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龙图腾网恭喜中国科学院力学研究所申请的专利一种双模式变循环涡轮火箭发动机获国家发明授权专利权，本发明授权专利权由国家知识产权局授予，授权公告号为：CN115653790B 。

龙图腾网通过国家知识产权局官网在2025-03-25发布的发明授权授权公告中获悉：该发明授权的专利申请号/专利号为：202211262754.5，技术领域涉及：F02K9/74；该发明授权一种双模式变循环涡轮火箭发动机是由岳连捷;孟鑫;王立峰设计研发完成，并于2022-10-15向国家知识产权局提交的专利申请。

本一种双模式变循环涡轮火箭发动机在说明书摘要公布了：本发明公开了一种双模式变循环涡轮火箭发动机，该发动机设有两套相互独立的燃气发生器系统：常规高压核心机系统、火箭燃气发生器系统；它们共用一套低压转子系统；所述共用的低压转子系统包括共用低压涡轮方案、以及冠生涡轮方案；当采用共用低压涡轮方案时，共用的低压涡轮在两种不同工作模式下均被两套燃气发生器各自的燃气驱动转动；当采用冠生涡轮方案时，常规高压核心机系统的主燃烧室产生的燃气流吹动低压涡轮转动，火箭燃气发生器系统的火箭燃烧室产生的燃气流吹动冠生涡轮转动；本发明共用低压涡轮方案和冠生涡轮方案，当飞行马赫数达到2.5时，从混合排气涡轮风扇模式转换到空气涡轮火箭模式，发动机稳态推力出现陡升式增大。

本发明授权一种双模式变循环涡轮火箭发动机在权利要求书中公布了：1.一种双模式变循环涡轮火箭发动机，其特征在于：该发动机设有两套相互独立的燃气发生器系统，一套是常规高压核心机系统（B），另一套是火箭燃气发生器系统（C）；所述常规高压核心机系统（B）包括高压压气机（B2）、高压转动轴（B3）、主燃烧室（B4）、高压涡轮（B5）；所述火箭燃气发生器系统（C）中的火箭燃烧室（C1）采用富燃的液氧-煤油定压燃烧系统，以控制燃烧室出口总温；所述两套独立的燃气发生器系统共用一套低压转子系统（A）、分涵道流动系统（D）和复燃增推系统（E），从而构成发动机的两种不同工作模式；所述分涵道流动系统（D）包括三个不同的流道，分别是外涵道（D2）、内涵道（D3）和火箭涵道（D4）；该外涵道（D2）和内涵道（D3）由高压压气机进口前分流环（D1）处分流而成；该火箭涵道（D4）是火箭燃烧室产生的富燃燃气流所在流道；发动机的两种不同工作模式为：混合排气涡轮风扇模式和空气涡轮火箭模式；在常规高压核心机系统（B）工作时，所述火箭燃气发生器系统（C）关闭，发动机以混合排气涡轮风扇模式工作；在火箭燃气发生器系统（C）工作时，该常规高压核心机系统（B）关闭、风扇（A1）转动吸入的空气流全部进入分涵道流动系统（D）的外涵道（D2），发动机以空气涡轮火箭模式工作；所述常规高压核心机系统（B）在高压压气机（B2）进口设有一个可以主动调节开闭的前模式选择阀门（B1），在高压涡轮（B5）出口设有一个同步于前模式选择阀门（B1）进行开闭的后模式选择阀门（B6），通过同时关闭前模式选择阀门（B1）和后模式选择阀门（B6）可以将常规高压核心机系统（B）完全关闭；当飞行马赫数0.0~2.5的范围内时使用混合排气涡轮风扇模式工作，当飞行马赫数2.5~4.0的范围内使用空气涡轮火箭模式工作;所述共用的低压转子系统（A）包括用于减少发动机径向尺寸和低压涡轮重量的共用低压涡轮方案、以及用于解耦低压涡轮气动设计的冠生涡轮方案；当采用低压转子系统（A）的共用低压涡轮方案时，常规高压核心机系统（B）和火箭燃气发生器系统（C）共用低压转子系统（A）的低压涡轮（A3），该共用的低压涡轮（A3）在两种不同工作模式下均被两套燃气发生器各自的燃气驱动转动、接着依次带转低压转动轴（A2）和风扇（A1），然后气流就会被风扇（A1）吸入到发动机中并被压缩；所述火箭燃气发生器系统（C）包括火箭燃烧室（C1）、火箭喷管（C2）、级间射流支板（C3）；所述该火箭涵道（D4）经过级间射流支板（C3）汇入内涵道（D2），并最终进入复燃增推系统（E）的混合器（E1）；当采用低压转子系统（A）的冠生涡轮方案时，常规高压核心机系统（B）的主燃烧室（B4）产生的燃气流吹动低压涡轮（A3）转动，该低压涡轮（A3）转动将同时带转冠生涡轮（A4）、低压转动轴（A2）和风扇（A1）；火箭燃气发生器系统（C）的火箭燃烧室（C1）产生的燃气流吹动冠生涡轮（A4）转动，该冠生涡轮（A4）转动将同时带转低压涡轮（A3）、低压转动轴（A2）和风扇（A1）；所述火箭燃气发生器系统（C）包括火箭燃烧室（C1）、火箭喷管（C2）；所述内涵道（D3）和火箭涵道（D4）独立流动，二者均经由后可变面积涵道调节机构D5最终流入混合器E1。

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