双模态全速全适应可变循环旋喷式航空喷气发动机

技术领域。本发明属于航空喷气发动机，涉及燃气旋喷航空喷气发动机技术、永磁发电技术领域以及冲压进气技术。

背景技术。现有的燃气动力涡轮航空喷气发动机以及本发明人之前已获得国家发明专利授权的《旋喷式可变循环航空喷气发动机》(专利号201810092409.9)都有一个共同特点，参与燃烧的空气都是通过多级涡扇连续加压后进入燃烧室中参与燃烧的，这样做导致的一种结果是：随着飞机速度的进一步上升，高速气流冲击涡扇叶片力量不断加强，空气动能不断转化为热能，这热能使进入燃烧室之前的空气温度大幅提高，空气温度越高，空气中的有效氧含量就相应大幅减少，这样空气与燃料就很难发生燃烧，燃料中的化学能就不能得到有效释放，飞行中的飞机不能从燃料中获得额外能量，发动机的推力就会越来越小，直至减少到零，这样飞机速度就不能继续提高了，由此可见采用这种压气机机械压缩空气模式的航空喷气发动机其速度有一极限值。不仅如此，很明显这种机械压缩空气模式还会额外耗费能量，极不利于这种航空喷气发动机热效率的提高，为了克服航空发动机这种缺陷，人们发明了冲压发动机，冲压发动机无需机械压缩空气，但冲压发动机只有飞行器飞行速度达到一定程度时才能启动发挥作用，且基本不能人为控制，多用于火箭、导弹飞行，人们为了克服冲压发动机这种缺陷，人类又想到将燃气涡轮航空喷气发动机与冲压发动机二者进行相结合，实行双模态，发明出了亚燃冲压发动机和超燃冲压发动机，并将其称作“人类第六代航空发动机”(简称“六代机”)，代表着航空发动机的未来。很显然这二种发动机结构极为复杂，难度很大，且可操作性与实用性均较差，至今没有得到普及应用。

在此之前，本发明人已就燃气旋喷航空喷气发动机研究项目获得了《旋喷式可变循环航空喷气发动机》(专利号201810092409.9)发明专利，该发明创造对克服现有的燃气涡轮航空喷气发动机各种固有缺点有着巨大的技术进步，但在发动机进气方式上没有什么实质性改进，我们知道，技术进步无止境，创新无止境，相对本发明创造，该发明创造仍有不足与有待完善的地方，特别是在航空器操控、随机发电、安全性、耐用性、适应性等多方面仍有许多不足和有待改进的地方。

发明内容。为了克服人类理想中的人类“六代机”所有缺点，为人类提供一种具有自如适应飞行中的各种巡航状态、操控性与瞬时响应极好、结构相对简单、制造难度相对不大、成本低、噪音小、热效率相对超高、制造材料不那么严苛、应用燃料不那么严苛、相对环保等优良特性，最后还可像现有活塞发动机那样自如操控的真正无比理想的燃气航空喷气发动机，本发明提供双模态全速全适应可变循环旋喷式航空喷气发动机，它采用的技术方案是：将发动机整体拆分为相互分离的发动机空气喷气推力部分(可称此为推力喷气机)与空气进气燃烧部分(可称此为双模态空气增压器)二部分，由专门生产高压空气的双模态空气增压器通过空气输送管道向推力喷气机输送用于同燃料混合燃烧的高压空气，由推力喷气机专门产生航空发动机所必需的推力。而对于推力喷气机来说，首先以高效、结构极其科学合理的燃气旋喷机构代替现有的燃气涡轮动力装置，再以同样高效、结构极其科学合理的气体轴流发电技术代替目前的蜗杆连轴机械发电技术解决随机发电问题，而对于双模态空气增压器来说，以并联使用的多个电动离心机增压方式和冲压进气方式这二种模态并联存在代替现有的串联多级压气机这一传统且单一的进气模式，双模态空气增压器采用双模态方式进气：低速状态下采用电动增压模态进气，高速状态下采用冲压模态进气，两种模态在工作中自动切换；在推力喷气机内部，双模态空气增压器输送来的燃烧空气经与燃料混合、燃烧后产生高压混合燃气并释放化学能，燃气旋喷机构将化学能高效转化成机械能，由燃气旋喷机构驱动推力喷气机主轴(也即航空发动机主轴)旋转，旋转的航空发动机主轴又驱动气体轴流发电装置中的涡扇以及安装在航空发动机主轴上的附加涡扇一同旋转；在推力喷气机内的空气涵道内部，外面空气从空气涵道一端的推力进气管进入空气涵道中，此股空气在旋转的旋喷机构自身涡扇、附加涡扇、轴流发电装置涡扇等多级涡扇连续加压下最后从空气涵道另一端的尾喷管中高速向后冲出空气涵道，高速冲出的混合气所产生的反作用力即是本发明装置产生向前的巨大推力。

本发明解决其技术问题所采用的具体技术方案。双模态全速全适应可变循环旋喷式航空喷气发动机，包括推力喷气机、双模态空气增压器、燃料存储箱、蓄电池组、燃料输送泵，燃料存储箱上设有燃料输出法兰接口，推力喷气机上面开设有燃烧空气输入第1法兰接口、燃料换热前输入法兰接口、燃料换热后输出法兰接口、燃烧空气输入第2法兰接口、燃料换热后输入法兰接口共5处对外连接部件，其中燃料换热后输入法兰接口上面通过螺栓螺母同燃料输送调节阀出口端法兰相互固定连接在一起；双模态空气增压器上面开设有若干高压空气输出法兰接口，此即高压空气输出第1法兰接口、高压空气输出第2法兰接口共2处对外连接法兰接口，并且高压空气输出第1法兰接口、高压空气输出第2法兰接口共2法兰接口上面通过螺栓螺母分别同燃烧空气第1调节阀、燃烧空气第2调节阀共2阀门各自进口端法兰相互固定连接在一起；燃料存储箱上面的燃料输出法兰接口同燃料输送泵的进口端法兰相固定连接，未换热燃料输送管将燃料输送泵的出口端法兰和燃料换热前输入法兰接口相连通，换热后燃料输送管将燃料换热后输出法兰接口和燃料输送调节阀进口端相连通，第2空气输送管将燃烧空气第2调节阀出口端和燃烧空气输入第1法兰接口相连通，第1空气输送管将燃烧空气第1调节阀出口端和燃烧空气输入第2法兰接口相连通，蓄电池组有导电线同燃料输送泵、推力喷气机以及双模态空气增压器相连接。

上述的双模态全速全适应可变循环旋喷式航空喷气发动机，其中所述的推力喷气机基本结构特征是：推力喷气机包括推力进气管、尾喷管，位于推力喷气机最前端的推力进气管上设有推力进气管连接法兰，在推力进气管后面并与之相依靠在一起的是其上面设有发电单元前连接法兰和发电单元后连接法兰的发电单元，发电单元前连接法兰同推力进气管连接法兰一起由若干推力喷气机第1套螺栓螺母固定连接在一起；在发电单元后面并与之相依靠在一起的是其上面设有前机匣前连接法兰和前机匣后连接法兰的前机匣，前机匣前连接法兰同发电单元后连接法兰一起由若干推力喷气机第2套螺栓螺母固定连接在一起；在前机匣后面并与之相依靠在一起的是其上面设有动力单元前连接法兰和动力单元后连接法兰的动力单元，动力单元前连接法兰同前机匣后连接法兰一起由若干推力喷气机第3套螺栓螺母固定连接在一起；在动力单元后面并与之相依靠在一起的是其上面设有燃烧单元前连接法兰和燃烧单元后连接法兰的燃烧单元，燃烧单元前连接法兰同动力单元后连接法兰一起由若干推力喷气机第4套螺栓螺母固定连接在一起；在燃烧单元后面并与之相依靠在一起的是其上面设有原料预备单元前连接法兰、原料预备单元后连接法兰以及若干燃烧空气输入法兰接口，此即燃烧空气输入第1法兰接口和燃烧空气输入第2法兰接口，原料预备单元前连接法兰同燃烧单元后连接法兰一起由若干推力喷气机第5套螺栓螺母固定连接在一起；在原料预备单元后面并与之相依靠在一起的是其上面设有燃料预备单元前连接法兰、燃料预备单元后连接法兰以及燃料换热后输入法兰接口的燃料预备单元，燃料预备单元前连接法兰同原料预备单元后连接法兰一起由若干推力喷气机第6套螺栓螺母固定连接在一起；在燃料预备单元后面并与之相依靠在一起的是其上面设有复合后机匣前连接法兰、复合后机匣后连接法兰、燃料换热前输入法兰接口、燃料换热后输出法兰接口共4附件的复合后机匣，复合后机匣前连接法兰同燃料预备单元后连接法兰一起由若干推力喷气机第7套螺栓螺母固定连接在一起；在复合后机匣后面并与之相依靠在一起的是其上面设有尾喷管连接法兰的尾喷管33，尾喷管连接法兰同复合后机匣后连接法兰一起由若干第8套螺栓螺母固定连接在一起；在推力喷气机主体内部设有包括主轴在内的主轴及围绕主轴辅助件，主轴上面在位于原料预备单元内部处安装固定有附加涡扇；若干穿杆分别穿过推力进气管连接法兰、前连接法兰、发电单元后连接法兰、前机匣前连接法兰、前机匣后连接法兰、动力单元前连接法兰、动力单元后连接法兰、燃烧单元前连接法兰、燃烧单元后连接法兰、原料预备单元前连接法兰、原料预备单元后连接法兰、燃料预备单元前连接法兰、燃料预备单元后连接法兰、复合后机匣前连接法兰、复合后机匣后连接法兰、尾喷管连接法兰共16个法兰上面所对应的法兰孔后在每一穿杆两端通过穿杆紧固螺母将上述16个法兰锁紧其中，穿杆同由推力喷气机第1套螺栓螺母、推力喷气机第2套螺栓螺母、推力喷气机第3套螺栓螺母、推力喷气机第4套螺栓螺母、推力喷气机第5套螺栓螺母、推力喷气机第6套螺栓螺母、推力喷气机第7套螺栓螺母、推力喷气机第8套螺栓螺母共8部件排列成的一直线成错开相间隔布置。

