[发明专利]一种航空喷气式发动机

权利要求书

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。