CN108049985B - 旋喷式可变循环航空喷气发动机 - Google Patents

Abstract

旋喷式可变循环航空喷气发动机，一种采用全新旋喷驱动技术的飞行器动力装置，它主要由主轴、环形燃烧室、增压涡轮、喷环、动力轮、能源供应总环等组成，由能源供应总环供应的能源在环形燃烧室中混合燃烧产生高压燃气，高压燃气进入喷环后高速喷出而驱动动力轮旋转，旋转的动力轮驱气同时并带动主轴旋转，旋转的主轴带动增压涡轮加速驱气，最后尾喷产生推力。本发明以无比先进的开创性、颠覆性驱动原理以及模块化的合理与巧妙设计完全消除了现有涡轮航空发动机所有缺点：超低油耗，推力强劲持久，成本低，体积小，易保养，噪音小，运行稳定，瞬时响应与操控性均佳，更没有了现有涡轮叶片对制造材料与工艺的苛刻要求，是一款革命性航空喷气发动机。

Description

旋喷式可变循环航空喷气发动机

技术领域

本发明涉及航空发动机领域一种给在空气中飞行的飞行器提供飞行动力来源的动力装置。

背景技术

目前世界上的航空喷气发动机包括涡喷、涡扇、涡浆，其上面谁都离不开涡轮这个装备，为满足飞行器能在空中飞行的各种状况与要求，航空发动机中的涡轮必须在高温、高压非常苛刻的应用条件下才能完成担当与实现，这样导致航空发动机制造复杂、难度高，尤其对关键性部件材料如涡轮叶片更是苛刻至极，不仅如此，现有航空发动机其它缺点也是明显多多：成本高，热效率低，耗油大，噪音大，维修与保养都不容易，工作状态变化大与不平稳，瞬时响应差而不能精准操控等等，可以这样说，人类在找到新的能替代涡轮装备之前，人类不得不依靠各个方面均不如意的涡轮来作为航空发动机上的必需应用装置确是是一种非常无奈的选择。

发明内容

为了改变目前航空发动机那缺点多多、令人类非常无奈的不如意现状，摆脱航空发动机对使用涡轮装置的严重依赖，本发明提供一种采用将高压燃气以一种旋切、环喷的圆周曲线状态与方式去冲击和推动动力轮旋转的全新旋喷驱动装置来取代缺陷明显的涡轮装置，动力轮旋转带动发动机主轴旋转的同时本身还能驱气、进气，改变高压燃气不必再像在现有航空发动机中面对涡轮工作时必须以高温、高速直线运动去冲击涡轮叶片的工作状态，从而能达到在航空发动机中不使用涡轮装置而各方面却表现出更为理想、满意的目的。

本发明解决其技术问题所采用的技术方案是：旋喷式可变循环航空喷气发动机，包括主轴、前轴承、后轴承、前环形燃烧室燃料喷射装置、后环形燃烧室燃料喷射装置、前环形燃烧室点火装置、后环形燃烧室点火装置、前增压轴流涡轮、后增压轴流涡轮以及其它辅助零部件，安装在主轴两端的前轴承和后轴承分别安装在前支撑安装架和后支撑安装架中心部位的前轴承套环和后轴承套环中；前轴承前端面上覆盖有固定在前轴承套环上面的前轴承锥形端盖，前轴承后端面上覆盖有固定在前轴承套环上面的前轴承后端盖；后轴承前端面上覆盖有固定在后轴承套环上面的后轴承前端盖，后轴承后端面上覆盖有固定在后轴承套环上面的后轴承锥形端盖；前支撑安装架的前端面前面安装有固定其上的进气管，后支撑安装架的后端面后面安装有固定其上的尾喷管；在前支撑安装架和后支撑安装架之间，围绕主轴，从前至后依次安装有均以主轴中心轴线为共同中心线的前喷环、前环形燃烧室、能源供应总环、后环形燃烧室、后喷环五个旋转体部件，这五个旋转体部件的中空部分再加上同样是以主轴中心轴线为共同中心线的旋转体部件进气管、尾喷管、前支撑安装架、后支撑安装架四部件中空部分一起构成从前至后贯通机体的喷气涵道；前喷环与前环形燃烧室之间安放有1#耐热隔离密封圈，前环形燃烧室与能源供应总环之间安放有2#耐热隔离密封圈，能源供应总环与后环形燃烧室之间安放有3#耐热隔离密封圈，后环形燃烧室与后喷环之间安放有4#耐热隔离密封圈；前喷环的内腔端面靠近1#耐热隔离密封圈处的壁间开设有前喷环进气口，前环形燃烧室的内腔端面靠近1#耐热隔离密封圈处的壁间开设有前环形燃烧室出气口，并且前喷环进气口透过1#耐热隔离密封圈上对应的开口与前环形燃烧室出气口相对接连通；前环形燃烧室内腔靠近2#耐热隔离密封圈端面处的壁间开设有进气口以及安装有伸入腔内的燃料喷射装置，前环形燃烧室内腔外环圆柱侧面内壁上安装有伸入腔内的点火装置，能源供应总环内环圆柱面侧壁上开有进气口，能源供应总环外环圆柱面侧壁上开有燃料输入口，燃料输入管与此燃料输入口相连接连通；能源供应总环内腔靠近2#耐热隔离密封圈处的端面壁间开设有前出气口和前燃料出口，并且前环形燃烧室上的进气口透过2#耐热隔离密封圈对应的安装固定孔与能源供应总环上的前出气口相对接连通，燃料喷射装置透过2#耐热隔离密封圈上面对应的安装固定孔与能源供应总环上的前燃料出口相对接连通；后环形燃烧室内腔靠近3#耐热隔离密封圈端面处的壁间开设有进气口以及安装有伸入腔内的燃料喷射装置，后环形燃烧室内腔外环圆柱侧面内壁上安装有伸入腔内的后环形燃烧室点火装置，能源供应总环内腔端面靠近3#耐热隔离密封圈处的壁间开设有后出气口和后燃料出口，并且燃料喷射装置透过3#耐热隔离密封圈上面对应的安装固定孔与能源供应总环上的后燃料出口相对接连通，后环形燃烧室上的进气口透过3#耐热隔离密封圈对应的安装固定孔与能源供应总环上的后出气口相对接连通；后喷环的内腔靠近4#耐热隔离密封圈端面处的壁间开设有后喷环进气口，后环形燃烧室的内腔靠近4#耐热隔离密封圈端面处的壁间开设有后环形燃烧室出气口，并且后喷环进气口透过4#耐热隔离密封圈上对应的开口与后环形燃烧室出气口相对接连通；喷气涵道在前喷环内环里面部分的主轴上通过固定键安装固定有前动力轮；喷气涵道在前环形燃烧室内环里面部分的主轴上通过固定键安装固定有前增压轴流涡轮；喷气涵道在能源供应总环的内环里面部分，其内环圆柱面外壁面上固定有由圆筒与环状圆盘二部分组合而成的进气调节环，且进气调节环的环状圆盘部分位于进气口与3#耐热隔离密封圈之间，进气调节环的圆筒部分遮盖住进气口的上方；喷气涵道在后环形燃烧室内环里面部分的主轴上通过固定键安装固定有后增压轴流涡轮；喷气涵道在后喷环内环里面部分的主轴上通过固定键安装固定有后动力轮；前动力轮、前增压轴流涡轮、进气调节环、后增压轴流涡轮、后动力轮诸部件都是以主轴中心轴线为共同中心线的旋转体部件；若干数量的锁紧穿杆在依次穿过前喷环、前环形燃烧室、能源供应总环、后环形燃烧室、后喷环诸物体上各自相对应设计的穿耳及穿孔后，其两端通过专有螺母活接固定在前支撑安装架和后支撑安装架上面；前喷环与前支撑安装架后端面之间，前喷环和前环形燃烧室的外环圆柱侧表面上，后环形燃烧室和后喷环的外环圆柱侧表面上，以及后喷环与后支撑安装架前端面之间均覆盖有保温层；位于前喷环和前环形燃烧室外环圆柱侧表面上的保温层外表面上，和后环形燃烧室和后喷环外环圆柱侧表面上的保温层外表面上，以及能源供应总环的圆柱侧外表面上均被外壳包裹；前支撑安装架和后支撑安装架均通过其各自上面若干个专有安装固定孔用螺栓与机外的专有机座安装固定连接。

