CN103629011B - 发动机 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种发动机，前半部分是涡扇发动机的风扇和压气机，后半部分和火箭发动机类同的喷管，喷管分为推力喷管和扭矩喷管。压气机和喷管之间设置有喷油点火开关、转子定位刹车和喷油点火定点盘等器件。该发动机具有涡扇发动机和火箭发动机两种工作状态，能任意切换。该发动机结构简单，工艺不复杂，成本低，兼具了涡扇发动机和火箭发动机的优点，能自由的穿梭于有氧和无氧空间。可适应高速和中低速飞行，同时能够产生足够的爆发力，能快速提速；在起飞时和起飞后能够产生大推力，能经济的增加负载。

Description

发动机

技术领域

本发明涉及发动机技术领域，具体涉及综合了航空发动机和火箭发动机结构的发动机。

背景技术

涡轮喷气发动机的涡轮只带动压气机，推力由喷气的反作用实现。一般多见于早期的战斗机。涡轮喷气发动机的涡轮除带动压气机外还带动外界负载，喷气几乎没有推力，因此退化成了排气管。涡轮轴发动机已经基本演化成一个热机，它可以用作直升机、坦克和火车的发动机，或者临时发电设备，具有功率大，效率高的优点。

涡扇发动机全称为涡轮风扇发动机（Turbofan）是飞机发动机的一种，由涡轮喷气发动机（Turbojet）发展而成。与涡轮喷气比较，主要特点是首级压缩机的面积大很多，同时被用作为空气螺旋桨（扇），将部分吸入的空气通过喷射引擎的外围向後推。发动机核心部分空气经过的部分称为内涵道，仅有风扇空气经过的核心机外侧部分称为外涵道。涡扇引擎最适合飞行速度400至1,000公里时使用，因此现在多数的飞机引擎都采用涡扇作为动力来源。

涡桨发动机的排气速度太低推力有限，同时影响飞机提高飞行速度。因此必需提高喷气发动机的效率。发动机的效率包括热效率和推进效率（引擎排气速度与飞行速度之比）两个部分。提高燃气在涡轮前的温度和压气机的增压比（转速），就可以提高热效率。因为高温、高密度的气体包含的能量要大。但是，在飞行速度不变的前提下，提高涡轮前温度，意味着提高涡轮叶片以及在同一根轴上的压气机的转速，自然会使排气速度加大。而流速快的气体在排出时动能损失大。一般涡喷发动机的排气速度大多超过音速，而飞机大多数时候是在亚音速飞行。因此，片面的加大热功率，即加大涡轮前温度，会导致推进效率的下降。要全面提高发动机效率，必需解决热效率和推进效率这一对矛盾。

涡轮风扇发动机的妙处，就在于既提高涡轮前温度，又不增加排气速度（通过增加低速的排气流量，降低平均排气速度）。涡扇发动机的结构，实际上就是涡轮喷气发动机的后方再增加了1-2级低压（低速）涡轮，这些涡轮带动一定数量的风扇，继续消耗掉一部分涡喷发动机（核心机）的燃气排气动能，从而进一步降低燃气排出速度。风扇吸入的气流一部分如普通喷气发动机一样，送进压气机（术语称“内涵道”），另一部分则直接从涡喷发动机壳外围向外排出（“外涵道”）。因此，涡扇发动机的燃气能量被分派到了风扇和燃烧室分别产生的两种排气气流上。这时，为提高热效率而提高涡轮前温度，可以通过适当的涡轮结构和增大风扇直径，使更多的燃气能量经低压涡轮驱动风扇传递到外涵道气流，从而避免大幅增加排气速度。这样，热效率和推进效率取得了平衡，发动机的效率得到极大提高。效率高就意味着油耗低，飞机航程变得更远。但是大风扇直径增加了发动机的迎风面积，所以涵道比大于0.3以上的涡扇发动机不适合超音速巡航飞行。虽然涡扇发动机降低了排气速度，但并未降低推力，因为降低排气速度的同时增加了（外涵）排气流量。从涵道比的角度看，涡扇发动机是涡喷发动机和涡桨发动机的折中。

涡扇发动机优点:推力大、推进效率高、噪音低、燃油消耗率低，飞机航程远。缺点:风扇直径大，迎风面积大，因而阻力大，发动机结构复杂，设计难度大。同时也不能在低氧或无氧环境下使用和提供强大的爆发力。

