冲压发动机及组合式超燃冲压发动机的制作方法

本发明涉及动力技术领域，尤其涉及组合发动机、冲压发动机及超燃冲压发动机。

背景技术：

冲压发动机的进气口利用涵道截面积的变化，使超音速气流在迎风面产生巨大的流体阻力而降低至亚音速，才能使燃烧室内的燃料点火燃烧，巨大的流体阻力巳严重影响飞行器的运动速度和产生很大的能源消耗。

另外，在一个发动机内同时实现多种模式燃烧，使飞机从起飞、低速、亚音速、跨音速、超音速、高超音速都能保持稳定运行，对发动机未来的发展非常重要。

另外，在发动机中空壳体的通道内的流体分布状态的公知常识为：内层为快速层、外层流为慢速层；中空壳体的通道周围内壁与高速运动的流体之间产生的摩擦力，使发动机的动力大量消耗在克服流体阻力中，从而增加飞行器更大的能源消耗。

技术实现要素：

针对上述问题，本发明与传统发动机壳体内的流体分布的公知常识相反：外层为快速层、内层流为慢速层；内外层之间产生向内的压力与壳体内产生向外方向的压力相反、而相互抵消；而相互抵消的压力为多少、就减少多少流体阻力、就节约多少能源，这是一一对应的相互关系。

本发明与公知常识中冲压发动机在迎风面上的进气涵道的截面积变化不同；本发明不需要进气涵道的截面积变化，而通过内外层通道把超音速的流体降低到亚音速使燃料很容易点火燃烧。

本发明提供一种飞机从起飞、低速、亚音速、跨音速、超音速、都能保持稳定运行节能的组合发动机；以及提供一种节能的冲压发动机、及超燃冲压发动机。

本发明所要解决的技术问题是：

1、提供减小发动机中空壳体内部流体阻力以达到节能目的的组合发动机、冲压发动机、及超燃冲压发动机。

2、通过内外两层不同流速的通道把超音速的流体减速到亚音速的状态中、提供很容易使燃料点火燃烧的组合发动机、冲压发动机及超燃冲压发动机。

为了解决上述技术问题，本发明采用的技术方案为：

一种组合发动机，包括容纳在壳体内的压气机、燃烧室和涡轮机，所述壳体内部设有第一流体通道和第二流体通道，所述第一流体通道和第二流体通道分别通过各自的通气口与所述壳体内部相通，流体流经所述第一流体通道的流速大于流经所述第二流体通道的流速。

本发明还涉及一种组合发动机，包括容纳在壳体内的压气机、燃烧室和涡轮机，所述壳体和壳体向外延伸部分的壳体内部设有与外部相通的第一流体通道和第二流体通道，所述第一流体通道内设有凹凸扰流面或螺旋扰流面，所述第一流体通道的流速大于第二流体通道的流速，所述壳体向外延伸部分的壳体为进气涵道。

本发明还涉及一种冲压发动机，包括壳体和扰流块，在壳体的前端与扰流块之间形成亚燃进气道，在所述扰流块内部设有第一流体通道和第二流体通道，所述第一流体通道和第二流体通道分别通过各自的通气口与外界相通，流体流经所述第一流体通道的流速大于流经所述第二流体通道的流速，所述第二流体通道后部设有与外界相通的燃烧室。

本发明还涉及一种超燃冲压发动机，包括壳体，所述壳体上分别设有亚燃进气道和超燃进气道；所述壳体内部还设有第一流体通道和第二流体通道，所述第一流体通道和第二流体通道分别通过各自的通气口与壳体内部相通，流体流经所述第一流体通道的流速大于流经所述第二流体通道的流速，所述第二流体通道后部设有与外界相通的燃烧室。

