CN113864082B - 一种航空喷气式发动机 - Google Patents

Abstract

本发明涉及航空发动机技术领域，具体涉及一种航空喷气式发动机，包括壳体，所述壳体包括进气端与排气端，所述壳体的内部沿进气端至排气端方向依次安装有：进气道系统、压气机系统、涵道系统、燃烧室系统、涡轮系统、尾喷系统以及传动轴系，本发明设计巧妙且结构新颖，使发动机能获取高推重比或低燃油消耗率，能同时满足飞机高机动性、高航速和远航程的动力需求，具有显著的推广意义。

Description

一种航空喷气式发动机

技术领域

本发明涉及航空发动机技术领域，具体涉及一种航空喷气式发动机。

背景技术

目前航空喷气式发动机以涡扇发动机为主，民用飞机多以大涵道比涡扇发动机为主，军用飞机多采用小涵道比加力涡扇发动机，以满足经济性和高航速的需求，而仅有少数强调高速性能的战斗机上采用涡喷发动机。涡喷发动机虽然动力强劲，但燃油消耗率高，无法满足高性能战机大作战半径的需要。为了降低油耗，在涡喷发动机的基础上增加外涵道，形成涡轮风扇发动机，这成为目前航空发动机的主流。然而涡轮风扇发动机，虽然油耗低，但单位推力密度小，推重比较低，虽然通过增加加力燃烧室，来提高瞬时的推力，以满足高性能战机起飞和空中高机动作战的需要。但由于进入加力燃烧室的气体含氧量较低，且气压远低于主燃烧室气压，速度也高达120-180m/s，远高于主燃烧室，燃烧不稳定，且燃烧不充分，为了提高燃烧效率，通常加力燃烧室设计的比较长，这些因素增加加力燃烧室设计的复杂性，而且结构重量较大。另外，由于加力燃烧室的工作温度高，发动机无法长时间工作，因此即使安装加力燃烧室，仍无法满足高性能战机的超音速巡航的需要。

专利号CN112483275A《一种推进器及飞行器》虽然公开了一种双燃烧室的无轴涡轮驱动的喷气式发动机。在高压压气机后分内外涵道，其中内涵道中布置第一燃烧室，主要用于驱动无轴涡轮带动无轴压气机工作；外涵道中布置第二燃烧室，第二燃烧室的气体与第一燃烧室的气体一致，均为新鲜高压空气，且速度地，燃烧稳定且充分，燃烧效率高，主要用于产生持续推力，满足超音速巡航需求。在第二燃烧室不工作时，外涵道相当于涡轮风扇发动机的外涵道产生推力，此时，发动机的油耗低，满足低速低油耗巡逻飞行需求。这种设计理论上可以获取持续的高推力，推重比高、油耗率低，满足高性能战机的超音速巡航需求和低速经济性巡逻需求。但由于其处于概念阶段，开发难度大、周期长，短期内尚无法投入实际应用。

因此需要研制一款推重比高、油耗率低，且技术相对成熟的航空喷气式发动机。

发明内容

针对上述技术问题，本发明的目的在于提供一种航空喷气式发动机，通过对发动机结构的重新设计，使发动机能获取高推重比或低燃油消耗率，能同时满足飞机高机动性、高航速和远航程的动力需求，本发明采用的技术方案如下：

一种航空喷气式发动机，包括壳体，所述壳体包括进气端与排气端，所述壳体的内部沿进气端至排气端方向依次安装有：

进气道系统，所述进气道系统包括进气道，空气通过所述进气道流入发动机内部；

压气机系统，所述压气机系统对经由进气道流入发动机的空气进行减速增压；

涵道系统，所述涵道系统包括内涵道与第一外涵道，经压气机系统增压后的空气，分别进入内涵道与第一外涵道；所述第一外涵道靠近压气机系统的位置处设置有第一涵道分流控制阀门；

