本发明公开一种涡轮发动机一二次流组合变循环方法，通过变循环机构的模式切换，使核心机流路在高速飞行和低速飞行状态下分别实现涡喷模式二次流制冷循环和涡扇模式内涵道布雷顿循环。
从而在高速飞行模式下，大幅度提升二次流冷气品质，实现超高涡轮前温度和超宽的速域范围。
在低速飞行模式下，利用风扇与压气机的巨大流量差异，实现超高的涵道比和超低的耗油率。
本发明突破现有涡轮发动机速域极限、并兼顾长航程需求。

丁水汀 刘传凯 邱天 李果

北京航空航天大学

100191 北京市海淀区学院路37号

本发明公开一种涡轮发动机一二次流组合变循环方法，通过变循环机构的模式切换，使核心机流路在高速飞行和低速飞行状态下分别实现涡喷模式二次流制冷循环和涡扇模式内涵道布雷顿循环。
从而在高速飞行模式下，大幅度提升二次流冷气品质，实现超高涡轮前温度和超宽的速域范围。
在低速飞行模式下，利用风扇与压气机的巨大流量差异，实现超高的涵道比和超低的耗油率。
本发明突破现有涡轮发动机速域极限、并兼顾长航程需求。