火箭发动机是喷气发动机的一种，将推进剂贮箱或运载工具内的反应物（推进剂）变成高速射流，由于牛顿第二运动定律而产生推力。火箭发动机可用于航天器推进，也可用于导弹等在大气层内飞行。大部分火箭发动机都是内燃机，也有非燃烧形式的发动机。

大部分发动机靠排出高温高速燃气来获得推力，固体或液体推进剂（由氧化剂和燃料组成）在燃烧室中高压（10-200bar）燃烧产生燃气。

液体火箭通过泵或者高压气体使氧化剂和燃料分别进入燃烧室，两种推进剂成分在燃烧室混合并燃烧。而固体火箭的推进剂事先混合好放入燃烧室。固液混合火箭使用固体和液体混合的推进剂或气体推进剂，也有使用高能电源将惰性反应物料送入热交换机加热，这就不需要燃烧室。火箭推进剂在燃烧并排出产生推力前通常储存在推进剂箱中。推进剂一般选用化学推进剂，在经历放热化学反应后产生高温气体用于火箭推进。

如果给喷嘴提供足够高的压力（高于围压的2.5至3倍），就会形成喷嘴阻流和超音速射流，大部分热能转化为动能，由此增加排气的速度。在海平面，发动机排气速度达到音速的十倍并不少见。一部分火箭推力来自燃烧室内压力的不平衡，但主要还是来自挤压喷嘴内壁的压力。排出气体膨胀（绝热）时对内壁的压力是火箭朝向一个方向运动，而尾气向相反的方向运动。

火箭技术集合了高推力（百万牛顿），高排气速度（海平面音速的10倍），高推重比（>100）以及能在大气层外工作的能力。而且往往可以通过削弱一种性能而使另一种性能更高。发动机可通过控制推进剂流量（通常以kg/s或lb/s计）来达到节流的目的。

火箭发动机（特小型除外）比起其他发动机，其噪音十分大。特超音速尾气与周围空气混合，形成冲击波。冲击波的声音强度取决于火箭的尺寸。土星五号发射时，在离其发射点很远处的地震仪检测了这一噪音。产生的声音强度依赖于火箭尺寸和排气速度。在现场听到的冲击波特征音主要是爆裂音。这种噪音的峰值超过了传音器和音频电子设备的许可上限，因此在录音或广播音频回放中这种噪音被削弱或消失了。大型火箭发射时的噪音可以直接致死周围的人。航天飞机起飞时基地周围的噪音超过200dB(A)。通常火箭在地面附近的噪音最大，因为噪音从羽流中辐射出去，并被地面反射。还有当运载器缓慢上升时，只有很少的推进剂能量转换成运载器动能（有用功P转移到运载器P=F*V，F是推力，V是速度），因此大部分能量被分散到尾气中，再与周围空气相互作用，产生噪音。这种噪音可通过有顶火焰隔离槽，向羽流喷水，偏转羽流角度等方法消减。

同空气喷气发动机相比较，火箭发动机的最大特点是：它自身既带燃料，又带氧化剂，靠氧化剂来助燃，不需要从周围的大气层中汲取氧气。所以它不但能在大气层内，也可在大气层之外的宇宙真空中工作。这是任何空气喷气发动机都做不到的。发射的人造卫星、月球飞船以及各种宇宙飞行器所用的推进装置，都是火箭发动机。缺点是：噪音大，需要要助燃剂而增加额外的负载。

目前还没有同时具备燃气涡轮发动机功能和火箭发动机功能的发动机。

为了解决现有技术中的上述不足，本发明提出了一种新的解决方案。

发明内容

本发明的目的是提供一种发动机，能够在一台发动机上同时实现航空发动机和火箭发动机的功能。使其能自由的穿梭于有氧和无氧空间，适应高速和中低速飞行，同时能够有足够的爆发力，能快速提速；在起飞时和起飞后能够有大推力，能经济的增加负载。

为达上述发明目的，本发明所采用的技术方案是：提供一种发动机，包括外壳和内壳，外壳和内壳构成外涵道，内壳内为内涵道；内壳内设置有传动轴，传动轴全段设置有若干风扇叶片和压气机；压气机后的传动轴上设置有喷油点火开关、转子定位刹车和喷油点火定点盘；喷油转子定位刹车转动部分与传动轴固定连接，喷油转子定位刹车固定部分与内壳或喷油点火定点盘固定连接；喷油点火定点盘后端面设置有喷嘴，喷嘴旁设置有点火装置，喷嘴通过混合燃料输送管与燃料供应装置连接；喷油点火定点盘后设置有与其配合的喷管，喷管通过喷管笼与传动轴固定连接；喷管分为推力喷管和扭矩喷管；推力喷管和/或扭矩喷管旋转到与喷嘴对应的位置时，与喷嘴和喷油点火定点盘构成燃烧室。