本发明的有益效果在于：

1、在发动机的中空壳体内部设第一流体通道和第二流体通道，利用两个流体通道中流体流速不同产生的压力差来减小中空壳体内部的流体阻力。

2、在亚燃通道和超燃通道的第二流体通道后部设有燃烧室，燃烧室在慢流速度状态中很容易打火燃烧，并保障其安全性和稳定性。

3、在一个发动机内同时实现多种模式燃烧，使飞机从起飞、低速、亚音速、跨音速、超音速都能保持稳定运行，对发动机未来的发展非常重要。

附图说明

图1为本发明实施例一、实施例二和实施例三中组合发动机的结构示意图；

图2为本发明实施例四和实施例五中超燃冲压发动机的结构示意图。

标号说明：

1、壳体；2、燃烧室；3、第一流体通道；4、第二流体通道；5、多级涡轮机；6、多级压气机；7、转轴；8、扰流块；101、流体入口；102、流体出口；103、第一导入口；104、第二导入口；105、第一导出口；106、第二导出口；107、第一通气孔；108、第二通气孔；109、通气管；110、第三通气孔；111、第四通气孔；112、控制装置；113、扰流装置；114、障碍物；115、燃料喷口；201、进气通道；202、亚燃进气道；203、超燃进气道；204、亚燃喷口；205、超燃喷口；206、控件；221、内层燃烧室；222、多孔隔板。

具体实施方式

为详细说明本发明的技术内容、所实现目的及效果，以下结合实施方式并配合附图予以说明。

本发明最关键的构思在于：利用内外两层流体通道中流体流速不同产生的压力差来减小中空壳体内部的流体阻力；并在低流速的第二流体通道后部设有燃烧室，燃烧室在低流速度状态中很容易打火燃烧。

请参照图1，一种组合发动机，包括容纳在壳体内的压气机、燃烧室和涡轮机，所述壳体内部设有第一流体通道和第二流体通道，所述第一流体通道和第二流体通道分别通过各自的通气口与所述壳体内部相通，流体流经所述第一流体通道的流速大于流经所述第二流体通道的流速。

从上述描述可知，本发明的有益效果在于：在发动机的中空壳体内部设第一流体通道和第二流体通道，利用两个流体通道中流体流速不同产生的压力差来减小中空壳体内部的流体阻力，

进一步的，在所述第二流体通道后部设有与外界相通的燃烧室，所述第二流体通道后部与内层燃烧室之间设有多孔隔板。

进一步的，所述第一流体通道内设有用于延长流体流经路径的扰流装置，所述扰流装置包括凹凸扰流面或螺旋形扰流面；所述第二流体通道内设有用于减缓流体流速的障碍物。

由上述描述可知，设扰流装置的目的是为了最终增大了第一流体通道内的流速，减小通道内的压力；设障碍物的目的是为了减小第二流体通道内的流体速度，增大通道内的压力。

进一步的，所述第一流体通道和第二流体通道分别设有与壳体内部相通的导入口和导出口，所述第一流体通道导入口的面积大于所述第二流体通道导入口的面积，所述导入口和导出口处设有控制气流开启、关闭或流向的控制装置。

由上述描述可知，第一流体通道的导入口较大，壳体内的流体更容易进入，并且进入第一流体通道的流体流速更大；在导入口和导出口设置控制装置以控制气流的大小的方向，可使得第一流体通道和第二流体通道内的流体流速之差进一步增大。

进一步的，所述第一流体通道上设有两个以上第一通气孔与壳体的内部相通，所述第二流体通道上设有两个以上第二通气孔与第一流体通道相通，和/或所述第二流体通道通过一个以上通气管与壳体的内部相通，所述第一通气孔的面积大于所述第二通气孔和通气管的面积。

由上述描述可知，第一通气孔的面积大于第二通气孔和通气管的面积，使得流体更易进入第一流体通道，并且进入第一流体通道的流体的流速更大。

请参照图1，一种组合发动机，包括容纳在壳体内的压气机、燃烧室和涡轮机，所述壳体和壳体向外延伸部分的壳体内部设有与外部相通的第一流体通道和第二流体通道，所述第一流体通道内设有凹凸扰流面或螺旋扰流面，所述第一流体通道的流速大于第二流体通道的流速，所述壳体向外延伸部分的壳体为进气涵道。

