缘为圆弧形状，为降低发动机重量，在满足强度要求的前提下，内壳体厚度逐渐过渡到与压气机机匣一致的厚度。中心整流锥11前部未被内壳体12包围处、中心整流锥11与外壳体611之间形成外压式进气道，外压式进气道依靠中心整流锥11形成的激波系对来流进行减速增压。随后气流进入中心整流锥11与内壳体12之间形成的内压式进气道中进行进一步压缩。

由外壳体611和混压式进气道1的内壳体12围起来的环形区域构成旋转爆震发动机6的流道。

可调式进气道2布置在外壳体611的外围，可调式进气道2包括调节片21、传动杆22和作动机构23(可调式进气道2的结构可参见专利申请“一种基于气动中心体的涡轮基爆震加力发动机.申请号202211224422.8”)。调节片21布置在外壳体的头部外侧，调节片21后端通过铰链与外壳体611前端铰接，通过绕铰链形成的轴径向运动改变进气道进口面积，调节片21的布置方式和结构与可调节收敛尾喷管类似，为本领域技术人员熟知，不再累述(调节片21需要在外壳体611前端圆周上均匀布置成一圈，相邻调节片的左右两侧分别与左侧、右侧的相邻调节片重叠覆压(搭接)，形成无间隙连接面。可参考航空涡轮发动机的可调节收敛尾喷管)。传动杆22，其布置在可调式进气道2头部外侧，传动杆22与调节片21通过铰链连接，连接点位于调节片的中间位置，传递来自作动机构23的力，用于驱动调节片21，传动杆22后端与作动机构23的活塞固定连接。作动机构23，其布置在外壳体611外侧，两者为固定连接，作动机构23为可调式进气道2调节提供动力，本发明选择液压作动机构。可调式进气道2根据飞行马赫数调整进气道进口面积，在0-3Ma时，调节片向内侧转动，直至关闭可调式进气道2，降低飞行阻力；马赫数大于3时，调节片向外侧转动，直至达到设定的进气面积，可调式进气道2开启。

冷却系统3设置有换热管路31、增压泵32、回流泵33、混合器34和燃料泵35。换热管路31设置有连接件311、管路312，换热管路31布置在中心整流锥11和压气机51之间，后端与压气机51的进口导流叶片连接，具体位置为本领域技术人员熟知。换热管路31与混压式进气道1和可调式进气道2为同轴关系(该轴为发动机轴线)。如图1、2所示，连接件311为整体圆柱形框架结构，包括前后两端各一个圆环3111，和将前后两个圆环3111连接在一起的相互平行设置的几根支撑桁架3112(图中示出为3根，实际数量根据需要确定)，这几根支撑桁架3112完全相同，与圆环3111平面相垂直地均匀布置在圆环圆周上，并与两个圆环固定连接。连接件311通过前后两个圆环3111分别与中心整流锥11和压气机51连接。管路312由多层类似于“螺线管”的管路组成，多层“螺线管”共轴，每层管路各自形成圆柱形框架结构，每层管路互相独立，按半径由小到大自内向外依次布置，可以通过控制换热管路31的工作层数来达到控制冷却效果的目标。在本发明的一个实施例中，使用两层“螺线管”，如图2所示。将管路312固定到支撑桁架3112上的办法为常规固定方法，不再累述。在管路312中使用的冷却介质为煤油或者液态甲烷。通过在发动机内合理地布置换热管路31，能够实现较高的换热效率，一方面会降低来流温度，提高其冷却裕度，增加循环功；另一方面会提高煤油或液态甲烷的温度，加快蒸发速率，从而改善进入燃烧室或外涵爆震室燃料的特性，提高掺混效果，有利于组织燃烧。

增压泵32、回流泵33、混合器34和燃料泵35布置在外壳体611上，其工作原理为本领域技术人员熟知，其中增压泵32用于提高冷却介质的压力，使其能以设计的压力进入换热管路31，回流泵33用于回收换热后换热管路31输出的高温介质，并将其注入混合器34中，燃料泵35用于给注入换热管路31中的冷却介质提供初始压力。混合器34用于调节回流冷却介质的温度，使其能以合适的温度流入主燃烧室52和燃料腔63，用于组织燃烧。混合器34有两个进口，一个是来自回流泵33的高温回流，另一个是燃料泵35的初始常温燃料，两者混合后得到温度适合的燃料，注入主燃烧室和爆震燃烧室。

