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龙图腾网获悉太行国家实验室申请的专利面向超高速飞行器的多燃烧模式组合氢燃料航空动力系统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：CN121088536B 。

龙图腾网通过国家知识产权局官网在2026-02-10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：202511621786.3，技术领域涉及：F02K7/16；该发明授权面向超高速飞行器的多燃烧模式组合氢燃料航空动力系统是由周平;刘威;王嗣鹏;岳渊;李海旺设计研发完成，并于2025-11-07向国家知识产权局提交的专利申请。

本面向超高速飞行器的多燃烧模式组合氢燃料航空动力系统在说明书摘要公布了：本发明涉及空天动力设计制造领域，公开了面向超高速飞行器的多燃烧模式组合氢燃料航空动力系统，在单转子涡喷发动机基础上增加了外涵道爆震燃烧室以及涡轮后的超燃冲压发动机，结构紧凑简单，各部分属于串联组合，能够最大限度的减少动力系统的体积与重量，更加适合面向超高速的中小型飞行器；且在满足飞行器宽速域飞行的同时，通过调整带抽吸孔喷口的开闭模式以适应组合发动机的不同工作模态，可有效利用外涵道的高速、高压气流，实现在涡轮发动机独立工作、涡轮发动机与爆震燃烧室共同工作、超燃冲压发动机独立工作以及超燃冲压与涡轮发电机共同工作时的低碳、高能效、高速、长时间飞行的技术需求。

本发明授权面向超高速飞行器的多燃烧模式组合氢燃料航空动力系统在权利要求书中公布了：1.面向超高速飞行器的多燃烧模式组合氢燃料航空动力系统，其特征在于，包括： 涡轮喷气发动机，所述涡轮喷气发动机包括按气流流动方向同轴依次设置的压气机1、涡轮前全环燃烧室2、燃气涡轮3； 外涵机匣4，同轴设置于压气机1、涡轮前全环燃烧室2以及燃气涡轮3形成的涡轮喷气发动机外周，所述外涵机匣4与所述涡轮喷气发动机外壁之间形成外涵流道5； 爆震燃烧室6，设置于所述外涵流道5内，且所述爆震燃烧室6位于燃气涡轮3对应的轴向位置下游； 尾喷管7，与所述外涵机匣4同轴设置，且位于所述外涵机匣4的下游，用于排出涡轮前全环燃烧室2、爆震燃烧室6的燃气，以产生推力； 冲压燃烧室8，位于燃气涡轮3尾部下游靠近所述尾喷管7的位置，用于利用流经所述外涵流道5尾部的气流与燃料混合燃烧形成燃气； 模态转换阀9，铰接于所述压气机1的进气端位置，用于切换压气机1进口或外涵流道5进口的开启和关闭；其中，飞行器处于0至第一马赫数时，所述模态转换阀9用于切换压气机1进口开启，外涵流道5进口关闭，仅涡轮喷气发动机处于工作状态；飞行器处于第一马赫数至第二马赫数时，所述模态转换阀9用于切换压气机1进口开启，外涵流道5进口开启，仅涡轮喷气发动机、爆震燃烧室6处于工作状态；飞行器处于第二马赫数至第三马赫数时，所述模态转换阀9用于切换压气机1进口关闭，外涵流道5进口开启，涡轮喷气发动机、爆震燃烧室6停止工作，冲压燃烧室8处于工作状态； 引气通道10，设置于所述压气机1排气端和燃气涡轮3的静子机匣之间，所述引气通道10位置设置常闭式进气转换阀11；飞行器大于第三马赫数时，所述模态转换阀9保持压气机1进口关闭，外涵流道5进口保持开启状态，所述进气转换阀11开启引气通道10，用于将外涵流道5的部分气流引入涡轮前全环燃烧室2，涡轮前全环燃烧室2、冲压燃烧室8共同处于工作状态； 带抽吸孔喷口12，出口面积可调，且同轴设置于所述燃气涡轮3的尾部，用于在飞行器大于第三马赫数时，所述带抽吸孔喷口12关闭至所述出口面积最小的状态；在飞行器处于0至第一马赫数时，所述带抽吸孔喷口12打开至所述出口面积最大的状态。

如需购买、转让、实施、许可或投资类似专利技术，可联系本专利的申请人或专利权人太行国家实验室，其通讯地址为：610213 四川省成都市天府新区东山大道二段607号；或者联系龙图腾网官方客服，联系龙图腾网可拨打电话0551-65771310或微信搜索“龙图腾网”。

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