CN203214192U - 一种多功能涡轮风扇喷气发动机 - Google Patents

Abstract

本实用新型公开了一种多功能涡轮风扇喷气发动机，包括：用于吸入空气的风扇、对吸入的空气做功的压气机、用于点燃经过压气机做功后的气体的第二燃烧室、涡轮及将燃烧后的气体排出的尾喷管，还包括设置于所述第二燃烧室前的第一燃烧室；用于分气的第一分流板和第二分流板，所述第一分流板与第一燃烧室对应设置，所述第二分流板与第二燃烧室对应设置，在所述第一分流板和第二分流板上还分别设置有用于旋转所述分流板的行程开关Ⅰ及行程开关Ⅱ；本实用新型的目的在于提供一种进气降温、精确分气、均衡点火、匀速发动、变级加速、高效安全、推力矢量、操作方便、用途多样的多功能涡轮风扇喷气发动机。

Description

一种多功能涡轮风扇喷气发动机

技术领域

本实用新型涉及航空航天发动机技术领域，尤其涉及一种采用多缸技术的涡轮风扇喷气发动机。 

背景技术

　　现在的民航飞机，只能飞到10公里高的区域；战斗机，一般飞到20公里高左右，再高就很困难了。能够突破20公里高的飞机非常少。卫星也不能飞到100公里以下，因为卫星在100公里以下围绕地球运行没有动力，高度降到距地面100公里，卫星很快就会掉下来。目前，20－100公里高空的邻近空间基本上是个空白区。现在各国都在研究，怎样发展邻近空间飞行器。誰能突破并占领这个制高点，誰就掌握了除太空外的制空权。要发展邻近空间飞行器，必须要掌握邻近空间的特点。邻近空间的特点是：有空气，但是稀薄；地心引力比低空小，但是比太空大。航空发动机的特点是高温高压。要克服地心引力，靠高温吗？显然不是。只能靠克服地心引力的反作用力，这个反作用力对发动机来说就是推力。从工作模式来看：涡扇的推力小，速度慢，但是省油；涡喷的推力大，速度快，但是不省油；推力最大的当数冲压。推力主要来自高压，而不是高温。高温不但稀释了进口空气的密度，降低了进口气流的质量，增大了油耗，而且温度过高还会破坏缸体和叶片，影响发动机的寿命。正是因为我国发动机的热管理能力不高，降温做得不够好，导致我国发动机的寿命不如国外发动机强国。因此，必须控制温度，增大推力，获取速度。我认为要发展邻近空间飞行器，单凭发动机的涡扇工作模式是不行的。必须是涡扇、涡喷加冲压，并以冲压工作模式为主，因为冲压工作模式，以高的推力使飞机获得高速，以高速使邻近空间的空气变得不再稀薄，以降温使空气的密度增加，获得高质量的气流。因此，邻近空间飞行器只有主要采用冲压工作模式，才最有可能突破20公里以上的高度并自由飞行。 

　  冲压工作模式的最大优点是超音速，最大缺点是不能自动。火箭自带液氢液氧类似冲压工作模式。与一般的冲压发动机不同的是发动机进气前与进气后其气流都维持在5马赫的高超音速以上。而一般的冲压发动机则需要把气流减速增压。但气流速度一旦达到了5马赫的高超音速以上时，气流减速增压所带来的高压高温强度会超过发动机材料承受极限。所以最好的解决办法就是以高超音速吸气并经过燃烧后马上高超音速喷出。这样超燃冲压发动机内滞留的静压静温就不会威胁发动机正常运作。而超燃冲压发动机关键技术难点之一是点火技术，在高超音速中添加燃料并点火无异于在龙卷风中点燃一根火柴！超燃冲压发动机关健技术包括燃料的喷射、掺混、点火。流过超燃冲压发动机的气流速度始终为超声速，空气流过飞行器体内通常只有几毫秒的滞留时间，要想在这样短的时间内完成压缩、增压，并与燃料在超声速流动状态迅速、均匀稳定地完成低损失、高效率的掺混、点火并燃烧是十分困难的，燃料与空气的掺混好坏直接影响发动机的点火长度和热负荷。由于来流不均匀，超燃冲压发动机的燃烧室的工作非常复杂。因此，燃烧室的设计和试验特别是超声速燃烧过程的研究非常重要。 

根据国外的研究，俄罗斯从60年代开始研究超燃冲压发动机，目标是M数5~7的民用运输机、单级入轨航天飞机和高超声速巡航导弹。20世纪80年代，该研究院与中央空气流体动力研究所等单位合作进行了“冷”高超音速技术发展计划，主要研究试验用矩形和轴对称双模态超燃冲压发动机。1991~1998年，共进行了5次超燃冲压发动机的验证性飞行试验，飞行M数最高6.5，发动机使用的是氢燃料。其中第2、3次与法国合作，第4、5次与美国合作。据称第二次是最成功的，获得的数据最全。目前，该研究院正在进行速度为6~7倍声速的高超声速飞行器用超燃冲压发动机的技术研究，应用目标是军民用高超声速飞行器。 