引气阀门4，其布置涡轮发动机的压气机机匣上，其在压气机机匣上的具体位置为本领域技术人员熟知，用于连接压气机中间级和旋转爆震发动机的集气腔61。在马赫数0-3时，引气阀门4开启；马赫数3-6时，引气阀门4关闭。

涡轮发动机5设置有压气机51、主燃烧室52、涡轮53、加力燃烧室54和拉瓦尔55。

压气机51，其为轴流式压气机，包括压气机定子和转子，其在发动机中的具体位置为本领域技术人员熟知，在图1中示出，其位于换热管路31之后。

主燃烧室52，其为环形燃烧室，紧邻布置在压气机51后面，包括扩压器、火焰筒、壳体、燃油喷嘴和点火装置，主燃烧室52的组成结构及其在发动机中的具体位置为本领域技术人员熟知。

涡轮53，其为轴流式涡轮，紧邻布置在主燃烧室52后面，包括导向器和涡轮，涡轮53的组成结构及其在发动机中的具体位置为本领域技术人员熟知。

加力燃烧室54，由输油环、点火器、扩压器和筒体等组成，紧邻布置在涡轮53后面，加力燃烧室54的组成结构及其在发动机中的具体位置为本领域技术人员熟知。

拉瓦尔55的组成结构及其在发动机中的具体位置为本领域技术人员熟知。

旋转爆震发动机6，其布置在涡轮发动机外围，包括集气腔61、特斯拉阀62、燃料腔63、环形燃烧室64和拉瓦尔喷管65，除特斯拉阀62以外，旋转爆震发动机6的其余具体结构为本领域技术人员熟知(参考刘世杰.连续旋转爆震波结构、传播模态及自持机理研究[D].国防科技大学，2012)。如图所示，旋转爆震发动机6布置在可调式进气道2下游的流道内。集气腔61布置在可调式进气道2的下游，为外壳体611和内壳体12围成的环形通道。特斯拉阀62紧邻布置在集气腔后面，用于抑制旋转爆震波的回传压力，确保可调式进气道2能正常工作；特斯拉阀62示意图见图3，具体结构包括楔形部件621和导流锥622，楔形部件621与内壳体12外壁固定连接，沿内壳体12外壁圆周布置，楔形部件621完全包围住内壳体12，其轴向截面为楔形(该轴为发动机轴线)，该截面前部为与内壳体12外壁一定角度的斜线(该角度为锐角)，后部为圆弧形，圆弧两端点分别位于所述斜线末端和内壳体12外壁上一点，圆弧向斜线方向凹进。导流锥622的横截面为流线型，类似水滴状，前部为圆弧，与楔形部件621的后部圆弧同心，向后逐渐过渡为尖角，其与内壳体12有一定距离，图3中虚线箭头代表回流通道，实线表示正向流通道，回流通道为自环形燃烧室64向集气腔61流动，正向流通道为自集气腔61向燃烧室64流动。通过例如周向均匀布置的8个螺钉623，将导流锥622与内壳体12外壁固定连接。燃料腔63分为外燃料腔和内燃料腔，外燃料腔位于外壳体611内壁上，向内凸出；内燃料腔位于内壳体12外壁上，向外凸出，且与外燃料腔位置相对；外燃料腔的形状见图4，其轴向截面均为一条直线与一个圆弧形成的闭合平面图形，其中直线位于外壳体611与发动机轴线平行的外表面上，在该闭合图形的中间部位开矩形孔，其一边位于所述直线的中央位置，由此，所开矩形孔呈环状分布，环形矩形孔的圆心与发动机轴线重合，通过外燃料腔设置的例如36个孔径为0.2mm的喷注小孔，将燃料喷入燃烧室，喷注小孔一般自矩形孔向燃烧室垂直(以最短距离)打孔，燃料来自于混合器34。燃料供应管路分别布置在外壳体611和内壳体12处。外壳体611处，燃料供应管路通过外壳体611上事先设置的通孔，自外向内进入外壳体611内且直接连接外燃料腔。内壳体12处，燃料供应管路通过外壳体611上事先设置的另一通孔进入内壳体12内部，之后燃料供应管路分为三路，一路经由内壳体12上事先设置的第一半通孔接入涡轮发动机的52主燃烧室52，一路经由内壳体12上事先设置的第二半通孔喷入加力燃烧室54，一路经由内壳体12上事先设置的第三半通孔与内燃料腔相连。为保证较好的掺混效果，如上所述，在相同轴线位置设置有内燃料腔，其形状和燃料喷注方式与外燃料腔完全一样。环形燃烧室64位于燃料腔63之后，呈圆环型空腔。拉瓦尔喷管65位于环形燃烧室64下游。旋转爆震波在环形燃烧室64内部周向传播，不断消耗反应物，产生的高焓产物经由拉瓦尔喷管65排出，产生高速气流，从而形成推力。拉瓦尔喷管65使得燃烧产物膨胀加速，是产生推力的主要部件。由于旋转爆震发动机的结构简单，无旋转部件，释热速率高，因此整体长度要小于涡轮发动机，具体体现在拉瓦尔喷管65的出口位于涡轮发动机加力燃烧室54位置。