由上述描述可知：中空壳体和向外延伸部分的壳体为飞行器的进气涵道，利用第一流体通道和第二流体通道中流体流速不同，而产生的压力差来减少中空壳体和进气涵道内的流体阻力，就可以显著的减少飞机行驶中的流体阻力。

进一步的，所述第一流体通道上设有两个以上第一通气孔与壳体的内部相通，所述第二流体通道上设有两个以上第二通气孔与第一流体通道相通，和/或所述第二流体通道通过一个以上通气管与壳体的内部相通，所述第一通气孔的面积大于所述第二通气孔和通气管的面积。

由上述描述可知，第一通气孔的面积大于第二通气孔和通气管的面积，使得流体更易进入第一流体通道，并且进入第一流体通道的流体的流速更快。

请参照图2，一种冲压发动机，包括壳体和扰流块，所述壳体的前端与扰流块之间形成亚燃进气道，在所述扰流块内部设有第一流体通道和第二流体通道，所述第一流体通道和第二流体通道分别通过各自的通气口与外界相通，流体流经所述第一流体通道的流速大于流经所述第二流体通道的流速，所述第二流体通道后部设有与外界相通的燃烧室。

由上述描述可知，在壳体的前端与扰流块之间形成亚燃进气道，在所述扰流块内部设有第一流体通道和第二流体通道，因流速不同而产生压力差，来减小中空壳体内部的流体阻力，并在低流速的第二流体通道后部设有燃烧室，燃烧室在低流速度状态中很容易打火燃烧。

进一步的，所述第一流体通道上设有两个以上第三通气孔与外界相通，所述第二流体通道通过两个以上第四通气孔与第一流体通道相通，和/或所述第二流体通道通过一个以上通气管与外界相通，所述第三通气孔的面积大于所述第四通气孔和通气管的面积。

进一步的，所述第一流体通道内设有用于延长流体流经路径的扰流装置，所述扰流装置包括凹凸扰流面或螺旋形扰流面；所述第二流体通道为管状结构，所述第二流体通道内设有用于减缓流体流速的障碍物，所述螺旋形扰流面围绕在第二流体通道的外部周围。

请参照图2，一种超燃冲压发动机，包括壳体，所述壳体上分别设有亚燃进气道和超燃进气道；所述壳体内部还设有第一流体通道和第二流体通道，所述第一流体通道和第二流体通道分别通过各自的通气口与壳体内部相通，流体流经所述第一流体通道的流速大于流经所述第二流体通道的流速，所述第二流体通道后部设有与外界相通的燃烧室。

由上述描述可知，在壳体上分别设有亚燃进气道和超燃进气道；因第一流体通道和第二流体通道流速不同而产生压力差，来减小中空壳体内部的流体阻力，并在低流速的第二流体通道后部设有燃烧室，燃烧室在低流速度状态中很容易打火燃烧。

进一步的，还包括亚燃喷口和超燃喷口，所述亚燃进气道、超燃进气道、亚燃喷口和超燃喷口分别设有控制气流开启、关闭或流向的控件；所述第二流体通道内设有用于减缓流体流速的障碍物。

由上述描述可知，控件的作用是为了控制气流的大小和角度；所述障碍物用于减缓第二流体通道内的流速。

进一步的，所述第一流体通道上设有两个以上第三通气孔与壳体内部相通，所述第二流体通道上设有两个以上第四通气孔与第一流体通道相通，和/或所述第二流体通道通过一个以上通气管与壳体内部相通，所述第三通气孔的面积大于所述第四通气孔和通气管的面积。

实施例一

请参照图1，本发明的实施例一为：一种组合式发动机，包括中空的壳体1的内部周围设有第一流体通道3和第二流体通道4；中空的壳体1内依次容纳多级涡轮机5、燃烧室2和多级压气机6，其中多级压气机6、多级涡轮机5与转轴7同轴不同心相连接，所述壳体1的前部设有流体入口101，壳体1的后部设有流体出口102。