美国是开展超燃冲压发动机技术研究较早的国家。六十年代开始研究，到八十年代，其中一个重要的研究成果就是所谓的双模态发动机（Dual-mode scramjet），它是一种适用于中等飞行马赫数（4~8）的，既可以进行亚音速燃烧又可以进行超音速燃烧的冲压发动机，拓宽了超燃冲压发动机的应用下限。它是一种环形进气道结构，包括亚音速和超音速两个进气道，在不同的飞行马赫数和燃料当量比情况下，发动机自动实现亚燃和超燃的模态转化。目前NASA、空军和海军都有自己的发展计划。2004年3月27日，无人驾驶研究机X-43A在第2次飞行试验中成功地达到M数7的速度，成为世界上飞行速度最快的以空气喷气发动机为动力装置的飞行器。预计到2025年，以超燃冲压发动机为动力为主的高超声速空天飞机，将有可能投入使用。 

为什么飞机速度不如火箭速度快？因为火箭的心（燃烧室）比飞机的心（燃烧室）大。综观喷气发动机的发展史，都是心（燃烧室）小，身体（风扇、压气机、涡轮、喷嘴）大，在八、九十年代之后，逐渐进入了只有一个大的环形燃烧室一统天下的时代，只有普·惠公司60年代所出品的使用多管环管形燃烧室的第一代涡扇发动机JT3D是个例外。　　　 

　　普惠公司利用自己在涡喷发动机上的技术储备，采用了十分成熟的J57作为新涡扇发动机的内涵核心发动机。JT3D使用了8个火焰筒的环管燃烧室，是8吨级推力的中推发动机。波音707原来装JT3C涡喷发动机，与JT3C相比，JT3D起飞推力增大50%，巡航推力增大27%，巡航耗油率降低13%，由此给飞机带来的改进是：最大航程增加27.6%，爬升率提高110%，最大巡航速度提高8.2%，起飞滑跑距离减小29.4%。JT3D的用处很广，不仅装在民用的波音707、DC-8飞机上，后期的B-52H轰炸机以及C-141A军用运输机、E-3A预警机等军用飞机也装JT3D的军用型TF-33发动机。

据说我国八十年代大名鼎鼎的运10大飞机，就是从JT3D的研究上受到启发搞出来的，飞行了100多小时，飞过了好几个大城市。只可惜运10由于缺乏搞两弹一星时的领导体制和政策投入等多种原因而下马，成了在中国未造出大飞机之前，中国人心中永远的痛。可喜的是我们现在有了运20。但是，有了外国心（燃烧室）就没有中国心（燃烧室）,关键是再造和强壮中国心（燃烧室）。 

最近，各国航空发动机的研制都有了不少新进展：CE宣布了它的自适应通用发动机技术，宣布了它的热管理能力能够通过控制流经发动机核心部分的空气量来管理和变换发动机的性能。认为通过核心机的流量越多，发动机的推力就越大，速度就越高；减少核心机的流量，就节约燃料。 

据英国《每日电讯报》11月28日报道，利用英国工程技术公司喷气发动机公司的科学家们实用新型的这项新技术，进入发动机的空气可以在百分之一秒的时间内从1000摄氏度降低到零下150摄氏度，而且还不会产生任何冰霜。这项突破性技术是利用一排做成“漩涡”状的薄薄的管子，装上浓缩氮吸取空气中的热量，并使空气在送入发动机前冷却到零下150度。新制冷技术将让喷气发动机以更高功率安全运转，不会出现过热，这意味着其速度将可以超过每小时2000英里。这些研究人员声称，拥有一个可重复使用而且更高效的发动机将大大降低太空飞行的成本。他们希望，这种发动机10年内就可以投入使用。 

俄罗斯化工自动化设计局(KBKhA)称：2012年9月成功进行了推力为7.5吨的新发动机试验，该发动机由液氧和液化天然气提供动力。俄罗斯与意大利将合作研制液氧液化天然气发动机。 

最近，中国推力最大的新一代运载火箭发动机——120吨级液氧煤油高压补燃循环发动机研制成功，该型发动机将作为中国新一代运载火箭的动力系统，为载人航天、月球探测等国家重大专项任务提供保障。专家称，研制成功的该型发动机是中国首型拥有自主知识产权的高压补燃循环发动机。 

不论是高压补燃，还是浓缩氮降温，不论是提高热管理能力，还是使用新燃料，都为我们在提高热管理能力上进一步创新提供了很好的条件，但我们同时又受着长期的传统思维和習惯定式的束缚，我们只有选准突破点，才能占领制高点。 