上述的旋喷式可变循环航空喷气发动机，其所述的进气管基本结构特征是：进气管主体由外壳与气道内壁组成，管体中间部位即是进气口大、出气口小的圆台形气道，通过外壳底端圆周面上设有的若干数量的突出片及其安装固定孔而使进气管与前支撑安装架之间能够使用相应螺栓予以固定连接，通过气道内壁底端圆周面上设有的定位环镶嵌进前支撑安装架中而使二者更加稳固连接。

上述的旋喷式可变循环航空喷气发动机，其所述的前、后支撑安装架基本结构特征是：支撑安装架包括外环、连接环、内环、支撑辐条、轴承套环五部分，连接环连接外环与内环，支撑辐条两端分别固定在内环的内环圆周表面与轴承套环的外环圆周表面上；外环的环体壁间穿透环体开设有若干数量的中心线经过外环中心线的安装固定孔供机体与其机座安装固定，以及外环的外环圆周表面上的若干凹陷处的环体壁间每处另对应开设一个穿透环体且中心线经过外环中心线的进气管安装固定孔；连接环上开设有若干数量的锁紧穿杆安装固定孔；轴承套环的端面上开设有若干数量的轴承盖安装固定孔。

上述的旋喷式可变循环航空喷气发动机，其所述的前、后环形燃烧室基本结构特征是：环形燃烧室其由内、外两圆柱侧面与前、后两相同圆环端面封闭而组成内部中空的环体，其一端面上有至少一个及以上的燃料喷射装置安装孔，以及有至少一个及以上的进气口；其另一端面上接近环体外环圆柱侧面外表面处有若干个整体成圆环状排列的出气口，相邻出气口之间被隔档隔开；其外环圆柱面侧壁上开有若干个点火装置安装固定孔，以及附着固定有若干个穿耳及穿孔。

上述的旋喷式可变循环航空喷气发动机，其所述的前、后喷环的基本结构特征是：其由内、外两圆柱侧面与前、后两相同圆环端面封闭而组成内部中空的环体，其外环圆柱侧面壁上附着固定有若干个穿耳及穿孔，其一端面上有若干个整体成圆环状排列的进气口，相邻进气口之间被隔档隔开，其另一端面靠近内环圆柱侧面外表面处设有顶环；在其两端面面壁之间的较厚的内环圆柱侧面壁中设有均匀分布于其内环圆柱侧面壁中并贯穿此侧壁的若干条喷道，所有喷道的中心线均在与喷环的中心线相垂直的同一平面内，且均不通过此平面内的中心，所有喷道的朝向均顺着同一时针旋转方向排列；喷道的中心线垂直截面上的截口形状为类椭圆形，该类椭圆形由两平行直线段以及此二平行直线段之间相对且相反的两圆弧段共同封闭而成；在垂直于前喷环(或后喷环)中心线的截面内，喷道内壁上距离喷环中心线最远的平直内壁面在此截面内二者相交形成的相交直线同前喷环(或后喷环)的内环圆柱侧面外表面在此截面内二者相交形成的相交圆周线相弦切。

上述的旋喷式可变循环航空喷气发动机，其所述的前、后动力轮基本结构特征是：其包括带有键槽的轴套、轴流涡轮叶片、轮基三部分，轮基的上面有若干锯齿，相邻两锯齿之间是齿槽，齿槽的两侧边缘，也即轮基两端面上接近侧面部分有齿槽护边，构成齿槽的两个槽面互相垂直，并且其中一个槽面的延伸面经过动力轮的中心轴线；所有锯齿与其对应的齿槽指向均沿同一时针旋转方向排列一致；轮基的底面为圆柱侧表面；同时是动力轮轮辐的轴流涡轮叶片，其两端分别固定在轴套外侧表面与轮基的底面上，若干数量的轴流涡轮叶片旋向一致，并且与轮基的底面、轴套、主轴及其固定键一起组成一轴流涡轮风扇，轮基的底面即为此轴流涡轮风扇的风道内壁面。