上述的双模态全速全适应可变循环旋喷式航空喷气发动机，其中所述的双模态空气增压器基本结构特征是：双模态空气增压器包括高压空气存储罐、球形连通、聚风斗，球形连通其包括处于对向、中心线在其一直径上的球形连通总进气法兰接口和球形连通总出气法兰接口，以及中心线均在同此直径相垂直的同一平面内的若干分支出气接口，此即球形连通第1分支出气法兰接口、球形连通第2分支出气法兰接口、球形连通第3分支出气法兰接口、球形连通第4分支出气法兰接口共4个分支出气接口，聚风斗包括聚风斗出气法兰接口和聚风斗进风口直筒部，聚风斗中间部位的主体为圆锥斗形体，圆锥斗形体的底部是聚风斗出气法兰接口，圆锥斗形体的敞口端与聚风斗进风口直筒部固定在一起；成封闭状的高压空气存储罐其有两端面分别是进气端面和出气端面，出气端面上开设有若干高压空气输出接口，此即高压空气输出第1法兰接口和高压空气输出第2法兰接口，进气端面其周围沿高压空气存储罐圆周侧面设有高压空气存储罐紧固法兰，其上面中心部位开设有一个高压空气存储罐总进气法兰接口，高压空气存储罐总进气法兰接口上面安装有总进气单向阀的出口端，总进气单向阀的进口端法兰通过螺栓螺母同球形连通总出气法兰接口相固定连接；围绕高压空气存储罐总进气法兰接口布置有若干分支进气接口，此即高压空气存储罐第1分支进气法兰接口、高压空气存储罐第2分支进气法兰接口、高压空气存储罐第3分支进气法兰接口、高压空气存储罐第4分支进气法兰接口共4分支进气法兰接口，这4分支进气法兰接口上面分别通过螺栓螺母安装固定有第1电动离心空气增压机出气法兰接口、第2电动离心空气增压机出气法兰接口、第3电动离心空气增压机出气法兰接口、第4电动离心空气增压机出气法兰接口，而第1电动离心空气增压机进气法兰接口、第2电动离心空气增压机进气法兰接口、第3电动离心空气增压机进气法兰接口、第4电动离心空气增压机进气法兰接口共4法兰接口上面分别通过螺栓螺母安装固定有第1分支单向阀、第2分支单向阀、第3分支单向阀、第4分支单向阀共4个分支单向阀的出口端法兰，而这4个分支单向阀的进口端法兰通过螺栓螺母分别同球形连通第1分支出气法兰接口、球形连通第2分支出气法兰接口、球形连通第3分支出气法兰接口、球形连通第4分支出气法兰接口共4分支出口法兰相固定连接；球形连通总进气法兰接口通过螺栓螺母同聚风斗出气法兰接口相固定在一起；圆周侧壁间设有若干检视窗的支撑保护套筒其外形呈圆筒状，其一端通过增压器第2套螺栓螺母42同聚风斗进风口直筒部固定在一起，其另一端通过增压器第1套螺栓螺母同高压空气存储罐紧固法兰固定在一起。

上述的推力喷气机，其中所述的推力进气管基本结构特征是：推力进气管由大直筒进气管、圆台形进气管、小直筒进气管以及推力进气管特别连接法兰共4部分组成，圆台形进气管其大开口端同大直筒进气管的出口端相固定连接在一起，其小开口端同小直筒进气管的进口端相固定连接在一起，小直筒进气管的出口端端口附近安装固定有推力进气管特别连接法兰，特别连接法兰、大直筒进气管、圆台形进气管、小直筒进气管共4部件拥有同一中心轴线，由大直筒进气管、圆台形进气管、小直筒进气管共3部件各自内部空间共同构成推力进气管空气进气道。

上述的推力喷气机，其中所述的发电单元基本结构特征是：发电单元圆筒形的发电单元外壳两端分别安装固定有发电单元前连接法兰和发电单元后连接法兰，发电单元外壳的内部设有安装固定于发电单元外壳内壁面上的环形的、中间有凹形槽的电磁线圈定子，电磁线圈定子其中的凹形槽三面包围着环形的永磁体转子，永磁体转子固定在转子托底盘上面，电磁线圈定子与永磁体转子二者间保留有一定缝隙，且当永磁体转子在电磁线圈定子中转动时电磁线圈定子中的电磁线圈始终切割永磁体转子所在磁场的磁力线；转子托底盘内部设有压尖盘和若干调节性辐条支架，位于压尖盘和转子托底盘二者间的调节性辐条支架其每根的两端分别固定在转子托底盘内壁面上和压尖盘外壁面上，压尖盘的内部设有发电涡扇底盘与若干发电涡扇页片，每片发电涡扇页片其扇页片头部安装固定在压尖盘的内壁面，其扇页片根部安装固定在发电涡扇底盘的外表面上，中空圆柱状的发电涡扇底盘其内部圆周壁面上沿平行于发电涡扇底盘中心轴线方向开设有键槽即发电涡扇底盘键槽，发电单元外壳、电磁线圈定子、永磁体转子、转子托底盘、压尖盘、发电涡扇底盘共6部件拥有一条共同的中心轴线，扁平条状的调节性辐条支架其上面的与其较大面积的表面相平行的中心对称面均全部经过上述共同的中心轴线。

上述的推力喷气机，其中所述的前机匣基本结构特征是：前机匣包括前机匣外壳、前机匣轴承套，前机匣外壳外侧表面的两端口上分别安装固定有环形片状的前机匣后端面板和前机匣前端面板的各自内环内侧面，前机匣前端面板和前机匣后端面板的各自外环外侧面上分别安装固定有前机匣前连接法兰和前机匣后连接法兰；在各自连接法兰附近的前机匣后端面板和前机匣前端面板各自外端且相对的两内侧端面之间由两端分别固定在上述两内端面部位上面的若干支撑连杆将前机匣后端面板和前机匣前端面板二者之间连接加固成一体，这些若干支撑连杆布置在同一圆周面上；拥有同一中心轴线的前机匣外壳与前机匣轴承套之间由两端分别固定在前机匣外壳内壁面上与前机匣轴承套圆周侧外表面上的若干机匣支撑辐条支撑连接，中空圆柱体形的前机匣轴承套其套体中沿平行于前机匣轴承套中心轴线方向开设有若干前机匣轴承套穿孔，所有前机匣轴承套穿孔的中心轴线均在以前机匣轴承套中心轴线为中心轴线的同一圆周面上，前机匣轴承套两侧端面分别在前机匣后端面板和前机匣前端面板各自外侧端面所在平面延伸面内，扁平条状的前机匣支撑辐条其上面的与其较大面积的表面相平行的中心对称面均全部经过前机匣轴承套中心轴线。