现在，我们有必要对JT3D的燃烧室作进一步分析。对JT3D的成绩应该肯定，前面巳作过介绍。但JT3D也存在问题，主要是JT3D的环管燃烧室是由8个火焰筒围成一圈所组成，在火焰筒与火焰筒之间有传焰管相连以保证各火焰筒的出口燃气压力大至相等。可是即使是如此各各火焰筒之内的燃气压力也还是不能完全相等，但各火焰筒内的微小燃气压力还不足以为患。但在各各火焰筒的出口处由于相邻的两个火焰筒所喷出的燃气会发生重叠，所以在各火焰筒的出口相邻处的温度要比别处的温度高。火焰筒的出口温度场的温度差异会给涡轮前部的燃气导向器带来一定的损害，温度高的部分会加速被烧蚀。比如在使用了8个火焰筒的环管燃烧室的JT3D上，在火焰筒尾焰重叠处其燃气导流叶片的寿命只有正常叶片的三分之一。于是，JT3D就这样下马了。这里提出了几个问题：1、难道在火焰筒尾焰重叠处温度高对叶片加速被烧蚀这个问题真的不能解决嗎？ 2、进气是如何分別进到8个火焰筒的环管燃烧室的？3、根据推力不同的需要，如何让进气分別进到几十甚至上百个火焰筒的环管燃烧室？ 

现有的航空发动机，不管是涡喷还是涡扇，不论是国内还是国外，均是大缸（燃烧室），不但存在着温度高、油耗大、推力小、零件多、速度慢、不能大幅度提速和变速的问题，更危险的是存在安全隐患，一旦发动机仅有的一个大燃烧室（大缸）出现故障，往往就会机毁人亡。

发明内容

针对以上现有技术中的不足，本实用新型的目的在于提供一种进气降温、精确分气、均衡点火、匀速发动、变级加速、高效安全、推力矢量、操作方便、用途多样的多功能涡轮风扇喷气发动机。 

为达到上述目的，本实用新型的技术方案是： 

一种多功能涡轮风扇喷气发动机，包括：用于吸入空气的风扇、对吸入的空气做功的压气机、用于点燃经过压气机做功后的气体的第二燃烧室、涡轮及将燃烧后的气体排出的尾喷管，还包括设置于所述第二燃烧室进气端的第一燃烧室，其中所述第一燃烧室和第二燃烧室内设置有圆管形燃烧缸；所述第一燃烧室和第二燃烧室的圆柱形外罩上分別设有带电控开关的降温管的进口和带电控开关的降温管的出口；

用于分气的第一分流板及第二分流板，所述第一分流板和第二分流板的圆周上设置有用于分气的孔，所述孔与圆管形燃烧缸位置对应设置且数量相等；所述孔的直径大小与圆管形燃烧缸的直径相等；

所述第一分流板和第一燃烧室组合形成第一燃烧室模块A，所述第二分流板和第二燃烧室组合形成第二燃烧室模块B；

　　所述第一分流板对应设置于第一燃烧室的进气端，所述第二分流板对应设置于第二燃烧室进气端，在所述第一分流板和第二分流板上还分别设置有用于旋转所述第一分流板和第二分流板的行程开关Ⅰ及行程开关Ⅱ，所述行程开关Ⅰ和行程开关Ⅱ之间还设置有使第一分流板和第二分流板不发生相对转动的连动机构；

所述第二燃烧室和第一燃烧室由圆周上至少三层均匀分布的若干个圆管形燃烧缸组成；

所述第一燃烧室模块A和第二燃烧室模块B的圆柱形外罩上分別设有带电控开关的降温管的进口和带电控开关的降温管的出口；

所述压气机通过中心轴与涡轮相连接,其中所述第一燃烧室模块A和第二燃烧室模块B与中心轴同心设置。

所述压气机包括低压压气机和高压压气机，其中所述高压压气机后设有带电控开关的降温管的进口并与进气通道连接； 

所述低压压气机上设置有内外涵道气流平衡开关，高压压气机上还设置有内外涵道气流平衡开关。

所述尾喷管的排气筒上设有带电控旋转行程开关的活动排气分流板和固定排气分流板。 

进一步地，当圆周上第一层圆管形燃烧缸n1为4个时，第二层圆管形燃烧缸n2为8个，第三层圆管形燃烧缸n3为16个。 

更近一步地，当所述圆周上第三层圆管形燃烧缸n3为16个时，所述分流板上的行程开关的移动角度为45度。 

n1的数量越大，圆管形燃烧缸的总数量就越多，所在分流板上的行程开关的移动角度就越小。 

本实用新型的优点及有益效果如下： 

1、由于采用同心圆盘分流板技术，和行程开关配合工作，实现了发动机的进气降温、进气量的精准控制和均匀分配，减少了飞机的油耗，产生了高貭量稳定气流，提高了热管理能力。