燃烧室系统，所述燃烧室系统包括第一燃烧室与第二燃烧室，所述第一燃烧室设置在内涵道内部，所述第二燃烧室设置在第一外涵道内部；

涡轮系统，所述涡轮系统设置于内涵道内部，来自第一燃烧室内喷出的高温燃气驱动涡轮系统运转；

尾喷系统，所述尾喷系统包括内涵道尾喷口与外涵道尾喷口，来自第一燃烧室并经过涡轮系统的高温燃气从内涵道尾喷口喷出，来自第二燃烧室的高温燃气从外涵道尾喷口喷出，

传动轴系，所述传动轴系用于连接所述涡轮系统与所述压气机系统。

优选地，所述第二燃烧室为单管燃烧室、环管燃烧室或环形燃烧室中的其中一种。

优选地，所述第二燃烧室为单管燃烧室，在所述第一外涵道内沿周向排布，各个所述单管燃烧室独立工作。

优选地，所述进气道系统还包括设置于压气机系统前端的进气道整流罩，用于减小压气机系统产生的空气阻力。

优选地，所述压气机系统包括低压压气机与高压压气机，所述低压压气机与所述壳体的排气端之间直连有第二外涵道，所述第二外涵道上靠近低压压气机的位置处设置有第二涵道分流控制阀门。

优选地，还包括外置发动机，所述发动机与外置发动机通过高压外引气管连接，所述外置发动机包括连通的外置发动机混合室、外置发动机燃烧室与外置发动机尾喷管，所述高压外引气管的一端与第一外涵道连通，另一端与外置发动机混合室连通，所述的外置发动机混合室还与外界发动机燃油管路连通。

优选地，还包括外置发动机尾喷管冷却系统，所述外置发动机尾喷管冷却系统设置于所述外置发动机燃烧室的外壁以及外置发动机尾喷管的外壁，所述外置发动机尾喷管冷却系统分别与所述高压外引气管、所述外置发动机混合室连通，从高压外引气管流入的高压空气，在所述外置发动机尾喷管冷却系统内对所述外置发动机燃烧室和所述外置发动机尾喷管的管壁进行降温，带走热量，再流出到所述外置发动机混合室。

优选地，还包括外置发动机偏转装置，所述外置发动机安装在所述外置发动机偏转装置上，由所述外置发动机偏转装置调整所述外置发动机尾喷管的方向，进一步控制外置发动机的推力方向。

优选地，所述进气道与第一外涵道之间连通有冲压涵道，所述冲压涵道与所述进气道的连接处设置有冲压涵道进气阀门，所述冲压涵道与所述第一外涵道的连接处设置有冲压涵道排气阀门。

优选地，所述进气道系统还包括进气道可调节激波锥与激波锥支撑结构件，所述进气道可调节激波锥通过激波锥支撑结构件安装在压气机系统的前端，所述激波锥支撑结构件为可伸缩结构件。

与现有技术相比，本发明所具有的有益效果为：

(1)本发明在现有涡喷发动机的压气机后增加外涵道和第二燃烧室，使发动机的所有燃烧室都处于最佳工作状态，进行充分燃烧，获得比加力燃烧室更大的额外推力、更低的油耗、更长的持续工作时间，使装载有该发动机的飞机获得超音速巡航能力；

(2)本发明增加外置发动机的方案，相当于由一台带压气机的核心发动机带动多个仅含燃烧室和尾喷管系统的外置发动机同时工作，以更小的结构重量代价，获得多台发动机同时工作产生不同方向推力的效果，适合用于垂直起降飞机；

(3)本发明增加冲压涵道的方案，使发动机具备在正常喷气式工作模式和亚燃冲压工作模式之间自由切换的能力，使装载该发动机的飞机，在起飞阶段可通过正常喷气发动机工作模式将飞机加速至2马赫，再切换至亚燃冲压工作模式，使飞机能在超音速甚至高超音速巡航飞行。

附图说明

下面将以明确易懂的方式，结合附图说明优选实施方式，对本发明的上述特性、技术特征、优点及其实现方式予以进一步说明。

图1是本发明实施例一的一种航空喷气式发动机侧视图；

图2是本发明实施例一的一种航空喷气式发动机第二外涵道关闭状态示意图；

图3是本发明实施例一的一种航空喷气式发动机第二外涵道打开状态示意图；

图4是本发明实施例二的带外置发动机的航空喷气式发动机第一种方案示意图；

图5是本发明实施例二的带外置发动机的航空喷气式发动机第二种方案示意图；

图6是本发明实施例二的带外置发动机的航空喷气式发动机第三种方案示意图；

图7是本发明实施例三的带冲压涵道的航空喷气式发动机正常涡轮工作状态示意图；

图8是本发明实施例三的带冲压涵道的航空喷气式发动机冲压工作状态示意图。

附图标号说明：

10、进气道系统；11、进气道；12、进气道整流罩；13、压气机前导气叶片；14、进气道可调节激波锥；15、激波锥支撑结构件；16、冲压涵道进气阀门；

20、压气机系统；21、压气机机匣；211、低压压气机机匣；212、高压压气机机匣；22、压气机转子叶片；221、低压压气机转子叶片；222、高压压气机转子叶片；23、压气机静子叶片；231、低压压气机静子叶片；232、高压压气机静子叶片；