上述的旋喷式可变循环航空喷气发动机，其所述的能源供应总环基本结构特征是：能源供应总环主体包括体积大的空气环与体积小的燃料环，燃料环镶嵌在空气环的里面中央，燃料环的圆柱侧面是空气环的圆柱侧面一部分；空气环的两个端面上分别开有若干个前燃料出口与前空气出气口，以及分别开有若干个后燃料出口与后空气出气口，空气环的内环圆柱侧面内壁上开有若干个能源供应总环的进气口；燃料环的其外环圆柱侧面内壁上开有一个燃料输送管固定接口，以及附着固定有若干个穿耳及穿孔，其两端面上分别开有若干个前燃料出口和后燃料出口，位于空气环内部的前燃料输送短管两端分别同能源供应总环前燃料出口与燃料环的前燃料出口相固定连接而使能源供应总环前燃料出口同燃料环内部相连通，位于空气环内部的后燃料输送短管两端分别同能源供应总环后燃料出口与燃料环的后燃料出口相固定连接而使能源供应总环后燃料出口同燃料环内部相连通。

上述的旋喷式可变循环航空喷气发动机，其所述的尾喷管基本结构特征是：尾喷管主体包括外支撑壳与气道内壁，其管体中间部位即是圆柱形气道，其通过外支撑壳底端圆周上设有的若干数量的突出片及其安装固定孔而使尾喷管与后支撑安装架能够使用相应螺栓予以固定连接，其通过气道内壁底端圆周上设有的定位环镶嵌进后支撑安装架中而使二者更加稳固连接。

本发明的有益效果是：与现有的涡轮航空喷气发动机相比，本发明的科学合理性与进步性全面并显而易见：首先，具有超高的热转化效率。估计从目前涡轮的35％左右能提高到80％以上，是一种质的巨大飞跃；其次，推力强劲、持久。现有带加力燃烧室的航空发动机，其开启加力燃烧室以增加推力的时间不能持久，只能短时间使用，通常情况下只能使用单燃烧室巡航，因而推力加力受到限制，而本发明则完全不是这样，本发明的双动力源设计与构造则可以持久地同时开启使用，显然推力会更加强劲。第三，体积小且外形规范、整齐，便于安装，这相对现有的大涵道航空发动机更是优越无比；第四，操控性与瞬时响应极佳。完全没有了现有涡轮航空发动机这方面的致命缺陷；第五，容易制造，完全避免了现有涡轮航空发动机制造中对涡轮叶片等关键部件制造的苛刻要求；第六，模块化设计构造，更易保养与维修；第七，没有了现有航空喷气发动机的内、外双涵道，只有一个涵道，少了一个噪音源，另外本发明保温层的存在不但能保温节能，同样也能隔离噪音，据此本发明噪音只会更小；第八，本发明尾喷管中喷出的尾气温度显然要大幅小于现有涡轮航空发动机，具有一定的红外隐身功能。总之，本发明是一革命性航空喷气发动机。

附图说明

下面结合附图和具体实施方式对本发明进一步说明。

图1为本发明结构示意图；

图2为沿着图1中E-E线剖面示意图；

图3为进气管正面结构示意图；

图4为沿着图3中E-E线剖面示意图；

图5为支撑安装架正面结构示意图；

图6为沿着图5中E-E线剖面结构示意图；

图7为环形燃烧室正面半剖面结构示意图；

图8为沿着图7中E-E线剖面结构示意图；

图9为带局部剖的喷环正面结构示意图；

图10为沿着图9中E-E线剖面结构示意图；

图11为带局部剖的动力轮正面结构示意图；

图12为沿着图11中E-E线剖面结构示意图；

图13为沿着图11中A向结构示意图；

图14为能源供应总环正面半剖面结构示意图；

图15为沿着图14中E-E线剖面结构示意图；

图16为带局部剖的尾喷管正面结构示意图；

图17为沿着图16中E-E线剖面结构示意图；

图中1.进气管，2.前轴承锥形端盖，3.前支撑安装架，4.前轴承，5.前轴承后端盖，6.前喷环，7.前动力轮，8.前环形燃烧室，9.前增压轴流涡轮，10.前增压轴流涡轮固定键，11.燃料输入管，12.能源供应总环，13.能源供应总环进气口，14.进气调节环，15.后环形燃烧室，16.后增压轴流涡轮，17.后增压轴流涡轮固定键，18.后喷环，19.后动力轮，20.后动力轮固定键，21.前支撑安装架上的轴承套环，22.前动力轮固定键，23.1#耐热隔离密封圈，24.前喷环端面进气口，25.前环形燃烧室出气口，26.外壳，27.前环形燃烧室点火装置，28.前环形燃烧室燃料喷射装置，29.前环形燃烧室进气口，30.2#耐热隔离密封圈，31.锁紧穿杆，32.能源供应总环前燃料出口，33.能源供应总环前出气口，34.3#耐热隔离密封圈，35.能源供应总环后燃料出口，36.能源供应总环后出气口，37.后环形燃烧室燃料喷射装置，38.后环形燃烧室点火装置，39.后环形燃烧室进气口，40.后环形燃烧室出气口，41.保温层，42.后喷环进气口，43.4#耐热隔离密封圈，44.后轴承前端盖，45.后支撑安装架上的后轴承套环，46.后轴承，47.主轴，48.后轴承锥形端盖，49.后支撑安装架，50.喷气涵道，51.尾喷管，53.动力轮轮基，54.动力轮上的齿槽，55.动力轮上的锯齿，56.动力轮上的轴流涡轮叶片，57.喷环上的喷道，61.进气管外壳，62.进气管气道内壁，63.进气管安装固定在支撑安装架上的突出片及其安装固定孔，64.进气管中的气道，65.进气管上的定位环，66.支撑安装架上的外环，67.支撑安装架上的内环，68.支撑安装架上的支撑辐条，69.支撑安装架上的锁紧穿杆安装固定孔，70.支撑安装架上的轴承盖安装固定孔，71.支撑安装架上的连接环，72.支撑安装架上的机体安装固定孔，73.支撑安装架上的进气管安装固定孔，74.环形燃烧室上的穿耳及穿孔，75.燃料喷射装置安装固定孔，76.环形燃烧室上的点火装置安装固定孔，77.喷环内环圆柱侧面外表面在喷环中心线垂直截面内二者相交形成的相交圆周线，78.喷道内壁上距离喷环中心线最远的平直内壁面在喷环中心线垂直截面内二者相交形成的相交直线，79.喷环上的进气口之间的隔档，80.喷环上的穿耳及穿孔，81.喷环上的顶环，82.喷道内壁表面在喷道中心线垂直截面内的截口形状，83.动力轮上的轴套，84.动力轮轴套上的安装键槽，85.动力轮上的齿槽护边，86.能源供应总环内的燃料环，87.能源供应总环内的空气环，88.能源供应总环上的穿耳及穿孔，89.能源供应总环内的前燃料输送短管，90.燃料环前燃料出口，91.能源供应总环上的燃料输送管安装固定接口，92.燃料环后燃料出口，93.能源供应总环内的后燃料输送短管，94.尾喷管中的气道内壁，95.尾喷管上的外支撑壳，96.尾喷管中的气道，97.尾喷管上的定位环，98.尾喷管上的安装固定片及其安装固定孔。

