本发明涉及一种发动机，具体涉及一种静地冲压航空航天发动机及其使用方法和用途，属于机械动力领域。
背景技术：
压气机(compressor)：燃气涡轮发动机中利用高速旋转的叶片给空气作功以提高空气压力的部件。压气机可分为离心式与轴流式两大类，离心式压气机由导风轮、叶轮、扩压器等组成。空气由进气道进入压气机、经过压气机与叶轮一起旋转的导风轮的导引进入叶轮。在高速旋转叶轮作用下，空气由叶轮中心被离心力甩向叶轮外缘，压力也逐渐提高，由叶轮流出的空气进入扩压器后速度降低，压力再次提高，最后由出气管流出压气机。轴流式压气机空气在轴流式压气机中主要沿轴向流动。它由转子(又称工作轮)和静子(又称整流器)两部分组成。由一排转子叶片和一排静子叶片组成一级，单级的增压比很小，为了获得较高的增压比，一般都采用多级结构。空气在压气机中被逐级增压后，密度和温度也逐级提高。
在一定转速下，当压气机的增压比增大到某一数值时，压气机就会进入不稳定的工作状态，很容易发生喘振，使整个系统产生低频大振幅的气流轴向脉动，甚至会发生瞬间气流倒流的现象。压气机喘振可能导致叶片断裂、结构损坏、燃烧室超温和发动机熄火停车。
采用传统的小涵道比涡轮风扇发动机。涡轮风扇发动机有内外两个涵道，它的外涵风扇处于飞机进气道内，可以在跨声速或超声速飞行时工作，较之于螺浆发动机具有效率高的优点。涡扇发动机与涡喷发动机相比，它具有较高的推进效率与较大的推力。而且采用涡轮风扇发动机后，为提高热效率而提高涡轮前温度不会给推进效率带来不利影响。而且外涵道的冷空气可以在涡轮部位形成冷空气薄膜，降低涡轮前高温燃气对涡轮的损害。而且外涵道空气与涡轮后燃气相掺混，有利于增加推力并降低噪音。
现有技术中的发动机结构中，空气压缩、燃料混合、燃烧均是在彼此独立的空间内完成，导致工作效率低，燃料和空气混合不均匀，燃料和空气的利用率低。而且现有技术中的冲压发动机均是由外部驱动机构提供动力，消耗大量的能量，增加了发动机自身的负荷。
技术实现要素：
针对现有技术中，冲压发动机为固定结构，空气和燃料混合不均匀，空气压缩率低等缺陷，本发明提供一种静地冲压航空航天发动机，采用转子结构，空气压缩比高，空气和燃料混合均匀，本发明的静地冲压航空航天发动机有效效率高。
根据本发明提供的第一种实施方案，提供一种静地冲压航空航天发动机。
一种静地冲压航空航天发动机，该发动机包括压气与燃烧转子总成、进气导向器、尾喷罩组成。其中压气与燃烧转子总成包括旋转轴、旋流压气螺旋通道、进气口、扩压燃烧出气口、喷油嘴、燃烧点火器。旋流压气螺旋通道为管道结构。旋流压气螺旋通道成螺旋状设置在旋转轴的外侧。旋流压气螺旋通道的顶部为进气口。旋流压气螺旋通道的末端为扩压燃烧出气口。喷油嘴设置在旋流压气螺旋通道的内侧壁上并且位于进气口的位置。燃烧点火器设置在旋流压气螺旋通道的内中央(也就是旋流压气螺旋通道的内侧壁上)并且位于扩压燃烧出气口的位置。进气导向器和尾喷罩包围设置在压气与燃烧转子总成的外侧。进气导向器内设有轴承套。旋转轴穿过轴承套并与其配合连接。
作为优选，该发动机还包括螺旋导向压油器和燃油转向帽。进气导向器上设有输油管。轴承套内设有实心陶瓷轴承和带油孔陶瓷轴承。旋转轴的顶端依次穿过实心陶瓷轴承和带油孔陶瓷轴承。输油管与带油孔陶瓷轴承连接并与带油孔陶瓷轴承内的油孔连通。螺旋导向压油器设置在旋转轴与带油孔陶瓷轴承之间。燃油转向帽设置在轴承套的顶部并与轴承套密封连接。旋转轴的顶部设有进油孔，旋转轴的内部设有燃油通道。燃油通道连接进油孔和喷油嘴。
作为优选，进气导向器上设有顶部进气口和侧部进气口。
作为优选，顶部进气口内设有纵向进气导向片。侧部进气口内设有径向进气导向片。
作为优选，该发动机还包括进气口罩。进气口罩包围在的进气导向器的顶部和上部外侧。
作为优选，该发动机还包括驱动装置。驱动装置与旋转轴连接并驱动旋转轴转动。
在本发明中，该发动机包括多个旋流压气螺旋通道。作为优选，该发动机包括2-100个旋流压气螺旋通道，优选为4-50个旋流压气螺旋通道，更优选为8-20个旋流压气螺旋通道。