上述的推力喷气机，其中所述的动力单元基本结构特征是：动力单元包括动力涡轮盘、喷环、动力环，上面带有动力涡轮盘键槽的动力涡轮盘位于动力单元的中心，动力涡轮盘的圆周侧外表面上安装固定有若干动力涡扇页片的根部，动力涡扇页片的顶部安装固定在动力环上面的动力环底座圆周侧内壁面上，动力环底座上面设有若干旋向一致的动力环锯形齿与动力环齿槽，相邻两动力环锯形齿之间即是一动力环齿槽，动力环齿槽由经过动力环中心轴线的一平面和与此平面相垂直的另一平面组成，动力环齿槽两边是动力环齿槽护边，动力环齿槽护边即为在小于动力环圆周侧外表面宽度范围内动力环圆柱形环体被向其圆周侧外表面内除去动力环齿槽空间容积后圆柱体两侧端面未被除去而被保留剩余部分；动力环的外面围绕着喷环，动力环与喷环共同一中心轴线且二者之间保留有一定间隙，喷环呈中空圆环状，其圆周侧外表面一端安装固定有动力单元后连接法兰，其圆周侧外表面另一端安装固定有动力单元前连接法兰；喷环包括喷环喷腔、喷环喷道，中空的喷环其内部所封闭空间即是喷环喷腔，其在安装固定有动力单元后连接法兰的端面上开设有成环状排列的若干动力单元高压燃气输入口，动力单元高压燃气输入口其使喷环喷腔所在内部空间同其所在喷环端面外的空间相连通；在喷环喷腔径向内层的较厚环体壁间开设有若干喷环喷道，喷环喷道使喷环喷腔内部空间同喷环圆周侧内表面以内的空间相连通，所有喷环喷道的指向均按同一时针旋转方向相一致；喷环喷道由均平行于喷环中心轴线的两平行平面以及此两平行平面之间的对向两过渡圆弧面共同组成，其在经过喷环中心轴线的截面内的截口形状即是喷环喷道截口；在垂直于喷环中心轴线的截面内距离喷环中心轴线最远的喷环喷道内壁平面在此截面内的截线，同喷环内圆周侧内表面在此截面内的圆周线相弦切。

上述的推力喷气机，其中所述的燃烧单元基本结构特征是：燃烧单元包括环形燃烧室外壳、环形燃烧室圆周侧内壁面、点火装置，环形燃烧室圆周侧内壁面表面被内衬隔热保温层所覆盖，环形燃烧室外壳其外表面覆盖有外壳隔热保温层，其一端安装固定有燃烧单元前连接法兰，其另一端安装固定有燃烧单元后连接法兰；环形燃烧室外壳同其内面的环形燃烧室圆周侧内壁面以及环形燃烧室前端面板和环形燃烧室后端面板共四部件一起所封闭的内部空间即是环形燃烧室燃烧腔室，若干在同一圆周面上布置的点火装置安装固定在环形燃烧室外壳中间部位的壁间，点火装置伸入环形燃烧室燃烧腔室中；环形燃烧室前端面板上面开设有若干成环状分布的高压燃气输出口，环形燃烧室后端面板上面开设有若干成圆环状排列的混合原料输入口，燃烧单元前连接法兰朝外的端平面与环形燃烧室前端面板外端面在同一平面内，燃烧单元后连接法兰朝外的端平面与环形燃烧室后端面板外端面在同一平面内。

上述的推力喷气机，其中所述的原料预备单元基本结构特征是：原料预备单元包括原料预备单元圆周外壳、空气预备，原料预备单元圆周外壳其壁间设有若干开孔，其外面在每一个开孔上对应安装固定有原料预备单元空气进气法兰接口，此即燃烧空气输入第1法兰接口和燃烧空气输入第2法兰接口，其外表面一端安装固定有原料预备单元前连接法兰，其外表面另一端安装固定有原料预备单元后连接法兰，其跟与其同中心轴线的原料预备单元圆周内壁以及原料预备单元后端面板和原料预备单元前端面板共四部件一起组成一中空的环体，此环体中间又被与原料预备单元圆周内壁同中心轴线的分隔环分隔成相对独立的空气预备室和原料混合室两部分，分隔环的两端分别固定在原料预备单元后端面板和原料预备单元前端面板各自内壁面上，空气预备室包围着原料混合室，分隔环上设有若干成筛孔状布置的布气孔，原料混合室处的原料预备单元后端面板上开设有中心轴线在同一圆周面上的若干燃料喷嘴插入孔，原料混合室处的原料预备单元前端面板上开设有若干成环状排列的原料预备单元混合原料输出口。

上述的推力喷气机，其中所述的燃料预备单元基本结构特征是：燃料预备单元包括原料预备单元圆周外壳、燃料预备室、燃料喷嘴，燃料预备室由原料预备单元圆周外壳和与之同中心轴线的燃料预备单元圆周内壁以及燃料预备单元前端面板和燃料预备单元后端面板共四部件一起所封闭成的空间，燃料预备室内设有若干两端分别固定在原料预备单元圆周外壳内表面和燃料预备单元圆周内壁外表面上面的燃料换热加强筋，燃料换热加强筋上面开有若干燃料换热加强筋过流孔，所燃料换热加强筋整体中心对称面均经过燃料预备单元中心轴线；燃料预备单元圆周外壳其壁间设有一开孔，其外面在该开孔上安装固定有燃料换热后输入法兰接口直通燃料预备室内部，其外表面靠近燃料预备单元前端面板一端侧面圆周面上安装固定有燃料预备单元前连接法兰，其外表面靠近燃料预备单元后端面板一端侧面圆周面上安装固定有燃料预备单元后连接法兰；燃料预备单元前端面板的壁间安装固定有中心轴线在同一圆周面上的若干燃料喷嘴，燃料喷嘴连通燃料预备室内外。

上述的推力喷气机，其中所述的复合后机匣基本结构特征是：复合后机匣包括复合后机匣外壳、复合后机匣轴承套，复合后机匣外壳外侧表面的两端口上分别安装固定有环形片状的复合后机匣后端面板和复合后机匣前端面板的各自内环内侧面，复合后机匣前端面板外环外侧面上安装固定有主机复合后机匣前连接法兰，复合后机匣后端面板外环外侧面上安装固定有主机复合后机匣后连接法兰；在各自连接法兰附近的复合后机匣后端面板和复合后机匣前端面板各自外端且相对的两内侧端面之间由两端分别固定在上述相对的内侧端面部位上的若干复合后机匣支撑连杆将复合后机匣后端面板和复合后机匣前端面板二者之间连接加固成一体，这些若干复合后机匣支撑连杆布置在同一圆周面上；在复合后机匣外壳外面以及复合后机匣后端面板和复合后机匣前端面板之间设有与复合后机匣外壳共同拥有同一中心轴线的附加外壳，附加外壳、复合后机匣外壳、复合后机匣前端面板、复合后机匣后端面板共4部件所包围封闭的空间即燃料换热室，燃料换热室内设有两端分别固定在附加外壳内侧圆周表面与复合后机匣外壳外侧圆周表面上面的若干燃料换热室换热加强筋，燃料换热室换热加强筋上面开有若干燃料换热室换热加强筋过流孔，所有燃料换热室换热加强筋整体中心对称面均经过复合后机匣外壳中心轴线；在附加外壳其壁间设有被所在圆周相隔而相对向的两开孔，其外面在此两开孔上分别安装固定有燃料换热后输出法兰接口和燃料换热前输入法兰接口，且此两法兰接口直通燃料换热室内部；位于复合后机匣外壳中心且同复合后机匣外壳拥有同一中心轴线的复合后机匣轴承套其与复合后机匣外壳之间由两端分别固定在复合后机匣外壳内壁面上与复合后机匣轴承套圆周侧外表面上的若干复合后机匣支撑辐条支撑连接，中空圆柱体形的复合后机匣轴承套其套体中沿平行于复合后机匣轴承套中心轴线方向开设有若干复合后机匣轴承套穿孔，所有复合后机匣轴承套穿孔的中心轴线均在以复合后机匣轴承套中心轴线为中心轴线的同一圆周面上，复合后机匣轴承套两侧端面分别在复合后机匣后端面板和复合后机匣前端面板各自外侧端面所在平面延伸面内，扁平条状的复合后机匣支撑辐条其上面的与其较大面积的表面相平行的中心对称面均全部经过复合后机匣轴承套中心轴线。

上述的推力喷气机，其中所述的尾喷管基本结构特征是：尾喷管包括尾喷管安装端面板、尾喷管空气流道、圆台外壳，环形盘状的尾喷管安装端面板其外端圆周侧面上安装固定有尾喷管连接法兰，其内端圆周侧面同尾喷管圆周内壁的一端外侧圆周面相固定一起，圆台外壳其大圆周端口底面安装固定在尾喷管安装端面板偏向尾喷管圆周内壁的端面外侧靠近尾喷管连接法兰之处，其小圆周端口内侧同尾喷管圆周内壁的另一端外侧圆周面相固定一起，尾喷管圆周内壁内部空间即尾喷管空气流道。