具体实施方式

如图1所示，旋喷式可变循环航空喷气发动机包括主轴47、前轴承4、后轴承46、前环形燃烧室燃料喷射装置28、后环形燃烧室燃料喷射装置37、前环形燃烧室点火装置27、后环形燃烧室点火装置38、前增压轴流涡轮9、后增压轴流涡轮16以及其它辅助零部件，安装在主轴47两端的前轴承4和后轴承46分别安装在前支撑安装架3和后支撑安装架49中心部位的前轴承套环21和后轴承套环45中；前轴承4前端面上覆盖有固定在前轴承套环21上面的前轴承锥形端盖2，前轴承4后端面上覆盖有固定在前轴承套环21上面的前轴承后端盖5；后轴承46前端面上覆盖有固定在后轴承套环45上面的后轴承前端盖44，后轴承46后端面上覆盖有固定在后轴承套环45上面的后轴承锥形端盖48；前支撑安装架3的前端面前面安装有固定其上的进气管1，后支撑安装架49的后端面后面安装有固定其上的尾喷管51；在前支撑安装架3和后支撑安装架49之间，围绕主轴47，从前至后依次安装有均以主轴47中心轴线为共同中心线的前喷环6、前环形燃烧室8、能源供应总环12、后环形燃烧室15、后喷环18五个旋转体部件，这五个旋转体部件的中空部分再加上同样是以主轴47中心轴线为共同中心线的旋转体部件进气管1、尾喷管51、前支撑安装架3、后支撑安装架49四部件中空部分一起构成从前至后贯通机体的喷气涵道50；前喷环6与前环形燃烧室8之间安放有1#耐热隔离密封圈23，前环形燃烧室8与能源供应总环12之间安放有2#耐热隔离密封圈30，能源供应总环12与后环形燃烧室15之间安放有3#耐热隔离密封圈34，后环形燃烧室15与后喷环18之间安放有4#耐热隔离密封圈43；前喷环6的内腔端面靠近1#耐热隔离密封圈23处的壁间开设有前喷环进气口24，前环形燃烧室8的内腔端面靠近1#耐热隔离密封圈23处的壁间开设有前环形燃烧室出气口25，并且前喷环进气口24透过1#耐热隔离密封圈23上对应的开口与前环形燃烧室出气口25相对接连通；前环形燃烧室8内腔靠近2#耐热隔离密封圈30端面处的壁间开设有进气口29以及安装有伸入腔内的燃料喷射装置28，前环形燃烧室8内腔外环圆柱侧面内壁上安装有伸入腔内的点火装置27，能源供应总环12内环圆柱面侧壁上开有进气口13，能源供应总环12外环圆柱面侧壁上开有燃料输入口，燃料输入管11与此燃料输入口相连接连通；能源供应总环12内腔靠近2#耐热隔离密封圈30处的端面壁间开设有前出气口33和前燃料出口32，并且前环形燃烧室8上的进气口29透过2#耐热隔离密封圈30对应的安装固定孔与能源供应总环12上的前出气口33相对接连通，燃料喷射装置28透过2#耐热隔离密封圈30上面对应的安装固定孔与能源供应总环12上的前燃料出口32相对接连通；后环形燃烧室15内腔靠近3#耐热隔离密封圈34端面处的壁间开设有进气口39以及安装有伸入腔内的燃料喷射装置37，后环形燃烧室15内腔外环圆柱侧面内壁上安装有伸入腔内的后环形燃烧室点火装置38，能源供应总环12内腔端面靠近3#耐热隔离密封圈34处的壁间开设有后出气口36和后燃料出口35，并且燃料喷射装置37透过3#耐热隔离密封圈34上面对应的安装固定孔与能源供应总环12上的后燃料出口35相对接连通，后环形燃烧室15上的进气口39透过3#耐热隔离密封圈34对应的安装固定孔与能源供应总环12上的后出气口36相对接连通；后喷环18的内腔靠近4#耐热隔离密封圈43端面处的壁间开设有后喷环进气口42，后环形燃烧室15的内腔靠近4#耐热隔离密封圈43端面处的壁间开设有后环形燃烧室出气口40，并且后喷环进气口42透过4#耐热隔离密封圈43上对应的开口与后环形燃烧室出气口40相对接连通；喷气涵道50在前喷环6内环里面部分的主轴47上通过固定键22安装固定有前动力轮7；喷气涵道50在前环形燃烧室8内环里面部分的主轴47上通过固定键10安装固定有前增压轴流涡轮9；喷气涵道50在能源供应总环12的内环里面部分，其内环圆柱面外壁面上固定有由圆筒与环状圆盘二部分组合而成的进气调节环14，且进气调节环14的环状圆盘部分位于进气口13与3#耐热隔离密封圈34之间，进气调节环14的圆筒部分遮盖住进气口13的上方；喷气涵道50在后环形燃烧室15内环里面部分的主轴47上通过固定键17安装固定有后增压轴流涡轮16；喷气涵道50在后喷环18内环里面部分的主轴47上通过固定键20安装固定有后动力轮19；前动力轮7、前增压轴流涡轮9、进气调节环14、后增压轴流涡轮16、后动力轮19诸部件都是以主轴47中心轴线为共同中心线的旋转体部件；若干数量的锁紧穿杆31在依次穿过前喷环6、前环形燃烧室8、能源供应总环12、后环形燃烧室15、后喷环18诸物体上各自相对应设计的穿耳及穿孔后，其两端通过专有螺母活接固定在前支撑安装架3和后支撑安装架49上面；前喷环6与前支撑安装架3后端面之间，前喷环6和前环形燃烧室8的外环圆柱侧表面上，后环形燃烧室15和后喷环18的外环圆柱侧表面上，以及后喷环18与后支撑安装架49前端面之间均覆盖有保温层41；位于前喷环6和前环形燃烧室8外环圆柱侧表面上的保温层外表面上，和后环形燃烧室15和后喷环18外环圆柱侧表面上的保温层外表面上，以及能源供应总环12的圆柱侧外表面外面上均被外壳26包裹；前支撑安装架3和后支撑安装架49均通过其各自上面若干个专有安装固定孔用螺栓与机外的专有机座安装固定连接。

