CN104948342B - 一种塞式喷管及具有其的飞行器 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种塞式喷管及具有其的飞行器。所述塞式喷管包括本体，第一锥体其固定设置在本体的内部；第一转子以及第二转子；本体、第一转子、第二转子、第一锥体以及锥尾部之间形成一空间，第一转子、第二转子分别与本体之间形成喉道，且喉道的面积能够根据第一转子及第二转子的形状而变化；滑块，其设置在空间内，用于接收外接气源提供的高压气体，并通过高压气体的推动从而带动第一转子以及第二转子转动。本发明的塞式喷管，第一转子以及第二转子转动时，喉道的面积能够根据第一转子及第二转子的形状而变化。采用这种结构，能够通过改变喉道面积的方式进而使得飞机在上升过程中的推力可调。

Description

一种塞式喷管及具有其的飞行器

技术领域

本发明涉及飞行器领域，特别是涉及一种塞式喷管及具有其的飞行器。

背景技术

名词解释：

加力，发动机在短时间内推力超过最大工作状态的过程。发动机加力可缩短飞机起飞滑跑距离。军用机在作战时可借以增大飞行速度、爬升率和机动性。发动机靠增大排气流量和排气速度来实现加力。

飞机的发展导致发动机的工作包线范围非常宽广，喷管工作的落压比能达到几十甚至上百，并且在上升过程中需要开加力，由于在上升过程中需要开加力，从而需要喷管喉道面积可调，以使发动机给予飞机的的推力通过调节喉道的面积的方式来调节。

塞式喷管具有外膨胀作用，能满足宽广的落压比范围内喷管气动性能良好，并且能遮挡发动机高温部件，具有红外隐身作用，但是，在现有技术中，航空发动机的塞式喷管结构固定，无法满足发动机在状态变化时需要喉道面积可调的要求。

因此，希望有一种技术方案来克服或至少减轻现有技术的至少一个上述缺陷。

发明内容

本发明的目的在于提供一种塞式喷管修补方法来克服或至少减轻现有技术的中的至少一个上述缺陷。

为实现上述目的，本发明提供一种塞式喷管，所述塞式喷管包括：本体，所述本体的一端呈箱型，并与发动机管道连通，用于接收发动机所产生的压力气体，所述本体自该端向另一端方向渐缩，形成锥尾部，所述压力气体自所述本体的箱型的一端向所述锥尾部运动，并自所述锥尾部与本体呈箱型的一端之间的空隙排出；第一锥体，所述第一锥体固定设置在所述本体的箱型的一端内部，将所述压力气体分流；第一转子以及第二转子，所述第一转子与所述第二转子设置在所述第一锥体与所述锥尾部之间，并分别与所述本体枢转连接，所述第一转子与所述第二转子相对设置，且所述本体、第一转子、第二转子、第一锥体以及锥尾部之间形成一空间，所述第一转子、第二转子分别与所述本体之间形成用于使所述发动机所产生的压力气体通过的喉道，且所述第一转子以及第二转子转动时，所述喉道的面积能够根据所述第一转子及所述第二转子的形状而变化；滑块，所述滑块设置在所述空间内，所述滑块分别与所述第一转子以及所述第二转子传动连接，用于带动所述第一转子和第二转子转动，所述滑块与所述锥尾部连接，且能够相对于所述锥尾部滑动，所述滑块(6)上设置有气体管道，用于与外接气源连通；其中，所述滑块用于接收所述外接气源所提供的高压气体，并通过该高压气体的推动，从而带动所述第一转子以及第二转子转动。

优选地，所述本体的箱型的一端包括第一侧板、第二侧板、第三侧板以及第四侧板，其中，所述第一侧板与所述第二侧板相对设置，所述第三侧板与所述第四侧板相对设置，所述第一侧板相对于所述第二侧板的一侧上设置有第一壁板、所述第二侧板相对于所述第一侧板的一侧上设置有第二壁板；其中，所述第一壁板与所述第二壁板用于与所述发动机管道连通。