上述的推力喷气机，其中所述的主轴及围绕主轴辅助件基本结构特征是：主轴及围绕主轴辅助件包括主轴、前轴承、后轴承，前机匣轴承套中安装有前轴承，复合后机匣轴承套中安装有后轴承，主轴前部与后端分别安装固定在前轴承和后轴承中间，前轴承前后两端面上分别覆盖有前轴承前盖和前轴承后盖，且前轴承前盖和前轴承后盖通过前轴承盖固定螺栓螺母固定在前机匣轴承套两端面上，后轴承前后两端面上分别覆盖有后轴承前盖和后轴承后盖，且后轴承前盖和后轴承后盖通过后轴承盖固定螺栓螺母固定在复合后机匣轴承套两端面上，后轴承后盖上面安装固定有尾喷整流罩的根部；前轴承前面的发电涡扇底盘与主轴之间设置有第1销键以保证发电涡扇底盘随主轴同步转动，发电涡扇底盘前面的主轴轴头上固定有轴头分流罩；前轴承后面的动力涡轮盘与主轴之间设置有第2销键以保证动力涡轮盘随主轴同步转动，附加涡扇与主轴之间设置有第3销键以保证附加涡扇随主轴同步转动。

上述的推力喷气机，其中所述的部分有关联的零部件之间位置与结构特征在于：所述的燃烧单元中的燃烧单元高压燃气输出口同动力单元中的动力单元高压燃气输入口相互连通在一起；燃烧单元中的燃烧单元混合原料输入口同原料预备单元中的原料预备单元混合原料输出口相互连通在一起；燃料预备单元中的燃料喷嘴透过原料预备单元中的燃料喷嘴插入孔伸入到原料预备单元中的燃料混合室中，且燃料喷嘴周围及原料预备单元与燃烧单元之间垫有密封垫圈；由推力进气管中的小直筒进气管、发电单元中的压尖盘、前机匣中的前机匣外壳、动力单元中的动力环、燃烧单元中的内衬隔热保温层、原料预备单元中的原料预备单元圆周内壁、燃料预备单元中的燃料预备单元圆周内壁、复合后机匣的复合后机匣外壳、尾喷管中的尾喷管圆周内壁共9部件的各自圆周内壁面基本同在以主轴中心轴线为中心轴线的共同圆周面上，这共同圆周面内所形成的空间即是推力喷气机内所设有的空气涵道。

本发明有益效果是：

与现有的燃气涡轮航空喷气发动机相比，本发明的科学合理性与进步性更全面、突出并显而易见，表现如下：

第一、具有超高效的热转化效率。本发明的燃气旋喷动力装置从力学方面分析显然较燃气涡轮动力装置科学、合理得多，其热转化效率估计从目前动力涡轮的30％左右能提高到现在的90％左右，是一种质的巨大飞跃。具体对本发明整体而言，明显的能量损失只有尾喷高速气流中夹杂的原来几乎不带动能的尾气所带来的少量余热和热辐射，且少量余热此部分余热仍通过这里的燃料热交换而得到部分回收，热辐射带来的能量损失本发明也已通过隔热保温措施来防止，真正流失的热能量已经很少了，由此整机热效率初步估计在90％左右，这是无比了不起的数字。

第二、本发明对冲压装置的合理使用，克服了现有燃气涡轮航空喷气发动机因压气机的存在而导致飞行速度不能提高的缺陷，可以实现飞行器全速无限制自由飞行。

第三、燃烧空气量可变循环，操控性与瞬时响应极佳。本发明燃烧室空气进气量可通过调节相关的空气调节阀来调节、控制供燃烧的空气的输送量，由此达到自如操控发动机输出功率目的，这样就完全避免了现有涡轮航空发动机这方面的致命缺陷。

第四、全适应。本发明燃烧空气进气量良好自如调节操控决定了本发明面对各种发动机状况与需求均能以最佳状态予以全部适应，每时每刻都能以良好、合理的工况应对各种变化。

第五、全速度。因本发明具有两种模态下的飞行操控，飞行器飞行速度无论是低速、亚音速还是超音速，都可自动调整到其最佳工作状态去对付、适应。

第六、制造相对容易。相比现有航空发动机，本发明独特的核心结构能够完全避免现有涡轮航空发动机制造中对涡轮叶片、涡轮盘等关键部件那近乎苛刻的制造要求。

第七、噪音更小。噪音大小是与各种不合理的受力情况多少紧密相关的，是无谓消耗能量的突出表现，从物理受力分析与热效率情况看，本发明各方面受力情况较现有燃气涡轮航空喷气发动机更科学、合理，热效率超高，自然由不合理受力产生的噪音就少。

第八、稳定性、安全性更有保障。本发明进气方式采用多个并联的电动离心涡轮增压，即使其中有一个损坏停止工作，并不会影响其它电动离心涡轮正常工作，发动机进气仍可进行，相对现有的压气机串联进气方式，本发明安全保障系数增加几倍。

第九、随机发电科学、合理。现有航空发动机随机发电非常困难，采用蜗杆+减速机+发电机等传统机械方式随机发电不但破坏进气顺畅性，而且机械磨损、能量损失、噪音等非常严重，相较本发明，本发明显然完美解决了现有燃气涡轮航空喷气发动机这一技术难题。

第十、设备启动更加科学、合理。本发明启动时利用存储的压缩空气直接供应燃烧空气，这比通常的电动机启动方式不但新颖，而且效果、成本、能耗等均科学、合理得多。

第十一、红外隐身功能突出。很明显，本发明产生推力的喷气中所含热量不多，因而热辐射极低，这一重要红外隐身性能远非现有燃气涡轮航空喷气发动机所能比拟。

第十二、发动机安装布置更加方便、灵活。本发明外形规范、整齐，所占空间体积相对更小，而且可以实现串联使用，做到双发(动机)单涵道布置，这是现有航空发动机所不能做到的。

第十三、综合性价比无比卓越。本发明除了能产生航空喷气发动机必需的向前推力外，本发明还能科学、合理地向本设备之外方便、合理地供应电能与压缩空气能，这相对现有燃气涡轮航空喷气发动机是远远不及的，本发明在各个性能指标方面，如制造成本、易维修保养、超级节能环保等性能指标，均远远超过现有一大截，综合性价比更是无法比拟。