引气阀门4的组成结构及其在发动机中的具体位置为本领域技术人员熟知，不再累述。

在本发明的煤油/液态甲烷外并联式涡轮基旋转爆震发动机中，0-3Ma飞行时，为降低飞行阻力，作动机构23经由传动杆22带动调节片21向内侧旋转，直至可调式进气道2关闭，外界大气仅由混压式进气道1进入涡轮发动机，经过压气机多级压缩后，一部分压缩气体经由引气阀门4进入集气腔61，与从燃料腔63喷出的燃料充分混合，形成的新鲜混合物进入环形燃烧室64，之后起爆系统工作，在环形燃烧室64中形成连续旋转的爆震波，不断消耗流入的新鲜混合物，燃烧产物向下游膨胀，经由拉瓦尔喷管65排出，产生推力；另一部分压缩气体由压气机51的后几级继续压缩，随后过程与常规涡轮发动机相同，不再赘述。

在本发明的煤油/液态甲烷外并联式涡轮基旋转爆震发动机中，3-6Ma飞行时，为保持涡轮发动机性能，引气阀门4关闭，作动机构23经由传动杆22带动调节片21向外侧旋转，直至可调式进气道2完全开启。外界大气一方面经由可调式进气道2进入集气腔61，与从燃料腔63喷出的燃料充分混合，形成的新鲜混合物进入环形燃烧室64，之后起爆系统工作，在环形燃烧室64中形成连续旋转的爆震波，不断消耗流入的新鲜混合物，燃烧产物向下游膨胀，经由拉瓦尔喷管65排出，产生推力；另一部分外界大气由混压式进气道1进入涡轮发动机，由于来流马赫数较高，压气机51前进口温度偏高，此时冷却系统3开始工作，部分燃料开始流入换热管路，一方面高温气流经过换热管路后温度会降低，有利于压气机的可靠稳定工作；另一方面管路中煤油或甲烷受热蒸发或者裂解，反应活性提高，经过掺混降温后分为两路，一路进入主燃烧室52参与传统等压燃烧，另一路注入环形燃烧室64参与爆震燃烧。

由于使用了涡轮基旋转爆震发动机，本发明能够有效利用旋转爆震发动机循环效率高、高频连续工作和只需一次点火等优点，对于实现临近空间飞行器高速远程飞行，解决现有组合动力存在的“推力陷阱”问题具有重要意义。

本发明的煤油/液态甲烷外并联式涡轮基旋转爆震发动机采用外并联式涡轮基旋转爆震发动机，根据飞行马赫数，通过调节发动机内部流道，使得旋转爆震和涡轮发动机相对独立，能够有效避免爆震燃烧室替代主燃烧带来的一系列问题，并有效扩宽发动机的飞行包线范围，实现0-6Ma的宽速域飞行。

本发明的煤油/液态甲烷外并联式涡轮基旋转爆震发动机能够根据来流马赫数，使用煤油/液态甲烷对高温来流进行冷却，一方面能够降低来流温度，提高其冷却裕度，增加循环功；另一方面能够提高煤油或液态甲烷的温度，加快蒸发速率，从而改善进入燃烧室或外涵爆震室燃料的特性，提高掺混效果，有利于组织燃烧。