如图3、图4所示，旋喷式可变循环航空喷气发动机上的进气管1的基本结构特征是：其主体由外壳61与气道内壁62组成，管体中间部位即是进气口大、出气口小的圆台形气道64，通过外壳61底端圆周面上设有的若干数量(这里以4个作图示例)的突出片及其安装固定孔63而使进气管1与前支撑安装架3之间能够使用相应螺栓予以固定连接，通过气道内壁62底端圆周面上设有的定位环65镶嵌进前支撑安装架3中而使二者更加稳固连接。

如图5、图6所示，旋喷式可变循环航空喷气发动机上的支撑安装架3(或49)的基本结构特征是：其包括外环66、连接环71、内环67、支撑辐条68、轴承套环21(或45)五部分，连接环71连接外环66与内环67，支撑辐条68两端分别固定在内环67的内环圆周表面与轴承套环21(或45)的外环圆周表面上；外环66的环体壁间穿透环体开设有若干数量的中心线经过外环66中心线的(这里以4个作图示例)安装固定孔72供机体与其机座安装固定，以及外环66的外环圆周表面上的若干(这里以4个作图示例)凹陷处的环体壁间每处另对应开设一个穿透环体且中心线经过外环66中心线的进气管安装固定孔73；连接环71上开设有若干数量的(这里以4个作图示例)锁紧穿杆安装固定孔69；轴承套环21(或45)的端面上开设有若干数量的(这里以4个作图示例)轴承盖安装固定孔70。

如图7、图8所示，旋喷式可变循环航空喷气发动机上的环形燃烧室8(或15)的基本结构特征是：其由内、外两圆柱侧面与前、后两相同圆环端面封闭而组成内部中空的环体，其一端面上有至少一个及以上的(这里以4个作图示例)燃料喷射装置安装孔75，以及有至少一个及以上的(这里以4个作图示例)进气口29(或39)；其另一端面上接近环体外环圆柱侧面外表面处有若干个(这里以4个作图示例)整体成圆环状排列的出气口25(或40)，相邻出气口之间被隔档隔开；其外环圆柱面侧壁上开有若干个(这里以4个作图示例)点火装置安装固定孔76，以及附着固定有若干个(这里以4个作图示例)穿耳及穿孔74。

如图9、图10所示，旋喷式可变循环航空喷气发动机上的前喷环6(或后喷环18)的基本结构特征是：其由内、外两圆柱侧面与前、后两相同圆环端面封闭而组成内部中空的环体；其外环圆柱侧面壁上附着固定有若干个(这里以4个作图示例)穿耳及穿孔80，其一端面上有若干个(这里以4个作图示例)整体成圆环状排列的进气口24(或42)，相邻进气口之间被隔档79隔开，其另一端面靠近内环圆柱侧面外表面处设有顶环81；在其两端面面壁之间的较厚的内环圆柱侧面壁中设有均匀分布于其内环圆柱侧面壁中并贯穿此侧壁的若干条(这里以4个作图示例)喷道57，所有喷道57的中心线均在与前喷环6(或后喷环18)的中心线相垂直的同一平面内，且均不通过此平面内的中心，所有喷道57的朝向均顺着同一时针旋转方向排列；喷道57的中心线垂直截面上的截口形状为类椭圆形82，该类椭圆形82由两平行直线段以及此二平行直线段之间相对且相反的两圆弧段共同封闭而成；在垂直于前喷环6(或后喷环18)中心线的截面内，喷道57内壁上距离喷环中心线最远的平直内壁面在此截面内二者相交形成的相交直线78同前喷环6(或后喷环18)的内环圆柱侧面外表面在此截面内二者相交形成的相交圆周线77相弦切。

如图11、图12、图13所示，旋喷式可变循环航空喷气发动机上的前动力轮7(或后动力轮19)的基本结构特征是：其包括带有键槽84的轴套83、轴流涡轮叶片56、轮基53三部分，轮基53的上面有若干锯齿55，相邻两锯齿55之间是齿槽54，齿槽54的两侧边缘，也即轮基53两端面上接近侧面部分有齿槽护边85，构成齿槽54的两个槽面互相垂直，并且其中一个槽面的延伸面经过动力轮7(或19)的中心轴线；所有锯齿55与其对应的齿槽54指向均沿同一时针旋转方向排列一致；轮基53的底面为圆柱侧表面；同时是动力轮轮辐的轴流涡轮叶片56，其两端分别固定在轴套83外侧表面与轮基53的底面上，若干数量(这里以4个作图示例)的轴流涡轮叶片56旋向一致，并且与轮基53的底面、轴套83、主轴47及其固定键22(或20)一起组成一轴流涡轮风扇，轮基53的底面即为此轴流涡轮风扇的风道内壁面。

如图14、图15所示，旋喷式可变循环航空喷气发动机上的能源供应总环12的基本结构特征是：其主体包括体积大的空气环87与体积小的燃料环86，燃料环86镶嵌在空气环87的里面中央，燃料环86的圆柱侧面是空气环87的圆柱侧面一部分；空气环87的两个端面上分别开有若干个(这里以4个作图示例)前燃料出口32与前空气出气口33，以及分别开有若干个(这里以4个作图示例)后燃料出口35与后空气出气口36，空气环90的内环圆柱侧面内壁上开有若干个(这里以4个作图示例)能源供应总环12的进气口13；燃料环86的其外环圆柱侧面内壁上开有一个燃料输送管固定接口91，以及附着固定有若干个(这里以4个作图示例)穿耳及穿孔88，其两端面上分别开有若干个(这里以4个作图示例)前燃料出口90和后燃料出口92，位于空气环87内部的前燃料输送短管89两端分别同能源供应总环前燃料出口32与燃料环86的前燃料出口90相固定连接而使能源供应总环前燃料出口32同燃料环86内部相连通，位于空气环87内部的后燃料输送短管93两端分别同能源供应总环后燃料出口35与燃料环86的后燃料出口92相固定连接而使能源供应总环后燃料出口35同燃料环86内部相连通。