本实施例中，第一流体通道3内设有扰流装置113，用以增大第一流体通道3内流体流经路径，所述扰流装置113包括凹凸于表面的凹凸扰流面或螺旋形扰流面，当然也可以是其他形状的扰流面来增大流体经过路径。所述第二流体通道4内设有障碍物114，用以减缓第二流体通道4内的流体的流速。

在第一流体通道3上还设有两个以上较大的第一通气孔107，用于将第一流体通道3和中空壳体1相通；在第二流体通道4上还设有两个以上较小的第二通气孔108和/或一个以上较小的通气管109，所述第二通气孔108用于将第二流体通道4和第一流体通道3相通；通气管109用于将第二流体通道4与中空壳体1内部相通，通气管109的横截面积较小，外界气流通过通气管109进入第二流体通道4后其流速大大减小。

因此，第一通气孔107的通气面积大于，甚至远大于第二通气孔108和通气管109的通气面积，同时第二流体通道4内设有障碍物114，所以本发明的第一流体通道3内的气体流速大于，甚至远大于第二流体通道4内的流速。

另外，在第一流体通道3的前后部上设有第一导入口103和第一导出口105，在所述第一导入口103和第一导出口105处还可以设置控制装置112，用于控制气流的大小和流向；当然也可以不设导入口和导出口。

本实施例中，在第二流体通道4的前后部上设有第二导入口104和第二导出口106，所述第二导入口104的入口面积小于所述第一导入口103的入口面积，在第二导入口104和第二导出口106处设有控制装置112，用于控制气流大小和方向，进一步减小第二流体通道4内的流体流速。

本实施例中发动机的工作原理是：当气流自流体入口101进入中空的壳体1之后，经过多级压气机6、燃烧室2和多级涡轮机5，燃料自燃料喷口115喷出后，开始燃烧，使得发动机燃烧室2中空气温度和压力急速地增大，然后这种炙热的空气与燃烧产物相混合的气体，由此产生高温、高压、高流速的流体以更大的速度从发动机的流体出口102喷射出来产生推动力，从而驱动飞行器行驶。

传统发动机的多级涡轮机和多级压气机高速转动时，把流体高速抛向中空壳体内部周围的侧壁与高速的流体会产生较大的摩擦力，而这种摩擦力几乎是发动机中空壳体内部产生流体阻力的唯一来源，使发动机的动力大量消耗在克服流体阻力中，从而增加飞行器更大的能源消耗。

本发明气流自流体入口101进入壳体1内经过从流体出口102排出过程中，同时流体分别进入第一流体通道3和第二流体通道4内，其中流体从通气面积较大的第一导入口103及多个较大的第一通气孔107，进入设有延长流体通过路径的扰流装置113的第一流体通道3内使流速加快，再从第一导出口105排出在中空的壳体1内；同时流体从通气面积较小的第二导入口104、及较小的第二通气孔108和/或通气管109进入设有阻碍流速的障碍物114的第二流体通道4内使流速减慢，再从第二导出口106排出在中空的壳体1内；所以本实施例中第一流体通道3内的气体流速大于，甚至远大于第二流体通道4内的流速。

在第一流体通道3内按长度方向，局部或整体设置扰流装置113，优选在扰流装置113为螺旋扰流面，使流体一圈又一圈的围绕第一流体通道3周围的环形通道从中经过，从而可以更多的延长流体通过的路径，使第一流体通道3内的流速，大于中空壳体1内部的流速，更大于第二流体通4内部的流速。

显而易见，螺旋扰流面的特殊结构，很容易大于几十倍以上流体从第一流体通道3原来的直线距离中通过的路径，从而使内、外层通道之间因路径不同、流速不同而产生几十倍以上向外方向的压力差，与通道周围内壁向内方向的流体压力方向相反而相互抵消，相反方向的流体压力相互抵消多少，就相应使流体速度提高多少，从而节约能源的部分，就转变为获得多少推动力来源。