优选地，所述第三侧板以及所述第四侧板之间设置有第一转轴以及第二转轴，且所述第一转轴与所述第二转轴自所述第三侧板向所述第四侧板的延伸方向间隔布置；其中，所述第一转轴穿过所述第一转子，使所述第一转子能够绕所述第一转轴旋转；所述第二转轴穿过所述第二转子，使所述第二转子能够绕所述第二转轴旋转。

优选地，所述滑块近所述第一转子的一侧设置有滑块第一连杆，所述第一转子上设置有第一转子连杆，所述滑块第一连杆与所述第一转子连杆相互枢转连接；所述滑块近所述第二转子的一侧设置有滑块第二连杆，所述第二转子上设置有第二转子连杆，所述滑块第二连杆与所述第二转子连杆相互枢转连接。

优选地，所述第一锥体具有第一锥体第一端以及第一锥体第二端，其中，所述第一锥体第一端近所述本体与排气口连通的一侧，所述第一锥体第二端远离该侧；所述锥尾部具有锥尾第一端以及锥尾第二端，所述锥尾第一端与所述第一锥体第二端相对。

优选地，所述第一转子设置在所述第一锥体第二端与所述锥尾第一端之间，且所述第一转子近所述第一锥体第二端的一侧与所述第一锥体第二端贴合，所述第一转子近所述锥尾第一端的一侧与所述锥尾第一端贴合；所述第二转子设置在所述第一锥体第二端与所述锥尾第一端之间，且所述第二转子近所述第一锥体第二端的一侧与所述第一锥体第二端贴合，所述第二转子近所述锥尾第一端的一侧与所述锥尾第一端贴合。

优选地，所述锥尾部向所述第一锥体方向延伸，形成连接部，所述滑块与所述锥尾部相对的一侧向所述锥尾部方向延伸，形成容纳部，所述容纳部中空，所述容纳部能够容纳所述连接部，所述连接部与所述容纳部相互配合，使所述滑块能够相对于所述锥尾部滑动。

优选地，所述容纳部上设置有沿所述容纳部轴向延伸的通槽，所述连接部上设置有销轴，所述销轴穿过所述通槽，使所述容纳部与所述连接部连接，并使所述容纳部与所述连接部能够相对滑动。

优选地，所述第三侧板以及第四侧板中空，用于容置冷却管道；所述第一转子、第二转子以及第一锥体内部中空；其中，所述冷却管道的一端连接外接冷气源，另一端分别伸入至第一转子、第二转子以及第一锥体的中空内部，用于将外接冷气源所提供的冷气传输给所述第一转子、第二转子以及第一锥体，用以冷却所述第一转子、第二转子以及第一锥体。

本发明还提供了一种飞行器，所述飞行器具有如上所述的塞式喷管。

在本发明的塞式喷管中，第一转子以及第二转子分别与本体形成用于使发动机所产生的压力气体通过的喉道，且第一转子以及第二转子转动时，喉道的面积能够根据第一转子及第二转子的形状而变化；滑块用于带动第一转子和第二转子转动，滑块用于接收外接气源所提供的高压气体，并通过该高压气体的推动，从而相对锥尾部滑动，通过滑块的滑动带动第一转子以及第二转子转动。采用这种结构，能够通过改变喉道面积的方式进而使得飞机在上升过程中的推力可调。

附图说明

图1是根据本发明一实施例的塞式喷管的截面结构示意图。

图2是图1所示的塞式喷管的侧视图。

附图标记：

1	本体	32	锥尾部第二端
				11	第一侧	33	连接部
12	第二侧	4	第一转子
				13	第一侧板	41	第一转子连杆
14	第二侧板	5	第二转子
				15	第三侧板	51	第二转子连杆
16	第四侧板	6	滑块
				17	第一壁板	61	气体管道
18	第二壁板	62	滑块第一连杆
				2	第一锥体	63	滑块第二连杆
21	第一锥体第一端	64	容纳部
				22	第一锥体第二端	7	喉道
3	锥尾部
				31	锥尾部第一端

具体实施方式

为使本发明实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行更加详细的描述。在附图中，自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，旨在用于解释本发明，而不能理解为对本发明的限制。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。下面结合附图对本发明的实施例进行详细说明。

