技术特征：
1.一种串联式涡轮/双模态冲压组合发动机模态转换装置，其特征在于，包括：可调隔板装置(3)、可调进气锥装置(4)、可调进气锥装置设备舱(7)；其中，所述可调进气锥装置(4)包括高速通道预压缩面(5)、可调进气锥(6)、可调进气锥螺纹杆(8)；所述可调隔板装置(3)为圆筒结构，位于涡轮/双模态冲压组合发动机低速涡轮通道(1)，即涡轮发动机通道内部；所述高速通道预压缩面(5)与可调进气锥(6)连接，二者为可移动部分，可调进气锥(6)与可调进气锥装置设备舱(7)面接触，可调进气锥装置设备舱(7)为固定部分，可调进气锥螺纹杆(8)一端位于可调进气锥(6)内，另一端拧入可调进气锥装置设备舱(7)内；可调进气锥装置设备舱(7)内由进气锥移动动力装置提供动力，进而带动可调进气锥螺纹杆(8)正向或反向旋转，从而带动高速通道预压缩面(5)、可调进气锥(6)一起前进或后退，实现可调进气锥装置(4)的前进或后退；可调进气锥装置设备舱(7)固定于涡轮/双模态冲压组合发动机低速涡轮通道(1)的内表面；飞行器在低于ma2飞行时，可调进气锥装置(4)可向后伸至与可调进气锥装置设备舱(7)接触，可调隔板装置(3)可向前伸至堵住涡轮/双模态冲压组合发动机高速冲压通道(2)的入口，二者为线接触；飞行器加速至ma2以上时，可调进气锥装置(4)可向前伸至堵住涡轮/双模态冲压组合发动机低速涡轮通道(1)的入口，二者为线接触。2.如权利要求1所述的装置，其特征在于，所述涡轮/双模态冲压组合发动机低速涡轮通道(1)内表面设有限位装置，用于固定可调进气锥装置(4)的位置。3.如权利要求1所述的装置，其特征在于，所述可调进气锥装置(4)可滑动控制双通道空气流量，采用弧形设计。4.如权利要求1所述的装置，其特征在于，所述可调隔板装置(3)具有液压作动机构作为动力装置以控制涡轮/双模态冲压组合发动机低速涡轮通道(1)的开度。5.一种如权利要求1至4中任一项所述的装置的工作方法，其特征在于，该方法基于以下原理实现：低速状态下涡轮/双模态冲压组合发动机高速冲压通道(2)不工作，采用可调隔板装置(3)封闭冲压发动机通道(2)入口，飞行器仅依靠涡轮/双模态冲压组合发动机低速涡轮通道(1)提供推力，此时用于控制双通道空气流量的可调进气锥装置(4)位于最后端，涡轮/双模态冲压组合发动机低速涡轮通道(1)的开度为全开，可调隔板装置(3)的动力装置液压作动机构控制涡轮/双模态冲压组合发动机低速涡轮通道(1)的开度，实现对涡轮发动机通道(1)的开关控制。6.如权利要求5所述的方法，其特征在于，该方法中，该方法还基于以下原理实现：模态转换时可调隔板装置(3)完全打开，双通道流量仅由可调进气锥装置(4)控制，可调进气锥装置(4)向前移动，涡轮/双模态冲压组合发动机低速涡轮通道(1)的空气流量连续下降，涡轮发动机改变工作状态，从慢车状态转到风车状态，在转换瞬间，流动损失增大，将造成推力陡降，可调进气锥装置(4)进一步向前移动，涡轮/双模态冲压组合发动机高速冲压通道(2)的空气流量上升，推力将恢复，直到模态转换完成，飞行器的动力由冲压发动机提供。7.如权利要求5所述的方法，该方法中，飞行器在低于ma2飞行时，涡轮/双模态冲压组
合发动机低速涡轮通道(1)打开，空气由涡轮/双模态冲压组合发动机低速涡轮通道(1)进入涡轮发动机燃烧室，涡轮/双模态冲压组合发动机高速冲压通道(2)关闭，此时可调隔板装置(3)处于伸出状态，向前伸至堵住涡轮/双模态冲压组合发动机高速冲压通道(2)的入口，二者线接触，阻止气流进入涡轮/双模态冲压组合发动机高速冲压通道(2)，保证低速涡轮发动机进气道流量系数。8.如权利要求6所述的方法，其特征在于，该方法中，飞行器加速至ma2以上时，需要低速涡轮发动机从慢车到风车，高速双模态冲压发动机点火工作，此时，可调隔板装置(3)收回，涡轮/双模态冲压组合发动机高速冲压通道(2)打开，可调进气锥装置(4)向前移动，直至可调进气锥装置(4)与涡轮/双模态冲压组合发动机低速涡轮通道(1)的内壁面接触，触发限位装置。此时可调进气锥装置(4)封闭了涡轮/双模态冲压组合发动机低速涡轮通道(1)，气流全部流入涡轮/双模态冲压组合发动机高速冲压通道(2)，双模态冲压发动机点火，涡轮发动机熄火，完成模态转换。9.一种如权利要求1至4中任一项所述的装置在涡轮/双模态冲压组合发动机中的应用。10.一种如权利要求1至4中任一项所述的装置在空天飞机动力装置中的应用。