30、涵道系统；31、高压空气导气叶片；32、涵道分流控制阀门；321、第一涵道分流控制阀门；322、第二涵道分流控制阀门；33、内涵道；34、外涵道；341、第一外涵道；342、第二外涵道；35、燃气导气叶片；38、冲压涵道；39、冲压涵道排气阀门；

40、燃烧室系统；41、第一燃烧室；42、第一燃烧室机匣；43、第二燃烧室；

50、涡轮系统；51、涡轮转子叶片；511、高压涡轮转子叶片；512、低压涡轮转子叶片；52、涡轮静子叶片；521、高压涡轮静子叶片；522、低压涡轮静子叶片；53、涡轮机匣；531、高压涡轮机匣；532、低压涡轮机匣；

60、尾喷系统；61、燃气导流叶片；62、燃气整流罩；63、内涵道尾喷口；64、外涵道尾喷口；

70、传动轴系；71、传动轴；711、低压传动轴；712、高压传动轴；72、传动轴承；

80、壳体；810、进气端；820、排气端；

90、外置发动机；91、外置发动机混合室；92、外置发动机燃烧室；93、外置发动机尾喷管；94、高压外引气管；95、高压外引气管阀门；96、外置发动机燃油管路；97、外置发动机尾喷管冷却系统；98、外置发动机偏转装置。

具体实施方式

为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对照附图说明本发明的具体实施方式。显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图，并获得其他的实施方式。

为使图面简洁，各图中只示意性地表示出了与发明相关的部分，它们并不代表其作为产品的实际结构。另外，以使图面简洁便于理解，在有些图中具有相同结构或功能的部件，仅示意性地绘示了其中的一个，或仅标出了其中的一个。在本文中，“一个”不仅表示“仅此一个”，也可以表示“多于一个”的情形。

还应当进一步理解，在本申请说明书和所附权利要求书中使用的术语“和/或”是指相关联列出的项中的一个或多个的任何组合以及所有可能组合，并且包括这些组合。

在本文中，需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，术语“安装”、“相连”、“连接”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通。对于本领域的普通技术人员而言，可以具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。

另外，在本申请的描述中，术语“第一”、“第二”等仅用于区分描述，而不能理解为指示或暗示相对重要性。

实施例1

参见图1至图3，本发明提供了一种航空喷气式发动机，包括壳体80，壳体80设置于发动机外围，为各系统提供安装空间，并提供发动机在飞机上安装的固定接头。所述壳体80包括进气端810与排气端820，所述壳体的内部沿进气端810至排气端820的方向依次安装有进气道系统10、压气机系统20、涵道系统30、燃烧室系统40、涡轮系统50、尾喷系统60以及传动轴系70。

所述进气道系统10设置于壳体80的内腔内侧，包括进气道11，进气道11为发动机提供空气进气流道，空气通过所述进气道11流入发动机内部；

作为优选地实施例，本实施例中的所述进气道系统10还包括设置于压气机系统20前端的进气道整流罩12，用于减小压气机系统20产生的空气阻力，所述进气道系统10还包括压气机前导气叶片13，压气机前导气叶片13设置于压气机系统20的前端，连接壳体80和进气道整流罩12，在对进气道整流罩12进行固定支撑的同时，对从进气道流入压气机系统20的空气进行导流，改变气流方向，并降速增压，提高压气机系统20的工作效率。

所述压气机系统20设置于壳体80的内腔内侧，对经由进气道11流入发动机的空气进行减速增压，所述压气机系统20设置在进气道系统10与涵道系统30之间，压气机系统20包括安装在传动轴系70的压气机机匣21、安装在压气机机匣21外侧的压气机转子叶片22、以及安装在壳体80内侧的压气机静子叶片23。传动轴系70转动时，压气机机匣21带动压气机转子叶片22转动，推动从进气道系统10进入的空气向后侧运动，使空气流速增加，将传动系统10的机械能转化为空气的动能；被压气机转子叶片22加速过的空气流过压气机静子叶片23时，气流方向改变，同时流速降低、压强和温度升高，使空气的动能转化空气的内能。从进气道系统10流入的空气，经压气机系统20增压后，形成高压空气，流入涵道系统30。

