本文涉及航空，尤指一种宽速域变循环发动机及飞行器。
背景技术：
1、随着人们对飞行器的要求逐步提高，无论是军用的战斗机、侦察机、运输机，还是民用领域的客机，高效、经济地实现超音速飞行乃至超音速巡航都将是航空界未来的追求趋势。为了预先布局经济可用的高速民用客机，为了推动战斗机向着空天一体化、全域作战能力发展，研制低耗油率、高推重比、宽速域、长航程的新型高速推进系统尤为重要。
2、目前，能实现超音巡航的飞行器仍然以基于轴向亚音风扇的常规高速涡轮发动机作为核心推进系统，然而由于轴向亚音风扇必须匹配超音进气、亚音排气的常规超音速进气道使用，导致发动机压缩系统尺寸长、损失大，使得马赫数大于2的超音飞行总体效能低，且不能实现宽速域飞行需求。
技术实现思路
1、本申请实施例提供了一种宽速域变循环发动机及飞行器，以解决目前的变循环发动机高速效能低，不能实现宽速域飞行需要的问题。
2、本申请的实施例提供一种宽速域变循环发动机，包括：轴向超音风扇、高压压气机、核心燃烧室、高压涡轮、低压涡轮及旋转爆震燃烧室，还包括内机匣和位于所述内机匣的径向外侧的外机匣，所述内机匣的内侧形成内涵道，所述内机匣和所述外机匣之间形成外涵道；
3、所述轴向超音风扇设置在所述内机匣前端的进气道中，用于将气流送入所述内涵道和所述外涵道，所述高压压气机、所述核心燃烧室、所述高压涡轮和所述低压涡轮沿进气方向依次设置在所述内涵道，所述旋转爆震燃烧室设置在所述外涵道；
4、其中，所述轴向超音风扇包括轴向超音风扇转子和轴向超音风扇静子，所述轴向超音风扇转子和所述轴向超音风扇静子的安装角可调以使得所述轴向超音风扇在多种模态之间转换。
5、一种实施例中，所述进气道的前端设置有进气道唇口，所述进气道唇口设置为能够调节所述进气道的进气端面积。
6、一种实施例中，所述内机匣的前端设置有可变面积涵道引射器，所述可变面积涵道引射器设置为能够调整所述外涵道和所述内涵道的流量。
7、一种实施例中，所述外机匣的尾端设置有喉部面积可调的尾喷管。
8、一种实施例中，所述高压涡轮通过高压转轴与高压压气机相连，所述低压涡轮通过低压转轴与所述轴向超音风扇相连。
9、一种实施例中，所述轴向超音风扇设置为具有轴向亚音通流模态、轴向超音通流转叶-激波静叶模态、轴向超音通流模态和风车模态中的至少一种。
10、一种实施例中，所述宽速域变循环发动机设置为具有第一运行模态、第二运行模态、第三运行模态、第四运行模态中的至少一种；其中，
11、在所述第一运行模态，所述轴向超音风扇设置为轴向亚音通流模态，且所述旋转爆震燃烧室不燃烧，所述核心燃烧室燃烧；
12、在所述第二运行模态，所述轴向超音风扇设置为轴向超音通流转叶-激波静叶模态，且所述旋转爆震燃烧室和所述核心燃烧室均燃烧；
13、在所述第三运行模态，所述轴向超音风扇设置为轴向超音通流模态，且所述旋转爆震燃烧室和所述核心燃烧室均燃烧；
14、在所述第四运行模态，所述轴向超音风扇设置为风车模态，且所述旋转爆震燃烧室燃烧，所述核心燃烧室不燃烧。
15、一种实施例中，所述内机匣的前端设置有可变面积涵道引射器，所述可变面积涵道引射器设置为能够调整所述外涵道和所述内涵道的流量；以及，所述外机匣的尾端设置有可调节的尾喷管；其中，
16、在所述第一运行模态、所述第二运行模态、所述第三运行模态和所述第四运行模态，所述外涵道和所述内涵道的流量比依次变大，以及所述尾喷管的喉部面积依次变大。
17、一种实施例中，所述进气道的前端设置有进气道唇口，所述进气道唇口设置为能够调节所述进气道的进气端面积；其中，
18、从所述第一运行模态、所述第二运行模态、所述第三运行模态至所述第四运行模态，所述进气端面积依次缩小。
19、本申请的实施例还提供一种飞行器，所述飞行器包括如上所述的宽速域变循环发动机。
20、本申请的实施例提供的方案，通过改变轴向超音风扇的工作模式，并且搭配核心燃烧和旋转爆震燃烧的不同工作状态(例如燃烧或不燃烧)，可以实现变循环发动机在起飞到高超声速飞行过程中多种运行模态的切换，以应对宽速域下不同工作点的性能需求，提高推进系统适用性。而且，通过轴向超音风扇改进压缩系统，可以采用短又轻、气动阻力小的进气道，且风扇单级压比提高，减少风扇级数，使压缩系统长度、重量显著减少，提高推重比，降低耗油率。
21、本申请的其它特征和优点将在随后的说明书中阐述，并且，部分地从说明书中变得显而易见，或者通过实施本申请而了解。本申请的其他优点可通过在说明书以及附图中所描述的方案来实现和获得。
1.一种宽速域变循环发动机，其特征在于，包括：轴向超音风扇、高压压气机、核心燃烧室、高压涡轮、低压涡轮及旋转爆震燃烧室，还包括内机匣和位于所述内机匣的径向外侧的外机匣，所述内机匣的内侧形成内涵道，所述内机匣和所述外机匣之间形成外涵道；
2.根据权利要求1所述的宽速域变循环发动机，其特征在于，所述进气道的前端设置有进气道唇口，所述进气道唇口设置为能够调节所述进气道的进气端面积。
3.根据权利要求1所述的宽速域变循环发动机，其特征在于，所述内机匣的前端设置有可变面积涵道引射器，所述可变面积涵道引射器设置为能够调整所述外涵道和所述内涵道的流量。
4.根据权利要求1所述的宽速域变循环发动机，其特征在于，所述外机匣的尾端设置有喉部面积可调的尾喷管。
5.根据权利要求1所述的宽速域变循环发动机，其特征在于，所述高压涡轮通过高压转轴与高压压气机相连，所述低压涡轮通过低压转轴与所述轴向超音风扇相连。
6.根据权利要求1所述的宽速域变循环发动机，其特征在于，所述轴向超音风扇设置为具有轴向亚音通流模态、轴向超音通流转叶-激波静叶模态、轴向超音通流模态和风车模态中的至少一种。
7.根据权利要求6所述的宽速域变循环发动机，其特征在于，所述宽速域变循环发动机设置为具有第一运行模态、第二运行模态、第三运行模态、第四运行模态中的至少一种；其中，
8.根据权利要求7所述的宽速域变循环发动机，其特征在于，所述内机匣的前端设置有可变面积涵道引射器，所述可变面积涵道引射器设置为能够调整所述外涵道和所述内涵道的流量；以及，所述外机匣的尾端设置有可调节的尾喷管；其中，
9.根据权利要求7所述的宽速域变循环发动机，其特征在于，所述进气道的前端设置有进气道唇口，所述进气道唇口设置为能够调节所述进气道的进气端面积；其中，
10.一种飞行器，其特征在于，所述飞行器包括根据权利要求1-9中任一项所述的宽速域变循环发动机。