所述喷管设置有两圈或两圈以上，每圈都为推力喷管或者扭矩喷管，并按圈为单位交替或非交替设置推力喷管和扭矩喷管，构成连续工作结构。

每圈扭矩喷管的外侧设置有挡焰筒。

所述喷管设置有一圈或一圈以上，每圈的推力喷管和扭矩喷管单个交替设置或者多个交替设置，分别构成脉冲工作结构和连续工作结构。

每圈喷管外侧设置有挡焰筒。

所述喷油点火定点盘在喷嘴旁设置有用于冷却喷管和清除喷管内废气的喷管进风口。

所述喷油点火定点盘在对应挡焰筒内侧的位置设置有内涵道连续冷却进风口。

所述喷油点火定点盘在外缘设置有外涵道风量调节风口。

所述风扇叶片通过自动调整迎风角度机构设置在传动轴上；所述自动调整迎风角度机构包括传动轴上的叶片轴孔，在叶片轴孔上设置有定位风扇叶片旋转时迎风角度的叶片定位轴榫钉一和定位风扇叶片静止时迎风角度的的叶片定位轴榫钉二；风扇叶片的转轴安装在叶片轴孔内，转轴上设置有与叶片定位轴榫钉一和叶片定位轴榫钉二配合的叶片轴定位榫头；风扇叶片静止状态时，其前缘到后缘的连线基本与传动轴线平行，风扇叶片旋转状态时，其前缘到后缘的连线与传动轴线形成需要的角度。

所述喷管笼包括喷管笼轴套，喷管笼轴套周围设置有若干喷管笼立筋；在喷管笼立筋上设置有若干个喷管固定孔，喷管固定孔的周围设置有若干冷却通风孔。

综上所述，本发明所提供的发动机具有如下优点：

1：本型发动机可以在航空发动机和火箭发动机之间进行转换。

2：不需要制作工艺复杂和耐高温材料的涡轮。喷管制作比涡轮简单，工艺不复杂，成本低。

3：可以减少压气机级数甚至取消（如果实验检验可以的话）压气机，减少了发动机质量。

4：如果把推力喷管全部改为转矩喷管，那么发动机就成为只输出旋转动力的发动机，就可以成为一款直升机发动机。如果技术成熟，就可以取代那些提供旋转动力的发动机，如汽车用发动机。

5：由于本型发动机的喷管在充气过程中得到了冷却，因此，提高了喷管的工作可靠性。

6：从理论上说转矩喷管提供的旋转力矩比目前一般航空发动机涡轮提供的大，效率高，而工作条件却比涡轮好，因为转矩喷管工作后都及时在充气过程中得到了充分的冷却。

7：从理论上说相同耗油量推力喷管比目前一般航空发动机提供的大，效率高，因为推力喷管中喷出来的燃烧气体的动能全部用于产生推力，而一般航空发动机喷出来的燃烧气体的动能只有部分用于产生推力，另外一部分作用于涡轮，而这部分效率是比较低的。