总之，本发明是一革命性、无比理想、人类梦寐以求的终极航空喷气发动机。

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为本发明技术方案主要结构组成及工作原理示意图；

图2为本发明推力喷气机1基本单元结构组成及外观正面示意图；

图3为本发明双模态空气增压器主要结构组成及工作原理示意图；

图4为图3中E-E向剖视图；

图5为本发明推力进气管15基本结构组成正面半剖视示意图；

图6为图5俯视平面示意图；

图7为本发明发电单元19主要结构组成与工作原理示意图；

图8为图7中E-E向全剖视示意图；

图9为本发明前机匣21主要结构组成正面全剖视示意图；

图10为图9中E-E向全剖视示意图；

图11为本发明动力单元23主要结构组成正面全剖视示意图；

图12为图11中E-E向全剖视示意图；

图13为本发明燃烧单元25主要结构组成正面全剖视示意图；

图14为图13俯视平面示意图；

图15为图13中E-E向全剖视示意图；

图16为本发明原料预备单元27主要结构组成正面全剖视示意图；

图17为图16中E-E向半剖视示意图；

图18为本发明燃料预备单元29主要结构组成正面全剖视示意图；

图19为图18俯视平面示意图；

图20为本发明复合后机匣32主要结构组成正面全剖视示意图；

图21为图20中E-E向全剖视示意图；

图22为本发明尾喷管33主要结构组成正面半剖视示意图；

图23为图22俯视平面示意图；

图24为本发明推力喷气机1内部结构及其工作原理示意图。

图中：1.推力喷气机，1a.燃烧空气输入第1法兰接口，1b.燃料换热前输入法兰接口，1c.燃料换热后输出法兰接口，1d.燃烧空气输入第2法兰接口，1e.燃料换热后输入法兰接口，2.未换热燃料输送管，3.燃料输送泵，4.燃料存储箱，4a.燃料输出法兰接口，5.燃料输送调节阀，6.换热后燃料输送管，7.第2空气输送管，8.第1空气输送管，9.双模态空气增压器，9a.高压空气输出第1法兰接口，9b.高压空气输出第2法兰接口，10.燃烧空气第1调节阀，11.燃烧空气第2调节阀，12.蓄电池组，15.推力进气管，15a.推力进气管连接法兰，16.推力喷气机第1套螺栓螺母，17.穿杆紧固螺母，18.穿杆，19.发电单元，19a.发电单元前连接法兰，19b.发电单元后连接法兰，20.推力喷气机第2套螺栓螺母，21.前机匣，21a.前机匣前连接法兰，21b.前机匣后连接法兰，22.推力喷气机第3套螺栓螺母，23.动力单元，23a.动力单元前连接法兰，23b.动力单元后连接法兰，24.推力喷气机第4套螺栓螺母，25.燃烧单元，25a.燃烧单元前连接法兰，25b.燃烧单元后连接法兰，26.推力喷气机第5套螺栓螺母，27.原料预备单元，27a.原料预备单元前连接法兰，27b.原料预备单元后连接法兰，28.推力喷气机第6套螺栓螺母，29.燃料预备单元，29a.燃料预备单元前连接法兰，29b.燃料预备单元后连接法兰，30.推力喷气机第7套螺栓螺母，31.推力喷气机第8套螺栓螺母，32.复合后机匣，32a.复合后机匣前连接法兰，32b.复合后机匣后连接法兰，33.尾喷管，33a.尾喷管连接法兰，34.主轴及围绕主轴辅助件，34a.主轴，35.附加涡扇，36.第4电动离心空气增压机，36a.第4电动离心空气增压机出气法兰接口，36b.第4电动离心空气增压机进气法兰接口，37.第4分支单向阀，38.第2分支单向阀，39.第2电动离心空气增压机，39a.第2电动离心空气增压机出气法兰接口，39b.第2电动离心空气增压机进气法兰接口，40.增压器第1套螺栓螺母，41.支撑保护套筒，41a.检视窗，42.增压器第2套螺栓螺母，43.第1电动离心空气增压机，43a.第1电动离心空气增压机出气法兰接口，43b.第1电动离心空气增压机进气法兰接口，44.第1分支单向阀，45.聚风斗，45a.聚风斗出气法兰接口，45b.聚风斗进风口直筒部，46.球形连通，46a.球形连通第1分支出气法兰接口，46b.球形连通第2分支出气法兰接口，46c.球形连通第3分支出气法兰接口，46d.球形连通第4分支出气法兰接口，46e.球形连通总进气法兰接口，46f.球形连通总出气法兰接口，47.总进气单向阀，48.高压空气存储罐，48a.高压空气存储罐第1分支进气法兰接口，48b.高压空气存储罐第2分支进气法兰接口，48c.高压空气存储罐第3分支进气法兰接口，48d.高压空气存储罐第4分支进气法兰接口，48e.高压空气存储罐总进气法兰接口，48f.高压空气存储罐紧固法兰，49.第3分支单向阀，50.第3电动离心空气增压机，50a.第3电动离心空气增压机出气法兰接口，50b.第3电动离心空气增压机进气法兰接口，51.电磁线圈定子，52.永磁体转子，53.转子托底盘，54.调节性辐条支架，55.压尖盘，56.发电涡扇底盘，56a.发电涡扇底盘键槽，57.发电涡扇页片，58.发电单元外壳，59.前机匣后端面板，60.前机匣前端面板，61.前机匣外壳，62.前机匣支撑辐条，63.前机匣轴承套，63a.前机匣轴承套穿孔，64.支撑连杆，65.动力涡轮盘，65a.动力涡轮盘键槽，66.动力涡扇页片，67.动力环，67a.动力环锯形齿，67b.动力环齿槽护边，67c.动力环齿槽，67d.动力环底座，68.喷环，68a.喷道，68b.喷腔，68c.喷道截口，69.动力单元高压燃气输入口，70.环形燃烧室外壳，70a.外壳隔热保温层，71.环形燃烧室后端面，72.环形燃烧室前端面，73.环形燃烧室圆周侧内壁面，73a.内衬隔热保温层，74.燃烧单元混合原料输入口，75.环形燃烧室燃烧腔室，76.燃烧单元高压燃气输出口，77.点火装置，78.空气预备室，79.分隔环，79a.布气孔，80.原料预备单元混合原料输出口，81.原料混合室，82.燃料喷嘴插入孔，83.原料预备单元后端面板，84.原料预备单元圆周内壁，85.原料预备单元前端面板，86.原料预备单元圆周外壳，87.燃料喷嘴，88.燃料预备室，89.燃料预备单元圆周内壁，90.燃料换热加强筋，90a.燃料换热加强筋过流孔，91.燃料预备单元圆周外壳，92.燃料预备单元前端面板，93.燃料预备单元后端面板，94.燃料换热室，95.复合后机匣后端面板，96.复合后机匣轴承套，96a.复合后机匣轴承套穿孔97.复合后机匣外壳，98.燃料换热室换热加强筋，98a.燃料换热室换热加强筋过流孔，99.复合后机匣支撑连杆，100.复合后机匣前端面板，101.附加外壳，102.复合后机匣支撑辐条，103.尾喷管空气流道，104.尾喷管安装端面板，105.圆台外壳，106.尾喷管圆周内壁，107.尾喷整流罩，108.后轴承盖固定螺栓螺母，109.后轴承后盖，110.后轴承，111.后轴承前盖，112.密封垫圈，113.前轴承盖固定螺栓螺母，114.前轴承后盖，115.前轴承，116.前轴承前盖，117.第1销键，118.轴头分流罩，119.第2销键，120.第3销键，121.大直筒进气管，122.圆台形进气管，123.小直筒进气管。

具体实施方式

【实施例】

参照附图1所示，双模态全速全适应可变循环旋喷式航空喷气发动机，包括推力喷气机1、双模态空气增压器9、燃料存储箱4、蓄电池组12、燃料输送泵3，燃料存储箱4上设有燃料输出法兰接口4a，推力喷气机1上面开设有燃烧空气输入第1法兰接口1a、燃料换热前输入法兰接口1b、燃料换热后输出法兰接口1c、燃烧空气输入第2法兰接口1d、燃料换热后输入法兰接口1e共5处对外连接部件，其中燃料换热后输入法兰接口1e上面通过螺栓螺母同燃料输送调节阀5出口端法兰相互固定连接在一起；双模态空气增压器9上面开设有若干(这里以2个作图示例)高压空气输出法兰接口，此即高压空气输出第1法兰接口9a、高压空气输出第2法兰接口9b共2处对外连接法兰接口，并且高压空气输出第1法兰接口9a、高压空气输出第2法兰接口9b共2法兰接口上面通过螺栓螺母分别同燃烧空气第1调节阀10、燃烧空气第2调节阀11共2阀门各自进口端法兰相互固定连接在一起；燃料存储箱4上面的燃料输出法兰接口4a同燃料输送泵3的进口端法兰相固定连接，未换热燃料输送管2将燃料输送泵3的出口端法兰和燃料换热前输入法兰接口1b相连通，换热后燃料输送管6将燃料换热后输出法兰接口1c和燃料输送调节阀5进口端相连通，第2空气输送管7将燃烧空气第2调节阀11出口端和燃烧空气输入第1法兰接口1a相连通，第1空气输送管8将燃烧空气第1调节阀10出口端和燃烧空气输入第2法兰接口1d相连通，蓄电池组12有导电线同燃料输送泵3、推力喷气机1以及双模态空气增压器9相连接。

参照附图2所示，推力喷气机1包括推力进气管15、尾喷管33，位于推力喷气机1最前端的推力进气管15上设有推力进气管连接法兰15a，在推力进气管15后面并与之相依靠在一起的是其上面设有发电单元前连接法兰19a和发电单元后连接法兰19b的发电单元19，发电单元前连接法兰19a同推力进气管连接法兰15a一起由若干推力喷气机第1套螺栓螺母16固定连接在一起；在发电单元19后面并与之相依靠在一起的是其上面设有前机匣前连接法兰21a和前机匣后连接法兰21b的前机匣21，前机匣前连接法兰21a同发电单元后连接法兰19b一起由若干推力喷气机第2套螺栓螺母20固定连接在一起；在前机匣21后面并与之相依靠在一起的是其上面设有动力单元前连接法兰23a和动力单元后连接法兰23b的动力单元23，动力单元前连接法兰23a同前机匣后连接法兰21b一起由若干推力喷气机第3套螺栓螺母22固定连接在一起；在动力单元23后面并与之相依靠在一起的是其上面设有燃烧单元前连接法兰25a和燃烧单元后连接法兰25b的燃烧单元25，燃烧单元前连接法兰25a同动力单元后连接法兰23b一起由若干推力喷气机第4套螺栓螺母24固定连接在一起；在燃烧单元25后面并与之相依靠在一起的是其上面设有原料预备单元前连接法兰27a、原料预备单元后连接法兰27b以及若干(这里以2个作图示例)燃烧空气输入法兰接口，此即燃烧空气输入第1法兰接口1a和燃烧空气输入第2法兰接口1d，原料预备单元前连接法兰27a同燃烧单元后连接法兰25b一起由若干推力喷气机第5套螺栓螺母26固定连接在一起；在原料预备单元27后面并与之相依靠在一起的是其上面设有燃料预备单元前连接法兰29a、燃料预备单元后连接法兰29b以及燃料换热后输入法兰接口1e的燃料预备单元29，燃料预备单元前连接法兰29a同原料预备单元后连接法兰27b一起由若干推力喷气机第6套螺栓螺母28固定连接在一起；在燃料预备单元29后面并与之相依靠在一起的是其上面设有复合后机匣前连接法兰32a、复合后机匣后连接法兰32b、燃料换热前输入法兰接口1b、燃料换热后输出法兰接口1c共4附件的复合后机匣32，复合后机匣前连接法兰32a同燃料预备单元后连接法兰29b一起由若干推力喷气机第7套螺栓螺母30固定连接在一起；在复合后机匣32后面并与之相依靠在一起的是其上面设有尾喷管连接法兰33a的尾喷管33，尾喷管连接法兰33a同复合后机匣后连接法兰32b一起由若干第8套螺栓螺母31固定连接在一起；在推力喷气机1主体内部设有包括主轴34a在内的主轴及围绕主轴辅助件34，主轴34a上面在位于原料预备单元27内部处安装固定有附加涡扇35；若干(这里以3个作图示例)穿杆18分别穿过推力进气管连接法兰15a、前连接法兰19a、发电单元后连接法兰19b、前机匣前连接法兰21a、前机匣后连接法兰21b、动力单元前连接法兰23a、动力单元后连接法兰23b、燃烧单元前连接法兰25a、燃烧单元后连接法兰25b、原料预备单元前连接法兰27a、原料预备单元后连接法兰27b、燃料预备单元前连接法兰29a、燃料预备单元后连接法兰29b、复合后机匣前连接法兰32a、复合后机匣后连接法兰32b、尾喷管连接法兰33a共16个法兰上面所对应的法兰孔后在每一穿杆18两端通过穿杆紧固螺母17将上述16个法兰锁紧其中，穿杆18同由推力喷气机第1套螺栓螺母16、推力喷气机第2套螺栓螺母20、推力喷气机第3套螺栓螺母22、推力喷气机第4套螺栓螺母24、推力喷气机第5套螺栓螺母26、推力喷气机第6套螺栓螺母28、推力喷气机第7套螺栓螺母30、推力喷气机第8套螺栓螺母31共8部件排列成的一直线成错开相间隔布置。