在本发明的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明保护范围的限制。

根据本发明的塞式喷管包括本体、第一锥体、第一转子、第二转子以及滑块，其中，本体的一端呈箱型，并与发动机管道连通，用于接收发动机所产生的压力气体，本体自该端向另一端方向渐缩，形成锥尾部，压力气体自本体的箱型的一端向锥尾部运动，并自锥尾部与本体呈箱型的一端之间的空隙排出；第一锥体固定设置在本体的箱型的一端内部，将压力气体分流；第一转子与第二转子设置在第一锥体与锥尾部之间，并分别与本体枢转连接，第一转子与第二转子相对设置，且本体、第一转子、第二转子、第一锥体以及锥尾部之间形成一空间，第一转子、第二转子分别与本体之间形成用于使发动机所产生的压力气体通过的喉道，且第一转子以及第二转子转动时，喉道的面积能够根据第一转子及第二转子的形状而变化；滑块设置在空间内，滑块分别与第一转子以及第二转子传动连接，用于带动第一转子和第二转子转动，滑块与所述锥尾部连接，且能够相对于锥尾部滑动，滑块上设置有气体管道，用于与外接气源连通；其中，滑块用于接收外接气源所提供的高压气体，并通过该高压气体的推动，从而带动第一转子以及第二转子转动。

在本发明的塞式喷管中，第一转子以及第二转子分别与本体形成用于使发动机所产生的压力气体通过的喉道，且第一转子以及第二转子转动时，喉道的面积能够根据第一转子及第二转子的形状而变化；滑块用于带动第一转子和第二转子转动，滑块用于接收外接气源所提供的高压气体，并通过该高压气体的推动，从而相对锥尾部滑动，通过滑块的滑动带动第一转子以及第二转子转动。采用这种结构，能够通过改变喉道面积的方式进而使得飞机在上升过程中的推力可调。

图1是根据本发明一实施例的塞式喷管的截面结构示意图。图2是图1所示的塞式喷管的侧视图。

如图1所示的塞式喷管包括：本体1、第一锥体2、锥尾部3、第一转子4、第二转子5以及滑块6。

参见图1，本体1的一端呈箱型，并与发动机管道连通，用于接收发动机所产生的压力气体，本体1自该端向另一端方向渐缩，形成锥尾部3，压力气体自本体1的箱型的一端向锥尾部3运动，并自锥尾部3与本体1呈箱型的一端之间的空隙排出。

本体1包括第一壁板17、第二壁板18、第一侧板13、第二侧板14、第三侧板15以及第四侧板16。其中，第一侧板13与第二侧板14相对设置，第三侧板15与第四侧板16相对设置，第一壁板17设置在第一侧板13相对于第二侧板14的一侧上，第二壁板18设置在第二侧板14相对于第一侧板13的一侧上。其中，第一壁板17与第二壁板18用于与发动机管道连通。

参见图1，在本实施例中，第一壁板17自与第一侧板13连接处，向排气口方向斜向延伸，具体地，第一壁板17越接近发动机管道的位置，其与第一侧板13的垂直距离(第一侧板任意一点向第一壁板的投影)越大。

同样的，在本实施例中，第二壁板18自与第二侧板14连接处，向排气口方向斜向延伸，具体地，第二壁板18越接近排气口的位置，其与第二侧板14的垂直距离(第一侧板任意一点向第一壁板的投影)越大。

第一锥体2固定设置在本体1的箱型的一端内部，第一锥体2与锥尾部3相对设置。

具体地，第一锥体2具有第一锥体第一端21以及第一锥体第二端22，其中，第一锥体第一端21近本体1与发动机管道连通的一侧，第一锥体第二端22远离该侧。

参见图1，在本实施例中，第一锥体2的形状为：自第一锥体第二端22向第一锥体第一端21渐缩，使第一壁板17、第二壁板18与第一锥体第一端21形成收敛段，具体地，当压力气体自箱型本体1的第一侧11处进入后，由于第一壁板17、第二壁板18与第一锥体第一端21的形状，使进入本体1的压力气体由于上述的形状而被压缩，且被第一锥体第一端21分成两股气流，其中，一股气流自第一锥体第二端22与第一壁板17之间通过，另一股气流自第一锥体第二端22与第二壁板18之间通过。