8：本型发动机如果经过实验能够成功，那么它的结构和原理可以制作汽轮机和燃气轮机。

9：由于采用火花塞点火，不需要稳焰器，发动机工作可靠。

10、能自由的穿梭于有氧和无氧空间。

11、适应高速和中低速飞行，同时能够有足够的爆发力，能快速提速；在起飞时和起飞后产生大推力，能经济的增加负载。

附图说明

图1为本发明的结构示意图；

图2为图1中A-A剖视图，该图显示了一种涡扇发动机工作状态时大推力连续工作的喷管布置方式；

图3为图1中A-A剖视图，该图显示了一种涡扇发动机工作状态时脉冲工作的喷管布置方式；

图4为图1中A-A剖视图，该图显示了一种涡扇发动机工作状态时连续工作的喷管布置方式；

图5为图1中C-C剖视图，该图中喷油点火定点盘19的结构对应图3和图4中所显示的喷管布置方式；

图6为图1中D-D剖视图，该图中喷油点火定点盘19的结构对应图3和图4中所显示的喷管布置方式；

图7为自动调整迎风角度机构的结构示意图；

图8为图7的K向视图，图中显示了自动调整迎风角度机构在涡扇发动机工作状态时的状态；

图9为图7的K向视图，图中显示了自动调整迎风角度机构在火箭发动机工作状态时的状态；

图10为转矩喷管14的结构示意图；

图11为喷管笼27的结构示意图；

图12为图11中A向视图；

图13为图11中E-E向视图；

图14为图11中F-F向视图；

图15为图11中G-G向视图；

图16为图11中H-H向视图；

图17为图11中I-I向视图。

其中，1、风扇叶片；1a、叶片轴定位榫头；2、外涵道；3、压气机；4、内涵道；5、喷油点火开关；6、启动/充电机；7、转子定位刹车；8、混合燃料输送管；9、喷嘴；10、挡焰筒；11、推力喷管；12、螺母；13、传动轴；13a、叶片轴孔；13b、叶片定位轴榫钉一；13c、叶片定位轴榫钉二；14、扭矩喷管；15、推力轴承；16、轴向轴承；17、火花塞；18、喷管加强筋板；19、喷油点火定点盘；19A、喷管进风口；19B、内涵道连续冷却进风口；19C、外涵道风量调节风口；20、传动轴帽；21、风扇叶片轴承；23、密封片；27、喷管笼；27a、喷管固定孔；27b、冷却通风孔；27c、喷管笼轴套；27d、喷管笼立筋；28、外壳；29内壳；30、传动轴线。

具体实施方式

下面结合附图对本发明的具体实施方式做详细的说明。

如图1所示，该发动机，包括外壳28和内壳29，外壳28和内壳29构成外涵道，内壳29内为内涵道4；内壳29内设置有传动轴13，传动轴13全段设置有若干风扇叶片1和压气机3；压气机3后的传动轴13上设置有喷油点火开关5、转子定位刹车7和喷油点火定点盘19；喷油转子定位刹车7转动部分与传动轴13固定连接，固定部分与内壳29或喷油点火定点盘19固定连接；喷油点火定点盘19后端面设置有喷嘴9，喷嘴9旁设置有点火装置，喷嘴9通过混合燃料输送管8与燃料供应装置连接；喷油点火定点盘19后设置有与其配合的喷管，喷管通过喷管笼27与传动轴13固定连接；喷管分为推力喷管11和扭矩喷管14；推力喷管11和/或扭矩喷管14旋转到与喷嘴9对应的位置时，与喷嘴9和喷油点火定点盘19构成燃烧室。点火装置为火花塞17。

如图2所示，并参照图6，所述喷管设置有两圈或两圈以上，每圈都为推力喷管11或者扭矩喷管14，并按圈为单位交替或非交替设置推力喷管11和扭矩喷管14，构成连续工作结构。推力喷管11数量为16，匹配的喷嘴9为16的1/4、1/2或3/4或其他任意比例。扭矩喷管14数量为16，匹配的喷嘴9为16的1/4、1/2或3/4或其他任意比例。该布置方式下，推力和扭力同时产生，为连续工作方式。

每圈扭矩喷管14的外侧设置有挡焰筒10。

该布置方式可以合理的理解为：可根据需要设置喷管圈数，推力喷管11的圈数和扭矩喷管14可相同或不同，每圈喷管的数量可不同，配合的喷嘴9及火花塞17数量可根据需要配置。喷管进风口19A数量可根据需要配置。一般状况下，推力喷管11或扭矩喷管14在一圈中的数量为偶数，并且均匀分布，配合的喷嘴9及火花塞17数量也推力喷管11和扭矩喷管14的1/2，并均匀布置。

如图3、图4和图6所示，所述喷管设置有一圈或一圈以上，每圈的推力喷管11和扭矩喷管14单个交替设置或者多个交替设置，分别构成脉冲工作结构和连续工作结构。

每圈喷管外侧设置有挡焰筒10。

该布置方式下，如果推力喷管11和扭矩喷管14单个交替设置时，推力喷管11和扭矩喷管14也会交替工作，交替产生推力和扭力，构成脉冲工作结构；如果推力喷管11和扭矩喷管14多个交替设置，推力喷管11和扭矩喷管14会有一部分一直工作，始终产生推力和扭力，构成连续工作结构。