作为优选地实施例，本实施例中的压气机系统20还包括低压压气机21和高压压气机22，低压压气机21设置于靠近进气道11后端，高压压气机22设置于低压压气机21与燃烧室系统40之间。低压压气机21和高压压气机22的具体连接方式和作用与压气机系统20一致，不再赘述。优选地，低压压气机21的旋转方向与高压压气机22的旋转方向相反。

所述涵道系统30设置于壳体80的内腔内侧，涵道系统30包括内涵道33和第一外涵道341，内涵道33设置于压气机系统20与涡轮系统50之间，在壳体80的内腔靠近传动轴系70的一侧；第一外涵道341设置于压气机系统20与尾喷系统60之间，在壳体80的内腔与内涵道33之间。

作为优选地实施例，本实施例中的涵道系统30还包括设置于压气机系统20后端的高压空气导气叶片31，用于调整从压气机系统20出来的高压气流方向，同时进一步减速增压，提高高压空气的内能。

作为优选地实施例，本实施例中的涵道系统30还包括设置于涡轮系统50前端的燃气导气叶片35，用于改变从燃烧室系统40流出的燃气气流方向，并降压增速，将高温高压燃气的内能转化为动能，提高涡轮系统50的工作效率。

作为优选地实施例，本实施例中的涵道系统30还包括设置于高压空气导气叶片31后端的第一涵道分流控制阀门321，用于调整流入内涵道33和第一外涵道341的高压空气比例关系，使发动机的燃烧室系统40处于目标工作状态。

作为优选地实施例，本实施例中的涵道系统30还包括设置于压气机系统20和发动机尾部之间、位于第一外涵道341外侧的第二外涵道342，用于从压气机系统20的低压压气机21直接引气向发动机尾部喷出发动机外部，产生推力。

作为优选地实施例，本实施例中的涵道系统30还包括设置于低压空气导气叶片31后端的第二涵道分流控制阀门322，用于调整流入高压压气机22和第二外涵道341的空气比例关系，使发动机的燃油效率处于较高状态。

所述燃烧室系统40包括设置于压气机系统20和涡轮系统50之间的第一燃烧室机匣42、设置于内涵道33内的第一燃烧室41以及设置于第一外涵道341内的第二燃烧室43。从压气机系统20出来的高压空气，一部分经内涵道33进入第一燃烧室41，与燃料进行充分燃烧，形成高温高压燃气，高温高压的燃气在内涵道33内经过加速后，将燃气的内能转化为燃气的动能，形成高温高压高速的燃气，流入涡轮系统50；另一部分经第一外涵道341进入第二燃烧室43，与燃料进行充分燃烧，形成高温高压燃气，流入尾喷系统60。

作为优选地实施例，本实施例中所述第二燃烧室43为单管燃烧室、环管燃烧室和环形燃烧室的其中一种，优选地为单管燃烧室；所述单管燃烧室为多个，且在所述第一外涵道341内沿周向排布；相邻的单管燃烧室之间可通过连焰器连通，或不连通，本实施例中优选为不连通，各个单管燃烧室可独立工作，根据飞机的不同速度和不同高度下的推力需求，选择最合适的单管燃烧室数量参与工作，以实现在不同推力需求情况下发动机均能最高效率工作的效果，提高燃油经济性。

所述涡轮系统50设置于壳体80的内腔内侧，在第一燃烧室41与尾喷系统60之间，涡轮系统50包括安装在传动轴系70的涡轮机匣51、安装在涡轮机匣51外侧的涡轮转子叶片52、安装在壳体80内侧的涡轮静子叶片53。从第一燃烧室41流出的高温高压高速燃气，流过涡轮转子叶片52时，带动涡轮转子叶片52转动，涡轮转子叶片52通过涡轮机匣51带动传动轴系70转动，将燃气的动能转化为机械能，并通过传动轴系70传递至压气机系统20；从涡轮转子叶片52流出的高温高压燃气流过涡轮静子叶片53时，燃气的气流方向改变，同时流速增加、温度和压强降低，燃气的内能转化为动能，形成高温高压高速的燃气，进入下一组涡轮转子叶片52或者尾喷系统60。