2、由于采用了同心圆管的n缸n层分缸技术，采用多缸排列，便于获取真实参数数据，消除了发动机一个大缸难以获取真实参数数据和安全隐患的弊端，提高了飞机的安全系数。 

3、由于采用了同心圆管形燃烧室的模块串连技术，分级燃烧循环，高压补燃，冲比增大，可以使发动机按不同的工作模式工作，大幅度提高了发动机的加力、加速和变速能力，加上推力矢量技术的加入，在尾喷管的排气筒上，设有带电控旋转行程开关的活动排气分流板和固定排气分流板，分挡有效控制了排气的方向，可以使飞机飞得更高、更快、更省、更远、更巧、更好。　 

4、本实用新型实用新型的变循环发动机，针对国内外现有发动机的不足，成功解决了进气降温、精准进气、安全航行、加力变速、推力矢量的五大问题，性价比高，推重比大，冲比高、油耗低，航程远，使用寿命长，安全系数高，具有军民两用的广阔使用前景，富有极高的市场开拓价值，有可能结束一个大缸独霸天下的局面，宣告多缸时代的真正到来。

附图说明    

图1是本实用新型一优选实施例的一种多功能涡轮风扇喷气发动机的结构示意图；

图2为本实用新型中第一分流板沿A-A线的剖视图；

图3为本实用新型中第二分流板沿B-B线的剖视图；

图4为本实用新型中第一燃烧室及圆管形燃烧缸的结构示意图；

图5为本实用新型中第二燃烧室及圆管形燃烧缸的结构示意图；

图6为本实用新型中固定排气分流板结构示意图；

图7为本实用新型中活动排气分流板结构示意图。

其中，1-风扇；2-1低压压气机；2-2高压压气机；3-1第一分流板；3-2第二分流板；4-中心轴；5-涡轮；6-尾喷管；7-1第一燃烧室；7-2第二燃烧室；8-圆管形燃烧缸；9-1行程开关Ⅰ，9-2行程开关Ⅱ。10- 连动结构；11-1低压机内外涵道气流平衡开关；11-2高压机内外涵道气流平衡开关；12－1降温管的进口，12－2降温管的出口；13－1活动排气分流板；13-2固定排气分流板；13-3电控旋转行程开关。 

具体实施方式

目前我国现有的太行和昆仑等航空发动机均采用涡轮风扇发动机为原型机。 

　下面结合附图给出一个非限定性的实施例对本实用新型作进一步的阐述。 

参照图1、图2、图3、图4、图5、图6及图7所示，一种多功能涡轮风扇喷气发动机，包括：用于吸入空气的风扇1、对吸入的空气做功的压气机2、用于点燃经过压气机做功后的气体的第二燃烧室7-2、涡轮5及将燃烧后的气体排出的尾喷管6，还包括设置于所述第二燃烧室7-2进气端的第一燃烧室7-1，其中所述第一燃烧室7-1和第二燃烧室7-2内设置有圆管形燃烧缸8；所述第一燃烧室和第二燃烧室的圆柱形外罩上分別设有带电控开关的降温管的进口12－1和带电控开关的降温管的出口12－2； 

用于分气的第一分流板3-1及第二分流板3-2，所述第一分流板3-1和第二分流板3-2的圆周上设置有用于分气的孔，所述孔与圆管形燃烧缸8的位置对应设置且数量相等；所述孔的直径大小与圆管形燃烧缸8直径相等；

所述第一分流板3-1和第一燃烧室7-1组合形成第一燃烧室模块A，所述第二分流板3-2和第二燃烧室7-2组合形成第二燃烧室模块B；

所述第一分流板3-1对应设置于第一燃烧室7-1的进气端，所述第二分流板3-2 对应设置于第二燃烧室7-2进气端，在所述第一分流板3-1和第二分流板3-2上还分别设置有用于旋转所述第一分流板3-1和第二分流板3-2的行程开关Ⅰ9-1及行程开关Ⅱ9-2，所述行程开关Ⅰ9-1和行程开关Ⅱ9-2之间还设置有使第一分流板3-1和第二分流板3-2不发生相对转动的连动机构；

所述第二燃烧室7-2和第一燃烧室7-1由至少三层均匀分布的若干个圆管形燃烧缸8组成；

所述压气机2通过中心轴4与涡轮5相连接,其中所述第一燃烧室模块A和第二燃烧室模块B与中心轴4同心设置；

所述压气机2包括低压压气机2-1和高压压气机2-2，其中其中所述高压压气机2-2后设有带电控开关的降温管的进口并与进气通道连接(图上未标明)；

所述低压压气机2-1上设置有内外涵道气流平衡开关11-1，高压压气机2-2 上还设置有内外涵道气流平衡开关11-2；

所述燃烧室7由至少三层均匀分布的若干圆管形燃烧缸8组成；

其中第二燃烧室和第一燃烧室大小相同，圆管形燃烧缸数量和位置相同；

所述尾喷管的排气筒上设有电控旋转行程开关13-3的活动排气分流板13-1和固定排气分流板13-2。

　　优选地，当第一层圆管形燃烧缸n1为4个时，第二层圆管形燃烧缸n2为8个，第三层圆管形燃烧缸n3为16个；同理，第一层圆管形燃烧缸n1也可以为3个圆管形燃烧缸，则第二层n2就为6个圆管形燃烧缸，第三层n3就为12个圆管形燃烧缸，还可以继续加燃烧层n4、n5…； 