该布置方式可以合理的理解为：可根据需要设置喷管圈数，推力喷管11的圈数和扭矩喷管14相同或不同，每圈喷管的数量可不同，配合的喷嘴9及火花塞17数量可根据需要配置。喷管进风口19A数量可根据需要配置。一般状况下，推力喷管11或扭矩喷管14在一圈中的数量为偶数，并且均匀分布，配合的喷嘴9及火花塞17数量也推力喷管11和扭矩喷管14的1/2，并均匀布置。

如图5所示，所述喷油点火定点盘19在喷嘴9旁设置有用于冷却喷管和清除喷管内废气的喷管进风口19A。

如图5所示，所述喷油点火定点盘19在对应挡焰筒10内侧的位置设置有内涵道连续冷却进风口19B。

如图5所示，所述喷油点火定点盘19在外缘设置有外涵道风量调节风口19C。

如图7、图8和图9所述风扇叶片1通过自动调整迎风角度机构设置在传动轴13上；所述自动调整迎风角度机构包括传动轴13上的叶片轴孔13a，在叶片轴孔13a上设置有定位风扇叶片1旋转时迎风角度的叶片定位轴榫钉一13b和定位风扇叶片1静止时迎风角度的的叶片定位轴榫钉二13c；风扇叶片1的转轴通过风扇叶片轴承21安装在叶片轴孔13a内，转轴上设置有与叶片定位轴榫钉一13b和叶片定位轴榫钉二13c配合的叶片轴定位榫头1a。叶片轴孔13a外开口处设置有密封片23

风扇叶片1静止状态时，其前缘到后缘的连线基本与传动轴线30平行，此时其前缘到后缘的连线基本与传动轴线30的角度a1只有几度，风扇叶片1旋转状态时，其前缘到后缘的连线与传动轴线30形成需要的角度a2。具体的角度值根据叶片的结构会有不同，本发明需要保护的自动调整迎风角度机构，并不保护和限制具体角度。

如图11至11所示，所述喷管笼27包括喷管笼轴套27c，喷管笼轴套27c周围设置有若干喷管笼立筋27d；在喷管笼立筋27d上设置有若干个喷管固定孔27a，喷管固定孔27a的周围设置有若干冷却通风孔27b。

图中的喷管笼27在喷管笼立筋27d上设置了4层喷管固定孔27a，分别用于固定推力喷管11和扭矩喷管14。如果不止一圈喷管，喷管固定孔27a的圈数和数量相应增加。

推力喷管11为拉法尔推力喷管或尾段扩口的推力喷管。

喷油点火开关5为磁感应开关或接近开关。

在传动轴13上还设置有启动/充电机6，其转子与传动轴13固定连接，其定子与喷油点火定点盘19或内壳29固定连接。

为方便拆装，可在传动轴13后端设置螺母12，通过该螺母12锁紧

传动轴13前端设置有整流和保护传动轴13的传动轴帽20。

传动轴13通过推力轴承15和轴向轴承16与喷油点火定点盘19连接。

本发动机主要部件的作用：

本型发动机转子：由推力喷管，转矩喷管，喷管盘架，轴，风扇，压气机动叶片等组成。

发动机定子：由喷油点火定点盘，挡焰筒，压气机静叶片，定位刹车，启动＼发电机定子等组成

风扇叶片1：为外涵道和压气机提供空气，可以制成偏心自适应叶片，根据风的阻力调整迎风角度。

压气机3：提高进入喷管的进气压力，同时提供一部分发动机前进的动力。由于喷管工作时处于半封闭的单向工作状态，因此，不需要空气的压力要多高，压气机的级数只需要2到3级甚至可以不要，只保留风扇即可。以减轻发动机质量。

喷油点火定点开关5：当推力喷管或转矩喷管的中心线转到和混合燃料喷嘴的中心线在一条直线上时，喷油点火定点开关发出指令或者接通电源使混合燃料喷嘴开始喷油和火花塞开始点火。喷油和点火同时进行。

起动/充电机6：在发动机启动时提供初始旋转动力，在发动机正常工作时发电。当需要发动机转子停止转动时给启动/充电机反方向充电，给传动轴提供停止旋转的电磁转矩。

转子定位刹车7：当航空发动机需要在几秒之内由航空发动机变为火箭发动机时准确定位混合燃料喷嘴的中心线和推力喷嘴的中心线在一条直线上，并保持这种位置关系不变，使航空发动机变为火箭发动机。采用给启动/充电机反方向充电和机械摩擦给传动轴提供停止旋转的转矩和定位。