作为优选地实施例，本实施例中的涡轮系统50还包括高压涡轮51和低压涡轮52，高压涡轮51设置于靠近第一燃烧室41的后端，低压涡轮52设置于高压涡轮51与尾喷系统60之间。高压涡轮51和低压涡轮52的具体连接方式和作用与涡轮系统50一致，不再赘述。优选地，高压涡轮51的旋转方向与低压涡轮52的旋转方向相反。

所述尾喷系统60设置于壳体80的内腔内侧，靠近发动机的末端，包括设置在涡轮系统50后部的内涵道尾喷口63和设置于第一外涵道341内部第二燃烧室43后部的外涵道尾喷口64。从涡轮系统50后部流出的高温高压高速燃气，在内涵道尾喷口63处进行降温降压并增速，将燃气的内能充分转化为动能，再向后排出，产生推力；从第二燃烧室43后部流出的高温高压高速燃气，在外涵道尾喷口64处进行降温降压并增速，将燃气的内能充分转化为动能，再向后排出，产生推力；若第二燃烧室43不工作，则从第二燃烧室43后部流出的高压空气，在外涵道尾喷口64处进行降压增速，将空气的内能充分转化为动能，再向后排出，产生推力。

作为优选地实施例，本实施例中的尾喷系统60还包括设置于涡轮系统50后端的燃气整流罩62，用于对从涡轮系统50流出的高温高速燃气进行导流，减少阻力，同时也起到对燃气进一步降压增速，增加燃气的动能，提高发动机效率。

作为优选地实施例，本实施例中的尾喷系统60还包括燃气导气叶片61，燃气导气叶片61设置于涡轮系统50的后端，连接壳体80和燃气整流罩62，在对燃气整流罩62进行固定支撑的同时，对从涡轮系统50流出的高温高速燃气进行导流，改变气流方向，并降压增速，提高尾喷系统的效率。

所述传动轴系70设置于发动机内腔中心轴处，包括连接压气机机匣23和涡轮机匣53的传动轴71、以及将传动轴71支撑在第一燃烧室机匣42的传动轴承72，传动轴71通过传动轴承72实现自由转动。

优选地，传动轴系71还包括低压传动轴711和高压传动轴712，低压传动轴711用于连接低压压气机机匣211和低压涡轮机匣512，高压传动轴712用于连接高压压气机机匣212和高压涡轮机匣511，高压传动轴712与低压传动轴711同轴安装，且设置于低压传动轴711的外圈，通过传动轴承72进行活动连接。

本实施例中，通过在现有涡喷发动机的基础上，增加第一外涵道341和第二燃烧室43，将部分压气机后的高压新鲜空气引入第二燃烧室43进行充分燃烧，产生的高温高压燃气，再经尾喷系统60加速后，向后喷出发动机外，可持续产生强大的推力。这种方式比普通涡扇发动机外涵道仅喷出相对低速的空气，能量密度更大，推重比更高；也比现有的加力燃烧室的工作条件好，压强大、氧气充足、速度低，可持续稳定燃烧，燃烧效率高，而且充分燃烧时所需燃烧室的长度比加力燃烧室的短，结构重量相对较小。同时，可关闭第二燃烧室43，使第一外涵道341的高压新鲜空气直接经尾喷管加速后，向后喷出发动机外，此时与涡扇发动机工作方式类似，虽然推力减小，但燃油经济性较高。

实施例Ⅱ

参见图4至图6，本实施例在实施例Ⅰ的基础上增加了外置发动机90，本实施例与实施例Ⅰ中的相同之处在此不再赘述。如图4所示，本实施例的发动机还包括外置发动机90，外置发动机90包括外置发动机混合室91、外置发动机燃烧室92、外置发动机尾喷管93、高压外引气管94、高压外引气管阀门95、外置发动机燃油管路96。外置发动机混合室91设置于外置发动机90的前段，为高压空气与燃料提供预混合的空间；外置发动机燃烧室92设置于外置发动机混合室91后段，并与之联通，为高压空气与燃料混合后的混合气体提供充分燃烧的空间；外置发动机尾喷管93设置于外置发动机90的后段，与外置发动机燃烧室92连通，对从外置发动机燃烧室92流出的高温高压燃气进行降温降压增速处理，将燃气的内能充分转化为动能，向后排出，产生推力；高压外引气管94的一端与第一外涵道341连通，另一端与外置发动机混合室91连通，将第一外涵道341内的高压空气引入外置发动机混合室91内，与燃料进行混合；高压外引气管阀门95设置于高压外引气管94与第一外涵道341连接处，用于控制第一外涵道341内的高压空气流入外置发动机90的比例；外置发动机燃油管路96与外置发动机混合室91连通，将燃料引入外置发动机混合室91，与高压空气进行混合。