优选地，当所述第三层燃烧缸n3为16个圆管形燃烧缸时，所述分流板3上的行程开关9的移动角度为45度。初始状态时为最外面一层燃烧层即n3的燃烧缸接通并燃烧，当行程开关向右旋转45//2=22.5度时，即n2层和n3层的缸接通并燃烧，此时为涡扇形式，当行程开关向左旋转45//2=22.5度，再继续向左旋转45//2=22.5度时，即n1、n2层和n3层的缸接通并燃烧，此时全部接通，速度达到最大；

每个圆管形燃烧缸均含有液压喷油嘴和火花塞，当空气穿过进气道，通过风扇使空气压入压气机，压气机的扇叶叶片转动对气流做功，使气流的压力和温度升高，随后高压气流降温后通过分流板进入圆管形燃烧缸，圆管形燃烧缸的液压喷油嘴喷出燃油，同时火花塞点燃，产生高温高压气体，向后排出，高温高压燃气向后流过涡轮，部分内能在涡轮中膨胀转化为机械能，驱动涡轮旋转，由于涡轮和压气机装在同一条中心轴上，飞机要求提高发动机的最大推力从涡轮中提取的能量，转换成为轴功，驱动压气机旋转，从而反复压缩进入的空气，并且提供很大的空气质量流量；部分高温高压燃气从涡轮经尾喷管以高速从尾喷口向后排出。从而产生对发动机的反作用推力，驱使飞机经过排气分流板按一定方向向前飞行。

为达到本实用新型的技术方案上述目的，必须从降温、分气、分缸、变速、点火、加力、模块串连、推力矢量等八个方面进行设计。 

　 降温。一是如前所述，高温不但稀释了进口空气的密度，降低了进口气流的质量，增大了油耗，而且还会破坏缸体和叶片，影响发动机寿命，因此必须对发动机进行适当降温。二是根据冲压效应，当速度增加时，动量阻力会使净推力减小。一方面当进口压力增加，使气流密度和气流质量都有所增加，使喷管压比的增加，进而使总推力增加。另方面冲压温度的升高，就会提高进口压气机的气流温度。当发动机进口温度提高时，进口空气的密度降低，气流质量降低，能加进燃气流中的能量也在降低，推力也会降低，环境温度的上升使推力急剧下降。须知单位推力和单位燃油消耗率与环境温度的增加有着相反的特性。因此，要实现加力，必须要适当降温。三是浓缩氮降温提供了成功的案例。英国新制冷技术将让喷气发动机以更高功率安全运转，不会出现过热，其速度将可以超过每小时2000英里，可以拥有一个可重复使用而且更高效的发动机将大大降低太空飞行的成本。讲完了降温的必要性，再讲降温的可能性。如何做好降温？一是在模块分流板和燃烧室前的进气管道上加装带电控开关的输送浓缩氮降温管并连接通（图上未标明）。二是可在每个模块A、B（还可以有C、D，C、D在A、B之后，图上未标明）的燃烧室的圆柱形外罩上开两个小孔12－1、12－2，加装带电控开关的输送浓缩氮降温的管并连通，必要时作为输送浓缩氮降温的管孔使用，其中，12－1为降温管的进口，12－2为降温管的出口。这两种做法在工作模式为涡扇时可以不用，在工作模式为涡喷和冲压时可以使用。有备而来，可用也可不用，以备急时之需。三是C、D模块也可作为输送浓缩氮降温管道使用。四是由于最佳的压比是在低压涡轮出口与外涵道气流有着相等的总压，这时需要打开低压压气机11-1和高压压气机的内外涵道平衡开关11-2，既增大了涵道比，有利于实现低压涡轮出口与外涵道气流有着相等的总压，又适当降低了发动机进口温度。 

