本实用新型属于航空发动机结构设计领域，尤其涉及一种双燃烧室循环航空发动机。
背景技术：
航空发动机，为航空器提供飞行所需的动力，作为飞机的心脏，它直接影响飞机的性能、可靠性及经济性，是一个国家科技、工业和国防实力的重要体现。现有的变循环发动机，经燃烧室燃烧膨胀的高温燃气推动高低压涡轮来带动压气机对内涵道空气压缩做功，同时高速向后喷射形成推力。要提高高温燃气喷射推力就要提高燃气温度，也就是提高涡轮前温度，如果使用现有设计就存在这样一个缺陷：因为高温燃气在推动涡轮转动的同时会将涡轮加热到很高的温度，但是现有制作涡轮的金属材料耐高温性能是有限的，尽管已经采用空冷等措施降低涡轮温度，但是对提高燃气温度很有限。这样现有设计中涡轮金属材料的耐高温性能限制了燃气温度的提高进而对涡轮喷气发动机的推力产生制约。
技术实现要素：
本实用新型针对现有设计存在燃气温度的提高受到涡轮材料耐高温性能的制约，难以大幅提高发动机效率的缺点，提出一种双燃烧室循环航空发动机。
为了达到上述目的，本实用新型采用的技术方案为：
一种双燃烧室循环航空发动机，包括壳体，壳体中心设置主轴，主轴上依次连接有风扇、低压压气机、高压压气机及涡轮，风扇后部设置分隔壁将气流通道分割为内涵道和外涵道，高压压气机与涡轮之间设置燃料喷嘴形成燃烧室，所述低压压气机与高压压气机之间的分隔壁上设置有可开关的活门，所述燃烧室分为内燃烧室和外燃烧室。
作为优选，所述涡轮为多级对转涡轮。
作为优选，所述活门包括锥形体，锥形提外侧套装有可绕锥形体旋转的锥形环，锥形体和锥形环上均设置有通气孔。
与现有技术相比，本实用新型的优点和积极效果在于：
1、外燃烧室因为没有了涡轮结构可以不再受涡轮材料耐高温特性限制大幅提高燃气温度来增加燃气内能，增加燃气喷射速度来提高超音速飞行时的推力。
2、外燃烧室结构减化可以灵活设计形状和位置以利于飞机尾部修形降低阻力和提高隐身性。两个燃烧室互不干扰，降低了单燃烧室工作的复杂性，减少了空中熄火停车的几率。
3、在低压压气机和高压压气机之间设置活门开口，经过一个同样有对应开口的锥形环以旋转的形式调整两个开口的重合度，以此调整内外涵道的空气流量的变化，达到改变内外涵道比的目的。结构简单，又可对涵道比线性调节。
附图说明
图1为本实用新型航空发动机的结构示意图；
以上各图中：1、壳体；2、主轴；3、风扇；4、低压压气机；5、高压压气机；6、多级对转涡轮；7、分隔壁；8、内涵道；9、外涵道；10、活门；11、内燃烧室；12、外燃烧室。
具体实施方式
为了更好的理解本实用新型，下面结合附图和实施例做具体说明。
实施例：如图1所示，一种双燃烧室循环航空发动机，包括壳体，壳体中心设置主轴，主轴上依次连接有风扇、低压压气机、高压压气机及多级对转涡轮，风扇后部设置分隔壁将气流通道分割为内涵道和外涵道，高压压气机与涡轮之间设置燃料喷嘴形成燃烧室，所述低压压气机与高压压气机之间的分隔壁上设置有可开关的活门，所述燃烧室分为内燃烧室和外燃烧室。通过设置内外两个燃烧室将经过压缩的空气一分为二，内燃烧室以涡轴工作模式工作，推动涡轮将绝大部分内能转变为机械能带动低压压气机和高压压气机工作；外燃烧室以火箭燃烧喷管的模式尽可能高的燃气温度提高燃气内能膨胀做功的。外燃烧室因为没有了涡轮结构可以不再受涡轮材料耐高温特性限制大幅提高燃气温度来增加燃气内能，增加燃气喷射速度来提高超音速飞行时的推力。因为外燃烧室结构减化可以灵活设计形状和位置以利于飞机尾部修形降低阻力和提高隐身性。两个燃烧室互不干扰，降低了单燃烧室工作的复杂性，减少了空中熄火停车的几率。
在低压压气机和高压压气机之间设置活门开口，所述活门包括锥形体，锥形提外侧套装有可绕锥形体旋转的锥形环，锥形体和锥形环上均设置有通气孔。通过调整锥形环的旋转角度来控制锥形体和锥形环上通气孔的重合度来调整进入外涵道的空气量。当内外通气孔完全重合时则外涵道与内涵道比达到最大，适用于低速和亚音速；当内外开孔完全错开，不存在重合部分时，则外涵道与内涵道比达到最小适用于超音速。
经过一个同样有对应开口的锥形环以旋转的形式调整两个开口的重合度，以此调整内外涵道的空气流量的变化，达到改变内外涵道比的目的。结构简单，又可对涵道比线性调节。
以上所述，仅是本实用新型的较佳实施例而已，并非是对本实用新型作其它形式的限制，任何熟悉本专业的技术人员可能利用上述揭示的技术内容加以变更或改型为等同变化的等效实施例应用于其它领域，但是凡是未脱离本实用新型技术方案内容，依据本实用新型的技术实质对以上实施例所作的任何简单修改、等同变化与改型，仍属于本实用新型技术方案的保护范围。