由于壳体1内的＂外层＂为第一流体通道3，其气流速度大于中空壳体1内部的流速，更远大于第二流体通道4为＂内层＂的气流速度，所以第二流体通道4内的气体压力大于中空壳体1内、更大于第一流体通道3中的气体压力，而第一流体通道3、第二流体通道4和壳体1的内部又是彼此相通的，所以内外两层通道之间会产生向外方向的压力差，与中空壳体1内部的流体所产生向内的压力方向相反，根据自然规律两种相反方向的流体压力相遇而相互抵消；而在中空壳体1的内壁相互抵消的压力为多少，就减少多少流体阻力，就节约多少能源，这是一一对应的相互关系。

而传统多级涡轮机和多级压气机把流体高速抛向四周，与中空的壳体的内壁之间产生的摩擦力是发动机最大的流体阻力，从而把发动机内部产生的流体压力作用在壳体周围的内壁上。因此，传统公知常识的通道，包括发动机的中空壳体内流体分布状态为：接近内壁的内层为快速层，逐步向外而减慢流速的外层为慢速层，通过内外层之间流速不同而产生的压力差，从而把整个通道内的流体压力引向内壁自身而产生极大的流体阻力，使发动机的动力大量消耗在克服流体阻力中，从而增加飞行器更大的能源消耗。

由此发现本发明在发动机通道内部的推动力来源如下：

在通道内壁的内外两层流体层：如内层慢于外层流速，就获得动力来源；反之，就增大动力消耗。

其中内外层之间流速相差越大，产生的压力差就越大；内层慢于外层流速多少、就减少流体阻力越多、获得推动力来源就越多。

反之，内层快于外层流速，就增加的流体阻力越多，增加的动力消耗更大，这是一一对应的相互关系。

高压力向低压力转移压力差，就如水向低处流一样，都是自然规律。

本发明与公知常识相反，内层为慢速层、外层流为快速层，通过内外层之间的压力差来减少流体阻力，由此获得推动力来源。

本发明改变通道内流体的压力方向，把流体与内壁之间产生的摩擦力，改变为通道内的推动力来源；而内外层通道之间产生多少压力差，就转变为多少推动力来源。

本实施例中，还可以去掉第二导入口104及第二导出口106使第二流体通道4内流体不通畅使其流速减慢；而位于第一流体通道3后面的第二流体通道4，使中空的壳体1内的流体经过多个截面积较小的通气管109到达第二流体通道4，使其流速更减慢，与第一流体通道3内高速流体之间产生更大的压力差。

本实施例中，还可以去掉第一导入口103、第一导出口105、第二导入口104、第二导出口106及控制装置112；通过内外层通道之间因流速不同也能产生很大的压力差来减少流体阻力，同时使发动机的结构更简单、性能更可靠。

实施例二

请参照图1，一种组合发动机，与实施例一的不同之处在于：在中空的壳体1前部，向外延伸部分的壳体为进气涵道，即为发动机与进气涵道连成一体飞行器，发动机与进气涵道相通是本领域最常见技术(图中未画图)。

所述壳体1和向外延伸部分的壳体内设有与外部相通的第一流体通道3和第二流体通道4，所述第一流体通道3内设有凹凸扰流面或螺旋扰流面使其流速大于第二流体通道4的流速，所述在发动机壳体1的前部、向外延伸部分的所述壳体为飞行器的进气涵道，其他与上述结构相同。

上述结构的中空外壳1和进气涵道内设有相通的第一流体通道3和第二流体通道4，可以显著的减少飞机行驶中的流体阻力。

实施例三

请参照图1，一种组合发动机，与实施例一、二的不同之处在于：在第二流体通道4的后部位置设有内层燃烧室221。

飞机发动机技术提升的核心在于——如何提高燃油使用效率。

因此本发明飞行器在正常飞行时，可开启多级压气机6，使发动机工作在最节能的螺旋桨模式。当需要进行跨音速机动飞行时，可开多级启压气机6、燃烧室2，多级涡轮机5，组成涡扇发动机或涡喷发动机。