参照附图3、附图4所示，双模态空气增压器9包括高压空气存储罐48、球形连通46、聚风斗45，球形连通46其包括处于对向、中心线在其一直径上的球形连通总进气法兰接口46e和球形连通总出气法兰接口46f，以及中心线均在同此直径相垂直的同一平面内的若干(这里以4个作图示例)分支出气接口，此即球形连通第1分支出气法兰接口46a、球形连通第2分支出气法兰接口46b、球形连通第3分支出气法兰接口46c、球形连通第4分支出气法兰接口46d共4个分支出气接口，聚风斗45包括聚风斗出气法兰接口45a和聚风斗进风口直筒部45b，聚风斗45中间部位的主体为圆锥斗形体，圆锥斗形体的底部是聚风斗出气法兰接口45a，圆锥斗形体的敞口端与聚风斗进风口直筒部45b固定在一起；成封闭状的高压空气存储罐48其有两端面分别是进气端面和出气端面，出气端面上开设有若干(这里以2个作图示例)高压空气输出接口，此即高压空气输出第1法兰接口9a和高压空气输出第2法兰接口9b，进气端面其周围沿高压空气存储罐48圆周侧面设有高压空气存储罐紧固法兰48f，其上面中心部位开设有一个高压空气存储罐总进气法兰接口48e，高压空气存储罐总进气法兰接口48e上面安装有总进气单向阀47的出口端，总进气单向阀47的进口端法兰通过螺栓螺母同球形连通总出气法兰接口46f相固定连接；围绕高压空气存储罐总进气法兰接口48e布置有若干分支进气接口，此即高压空气存储罐第1分支进气法兰接口48a、高压空气存储罐第2分支进气法兰接口48b、高压空气存储罐第3分支进气法兰接口48c、高压空气存储罐第4分支进气法兰接口48d共4分支进气法兰接口，这4分支进气法兰接口上面分别通过螺栓螺母安装固定有第1电动离心空气增压机出气法兰接口43a、第2电动离心空气增压机出气法兰接口39a、第3电动离心空气增压机出气法兰接口50a、第4电动离心空气增压机出气法兰接口37a，而第1电动离心空气增压机进气法兰接口43b、第2电动离心空气增压机进气法兰接口39b、第3电动离心空气增压机进气法兰接口50b、第4电动离心空气增压机进气法兰接口37b共4法兰接口上面分别通过螺栓螺母安装固定有第1分支单向阀44、第2分支单向阀38、第3分支单向阀49、第4分支单向阀37共4个分支单向阀的出口端法兰，而这4个分支单向阀的进口端法兰通过螺栓螺母分别同球形连通第1分支出气法兰接口46a、球形连通第2分支出气法兰接口46b、球形连通第3分支出气法兰接口46c、球形连通第4分支出气法兰接口46d共4分支出口法兰相固定连接；球形连通总进气法兰接口46e通过螺栓螺母同聚风斗出气法兰接口45a相固定在一起；圆周侧壁间设有若干检视窗41a的支撑保护套筒41其外形呈圆筒状，其一端通过增压器第2套螺栓螺母42同聚风斗进风口直筒部45b固定在一起，其另一端通过增压器第1套螺栓螺母40同高压空气存储罐紧固法兰48f固定在一起。

参照附图5、附图6所示，本发明中的推力进气管15由大直筒进气管121、圆台形进气管122、小直筒进气管123以及推力进气管特别连接法兰15a共4部分组成，圆台形进气管122其大开口端同大直筒进气管121的出口端相固定连接在一起，其小开口端同小直筒进气管123的进口端相固定连接在一起，小直筒进气管123的出口端端口附近安装固定有推力进气管特别连接法兰15a，特别连接法兰15a、大直筒进气管121、圆台形进气管122、小直筒进气管123共4部件拥有同一中心轴线，由大直筒进气管121、圆台形进气管122、小直筒进气管123共3部件各自内部空间共同构成推力进气管空气进气道。

参照附图7和附图8所示，本发明中的发电单元19其圆筒形的发电单元外壳58两端分别安装固定有发电单元前连接法兰19a和发电单元后连接法兰19b，发电单元外壳58的内部设有安装固定于发电单元外壳58内壁面上的环形的、中间有凹形槽的电磁线圈定子51，电磁线圈定子51其中的凹形槽三面包围着环形的永磁体转子52，永磁体转子52固定在转子托底盘53上面，电磁线圈定子51与永磁体转子52二者间保留有一定缝隙，且当永磁体转子52在电磁线圈定子51中转动时电磁线圈定子51中的电磁线圈始终切割永磁体转子52所在磁场的磁力线；转子托底盘53内部设有压尖盘55和若干调节性辐条支架54，位于压尖盘55和转子托底盘53二者间的调节性辐条支架54其每根的两端分别固定在转子托底盘53内壁面上和压尖盘55外壁面上，压尖盘55的内部设有发电涡扇底盘56与若干发电涡扇页片57，每片发电涡扇页片57其扇页片头部安装固定在压尖盘55的内壁面，其扇页片根部安装固定在发电涡扇底盘56的外表面上，中空圆柱状的发电涡扇底盘56其内部圆周壁面上沿平行于发电涡扇底盘56中心轴线方向开设有键槽即发电涡扇底盘键槽56a，发电单元外壳58、电磁线圈定子51、永磁体转子52、转子托底盘53、压尖盘55、发电涡扇底盘56共6部件拥有一条共同的中心轴线，扁平条状的调节性辐条支架54其上面的与其较大面积的表面相平行的中心对称面均全部经过上述共同的中心轴线。

参照附图9、附图10所示，本发明中的前机匣21基本结构组成包括前机匣外壳61、前机匣轴承套63，前机匣外壳61外侧表面的两端口上分别安装固定有环形片状的前机匣后端面板59和前机匣前端面板60的各自内环内侧面，前机匣前端面板60和前机匣后端面板59的各自外环外侧面上分别安装固定有前机匣前连接法兰21a和前机匣后连接法兰21b；在各自连接法兰附近的前机匣后端面板59和前机匣前端面板60各自外端且相对的两内侧端面之间由两端分别固定在上述两内端面部位上面的若干支撑连杆64将前机匣后端面板59和前机匣前端面板60二者之间连接加固成一体，这些若干支撑连杆64布置在同一圆周面上；拥有同一中心轴线的前机匣外壳61与前机匣轴承套63之间由两端分别固定在前机匣外壳61内壁面上与前机匣轴承套63圆周侧外表面上的若干机匣支撑辐条62(这里以4个作图示例)支撑连接，中空圆柱体形的前机匣轴承套63其套体中沿平行于前机匣轴承套63中心轴线方向开设有若干(这里以4个作图示例)前机匣轴承套穿孔63a，所有前机匣轴承套穿孔63a的中心轴线均在以前机匣轴承套63中心轴线为中心轴线的同一圆周面上，前机匣轴承套63两侧端面分别在前机匣后端面板59和前机匣前端面板60各自外侧端面所在平面延伸面内，扁平条状的前机匣支撑辐条62其上面的与其较大面积的表面相平行的中心对称面均全部经过前机匣轴承套63中心轴线。