混合燃料输送管道8：分别输送燃料或助燃剂与燃料的混合物。在发动机是航空发动机工作状态时只输送燃料；在发动机是火箭发动机工作状态时输送助燃剂与燃料的混合物。在发动机是火箭发动机工作状态时如果用一根输送管道输送助燃剂与燃料的混合物不安全，可以分别设置助燃剂与燃料的输送管在喷嘴9内混合后喷出燃烧。

喷嘴9：单独喷出燃料、助燃剂或助燃剂与燃料的混合体。

挡焰筒10：保护发动机外壳，为扭矩喷管提供反作用力。也是内涵道4的的后段。

推力喷管11：提供发动机前进的动力。当推力喷管连续布置时，其中部分推力喷管在工作，另外部分在冷却充气，这种方式称为连续工作方式。当所有推力喷管同时工作，同时冷却充气时，这种方式称为脉冲工作方式。可以采取拉法尔喷管形式。

转矩喷管14：由高温高速气流切向喷出，为风扇2和压气机3提供旋转的动力。可以采取拉法尔喷管形式。

火花塞17：可以脉冲点火或者连续点火。连续点火是火花不间断。

喷管加强肋板18：在高温高速环境中由于离心力强大，可能会造成喷管变形，为了保持喷管不变形，必须提高喷管的强度。如果喷管材料能够满足不变形的要求，可以不需要喷管加强肋板，以减轻发动机质量。

喷油点火定点盘19：与喷管形成单向封闭空间燃烧室，为转子及其它部件提供结构支撑。

喷管笼27：连接喷管和传动轴、传递推力和扭矩。

外壳28：容纳其他部件，并与内壳29一起构成外涵道2。

内壳29：构成内涵道4的前段，也用于容纳压气机3、喷油点火定点开关5、起动/充电机6等部件。

本发动机的工作原理：

本发动机主要由转子和定子组成。当推力喷管或转矩喷管的中心线转到进气端刚封闭（未完全封闭：喷管进气端面和喷油点火定点盘端面有一个间隙，这个间隙在技术可行时应越小越好，但不应该影响二者的相对运动）时，就开始喷油，此时，推力喷管或转矩喷管内充满了混合的空气燃料混合气体。当推力喷管或转矩喷管的中心线转到和混合燃料喷嘴的中心线在一条直线上时，喷油点火定点开关接通电源火花塞开始点火，混合的空气燃料气体开始猛烈燃烧，高温高速的燃烧气体为发动机提供前进的动力或者转矩。喷油和点火同时进行，以保证混合燃料空气能够正常燃烧。火花塞有两种工作方式：一种是脉冲工作方式：只有当推力喷管或转矩喷管的中心线转到和混合燃料喷嘴的中心线在一条直线上时，喷油点火定点开关才接通电源，火花塞开始点火，其他时间火花塞不放电，此种工作方式对控制方式要求高，技术比较复杂，但是节电，对火花塞的损伤小。火花塞另外一种工作方式就是连续工作方式：在发动机工作时火花塞连续放电，而不管推力喷管或转矩喷管的中心线转到和混合燃料喷嘴的中心线是否在一条直线上，此种工作方式对控制方式要求低，技术比较简单，但是耗电，对火花塞的损伤大。当推力喷管的中心线固定和混合燃料喷嘴的中心线在一条直线上时，如果飞行器带有足够的助燃剂，燃料和助燃剂同时喷入推力喷管中并被火花塞点燃，混合的助燃剂燃料混合气体开始猛烈燃烧，高温高速的燃烧气体为发动机提供前进的动力，本发动机就成为火箭发动机。

本发动机的转速控制和推力控制可以分别通过给油量的多少和给不给油来控制，从而达到控制发动机转速和推力的目的。两者既可以单独控制也可以组合控制，从而取得非常灵活速度效果。比如在低速时只给转矩喷管供油，依靠风扇提供前进的动力——由通过外涵道2的气流和内涵道连续冷却进风口19B排除的气流提供推力；在高速时可同时给推力喷管和转矩喷管加喷燃料和助燃剂，提高前进速度。控制的关键点在于给油量和保证喷管的位置准确以及精确及时的点火。