作为优选地实施例，本实施例中的外置发动机90还包括外置发动机尾喷管冷却系统97，外置发动机尾喷管冷却系统97设置于外置发动机燃烧室92和外置发动机尾喷管93的管壁外围，与高压外引气管94和外置发动机混合室91连通，从高压外引气管94流入的高压空气，在外置发动机尾喷管冷却系统97内对外置发动机燃烧室92和外置发动机尾喷管93的管壁进行降温，带走热量，再流出到外置发动机混合室91；

本实施例中的所述外置发动机尾喷管冷却系统97还可分别与高压外引气管94和外界大气连通，从高压外引气管94流入的高压空气，一部分直接进入外置发动机混合室91与燃油进行混合，另一部分进入外置发动机尾喷管冷却系统97，对外置发动机燃烧室92和外置发动机尾喷管93的管壁进行降温，带走热量，再流出到外界大气。

作为优选地实施例，本实施例中的外置发动机90还包括外置发动机偏转装置98，外置发动机偏转装置98安装在飞机上，并与外置发动机90连接，通过调整外置发动机90的尾喷管方向，控制外置发动机90的推力方向。

本实施例中增加外置发动机的方案，相当于由一台带压气机的核心发动机带动多个仅含燃烧室和尾喷管系统的外置发动机同时工作，以更小的结构重量代价，获得多台发动机同时工作产生不同方向推力的效果，适合用于垂直起降飞机；

实施例Ⅲ

参见图7至图8，本实施例在实施例Ⅰ和实施例Ⅱ的基础上增加了冲压涵道，本实施例与实施例Ⅰ和实施例Ⅱ中的相同之处在此不再赘述。以在实施例Ⅰ的基础上增加了冲压涵道为例，如图7和图8所示，本实施例的发动机还包括冲压涵道38，冲压涵道38布置在壳体80的内腔、压气机系统20的外圈，一端进气道11连通，另一端与第一外涵道341连通。在飞机飞行速度达到2马赫时，发动机进入亚燃冲压工作模式，来流空气在进气道11处经减速增压后，形成高压空气，通过冲压涵道38流入第一外涵道341，在第二燃烧室43处与燃料混合后充分燃烧，形成的高温高压燃气在外涵道尾喷口64处进行降温降压增速，将燃气内能转化为动能，向后排出，产生推力。

作为优选地实施例，本实施例中的进气道系统10还包括冲压涵道进气阀门16，冲压涵道进气阀门16设置于冲压涵道38与进气道11的连接处，用于调节流入冲压涵道38的空气比例，或关闭冲压涵道38。

作为优选地实施例，本实施例中的进气道系统10还包括进气道可调节激波锥14和激波锥支撑结构15，进气道可调节激波锥14设置于进气道11内，在压气机系统20的前端，与激波锥支撑结构15进行连接。优选地，进气道可调节激波锥14可在激波锥支撑结构15内前后运动，如附图7所示为进气道可调节激波锥14处于退缩状态，此时进气道11的进气面积最大，适合于飞机在起飞和亚音速飞行状态，发动机处于正常涡轮工作状态；如附图8所示为进气道可调节激波锥14处于伸出状态，此时进气道11的进气面积最小，适合于飞机在超音速飞行状态，发动机切换至亚燃冲压工作状态。通过进气道可调节激波锥14，改变进气道11的横截面积，以调整不同马赫数的来流空气进入进气道11的激波强度，对来流空气进行有效减速增压。

优选地，涵道系统30还包括冲压涵道排气阀门39，冲压涵道排气阀门39，设置于冲压涵道38与第一外涵道341的连接处，用于打开或关闭冲压涵道38。

在实施例Ⅱ的基础上增加冲压涵道的情况相同，在此不再赘述。

本发明增加冲压涵道的方案，使发动机具备在正常喷气式工作模式和亚燃冲压工作模式之间自由切换的能力，使装载该发动机的飞机，在起飞阶段可通过正常喷气发动机工作模式将飞机加速至2马赫，再切换至亚燃冲压工作模式，使飞机能在超音速甚至高超音速巡航飞行。