作为优选，多个旋流压气螺旋通道分组均匀成螺旋状设置在旋转轴的外侧。
作为优选，每一组旋流压气螺旋通道分成多圈设置在旋转轴的外侧，每一组旋流压气螺旋通道中旋流压气螺旋通道的进气口均在旋转轴直径方向从里到外排布。每个旋流压气螺旋通道的侧壁上均设有喷油嘴和燃烧点火器。
作为优选，所有旋流压气螺旋通道的进气口的截面积全部相同、全部不相同或部分相同。
作为优选，所有旋流压气螺旋通道的扩压燃烧出气口的截面积全部相同、全部不相同或部分相同。
优选的是，同一圈旋流压气螺旋通道的扩压燃烧出气口的截面积相同，不同圆周上旋流压气螺旋通道的扩压燃烧出气口的截面积不相同。
优选的是，内圈旋流压气螺旋通道的扩压燃烧出气口的截面积小于外圈旋流压气螺旋通道的扩压燃烧出气口的截面积。
在本发明中，旋流压气螺旋通道为缩径通道或扩径通道。
在本发明中，燃油转向帽为圆锥形结构。旋转轴的末端为圆锥形结构。
根据本发明提供的第二种实施方案，提供一种静地冲压航空航天发动机的使用方法。
一种静地冲压航空航天发动机的使用方法或使用第一种实施方案中所述静地冲压航空航天发动机的方法，该方法包括以下步骤：
1)驱动装置；
2)驱动装置驱动旋转轴转动，旋转轴带动旋流压气螺旋通道一起转动，空气从进气口进入旋流压气螺旋通道，燃油通过输油管、经过燃油通道、从喷油嘴喷出，燃油和空气在旋流压气螺旋通道流动、混合并压缩，形成高压缩比的油气混合气体，该油气混合气体在旋流压气螺旋通道末端经过燃烧点火器点火燃烧，从扩压燃烧出气口排出；
3)油气混合气体燃烧膨胀做功，一部分做功推动压气与燃烧转子总成旋转来压缩空气、混合空气和燃油；另一部分做功给飞行器提供前行动力。
根据本发明提供的第三种实施方案，提供一种静地冲压航空航天发动机的用途。
将第一种实施方案中所述的静地冲压航空航天发动机用于航空航天设备。也就是所述飞行器为航空或航天设备。
在本发明中，旋流压气螺旋通道成螺旋状设置在旋转轴的外侧是指：旋流压气螺旋通道的管道是螺旋状的，空气在旋流压气螺旋通道内成旋流状态流动。旋流压气螺旋通道的顶部和末端是根据空气在旋流压气螺旋通道的流动方向设定的。
在本发明中，压气与燃烧转子总成包括旋流压气螺旋通道，空气从旋流压气螺旋通道的进气口进入，在旋流压气螺旋通道的进气口处设有喷油嘴，燃油从喷油嘴喷出，立即与空气混合，在整个旋流压气螺旋通道内，空气均不断的与燃油进行混合，达到混合均匀的目的；同时，将旋流压气螺旋通道设计为螺旋状，根据空气流体力学原理，空气在旋流压气螺旋通道内达到高的压缩比，形成高压缩的空气和燃油混合气体。空气和燃油在旋流压气螺旋通道内，实现混合和压缩同时进行的效果，由于旋流压气螺旋通道是螺旋状的，混合效果更加的优良，混合气体的压缩比也更高。高压缩的混合气体在扩压燃烧出气口的位置经过燃烧点火器进行点火燃烧，产生巨大的能量。
在本发明中，所述旋流压气螺旋通道为管状通道，只在一端设有进气口，另一端设有出气口，其他位置为封闭结构。改变现有技术中一个总的空气入口的设计，将空气入口改为若干个进气道，每一个旋流压气螺旋通道独立的设有一个进气口和一个出气口。若干个旋流压气螺旋通道可以分为多组，也就是说多个独立的旋流压气螺旋通道为一组。而且每一个旋流压气螺旋通道的设置方向均为螺旋状，根据运动学原理和风的流向特征，使得空气(或者风)更流畅的进入旋流压气螺旋通道。一组旋流压气螺旋通道可以包括一个或多个独立的旋流压气螺旋通道，如果包括多个旋流压气螺旋通道，它们(该多个旋流压气螺旋通道)沿着旋转轴直径方向从里到外排布，也就是说，该多个旋流压气螺旋通道的长度不相同，靠近外侧的旋流压气螺旋通道长度较长，靠近内侧的进气道长度较短。作为优选，同一圆周上，相邻旋流压气螺旋通道的进气口之间的距离相同。也就是说，多组旋流压气螺旋通道均匀排布。由于压气与燃烧转子总成做圆周运动，空气旋转进入旋流压气螺旋通道，增加空气压缩效果。本发明的发动机将整个空气入口切割成若干个独立的小的进气口，空气在不同直径上或径向上，从不同的的空气入口(进气口)进入旋流压气螺旋通道，避免了由于空气入口不同直径导致空气压缩功率或空气压缩率不同的问题。由于本申请将空气入口切割成若干个独立的小的进气口，单个的进气口直径(或者截面积)较小，由于空气进入压气机位置的差异较小，可以大大减小不同位置空气压缩功率或空气压缩率的差异。