如图16、图17所示，旋喷式可变循环航空喷气发动机上的尾喷管51的基本结构特征是：其主体包括外支撑壳95与气道内壁94，其管体中间部位即是圆柱形气道96，其通过外支撑壳95底端圆周上设有的若干数量(这里以4个作图示例)的突出片及其安装固定孔98而使尾喷管51与后支撑安装架49能够使用相应螺栓予以固定连接，其通过气道内壁94底端圆周上设有的定位环97镶嵌进后支撑安装架49中而使二者更加稳固连接。

本发明工作原理是：参照图1、图2所示，在本发明启动之前，外面空气在大气压力作用下显然自动通过喷气涵道50从能源供应总环12上的进气口13进入能源供应总环12内部，再经过能源供应总环12上的前出气口33和前环形燃烧室8上的进气口29而到达并充满前环形燃烧室8的内腔，当启动前环形燃烧室8上的点火装置27点火的同时前环形燃烧室8里的燃料喷射装置28开始同步朝前环形燃烧室8内腔喷射燃料，此喷射出的燃料与充满前环形燃烧室8内腔的空气混合形成的易燃混合气体在点火装置27的点火引发下发生燃烧而形成压力燃气，压力燃气在热力运动作用下膨胀从前环形燃烧室8上的出气口25和前喷环6上的进气口24而进入前喷环6的内部，压力燃气在充满前喷环6内部后即从前喷环6上的喷道57中高速喷出。从喷道57中喷出的高速气流旋即冲击前动力轮7上的齿槽54与锯齿55，显然此高速气流会给锯齿55的直立面产生正面冲击力，此冲击力作用方向与前动力轮7径向垂直，从而前喷环6与高速气流对前动力轮7中心产生最大的转动扭矩，根据作用力与反作用力力学原理，前动力轮7同样对前喷环6产生同样的转动扭矩而让前喷环6发生旋转，但此时的前喷环6被锁紧穿杆31将其与其他部件强制固定在一起而根本不能发生转动，这样在高速气流的直接作用力以及前喷环6通过高速气流所给予的反作用扭矩共同作用下前动力轮7显然会围绕其中心发生旋转，旋转的前动力轮7带动主轴47转动的同时，其自身带有的涡轮叶片56则驱动喷气涵道50的空气加速由前增压轴流涡轮9、能源供应总环12向后方向流动，主轴47转动则带动前增压轴流涡轮9转动，转动的前增压轴流涡轮9会加速驱动喷气涵道50的空气使其继续向能源供应总环12的内环方向运动，在能源供应总环12的内环中加速流动的空气在进气调节环14的阻拦下从进气口13进入能源供应总环12的里面，从而开始重复进行前面启动时发生的又一次再循环。喷气涵道50的空气被输送完后，进气管1外面的空气在大气压作用下经过进气管1而被吸入喷气涵道50中，进而又被前动力轮7与前增压轴流涡轮9一起在喷气涵道50中驱动加速，在进气调节环14的分配下一部分经进气口13被输送进能源供应总环12内部供产生使主轴47转动的动力，一部分继续在喷气涵道50中冲向涵道末端的尾喷管51。

后动力轮19与后增压轴流涡轮16连续驱动喷气涵道50中空气加速向尾喷管51方向流动的机理与过程说明同上。就这样，前点火装置27与后点火装置38点火成功启动本发明装置后，只要燃料经燃料输入管11连续不断地被输入进能源供应总环12中，在不停歇的前点火装置27与后点火装置38帮助下主轴47会不停旋转，进气管1中的空气在喷气涵道50中经过前动力轮7、前增压轴流涡轮9、后增压轴流涡轮16、后动力轮19诸部件上的涡轮叶片连续不断的加速，最后在尾喷管51处形成高速气流向外喷出，从而产生巨大推力。

高压燃气在冲击前动力轮7和后动力轮19并驱使它们转动后变成低速尾气，尾气从前喷环6与前动力轮7，以及后喷环18与后动力轮19之间的缝隙中泄漏进喷气涵道50中，前者尾气的一部分或随进入喷气涵道50中的外面空气一起进入能源供应总环12内部被循环再利用，剩余部分全部经尾喷管51被喷出机体外，后者尾气全部随喷气涵道50中的外面空气一起由尾喷管51喷出机体外。

Claims (10)