锥尾部3具有锥尾部第一端31以及锥尾部第二端32，其中，锥尾部第一端31与第一锥体第二端22相对。

锥尾部3向第一锥体2方向延伸，形成连接部33。

锥尾部3的形状为：自锥尾部第一端31向锥尾部第二端32方向渐缩，使锥尾部3与第二侧板14以及锥尾部3与第一侧板13之间形成膨胀段。具体地，经过分流后的气流，其中一股气流首先经过锥尾部第一端31与第一侧板13之间，另一股气流首先经过锥尾部第一端31与第二侧板14之间，锥尾部第一端31向锥尾部第二端32方向渐缩，两股气流经过锥尾部第一端31后，其向锥尾部第二端32方向的流量会增大。

第一转子4以及第二转子5设置在第一锥体2与锥尾部3之间。具体地，参见图1，第一转子4设置在第一锥体第二端22与锥尾部第一端31之间，且第一转子4近第一锥体第二端22的一侧与第一锥体第二端22贴合，第一转子4近锥尾部第一端31的一侧与锥尾部第一端31贴合。

第二转子5设置在第一锥体第二端22与锥尾部第一端31之间，且第二转子5近第一锥体第二端22的一侧与第一锥体第二端22贴合，第二转子5近锥尾部第一端31的一侧与锥尾部第一端31贴合。

第一转子4以及第二转子5分别与本体1枢转连接。具体地，参见图1，在本实施例中，第三侧板15以及第四侧板16之间设置有第一转轴(图中未示出)以及第二转轴(图中未示出)，第一转轴穿过第一转子4，且第一转子4能够绕第一转轴旋转。第二转轴穿过第二转子5，且第二转子5能够绕所述第二转轴旋转。且第一转轴与第二转轴自第三侧板15向第四侧板16的延伸方向(图中上下方向)间隔布置，即使得第一转子4与第二转子5相对设置。

参见图1，第一转子4、第二转子5分别与本体1之间形成用于使发动机所产生的压力气体通过的喉道7。具体地，第一转子4与箱型本体1的第一侧板13、第三侧板15以及第四侧板16之间形成喉道7；第二转子5与箱型本体1的第二侧板14、第三侧板15以及第四侧板16之间形成喉道7。

上述的两股气流分别通过一个喉道7，即一股气流通过第一转子4与箱型本体1之间形成的喉道7，另一股气流通过第二转子5与箱型本体1之间形成的喉道7。

在第一转子4以及第二转子5转动时，喉道7的过气流的面积能够根据第一转子4及第二转子5的形状而变化，具体地，第一转子4以及第二转子5的形状为不规则形状。

由于第一转子4与第二转子5的形状相同，在下述描述中，仅以第一转子4为例：参见图1，在本实施例中，第一转子4的截面形状为：自第一侧11向第二侧12方向横截(图中自左向右方向)，该第一转子4在该横截面上，自该第一转子4的中心，向该横截面的三个方向凸起，使得在该横截面上，该第一转子4的截面形状为不规则形状，在第一转子4旋转时，当第一转子4的凸起与第一侧面13接近时，第一转子4离第一侧面最近的点与第一侧面之间的直线距离逐渐缩短，从而改变了喉道的过气流的面积。

参见图1，本体1、第一转子4、第二转子5、第一锥体2以及锥尾部3之间形成一空间。

滑块6设置在该空间内，滑块6分别与第一转子4以及第二转子5传动连接，用于带动第一转子4和第二转子5转动。

具体地，在本实施例中，滑块6近第一转子4的一侧设置有滑块第一连杆62，第一转子4上设置有第一转子连杆41，滑块第一连杆62与第一转子连杆41相互枢转连接；滑块6近第二转子5的一侧设置有滑块第二连杆63，第二转子5上设置有第二转子连杆51，滑块第二连杆63与第二转子连杆51相互枢转连接。

可以理解的是，滑块与第一转子以及第二转子还可以根据需要而采用其他传动连接方式，例如，通过单连杆的铰接，即此处的单连杆的长度大于滑块与第一转子或者滑块与第二转子之间的距离。