    分气。由于分流板和燃烧室与中心轴是独特的圆盘同心连体（空心）构造，能够通过分流板的电控旋转行程开关操控，精准控制进气面积，使高质量气流进入指定的圆管形燃烧缸（燃烧室）。分气电控旋转行程开关实现了从所有分层圆管形燃烧缸接触面积最小（绝对值为0，这时分气电控旋转行程开关处于关闭状态。），到所有分层圆管形燃烧缸接触面积最大之间循环往复的精准控制，进气面积越大，大压比就越小，进气面积越小，大压比就越大。与西方思路不同的是，本案从减少进气口面积入手，实现精确控制进气，就提高了大压比，而且经济。增加推力最有效的方法就是通过增加发动机的质量流量。需要强调的是，由电控旋转行程开关控制的分流板的作用非凡：一是在分流板的作用下，不会发生进气总压畸变、不会发生进气旋流畸变、不会发生进气总温不圴匀的状况，就会产生高貭量稳定气流，提高了热管理能力。二是开始点火时分流板进气面积越小，圆管形燃烧缸点火入店率就越高。由于入店率提高了，解决了圆管形燃烧缸的点火问题。三是解决了JT3D存在的问题，由于采取同层圆管形燃烧缸间隔功能划分，实行同层间隔的一半圆管形燃烧缸燃烧，同层间隔的另一半圆管形燃烧缸不点火燃烧，在各各火焰筒的出口处，有效地避免了相邻的两个火焰筒所喷出的燃气发生重叠，有效地保护了涡轮叶片，延长了涡轮叶片的使用寿命。四是由于模块分流板对内涵道进气有了精准控制，又有低压气机和高压气机上的内外涵道气流平衡开关把控，可以精准控制内外涵道气流平衡，可使发动机在不同的环境条件下，根据执行任务的不同，按不同的发动工作模式（涡扇、涡喷和冲压）正常工作，加上计算机多因素云计算和数字电控设备的操控，从而使飞机具备了自适应性功能，成为一台变循环发动机。 

分缸。与西方思路把改造重点放在燃烧室之外不同，我把改造重点放在燃烧室上。究竟分多少个圆管形燃烧缸合适？圆管形燃烧缸的直径是多少？圆管形燃烧缸的长度是多少？是一律圆管形燃烧缸还是大小圆管形燃烧缸混合排列？是串连还是并连？圆管形燃烧缸如何注油？如何点火？本实用新型提出了圆盘同心连体变循环发动机的设计构想：在空心的同心连体圆盘上，由分n缸n层4挡控制的均匀分布的若干个圆管形燃烧缸（小型燃烧室）成放射状排列组合而成。由于所述第一、第二分流板的圆孔和第一、第二燃烧室圆管形燃烧缸的直径、结构和位置完全相同（行程开关除外）；所述第一分流板与第一燃烧室形成一个模块A；所述第二分流板与第二燃烧室形成一个模块B。当我们在解决了分气问题之时，同时，也就解决了分缸问题。分缸、分层和分挡的原则：必须是同心+等距＋并连+外层圆管形燃烧缸数量倍增(或数量相等)+4挡。工艺流程上圆管形燃烧缸的环管要耐高温高压，环管内壁采用沙丘驻涡技术增大表面接触面积，先留出喷油嘴和火花塞的位置，后将其焊上，圆管形燃烧缸的安装按n1、n2、n3、n4的次序逐个依次进行，最后再焊上圆管形燃烧缸的表面及圆柱形外罩。由于第一、第二分流板都有实行连动的分气行程开关，能够实现从圆管形燃烧缸接触面积最小（绝对值为0，这时分气行程开关处于关闭状态。）到圆管形燃烧缸接触面积最大之间循环往复的精准控制，这样，分缸就解决了油耗问题，这是一。当n1为8时、n2为16、n3为32、n4就为64…在众多的圆管形燃烧缸(小缸)中，万一个別的圆管形燃烧缸(小缸)出现故障，也不会出现机毁人亡惨剧发生，这是二。同时，由于有了众多的圆管形燃烧缸(小缸)，就为我们解决变速问题奠定了很好的基础，这是三。 

变速。针对以前的航空发动机不能大幅度提速的问题，如何大幅度或成倍地提速？本实用新型设计思路是由行程开关根据需要，分4挡管控挡内所有圆管形燃烧缸的进气、点火和排出。每次只能打开1个层级的行程开关。例如：打开第1挡，最外面一层的圆管形燃烧缸开始工作；打开第2挡，最外面二层的圆管形燃烧缸开始工作；打开第3挡，重新回到最外面一层的圆管形燃烧缸开始工作；打开第4挡，所有层面的圆管形燃烧缸都开始工作；然后反向返回。这样，就成功地实现了变速。 

点火。为防湍流发生，点火必须对称均衡进行。因为圆管形燃烧缸过多，可对每个圆管形燃烧缸采用点火－油门连动技术，将每个圆管形燃烧缸的点火－油门之间用一根电线串连起来，当出现无法点火时，就会因为电路不通而自动关闭圆管形燃烧缸油门。圆盘上在所有的圆管形燃烧缸尾部各自均再增加1个备用火花塞，实行双重点火（冲压模式）。圆管形燃烧缸尾部的点火，根据飞行环境和任务需要，可点火，也可以不点火。这样做的好处是：即使个別圆管形燃烧缸出现故障，也不会太大地影响飞机运行，更不会出现机毁人亡的悲剧发生。 