1.旋喷式可变循环航空喷气发动机，包括主轴(47)、前轴承(4)、后轴承(46)、前环形燃烧室燃料喷射装置(28)、后环形燃烧室燃料喷射装置(37)、前环形燃烧室点火装置(27)、后环形燃烧室点火装置(38)、前增压轴流涡轮(9)、后增压轴流涡轮(16)以及其它辅助零部件，其特征在于：安装在主轴(47)两端的前轴承(4)和后轴承(46)分别安装在前支撑安装架(3)和后支撑安装架(49)中心部位的前轴承套环(21）和后轴承套环(45)中；前轴承(4)前端面上覆盖有固定在前轴承套环(21)上面的前轴承锥形端盖(2)，前轴承(4)后端面上覆盖有固定在前轴承套环(21)上面的前轴承后端盖(5)；后轴承(46)前端面上覆盖有固定在后轴承套环(45)上面的后轴承前端盖(44)，后轴承(46)后端面上覆盖有固定在后轴承套环(45)上面的后轴承锥形端盖(48)；前支撑安装架(3)的前端面前面安装有固定其上的进气管(1)，后支撑安装架(49)的后端面后面安装有固定其上的尾喷管(51)；在前支撑安装架(3)和后支撑安装架(49)之间，围绕主轴(47)，从前至后依次安装有均以主轴(47)中心轴线为共同中心线的前喷环(6)、前环形燃烧室(8)、能源供应总环(12)、后环形燃烧室(15)、后喷环(18)五个旋转体部件，这五个旋转体部件的中空部分再加上同样是以主轴(47)中心轴线为共同中心线的旋转体部件进气管(1)、尾喷管(51)、前支撑安装架(3)、后支撑安装架(49)四部件中空部分一起构成从前至后贯通机体的喷气涵道(50)；前喷环(6)与前环形燃烧室(8)之间安放有1#耐热隔离密封圈(23)，前环形燃烧室(8)与能源供应总环(12)之间安放有2#耐热隔离密封圈(30)，能源供应总环(12)与后环形燃烧室(15)之间安放有3#耐热隔离密封圈(34)，后环形燃烧室(15)与后喷环(18)之间安放有4#耐热隔离密封圈(43)；前喷环(6)的内腔端面靠近1#耐热隔离密封圈(23)处的壁间开设有前喷环进气口(24)，前环形燃烧室(8)的内腔端面靠近1#耐热隔离密封圈(23)处的壁间开设有前环形燃烧室出气口(25)，并且前喷环进气口(24)透过1#耐热隔离密封圈(23)上对应的开口与前环形燃烧室出气口(25)相对接连通；前环形燃烧室(8)内腔靠近2#耐热隔离密封圈(30)端面处的壁间开设有进气口(29)以及安装有伸入腔内的燃料喷射装置(28)，前环形燃烧室(8)内腔外环圆柱侧面内壁上安装有伸入腔内的点火装置(27)，能源供应总环(12)内环圆柱面侧壁上开有进气口(13)，能源供应总环(12)外环圆柱面侧壁上开有燃料输入口，燃料输入管(11)与此燃料输入口相连接连通；能源供应总环(12)内腔靠近2#耐热隔离密封圈(30)处的端面壁间开设有前出气口(33)和前燃料出口(32)，并且前环形燃烧室(8)上的进气口(29)透过2#耐热隔离密封圈(30)对应的安装固定孔与能源供应总环(12)上的前出气口(33)相对接连通，燃料喷射装置(28)透过2#耐热隔离密封圈(30)上面对应的安装固定孔与能源供应总环(12)上的前燃料出口(32)相对接连通；后环形燃烧室(15)内腔靠近3#耐热隔离密封圈(34)端面处的壁间开设有进气口(39)以及安装有伸入腔内的燃料喷射装置(37)，后环形燃烧室(15)内腔外环圆柱侧面内壁上安装有伸入腔内的后环形燃烧室点火装置(38)，能源供应总环(12)内腔端面靠近3#耐热隔离密封圈(34)处的壁间开设有后出气口(36)和后燃料出口(35)，并且燃料喷射装置(37)透过3#耐热隔离密封圈(34)上面对应的安装固定孔与能源供应总环(12)上的后燃料出口(35)相对接连通，后环形燃烧室(15)上的进气口(39)透过3#耐热隔离密封圈(34)对应的安装固定孔与能源供应总环(12)上的后出气口(36)相对接连通；后喷环(18)的内腔靠近4#耐热隔离密封圈(43)端面处的壁间开设有后喷环进气口(42)，后环形燃烧室(15)的内腔靠近4#耐热隔离密封圈(43)端面处的壁间开设有后环形燃烧室出气口(40)，并且后喷环进气口(42)透过4#耐热隔离密封圈(43)上对应的开口与后环形燃烧室出气口(40)相对接连通；喷气涵道(50)在前喷环(6)内环里面部分的主轴(47)上通过固定键(22)安装固定有前动力轮(7)；喷气涵道(50)在前环形燃烧室(8)内环里面部分的主轴(47)上通过固定键(10)安装固定有前增压轴流涡轮(9)；喷气涵道(50)在能源供应总环(12)的内环里面部分，其内环圆柱面外壁面上固定有由圆筒与环状圆盘二部分组合而成的进气调节环(14)，且进气调节环(14)的环状圆盘部分位于进气口(13)与3#耐热隔离密封圈(34)之间，进气调节环(14)的圆筒部分遮盖住进气口(13)的上方；喷气涵道(50)在后环形燃烧室(15)内环里面部分的主轴(47)上通过固定键(17)安装固定有后增压轴流涡轮(16)；喷气涵道(50)在后喷环(18)内环里面部分的主轴(47)上通过固定键(20)安装固定有后动力轮(19)；前动力轮(7)、前增压轴流涡轮(9)、进气调节环(14)、后增压轴流涡轮(16)、后动力轮(19)诸部件都是以主轴(47)中心轴线为共同中心线的旋转体部件；若干数量的锁紧穿杆(31)在依次穿过前喷环(6)、前环形燃烧室(8)、能源供应总环(12)、后环形燃烧室(15)、后喷环(18)诸物体上各自相对应设计的穿耳及穿孔后，其两端通过专有螺母活接固定在前支撑安装架(3)和后支撑安装架(49)上面；前喷环(6)与前支撑安装架(3)后端面之间，前喷环(6)和前环形燃烧室(8)的外环圆柱侧表面上，后环形燃烧室(15)和后喷环(18)的外环圆柱侧表面上，以及后喷环(18)与后支撑安装架(49)前端面之间均覆盖有保温层(41)；位于前喷环(6)和前环形燃烧室(8)外环圆柱侧表面上的保温层外表面上，和后环形燃烧室(15)和后喷环(18)外环圆柱侧表面上的保温层外表面上，以及能源供应总环(12)的圆柱侧外表面上均被外壳(26)包裹；前支撑安装架(3)和后支撑安装架(49)均通过其各自上面若干个专有安装固定孔用螺栓与机外的专有机座安装固定连接。

2.根据权利要求1所述的旋喷式可变循环航空喷气发动机，其特征在于：所述的进气管(1)，其主体由外壳(61)与气道内壁(62)组成，管体中间部位即是进气口大、出气口小的圆台形气道(64)，通过外壳(61)底端圆周面上设有的若干数量的突出片及其安装固定孔(63)而使进气管(1)与前支撑安装架(3)之间能够使用相应螺栓予以固定连接，通过气道内壁(62)底端圆周面上设有的定位环(65)镶嵌进前支撑安装架(3)中而使二者更加稳固连接。