应当说明的是，上述实施例均可根据需要自由组合。以上仅是本发明的优选实施方式，应当指出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明原理的前提下，还可以做出若干改进和润饰，这些改进和润饰也应视为本发明的保护范围。

Claims (9)

1.一种航空喷气式发动机，其特征在于，包括壳体，所述壳体包括进气端与排气端，所述壳体的内部沿进气端至排气端方向依次安装有：

进气道系统，所述进气道系统包括进气道，空气通过所述进气道流入发动机内部；

压气机系统，所述压气机系统对经由进气道流入发动机的空气进行减速增压；

涵道系统，所述涵道系统包括内涵道与第一外涵道，经压气机系统增压后的空气，分别进入内涵道与第一外涵道；所述第一外涵道靠近压气机系统的位置处设置有第一涵道分流控制阀门；

燃烧室系统，所述燃烧室系统包括第一燃烧室与第二燃烧室，所述第一燃烧室设置在内涵道内部，所述第二燃烧室设置在第一外涵道内部；

涡轮系统，所述涡轮系统设置于内涵道内部，来自第一燃烧室内喷出的高温燃气驱动涡轮系统运转；

尾喷系统，所述尾喷系统包括内涵道尾喷口与外涵道尾喷口，来自第一燃烧室并经过涡轮系统的高温燃气从内涵道尾喷口喷出，来自第二燃烧室的高温燃气从外涵道尾喷口喷出，

传动轴系，所述传动轴系用于连接所述涡轮系统与所述压气机系统；

还包括外置发动机，所述发动机与外置发动机通过高压外引气管连接，所述外置发动机包括连通的外置发动机混合室、外置发动机燃烧室与外置发动机尾喷管，所述高压外引气管的一端与第一外涵道连通，另一端与外置发动机混合室连通，所述的外置发动机混合室还与外界发动机燃油管路连通。

2.根据权利要求1所述的一种航空喷气式发动机，其特征在于：所述第二燃烧室为单管燃烧室、环管燃烧室或环形燃烧室中的其中一种。

3.根据权利要求2所述的一种航空喷气式发动机，其特征在于：所述第二燃烧室为单管燃烧室，在所述第一外涵道内沿周向排布，各个所述单管燃烧室独立工作。

4.根据权利要求1所述的一种航空喷气式发动机，其特征在于：所述进气道系统还包括设置于压气机系统前端的进气道整流罩，用于减小压气机系统产生的空气阻力。

5.根据权利要求1所述的一种航空喷气式发动机，其特征在于：所述压气机系统包括低压压气机与高压压气机，所述低压压气机与所述壳体的排气端之间直连有第二外涵道，所述第二外涵道上靠近低压压气机的位置处设置有第二涵道分流控制阀门。

6.根据权利要求1所述的一种航空喷气式发动机，其特征在于：还包括外置发动机尾喷管冷却系统，所述外置发动机尾喷管冷却系统设置于所述外置发动机燃烧室的外壁以及外置发动机尾喷管的外壁，所述外置发动机尾喷管冷却系统分别与所述高压外引气管、所述外置发动机混合室连通，从高压外引气管流入的高压空气，在所述外置发动机尾喷管冷却系统内对所述外置发动机燃烧室和所述外置发动机尾喷管的管壁进行降温，带走热量，再流出到所述外置发动机混合室。

7.根据权利要求1所述的一种航空喷气式发动机，其特征在于：还包括外置发动机偏转装置，所述外置发动机安装在所述外置发动机偏转装置上，由所述外置发动机偏转装置调整所述外置发动机尾喷管的方向，进一步控制外置发动机的推力方向。

8.根据权利要求1-7中任一项所述的一种航空喷气式发动机，其特征在于：所述进气道与第一外涵道之间连通有冲压涵道，所述冲压涵道与所述进气道的连接处设置有冲压涵道进气阀门，所述冲压涵道与所述第一外涵道的连接处设置有冲压涵道排气阀门。

9.根据权利要求8所述的一种航空喷气式发动机，其特征在于：所述进气道系统还包括进气道可调节激波锥与激波锥支撑结构件，所述进气道可调节激波锥通过激波锥支撑结构件安装在压气机系统的前端，所述激波锥支撑结构件为可伸缩结构件。

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