加力。首先，由于圆管形燃烧缸的数量众多，使用行程开关增加圆管形燃烧缸的数量就实现了加力。打开全部圆管形燃烧缸开关就更加给力。其次，使用变缸技术，增长和增大圆管形燃烧缸缸体的长度和容量，也能实现加力。再次，更换发动机的工作模式（涡扇、涡喷和冲压），能更好地实现加力。 

模块串连。当同类圆管形燃烧缸模块A、B、C、D进行串连时，第一和第二燃烧室的概念是相对的，可以转化。正常时A模块是第一分流板加第一燃烧室3－1＋7－1，B模块是第二分流板加第二燃烧室3－2＋7-2，C模块可当作加力燃烧室，D模块可成为通气管道。若A模块在战斗中受伤，B、C模块可作为第一和第二燃烧室，D模块成为通气管道。当A、B模块为第一分流板和第一燃烧室3－1＋7－1和第二分流板和第二燃烧室3－2＋7-2时，C、D模块也可作气流通道使用，或作为输送浓缩氮降温的管道备用。我的理念是每个模块的每个圆管形燃烧缸都要做到：应有尽有(燃料输导管、降温输导管、喷油嘴和点火器等)，有备而来，可用也可不用，以备急时之需。模块串连的好处很多：一是功能转换。每个圆管形燃烧缸可当燃烧室用，也可仅当气流通道用，各个模块和每个圆管形燃烧缸，可以实现轮流工作，增加使用寿命。这样做看似浪费，但从保护昂贵的飞机、从保护更昂贵的飞行员来说，是完全必要的。同时，由于C、D模块增加了发动机的功能转换，更是必须的。二是油耗递减，推力递增。如果A模块油耗为1，B模块油耗就有可能为0.5，C模块油耗就有可能为0.2，D模块油耗就有可能为0.1；而推力在A、B、C、D模块之间，作为加力燃烧室依次大幅度提升。三是由于有可能由飞行员和计算机对外部的飞行环境（高度、亮度、风力、风向）、敌情（机型、距离、速度、角度）、任务(摧毁、迫降)和自身发动机的状况(性能、手段)等多因素进行云计算自控，由于有可能串连若干个同类圆管形燃烧缸模块，可象火箭一样进行分级燃烧循环，高压补燃，增大冲比，可使推力（理论上）既能实现从0到无穷大的加速，又能实现从无穷大到0的减速，（理论上）实现了从0到无穷大之间无限自由循环，这对航天飞机来说，更为重要。 

推力矢量。推力矢量是一项综合性很强的技术，它包括推力转向喷管技术和飞机机体/推进/控制系统一体化技术。未采用推力矢量技术的飞机，发动机的喷流都是与飞机的轴线重合的，产生的推力也沿轴线向前，这种情况下发动机的推力只是用于克服飞机所受的阻力和提供飞机所需的动力。而采用推力矢量技术的飞机，则是通过喷嘴偏转，利用发动机产生的推力获得多余的控制力矩，实现飞机的姿态控制。其突出特点是控制力矩与发动机紧密相关，而不受飞机本身姿态的影响，可以保证飞机在低速，大迎角机动飞行而操纵舵面几近失效时利用推力矢量提供的额外操纵力矩来控制飞机机动。矢量推力技术优点很多，它能提供过失速机动能力即大迎角下的机动能力，F/A-22,Su-37等优秀战机就是运用推力矢量的代表作，美国曾用X-31验证机与F/A-18做过仿真空战，结果战绩为32：1，其优势可见一斑，而且使用推力矢量的战斗机都拥有优良的短距起降能力，另外推力矢量技术提高了飞机的控制效率，可以使飞机的气动控制面如垂尾和立尾大大缩小，能减轻飞机重量，提高飞机的隐身能力 。如何做到推力矢量？本案设计在尾喷管排气筒内加装带电控旋转行程开关的排气分流板，调控排气气流流向，同尾喷管活动叶片密切配合，变换和控制排气方向（见图6和图7）。排气分流板由固定排气分流板13-2和活动排气分流板13-1同心组成，13-2和13-1直径相同，同圆心的距离相等。其中，固定排气分流板13-2由若干个分流孔均衡等距排列在排气分流板上，并固定在尾喷管排气筒上；活动排气分流板13-1由少于固定排气分流板13-2上的分流孔并与之均衡等距排列在排气分流板上，活动排气分流板13-1的分流孔同固定排气分流板13-2的若干分流孔直径相等(电控旋转行程开关除外)，运行轨迹相同，用电控旋转行程开关13-3控制旋转行程，可进行360度旋转。下面结合附图给出一个非限定性的实施例对本实用新型作进一步的阐述。当固定排气分流板13-2由8个分流孔均衡等距排列在排气分流板上，并固定在尾喷管排气筒上；活动排气分流板13-1由3个相邻的直径相等、运行轨迹相同分流孔组成，由电控旋转行程开关13-3控制活动排气分流板13-1的360度旋转行程，每过固定排气分流板13-2上的一个分流孔可作为一个挡，第一档为图7所示三孔向下为初始状态，若向右逆时针方向旋转，此时若向左必须回到初始位置第一档，然后再顺时针旋转到预定档位，共分8挡变换和控制排气方向，随着活动排气分流板13-1的3个分流孔的角度顺时针或反时针旋转变化，就形成了一定的顺时针或反时针方向的矢量推力，飞机就能上下左右随心所欲换挡变换不同的飞行轨迹，这有利于提高飞机的灵活性和隐身性能。　　 