当需要飞行器在超音速飞行时，关掉多级压气机6、燃烧室2和多级涡轮机5。当超音速的流体从中空的壳体1内经过，而位于第一流体通道3后面的第二流体通道4，使中空的壳体1内超音速的流体，从多个截面积较小的通气管109中经过而显著的减慢其流速，当流体从进气面积极小的通气管109进入第二流体通道4内，又经障碍物114又减慢其流速；因此很容易在第二流体通道4内流速减慢至亚音速，此时从第二流体通道4内经过的流体流速慢、压力高，在此状态中在第二流体通道4后部环形的内层燃烧室221内的燃料喷口115喷出的燃料，在低于音速的状态下更容易点火燃烧，这种炙热的空气与燃烧产物相混合的气体从第二导出口106排出，与中空壳体1内部的流体共同燃烧产生的高温、高压、高流速的流体，以更大的速度从发动机的流体出口102喷射出来，产生强大的反推力推动飞行器或者导弹向前高速飞行。

本实施例中，在第二流体通道4后部与环形的内层燃烧室221之间位置上，设有多孔隔板222，又进一步缩小进气面积的多个小孔，使经过内层燃烧室221的气体流速又减慢，更容易点火燃烧。

本实施例中，去掉第二导入口104使第二流体通道4内的气体流速又减慢，更容易点火燃烧。

第二流体通道4通过多个很小的第二通气孔108与第一流体通道3相通，第一通气口107的进气面积大于第二通气口108的进气面积很多，而在第二流体通道内设有障碍物114使流速更不畅通而流速更减慢。

第二流体通道4通过多个第二通气孔108与第一流体通道3相通和/或通气管109与壳体1内相通，并把超音速的流体降低到亚音速使燃料点火燃烧更简单方便。

由此发现发动机在高音速转变为低音速产生的推动力来源如下：

在发动机的中空壳体内分别设有与其相通的内外两层不同流速的通道，使中空壳体内高于音速的流体进入内层通道的后部燃烧室，而减速为低于音速的流体使燃料能充分燃烧。

现在冲压发动机当空气速度进一步增加时，一般是通过缩小发动机进气口的直径，进气气流的速度仍然需要经过激波减速在音速以下，利用涵道截面积的变化，使超音速气流在迎风面产生巨大的流体阻力而降低到亚音速，才能使燃烧室内的燃料点火燃烧，而进气涵道截面积的变小所巨大的流体阻力，巳严重影响飞行器的运动速度和产生很大的能源消耗。

而本发明在中空壳体内分别设有与其相通的、内层低于音速而外层高于音速流速的通道，并没有通过进气涵道截面积变化来降低流速，反而通过压力差来显著的减少了流体阻力，并把超音速的流体降低到亚音速使燃料点火燃烧更简单方便。

本发明通过巧妙地将普通涡轮风扇发动机或涡喷发动机的中空壳体1的壳体内部，设置内外两层与外界相通的不同流速的流体通道，实现从飞机的普通速度，到亚音速、跨音速、超音速都能保持稳定运行。

本发明把螺旋桨、涡轮发动机、涡喷发动机、超燃冲压发动机的不同结构和功能，容纳在一个发动机壳体1内，实现多种模式燃烧，形成一种多种模式燃烧的组合发动机，推动飞行器或者导弹以超音速和高超音速飞行。

本实施例中，可以去掉第一导入口103、第一导出口105、第二导入口104及控制装置112；第一流体通道3和第二流体通道4之间因流速不同也能产生很大的压力差来减少流体阻力，并把超音速的流体降低到亚音速使燃料点火燃烧更简单方便，同时使发动机的结构更简单、性能更可靠。

本实施例中，第一流体通道3内还可以去掉扰流装置113，因为多个较大进气面积的第一导入口103与壳体1内部经过的超音速流体相通，使第一流体通道3内经过的也是超音速流体，因此，第一流体通道3和第二流体通道4之间因流速不同也能产生压力差；当然比第一流体通道3内设置扰流装置113产生的压力差小，因比减少中空的壳体1内的摩擦力相应少一些。