参照附图11、附图12所示，本发明中的动力单元23基本结构组成包括动力涡轮盘65、喷环68、动力环67，上面带有动力涡轮盘键槽65a的动力涡轮盘65位于动力单元23的中心，动力涡轮盘65的圆周侧外表面上安装固定有若干动力涡扇页片66的根部，动力涡扇页片66的顶部安装固定在动力环67上面的动力环底座67d圆周侧内壁面上，动力环底座67d上面设有若干旋向一致的动力环锯形齿67a与动力环齿槽67c，相邻两动力环锯形齿67a之间即是一动力环齿槽67c，动力环齿槽67c由经过动力环67中心轴线的一平面和与此平面相垂直的另一平面组成，动力环齿槽67c两边是动力环齿槽护边67b，动力环齿槽护边67b即为在小于动力环67圆周侧外表面宽度范围内动力环67圆柱形环体被向其圆周侧外表面内除去动力环齿槽67c空间容积后圆柱体两侧端面未被除去而被保留剩余部分；动力环67的外面围绕着喷环68，动力环67与喷环68共同一中心轴线且二者之间保留有一定间隙，喷环68呈中空圆环状，其圆周侧外表面一端安装固定有动力单元后连接法兰23b，其圆周侧外表面另一端安装固定有动力单元前连接法兰23a；喷环68包括喷环喷腔68b、喷环喷道68a，中空的喷环68其内部所封闭空间即是喷环喷腔68b，其在安装固定有动力单元后连接法兰14b的端面上开设有成环状排列的若干动力单元高压燃气输入口69，动力单元高压燃气输入口69其使喷环喷腔68b所在内部空间同其所在喷环68端面外的空间相连通；在喷环喷腔68b径向内层的较厚环体壁间开设有若干喷环喷道68a，喷环喷道68a使喷环喷腔68b内部空间同喷环68圆周侧内表面以内的空间相连通，所有喷环喷道68a的指向均按同一时针旋转方向相一致；喷环喷道68a由均平行于喷环68中心轴线的两平行平面以及此两平行平面之间的对向两过渡圆弧面共同组成，其在经过喷环68中心轴线的截面内的截口形状即是喷环喷道截口68c；在垂直于喷环68中心轴线的截面内距离喷环68中心轴线最远的喷环喷道68a内壁平面在此截面内的截线，同喷环68内圆周侧内表面在此截面内的圆周线相弦切。

参照附图13、附图14、附图15所示，本发明中的燃烧单元25包括环形燃烧室外壳70、环形燃烧室圆周侧内壁面73、点火装置77，环形燃烧室圆周侧内壁面73表面被内衬隔热保温层73a所覆盖，环形燃烧室外壳70其外表面覆盖有外壳隔热保温层70a，其一端安装固定有燃烧单元前连接法兰25a，其另一端安装固定有燃烧单元后连接法兰25b；环形燃烧室外壳70同其内面的环形燃烧室圆周侧内壁面73以及环形燃烧室前端面板72和环形燃烧室后端面板71共四部件一起所封闭的内部空间即是环形燃烧室燃烧腔室75，若干(这里以4个作图示例)在同一圆周面上布置的点火装置77安装固定在环形燃烧室外壳70中间部位的壁间，点火装置77伸入环形燃烧室燃烧腔室75中；环形燃烧室前端面板72上面开设有若干成环状分布的高压燃气输出口76，环形燃烧室后端面板71上面开设有若干(这里以4个作图示例)成圆环状排列的混合原料输入口74，燃烧单元前连接法兰25a朝外的端平面与环形燃烧室前端面板72外端面在同一平面内，燃烧单元后连接法兰25b朝外的端平面与环形燃烧室后端面板113外端面在同一平面内。

参照附图16、附图17所示，本发明中的原料预备单元27基本结构组成包括原料预备单元圆周外壳86、空气预备室78，原料预备单元圆周外壳86其壁间设有若干(这里以2个作图示例)开孔，其外面在每一个开孔上对应安装固定有燃烧空气输入法兰接口，此即燃烧空气输入第1法兰接口1a和燃烧空气输入第2法兰接口1d，其外表面一端安装固定有原料预备单元前连接法兰27a，其外表面另一端安装固定有原料预备单元后连接法兰27b，其跟与其同中心轴线的原料预备单元圆周内壁84以及原料预备单元后端面板83和原料预备单元前端面板85共四部件一起组成一中空的环体，此环体中间又被与原料预备单元圆周内壁84同中心轴线的分隔环79分隔成相对独立的空气预备室78和原料混合室81两部分，分隔环79的两端分别固定在原料预备单元后端面板83和原料预备单元前端面板85各自内壁面上，空气预备室78包围着原料混合室81，分隔环79上设有若干成筛孔状布置的布气孔79a，原料混合室81处的原料预备单元后端面板83上开设有中心轴线在同一圆周面上的若干(这里以4个作图示例)燃料喷嘴插入孔82，原料混合室81处的原料预备单元前端面板85上开设有若干(这里以4个作图示例)成环状排列的原料预备单元混合原料输出口80。

参照附图18、附图19所示，本发明中的燃料预备单元29包括原料预备单元圆周外壳91、燃料预备室88、燃料喷嘴87，燃料预备室88由原料预备单元圆周外壳91和与之同中心轴线的燃料预备单元圆周内壁89以及燃料预备单元前端面板92和燃料预备单元后端面板93共四部件一起所封闭成的空间，燃料预备室88内设有若干两端分别固定在原料预备单元圆周外壳91内表面和燃料预备单元圆周内壁89外表面上面的燃料换热加强筋90，燃料换热加强筋90上面开有若干燃料换热加强筋过流孔90a，所燃料换热加强筋90整体中心对称面均经过燃料预备单元中心轴线；燃料预备单元圆周外壳91其壁间设有一开孔，其外面在该开孔上安装固定有燃料换热后输入法兰接口1e直通燃料预备室88内部，其外表面靠近燃料预备单元前端面板92一端侧面圆周面上安装固定有燃料预备单元前连接法兰29a，其外表面靠近燃料预备单元后端面板93一端侧面圆周面上安装固定有燃料预备单元后连接法兰29b；燃料预备单元前端面板92的壁间安装固定有中心轴线在同一圆周面上的若干(这里以4个作图示例)燃料喷嘴87，燃料喷嘴87连通燃料预备室88内外。

参照附图21、附图22所示，本发明中的复合后机匣32基本机构组成包括复合后机匣外壳97、复合后机匣轴承套96，复合后机匣外壳97外侧表面的两端口上分别安装固定有环形片状的复合后机匣后端面板95和复合后机匣前端面板100的各自内环内侧面，复合后机匣前端面板100外环外侧面上安装固定有主机复合后机匣前连接法兰32a，复合后机匣后端面板95外环外侧面上安装固定有主机复合后机匣后连接法兰32b；在各自连接法兰附近的复合后机匣后端面板95和复合后机匣前端面板100各自外端且相对的两内侧端面之间由两端分别固定在上述相对的内侧端面部位上的若干复合后机匣支撑连杆99将复合后机匣后端面板95和复合后机匣前端面板100二者之间连接加固成一体，这些若干复合后机匣支撑连杆99布置在同一圆周面上；在复合后机匣外壳97外面以及复合后机匣后端面板95和复合后机匣前端面板100之间设有与复合后机匣外壳97共同拥有同一中心轴线的附加外壳101，附加外壳101、复合后机匣外壳97、复合后机匣前端面板100、复合后机匣后端面板95共4部件所包围封闭的空间即燃料换热室94，燃料换热室94内设有两端分别固定在附加外壳101内侧圆周表面与复合后机匣外壳97外侧圆周表面上面的若干燃料换热室换热加强筋98，燃料换热室换热加强筋98上面开有若干燃料换热室换热加强筋过流孔98a，所有燃料换热室换热加强筋98整体中心对称面均经过复合后机匣外壳97中心轴线；在附加外壳101其壁间设有被所在圆周相隔而相对向的两开孔，其外面在此两开孔上分别安装固定有燃料换热后输出法兰接口1c和燃料换热前输入法兰接口1b，且此两法兰接口直通燃料换热室94内部；位于复合后机匣外壳97中心且同复合后机匣外壳97拥有同一中心轴线的复合后机匣轴承套96其与复合后机匣外壳97之间由两端分别固定在复合后机匣外壳97内壁面上与复合后机匣轴承套96圆周侧外表面上的若干复合后机匣支撑辐条102(这里以4个作图示例)支撑连接，中空圆柱体形的复合后机匣轴承套96其套体中沿平行于复合后机匣轴承套96中心轴线方向开设有若干(这里以4个作图示例)复合后机匣轴承套穿孔96a，所有复合后机匣轴承套穿孔96a的中心轴线均在以复合后机匣轴承套96中心轴线为中心轴线的同一圆周面上，复合后机匣轴承套96两侧端面分别在复合后机匣后端面板95和复合后机匣前端面板100各自外侧端面所在平面延伸面内，扁平条状的复合后机匣支撑辐条102其上面的与其较大面积的表面相平行的中心对称面均全部经过复合后机匣轴承套96中心轴线。