本实用新型中发动机的多缸设计理念同样适用于涡轮喷气发动机和冲压发动机，可以作为发动机的原型机进行相应改变，同样包括在本实用新型中。

这些实施例应理解为仅用于说明本实用新型而不用于限制本实用新型的保护范围。在阅读了本实用新型的记载的内容之后，技术人员可以对本实用新型作各种改动或修改，这些等效变化和修饰同样落入本实用新型权利要求所限定的范围。 

Claims (5)

1.一种多功能涡轮风扇喷气发动机，包括：用于吸入空气的风扇(1)、对吸入的空气做功的压气机(2)、用于点燃经过压气机做功后的气体的第二燃烧室(7-2)、涡轮(5)及将燃烧后的气体排出的尾喷管(6)，其特征在于：还包括设置于所述第二燃烧室(7-2)进气端的第一燃烧室(7-1)，其中所述第一燃烧室(7-1)和第二燃烧室(7-2)内设置有圆管形燃烧缸(8)；所述第一燃烧室和第二燃烧室的圆柱形外罩上分別设有带电控开关的降温管的进口(12-1)和带电控开关的降温管的出口(12-2)；所述尾喷管(6)的排气筒上设有带电控旋转行程开关(13-3)的活动排气分流板(13-1)和固定排气分流板(13-2);

用于分气的第一分流板(3-1)及第二分流板(3-2)，所述第一分流板(3-1)和第二分流板(3-2)的圆周上设置有用于分气的孔，所述孔与圆管形燃烧缸(8)的位置对应设置且数量相等；所述孔的直径与圆管形燃烧缸(8)直径相等；

所述第一分流板(3-1)对应设置于第一燃烧室(7-1)的进气端，所述第二分流板(3-2) 对应设置于第二燃烧室(7-2)进气端，在所述第一分流板(3-1)和第二分流板(3-2)上还分别设置有用于旋转所述第一分流板(3-1)和第二分流板(3-2)的行程开关Ⅰ(9-1)及行程开关Ⅱ(9-2)，所述行程开关Ⅰ(9-1)和行程开关Ⅱ(9-2)之间还设置有使第一分流板(3-1)和第二分流板(3-2)不发生相对转动的连动机构(10)；

所述第二燃烧室(7-2)和第一燃烧室(7-1)由圆周上至少三层均匀分布的若干个圆管形燃烧缸(8)组成；

所述第一分流板和第一燃烧室组合形成第一燃烧室模块A，所述第二分流板和第二燃烧室组合形成第二燃烧室模块B；

所述第一燃烧室模块A和第二燃烧室模块B的圆柱形外罩上分別设有带电控开关的降温管的进口（12－1）和带电控开关的降温管的出口（12-2）；

所述压气机(2)通过中心轴(4)与涡轮(5)相连接,其中所述第一燃烧室模块A和第二燃烧室模块B与中心轴(4)同心设置。

2.根据权利要求1所述的多功能涡轮风扇喷气发动机，其特征在于：所述压气机(2)包括低压压气机(2-1)和高压压气机(2-2)，其中所述高压压气机(2-2)后设有带电控开关的降温管的进口并与进气通道连接。

3.根据权利要求2所述的多功能涡轮风扇喷气发动机，其特征在于：所述低压压气机(2-1)上设置有内外涵道气流平衡开关(11-1)，高压压气机(2-2) 上还设置有内外涵道气流平衡开关(11-2)。

4.根据权利要求1所述的多功能涡轮风扇喷气发动机，其特征在于：当圆周上第一层圆管形燃烧缸n1为4个时，第二层圆管形燃烧缸n2为8个，第三层圆管形燃烧缸n3为16个。

5.根据权利要求4所述的多功能涡轮风扇喷气发动机，其特征在于：当所述圆周上第三层圆管形燃烧缸n3为16个时，所述分流板(3)上的行程开关(9)的移动角度为45度。

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