对于大型大推力本型发动机结构可以把转矩喷管布置在发动机最外圈，在外圈也可以布置部分推力喷管，而其他推力喷管布置在内圈，且可以布置多层，以增加推力。

本发动机主要部件的结构、原理作用和优点表解：（其中的数量和尺寸等数值应理解为实施例，而不是对本发明本身或本发明保护范围的限制）

虽然结合附图对本发明的具体实施方式进行了详细地描述，但不应理解为对本专利的保护范围的限定。在权利要求书所描述的范围内，本领域技术人员不经创造性劳动即可做出的各种修改和变形仍属本专利的保护范围。

Claims (10)

1.发动机，其特征在于：包括外壳（28）和内壳（29），外壳（28）和内壳（29）构成外涵道，内壳（29）内为内涵道（4）；内壳（29）内设置有传动轴（13），传动轴（13）全段设置有若干风扇叶片（1）和压气机（3）；压气机（3）后的传动轴（13）上设置有喷油点火开关（5）、转子定位刹车（7）和喷油点火定点盘（19）；喷油转子定位刹车（7）转动部分与传动轴（13）固定连接，喷油转子定位刹车（7）固定部分与内壳（29）或喷油点火定点盘（19）固定连接；喷油点火定点盘（19）后端面设置有喷嘴（9），喷嘴（9）旁设置有点火装置，喷嘴（9）通过混合燃料输送管（8）与燃料供应装置连接；喷油点火定点盘（19）后设置有与其配合的喷管，喷管通过喷管笼（27）与传动轴（13）固定连接；喷管分为推力喷管（11）和扭矩喷管（14）；推力喷管（11）和/或扭矩喷管（14）旋转到与喷嘴（9）对应的位置时，与喷嘴（9）和喷油点火定点盘（19）构成燃烧室。

2.根据权利要求1所述的发动机，其特征在于：所述喷管设置有两圈或两圈以上，每圈都为推力喷管（11）或者扭矩喷管（14），并按圈为单位交替或非交替设置推力喷管（11）和扭矩喷管（14），构成连续工作结构。

3.根据权利要求2所述的发动机，其特征在于：每圈扭矩喷管（14）的外侧设置有挡焰筒（10）。

4.根据权利要求1所述的发动机，其特征在于：所述喷管设置有一圈或一圈以上，每圈的推力喷管（11）和扭矩喷管（14）单个交替设置或者多个交替设置，分别构成脉冲工作结构和连续工作结构。

5.根据权利要求2所述的发动机，其特征在于：每圈喷管外侧设置有挡焰筒（10）。

6.根据权利要求1至5任一所述发动机，其特征在于：所述喷油点火定点盘（19）在喷嘴（9）旁设置有用于冷却喷管和清除喷管内废气的喷管进风口（19A）。

7.根据权利要求3或5任一所述发动机，其特征在于：所述喷油点火定点盘（19）在对应挡焰筒（10）内侧的位置设置有内涵道连续冷却进风口（19B）。

8.根据权利要求1至5任一所述发动机，其特征在于：所述喷油点火定点盘（19）在外缘设置有外涵道风量调节风口（19C）。

9.根据权利要求1至5任一所述发动机，其特征在于：所述风扇叶片（1）通过自动调整迎风角度机构设置在传动轴（13）上；所述自动调整迎风角度机构包括传动轴（13）上的叶片轴孔（13a），在叶片轴孔（13a）上设置有定位风扇叶片（1）旋转时迎风角度的叶片定位轴榫钉一（13b）和定位风扇叶片（1）静止时迎风角度的的叶片定位轴榫钉二（13c）；风扇叶片（1）的转轴安装在叶片轴孔（13a）内，转轴上设置有与叶片定位轴榫钉一（13b）和叶片定位轴榫钉二（13c）配合的叶片轴定位榫头（1a）；风扇叶片（1）静止状态时，其前缘到后缘的连线基本与传动轴线（30）平行，风扇叶片（1）旋转状态时，其前缘到后缘的连线与传动轴线（30）形成需要的角度。

10.根据权利要求1至5任一所述发动机，其特征在于：所述喷管笼（27）包括喷管笼轴套（27c），喷管笼轴套（27c）周围设置有若干喷管笼立筋（27d）；在喷管笼立筋（27d）上设置有若干个喷管固定孔（27a），喷管固定孔（27a）的周围设置有若干冷却通风孔（27b）。