滑块6与锥尾部3连接，且能够相对于锥尾部3滑动。具体地，上述中，锥尾部上设置有连接部33，滑块6与锥尾部3相对的一侧向锥尾部3方向延伸，形成容纳部64，容纳部64中空，容纳部64能够容纳连接部33，连接部33与容纳部64相互配合，使滑块6能够相对于锥尾部3滑动。更具体地，容纳部64上设置有沿容纳部64轴向延伸的通槽，连接部33上设置有销轴，销轴穿过通槽，使容纳部64与连接部33连接，并使容纳部64与连接部33能够相对滑动。

可以理解的是，容纳部相对于连接部的滑动方式还可以根据需要而采用其他结构实现。例如，容纳部的内部空间大于连接部体积，使得容纳部与连接部之间具有间歇，从而在滑块受到力时，容纳部与连接部之间通过刚性摩擦而相互移动。

滑块6上设置有气体管道61，用于与外接气源连通。并通过外接气源所提供的高压气体，并通过该高压气体的推动，从而相对锥尾部3滑动，通过滑块6的滑动带动所述第一转子4以及第二转子5转动。

可以理解的是，在一个备选实施例中，第三侧板以及第四侧板中空，用于容置冷却管道；第一转子、第二转子以及第一锥体内部中空；其中，冷却管道的一端连接外接冷气源，另一端分别伸入至第一转子、第二转子以及第一锥体的中空内部，用于将外接冷气源所提供的冷气传输给第一转子、第二转子以及第一锥体，用以冷却第一转子、第二转子以及第一锥体。由于发动机处传递的高压气体具有高温，因此，长时间流过的高压气体容易使第一转子、第二转子以及第一锥体由于高温变形，因此，通过通入冷气的方式能够有效地降低上述的第一转子、第二转子以及第一锥体的温度。

本发明还提供了一种飞行器，包括如上所述的塞式喷管。可以理解的是，该飞行器包括：航天飞机、飞机等。

最后需要指出的是：以上实施例仅用以说明本发明的技术方案，而非对其限制。尽管参照前述实施例对本发明进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分技术特征进行等同替换；而这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本发明各实施例技术方案的精神和范围。

Claims (10)

1.一种塞式喷管，其特征在于，所述塞式喷管包括：

本体(1)，所述本体(1)的一端呈箱型，并与发动机管道连通，用于接收发动机所产生的压力气体，所述本体(1)自该端向另一端方向渐缩，形成锥尾部(3)，所述压力气体自所述本体(1)的箱型的一端向所述锥尾部(3)运动，并自所述锥尾部(3)与本体(1)呈箱型的一端之间的空隙排出；

第一锥体(2)，所述第一锥体(2)固定设置在所述本体(1)的箱型的一端内部，将所述压力气体分流；

第一转子(4)以及第二转子(5)，所述第一转子(4)与所述第二转子(5)设置在所述第一锥体(2)与所述锥尾部(3)之间，并分别与所述本体(1)枢转连接，所述第一转子(4)与所述第二转子(5)相对设置，且所述本体(1)、第一转子(4)、第二转子(5)、第一锥体(2)以及锥尾部(3)之间形成一空间，所述第一转子(4)、第二转子(5)分别与所述本体(1)之间形成用于使所述发动机所产生的压力气体通过的喉道(7)，且所述第一转子(4)以及第二转子(5)转动时，所述喉道(7)的面积能够根据所述第一转子(4)及所述第二转子(5)的形状而变化；

滑块(6)，所述滑块(6)设置在所述空间内，所述滑块(6)分别与所述第一转子(4)以及所述第二转子(5)传动连接，用于带动所述第一转子(4)和第二转子(5)转动，所述滑块(6)与所述锥尾部(3)连接，且能够相对于所述锥尾部(3)滑动，所述滑块(6)上设置有气体管道(61)，用于与外接气源连通；其中，

所述滑块(6)用于接收所述外接气源所提供的高压气体，并通过该高压气体的推动，从而带动所述第一转子(4)以及第二转子(5)转动。

2.如权利要求1所述的塞式喷管，其特征在于，所述本体(1)的箱型的一端包括第一侧板(13)、第二侧板(14)、第三侧板(15)以及第四侧板(16)，其中，所述第一侧板(13)与所述第二侧板(14)相对设置，所述第三侧板(15)与所述第四侧板(16)相对设置，所述第一侧板(13)相对于所述第二侧板(14)的一侧上设置有第一壁板(17)、所述第二侧板(14)相对于所述第一侧板(13)的一侧上设置有第二壁板(18)；其中，