3.根据权利要求1所述的旋喷式可变循环航空喷气发动机，其特征在于：所述的前支撑安装架(3)或后支撑安装架(49)，其由外环(66)、连接环(71)、内环(67)、支撑辐条(68)、轴承套环(21)五部分组成，连接环(71)连接外环(66)与内环(67)，支撑辐条(68)两端分别固定在内环(67)的内环圆周表面与轴承套环(21)的外环圆周表面上；外环(66)的环体壁间穿透环体开设有若干数量的中心线经过外环(66)中心线的安装固定孔(72)供机体与其机座安装固定，以及外环(66)的外环圆周表面上的若干凹陷处的环体壁间每处另对应开设一个穿透环体且中心线经过外环(66)中心线的进气管安装固定孔(73)；连接环(71)上开设有若干数量的锁紧穿杆安装固定孔(69)；轴承套环(21)的端面上开设有若干数量的轴承盖安装固定孔(70)。

4.根据权利要求1所述的旋喷式可变循环航空喷气发动机，其特征在于：所述的前环形燃烧室(8)或后环形燃烧室(15)，其由内、外两圆柱侧面与前、后两相同圆环端面封闭而组成内部中空的环体，其一端面上有至少一个及以上的燃料喷射装置安装孔(75)，以及有至少一个及以上的进气口(29)；其另一端面上接近环体外环圆柱侧面外表面处有若干个整体成圆环状排列的出气口(25)，相邻出气口之间被隔档隔开；其外环圆柱面侧壁上开有若干个点火装置安装固定孔(76)，以及附着固定有若干个穿耳及穿孔(74)。

5.根据权利要求1所述的旋喷式可变循环航空喷气发动机，其特征在于：所述的前喷环(6)或后喷环(18)，其由内、外两圆柱侧面与前、后两相同圆环端面封闭而组成内部中空的环体；其外环圆柱侧面壁上附着固定有若干个穿耳及穿孔(80)，其一端面上有若干个整体成圆环状排列的进气口(24)，相邻进气口之间被隔档(79)隔开，其另一端面靠近内环圆柱侧面外表面处设有顶环(81)；在其两端面面壁之间的较厚的内环圆柱侧面壁中设有均匀分布于其内环圆柱侧面壁中并贯穿此侧壁的若干条喷道(57)。

6.根据权利要求5所述的旋喷式可变循环航空喷气发动机，其特征在于：所述的喷道(57)，其所有的中心线均在与前喷环(6)或后喷环(18)的中心线相垂直的同一平面内，且均不通过此平面内的中心，所有喷道(57)的朝向均顺着同一时针旋转方向排列；喷道(57)的中心线垂直截面上的截口形状为类椭圆形(82)，该类椭圆形(82)由两平行直线段以及此二平行直线段之间相对且相反的两圆弧段共同封闭而成；在垂直于前喷环(6)或后喷环(18)中心线的截面内，喷道(57)内壁上距离喷环中心线最远的平直内壁面在此截面内二者相交形成的相交直线(78)同前喷环(6)或后喷环(18)的内环圆柱侧面外表面在此截面内二者相交形成的相交圆周线(77)相弦切。

7.根据权利要求1所述的旋喷式可变循环航空喷气发动机，其特征在于：所述的前动力轮(7)或后动力轮(19)，其由带有键槽(84)的轴套(83)、轴流涡轮叶片(56)、轮基(53)三部分组成，轮基(53)底面为圆柱侧表面，轮基(53)上面有若干锯齿(55)，相邻两锯齿(55)之间是齿槽(54)，齿槽(54)两侧边缘，也即轮基(53)两端面上接近侧面部分有齿槽护边(85)，构成齿槽(54)的两个槽面互相垂直，并且其中一个槽面的延伸面经过动力轮(7)的中心轴线；所有锯齿(55)与其对应的齿槽(54)指向均沿同一时针旋转方向排列一致。

8.根据权利要求7所述的旋喷式可变循环航空喷气发动机，其特征在于：所述的轴流涡轮叶片(56)，其同时是动力轮(7)轮辐，其两端分别固定在轴套(83)外侧表面与轮基(53)的底面上，若干数量的轴流涡轮叶片(56)旋向一致，并且与轮基(53)的底面、轴套(83)、主轴(47)及其固定键(22)一起组成轴流涡轮风扇轮基(53)的底面即为此轴流涡轮风扇的风道内壁面。

9.根据权利要求1所述的旋喷式可变循环航空喷气发动机，其特征在于：所述的能源供应总环(12)，其主体由体积大的空气环(87)与体积小的燃料环(86)两部分组成，燃料环(86)镶嵌在空气环(87)的里面中央，燃料环(86)的圆柱侧面是空气环(87)的圆柱侧面一部分；空气环(87)的两个端面上分别开有若干个前燃料出口(32)与前空气出气口(33)，以及分别开有若干个后燃料出口(35)与后空气出气口(36)，空气环(90)的内环圆柱侧面内壁上开有若干个能源供应总环(12)的进气口(13)；燃料环(86)的其外环圆柱侧面内壁上开有一个燃料输送管固定接口(91)，以及附着固定有若干个穿耳及穿孔(88)，其两端面上分别开有若干个前燃料出口(90)和后燃料出口(92)，位于空气环(87)内部的前燃料输送短管(89)两端分别同能源供应总环前燃料出口(32)与燃料环(86)的前燃料出口(90)相固定连接而使能源供应总环前燃料出口(32)同燃料环(86)内部相连通，位于空气环(87)内部的后燃料输送短管(93)两端分别同能源供应总环后燃料出口(35)与燃料环(86)的后燃料出口(92)相固定连接而使能源供应总环后燃料出口(35)同燃料环(86)内部相连通。

10.根据权利要求1所述的旋喷式可变循环航空喷气发动机，其特征在于：所述的尾喷管(51)，其主体由外支撑壳(95)与气道内壁(94)组成，其管体中间部位即是圆柱形气道(96)，其通过外支撑壳(95)底端圆周上设有的若干数量的突出片及其安装固定孔(98)而使尾喷管(51)与后支撑安装架(49)能够使用相应螺栓予以固定连接，其通过气道内壁(94)底端圆周上设有的定位环(97)镶嵌进后支撑安装架(49)中而使二者更加稳固连接。

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