本实施例中，还可以去掉多级涡轮机5、燃烧室2和多级压气机6；中空的壳体1的内外通道的上述结构为一种冲压发动机，这是本领域常见的技术结构。

现在冲压发动机利用涵道截面积的变化，很窄的涵道使超音速气流通过巨大的流体阻力而降低到亚音速使燃料点火燃烧；而本发明不需要很窄的涵道，通过内外两层通道之间的流速不同而产生压力差减少流体阻力，并把超音速的流体降低到亚音速使燃料更容易点火燃烧。

所以本发明与现在冲压发动机把流体减速的原理不同，因此更简单、更方便、更稳定、更合理，为超燃冲压发动机的发展开辟全新的方向。

实施例四

请参照图2，本发明的实施例四为：一种冲压发动机，包括中空的壳体1，在壳体1的前部设有扰流块8，所述扰流块8和壳体1前部周围之间形成的通道位置，为进气通道201，所述第一流体通道3和第二流体通道4设在所述扰流块8的内部，所述第一流体通道3内的流体流速大于所述第二流体通道4内的流体流速，在所述第一流体通道3内设有螺旋形的扰流装置113。

优选第二流体通道4为管状结构，螺旋形扰流装置113围绕在管状结构的外部周围经过而延长更多流体通过路径的第一流体通道3，在第二流体通道4的后部设有内层燃烧室221。

所述第一流体通道3上设有两个以上第三通气孔110，所述第一流体通道3通过所述两个以上第三通气孔110与外界大气相通，所述第二流体通道4上设有两个以上第四通气孔111和/或一个以上通气管109，所述第二流体通道4通过所述两个以上第四通气孔111与第一流体通道3相通，所述第二流体通道4通过所述一个以上通气管109与外界大气相通，所述第三通气孔110的面积大于所述第四通气孔111和通气管109的面积，所以流体更易通过第三通气孔110进入第一流体通道3，并且进入后的流体流速较快。在所述进气通道201处设有控制气流开启、关闭或流向的控制装置112，并且在第二流体通道4中设有障碍物114。

发动机工作时，超音速的流体从扰流块8的迎风面再进气通道201进入后，分别从三通气孔110和第四通气孔111和/或通气管109分别进入第一流体通道3和第二流体通道4，因第一流体通道3和第二流体通道4流速不同，而产生压力差的方向与外界流体压力方向相反、而是相互抵消，因此显著的减少扰流块8迎风面和进气通道201内的流体阻力，由于第二流体通道4中很容易把气流流速减慢至亚音速(请参照实施例三)，所以在第二流体通道4后部的内层燃烧室221内很容易将燃料点燃提供动力。本实施例中，还可以去掉第一流体通道3内的扰流装置113。

实施例五

请参照图2，本发明的实施例五为一种超燃冲压发动机；与实施例四不同之处在于，本实施例中，在扰流块8内部没有设第一流体通道3和第二流体通道4，而是在壳体1内部设有与外界相通的第一流体通道3和第二流体通道4。

在扰流块8与壳体1前部周围之间设有亚燃进气道202，在壳体1的中后部设有超燃进气道203，对应的在中空的壳体1内分别设有亚燃喷口204和超燃喷口205，所述亚燃进气道202、超燃进气道203、亚燃喷口204和超燃喷口205处分别设有控制气流开启、关闭或流向的控件206。

参照实施例一、二、三、四，在壳体1内设有第一流体通道3和第二流体通道4，所述第一流体通道3中的流体流速大于所述第二流体通道4中的流体流速，内层燃烧室221均设在亚燃进气道202和超燃进气道203后面的所述第二流体通道4的后部位置。所述第一流体通道3内设有用于延长流体流经路径的扰流装置113，所述扰流装置113包括凹凸扰流面或螺旋形扰流面，所述第二流体通道4内设有用于减缓流体流速的障碍物114。