参照附图22、附图23所示，本发明中的尾喷管33包括尾喷管安装端面板104、尾喷管空气流道103、圆台外壳105，环形盘状的尾喷管安装端面板104其外端圆周侧面上安装固定有尾喷管连接法兰33a，其内端圆周侧面同尾喷管圆周内壁106的一端外侧圆周面相固定一起，圆台外壳105其大圆周端口底面安装固定在尾喷管安装端面板104偏向尾喷管圆周内壁106的端面外侧靠近尾喷管连接法兰33a之处，其小圆周端口内侧同尾喷管圆周内壁106的另一端外侧圆周面相固定一起，尾喷管圆周内壁106内部空间即尾喷管空气流道103。

参照附图24所示，本发明中的主轴及围绕主轴辅助件34包括主轴34a、前轴承115、后轴承110，前机匣轴承套63中安装有前轴承115，复合后机匣轴承套96中安装有后轴承110，主轴34a前部与后端分别安装固定在前轴承115和后轴承110中间，前轴承115前后两端面上分别覆盖有前轴承前盖116和前轴承后盖114，且前轴承前盖116和前轴承后盖114通过前轴承盖固定螺栓螺母113固定在前机匣轴承套63两端面上，后轴承110前后两端面上分别覆盖有后轴承前盖111和后轴承后盖109，且后轴承前盖111和后轴承后盖109通过后轴承盖固定螺栓螺母108固定在复合后机匣轴承套96两端面上，后轴承后盖109上面安装固定有尾喷整流罩107的根部；前轴承115前面的发电涡扇底盘56与主轴34a之间设置有第1销键117以保证发电涡扇底盘56随主轴34a同步转动，发电涡扇底盘56前面的主轴34a轴头上固定有轴头分流罩118；前轴承115后面的动力涡轮盘65与主轴34a之间设置有第2销键119以保证动力涡轮盘65随主轴34a同步转动，附加涡扇35与主轴34a之间设置有第3销键120以保证附加涡扇31随主轴34a同步转动。

参照附图24所示，燃烧单元高压燃气输出口76同动力单元高压燃气输入口69相互连通在一起，燃烧单元混合原料输入口74同原料预备单元混合原料输出口80相互连通在一起，燃料喷嘴87透过燃料喷嘴插入孔82伸入到燃料混合室81中，燃料喷嘴87周围及原料预备单元27与燃烧单元25之间垫有密封垫圈112；小直筒进气管123、压尖盘55、前机匣外壳61、动力环67、内衬隔热保温层73a、原料预备单元圆周内壁84、燃料预备单元圆周内壁89、复合后机匣外壳97、尾喷管圆周内壁106共9部件的各自圆周内壁面基本同在以主轴34a中心轴线为中心轴线的共同圆周面上，这共同圆周面内所形成的空间即是推力喷气机1内所设有的空气涵道。

本发明装置整体工作原理与运行过程操作说明：

参照附图4，先看双模态空气增压器9工作原理。当本发明装置推动的飞行器处于启动或低于一定速度时，双模态空气增压器9因飞行器飞行速度不快而致使其内聚风斗45所产生的空气冲压力不够，即球形连通46内的空气压强不大，这时第1电动离心空气增压机43、第2电动离心空气增压机39、第3电动离心空气增压机50、第4电动离心空气增压机36开始同时工作，球形连通46内的空气压强迅速下降，高压空气存储罐48内的空气压强迅速增大，外面空气因球形连通46内的空气压强迅速下降而加速从聚风斗45中进入球形连通46内，此时因高压空气存储罐48内的空气压强迅速增大并显然超过球形连通46内的空气压强，导致总进气单向阀47出进两端逆向压差增大而发挥止逆功能，球形连通46内的空气不能从总进气单向阀47中直接通过进入高压空气存储罐48内，显然此时双模态空气增压器9中的冲压进气模态不能工作，球形连通46内的空气只能依靠电动离心增压机进入高压空气存储罐48内。毋容置疑，聚风斗45内所收集并产生的空气冲气压力与飞行器飞行速度直接关联，且飞行器飞行速度越快，聚风斗45与球形连通46内的空气压强也随之越大，当飞行器飞行速度越来越快并超过一定速度时，球形连通46内的空气压强最终超过高压空气储存罐48中由此前电动离心增压机所产生的空气压强，这时总进气单向阀47止逆功能失效而被打开，聚风斗45与球形连通46内的冲压空气直接通过总进气单向阀47而进入高压空气存储罐48中，这时流体运动物理定律告诉我们：流速快的地方压强小，显然这时第1分支单向阀44、第2分支单向阀38、第3分支单向阀49、第4分支单向阀37的进口端空气压强均变小，而与此同时情况恰恰相反，四个分支单向阀的出口端因高压空气储存罐48内空气压强上升而随之上升，这四个分支单向阀出进两端逆向压差增大，这导致这四个分支单向阀开始发挥止逆功能，停止进气的同时也不让高压空气储存罐48内的高压空气不外泄，相应地所有电动离心增压机停止工作，此时双模态空气增压器9就已从此前的电动离心空气增压模态自动切换到冲压进气模态进行空气增压工作。当飞行器飞行速度降低时，双模态空气增压器9又可恢复到前面其初始启动时的工作状态，总之，在双模态空气增压轮流把持并自动切换下，双模态空气增压器9中的高压空气存储罐48内可始终自动维持拥有不低于某一设定空气压强值的高压空气。

参照附图1，高压空气存储罐48中存储并维持一定的空气压力后，首先打开并调节燃烧空气第1调节阀10和燃烧空气第2调节阀11，双模态空气增压器9中事先存储的高压空气分别经第1空气输送管8和第2空气输送管7、燃烧空气第1调节阀10和燃烧空气第2调节阀11以及燃烧空气输入第2法兰接口1d和燃烧空气输入第1法兰接口1a进入推力喷气机1内部。

参照附图24，高压空气进入空气预备室78中，再经布气孔79a进入原料混合室81中。

参照附图1，启动燃烧空气第1调节阀10和燃烧空气第2调节阀11的同时，启动燃料输送泵3并同时打开燃料输送调节阀5，存储于燃料存储箱4中的燃料经燃料输送泵3→未换热燃料输送管2→燃料换热前输入法兰接口1b而进入推力喷气机1内部进行热交换，温度得到一定提升的燃料从燃料换热后输出法兰接口1c流出推力喷气机1内部后，又经换热后燃料输送管6、燃料输送调节阀5以及燃料换热后输入法兰接口1e再次进入推力喷气机1内部；

参照附图24，燃料从燃料换热后输入法兰接口1e进入燃料预备室88中，再经过燃料喷嘴87同样到达原料混合室81中，并与同样到达其中的高压空气充分混合形成高压混合燃料，高压混合燃料继续经原料预备单元混合原料输出口80、燃烧单元混合原料输入口74而进入环形燃烧室燃烧腔室75中，在点火装置77的点火下高压混合燃料发生燃烧并形成高压燃气，高压燃气经燃烧单元高压燃气输出口76、动力单元高压燃气输入口69而进入喷腔68b中，喷腔68b内的高压燃气又经过喷道68c旋喷而出，旋喷而出的高压燃气通过冲击动力环67上面的锯形齿而促使动力环67围绕其中心轴线发生旋转，旋转的动力环67带动动力涡扇页片66围绕并驱动本发明装置的主轴34a一起旋转，旋转的主轴34a带动发电涡扇页片57、附加涡扇35同步旋转而工作着，外面的空气从推力进气管15进入发动机主体部分内部所形成的空气涵道前端后，空气涵道中的发电涡扇页片57、动力涡扇页片66、附加涡扇35共三道涡扇在旋转的主轴34a带动下连续不断地对已进入空气涵道内的空气进行连续加速，最后被加压后的空气从空气涵道末端加速喷出，由此产生本发明装置推力，与此同时外面空气从本装置前面的推力进气管15中被吸入发动机主体部分内部的空气涵道内，由此循环不断。旋转的发电涡扇页片57一边保证将外面空气加速输入本发明装置内，一边同时带动永磁体转子52在电磁线圈定子51中旋转，根据物理常识中的电磁发电原理，电磁线圈定子51中会产生电流。

参照附图1，推力喷气机1中的发电单元19产生的电能被输送到蓄电池组12中存储，蓄电池组12中的电能又被输送到双模态空气增压器9中的诸电动离心增压机以及燃料输送泵4中以保证它们运行并输送空气与燃料参与燃烧，释放化学能，确保本装置连续运行。