所述第一壁板(17)与所述第二壁板(18)用于与所述发动机管道连通。

3.如权利要求2所述的塞式喷管，其特征在于，所述第三侧板(15)以及所述第四侧板(16)之间设置有第一转轴以及第二转轴，且所述第一转轴与所述第二转轴自所述第三侧板(15)向所述第四侧板(16)的延伸方向间隔布置；其中，所述第一转轴穿过所述第一转子(4)，使所述第一转子(4)能够绕所述第一转轴旋转；所述第二转轴穿过所述第二转子(5)，使所述第二转子(5)能够绕所述第二转轴旋转。

4.如权利要求3所述的塞式喷管，其特征在于，所述滑块(6)近所述第一转子(4)的一侧设置有滑块第一连杆(62)，所述第一转子(4)上设置有第一转子连杆(41)，所述滑块第一连杆(62)与所述第一转子连杆(41)相互枢转连接；

所述滑块(6)近所述第二转子(5)的一侧设置有滑块第二连杆(63)，所述第二转子(5)上设置有第二转子连杆(51)，所述滑块第二连杆(63)与所述第二转子连杆(51)相互枢转连接。

5.如权利要求1所述的塞式喷管，其特征在于，所述第一锥体(2)具有第一锥体第一端(21)以及第一锥体第二端(22)，其中，所述第一锥体第一端(21)近所述本体(1)与排气口连通的一侧，所述第一锥体第二端(22)远离该侧；

所述锥尾部(3)具有锥尾第一端(31)以及锥尾第二端(32)，所述锥尾第一端(31)与所述第一锥体第二端(22)相对。

6.如权利要求5所述的塞式喷管，其特征在于，所述第一转子(4)设置在所述第一锥体第二端(22)与所述锥尾第一端(31)之间，且所述第一转子(4)近所述第一锥体第二端(22)的一侧与所述第一锥体第二端(22)贴合，所述第一转子(4)近所述锥尾第一端(31)的一侧与所述锥尾第一端(31)贴合；

所述第二转子(5)设置在所述第一锥体第二端(22)与所述锥尾第一端(31)之间，且所述第二转子(5)近所述第一锥体第二端(22)的一侧与所述第一锥体第二端(22)贴合，所述第二转子(5)近所述锥尾第一端(31)的一侧与所述锥尾第一端(31)贴合。

7.如权利要求1所述的塞式喷管，其特征在于，所述锥尾部(3)向所述第一锥体(2)方向延伸，形成连接部(33)，所述滑块(6)与所述锥尾部(3)相对的一侧向所述锥尾部(3)方向延伸，形成容纳部(64)，所述容纳部(64)中空，所述容纳部(64)能够容纳所述连接部(33)，所述连接部(33)与所述容纳部(64)相互配合，使所述滑块(6)能够相对于所述锥尾部(3)滑动。

8.如权利要求7所述的塞式喷管，其特征在于，所述容纳部(64)上设置有沿所述容纳部(64)轴向延伸的通槽，所述连接部(33)上设置有销轴，所述销轴穿过所述通槽，使所述容纳部(64)与所述连接部(33)连接，并使所述容纳部(64)与所述连接部(33)能够相对滑动。

9.如权利要求2所述的塞式喷管，其特征在于，所述第三侧板(15)以及第四侧板(16)中空，用于容置冷却管道；

所述第一转子(4)、第二转子(5)以及第一锥体(2)内部中空；其中，

所述冷却管道的一端连接外接冷气源，另一端分别伸入至第一转子(4)、第二转子(5)以及第一锥体(2)的中空内部，用于将外接冷气源所提供的冷气传输给所述第一转子(4)、第二转子(5)以及第一锥体(2)，用以冷却所述第一转子(4)、第二转子(5)以及第一锥体(2)。

10.一种飞行器，其特征在于，所述飞行器具有如权利要求1至9中任意一项所述的塞式喷管。