发动机工作时，亚燃喷口204可通过控件206实现开启或者关闭，当亚燃喷口204开启时，在内层燃烧室221中使燃料燃烧后在亚燃喷口204处提供动力；当亚燃喷口204关闭后，流体可从超燃进气道203进入，在内层燃烧室221中使燃料燃烧后在超燃喷口205处提供动力。

在第二流体通道4的后部位置设内层燃烧室221很容易打火燃烧，并保障其安全性和稳定性；可以实现亚燃、超燃等多种模式燃烧。

本实施例中，亚燃进气道202、超燃进气道203、亚燃喷口204和超燃喷口205分别设有控制气流开启、关闭或流向的控件206，控件206的作用是根据需要控制气流的大小和角度。

现在高速飞行器在超音速飞行时，迎风面很窄的亚燃进道或超燃通道产生极大阻力，在迎风面把至少5马赫-10马赫以上的高超音速气流，仅通过很窄的进气通道进气，从而带来巨大的流体阻力，使高超音速气流立即减速到低于音速，其目仅为在低于音速时容易使燃烧室点火，由此产生巨大的流体阻力从而耗费更多的能源。

本实施例中，第一流体通道3内可以没有设置用于延长流体流经路径的扰流装置113，本发明亚燃进气道202、超燃进气道203内没有与外界相通的第一流体通道3和第二流体通道4的独特技术结构，不需要很窄的进气通道，也很容易把超音速的流体减速到低于音速，并在内层燃烧室221内使燃料充分燃烧；同时在内外层流体通道之间因流速不同产生的压力差，与周围流体压力相互抵消；相互抵消迎风面的多少流体圧力，就减少多少流体阻力。

因此在超燃冲压发动机的迎风面的亚燃进道或超燃通道可更宽一些，使进入通道的流体阻力显著减少，使飞行器的速度显著提高。

本发明也适用于发动机与进气涵道连为一体的飞行器(参照实施例二)。

综上所述，现在冲压发动机利用涵道截面积的变化，很窄的涵道使超音速气流通过巨大的流体阻力而降低到亚音速使燃料点火燃烧；而本发明不需要涵道截面积的变化，通过内外两层通道之间的流速不同而产生压力差减少流体阻力，并把超音速的流体降低到亚音速使燃料点火燃烧。

所以本发明与现在超燃冲压发动机把流体减速的原理不同，因此更简单、更方便、更稳定、更合理，为超燃冲压发动机的发展开辟全新的方向。

本发明提供的冲压发动机，包括中空的壳体，所述壳体内部设有第一流体通道和第二流体通道，流体流经所述第一流体通道的流速大于流经所述第二流体通道的流速。利用两个流体通道中流体流速不同产生的压力差来减小中空壳体内部的流体阻力；通过设扰流装置可以增大第一流体通道内的流速，减小通道内的压力，通过设置障碍物可以减小第二流体通道内的流体速度，增大通道内的压力，使得两个流体通道的压力差更大，壳体内部的阻力更小。

由此发现本发明在发动机通道内部的推动力来源如下：

在通道内壁的内外两层流体层：如内层慢于外层流速，就获得动力来源；反之、就增大动力消耗。

本发明在壳体内的第二流体通道后部设燃烧室，很容易在燃烧室中点燃燃料，保障其安全性和稳定性；可以实现多种模式燃烧。

由此发现本发明发动机在高音速转变为低音速产生的推动力来源如下：

在发动机的中空壳体内分别设有与其相通的内外两层不同流速的通道，使中空壳体内高于音速的流体进入内层通道的后部燃烧室，而减速为低于音速的流体使燃料能充分燃烧。

本发明提供一种飞机从起飞、低速、亚音速、跨音速、超音速、都能保持稳定运行节能的组合发动机；以及提供一种节能的冲压发动机、及超燃冲压发动机。

以上所述仅为本发明的实施例，并非因此限制本发明的专利范围，凡是利用本发明说明书及附图内容所作的等同变换，或直接或间接运用在相关的技术领域，均同理包括在本发明的专利保护范围内。