在本发明中，将发动机设计为“转子”结构，压缩空气的压气与燃烧转子总成可以在进气导向器内转动，通过旋转轴带动旋流压气螺旋通道一起做旋转运动，将从进气口进入的空气进行压缩，大大提高了空气的压缩比。
在本发明中，将旋流压气螺旋通道设计成螺旋状，旋流压气螺旋通道的顶端是进气口，旋流压气螺旋通道的末端是扩压燃烧出气口，高压缩比的燃油和空气混合气体在扩压燃烧出气口处燃烧将释放大量的能量，产生极大的推动力。由于旋流压气螺旋通道的巧妙设计，扩压燃烧出气口处产生的推动力将反作用于压气与燃烧转子总成，而该反作用力作为压气与燃烧转子总成压缩空气的动力，也就是说该反作用力驱动旋流压气螺旋通道压缩空气。在整个发动机启动后，不需要外部驱动装置提供动力，大大节约了压缩空气消耗的能量。而根据能量守恒，高压缩比的空气和燃油混合气体在扩压燃烧出气口处燃烧释放的能量远远大于压缩空气消耗的能量，剩余绝大部分的能量用于提供飞行器的前行动力。根据计算，压缩1吨空气消耗的能量仅为1吨压缩空气和燃油混合气体在扩压燃烧出气口处燃烧产生的能量的12-15％。
在本发明中，燃油通过进气导向器的输油管，经过旋转轴内部，从旋流压气螺旋通道的内侧壁上并且位于进气口的位置的喷油嘴喷出，该设计燃油从进气口的位置喷出，既有利于燃油和空气的混合，使得燃油汽化，甚至雾化，更好的和空气混合均匀，同时，燃油可以起到冷却效果，将旋流压气螺旋通道上的高温带走，起到冷却发动机的效果。燃油通过进气导向器的输油管进入带油孔陶瓷轴承，然后通过螺旋导向压油器从旋转轴上的进油孔进入燃油通道，再达到喷油嘴。实心陶瓷轴承位于带油孔陶瓷轴承的下方，起到密封效果。燃油转向帽位于带油孔陶瓷轴承的上方，也起到密封效果。
在本发明中，驱动装置仅仅在发动机在停机状态下启动时起作用，驱动装置只需要将静止状态下的旋转轴带动，在空气和燃油混合气体开始在扩压燃烧出气口处燃烧后，就可以停止该驱动装置，本发明的发动机可以自身提供压缩空气的动力，只需要提供燃油即可。也就是说，本发明的发动机在运行后，既可以提供压缩空气所需要的动力，也可以提供飞行器所需要的前行动力。
在本发明中，所有进气口(若干个)的截面积全部相同、全部不相同或部分相同。一般的，为了使得空气压缩率相同，所有进气口(若干个)的截面积是相同的。
在本发明中，所有扩压燃烧出气口的截面积全部相同、全部不相同或部分相同。作为优选，本申请同一圆周上的扩压燃烧出气口的截面积相同，不同圆周上扩压燃烧出气口的截面积不相同。由于旋流压气螺旋通道设置在不同的圆周上，圆周直径不同，导致旋流压气螺旋通道的长度不同，同时旋流压气螺旋通道的弧度也不相同，将扩压燃烧出气口的截面积设置成不同尺寸，以保证从各个扩压燃烧出气口处的空气压力相同。
在本发明中，旋转轴和旋流压气螺旋通道固定连接，例如通过焊接、粘接等方式连接。
在本发明中，如果将本发明的静地冲压航空航天发动机用于亚音速条件下，就将旋流压气螺旋通道设计为缩径通道，也就是说从进气口到燃烧点火器位置处，旋流压气螺旋通道的直径逐渐变小。如果将本发明的静地冲压航空航天发动机用于极速超然条件下(也就是超音速条件下)，就将旋流压气螺旋通道设计为扩径通道，也就是说从进气口到燃烧点火器位置处，旋流压气螺旋通道的直径逐渐变大。
在本发明中，进气口的直径可以不受限制，根据实际使用需要设定。一般的，进气口的直径为10-2000mm，优选为20-1500mm，更优选为30-1000mm。进气口的直径是指单个旋流压气螺旋通道处在垂直于旋转轴方向的最大距离。
在本发明中，扩压燃烧出气口的直径可以不受限制，根据实际使用需要设定。一般的，进气口的直径为5-1500mm，优选为10-1000mm，更优选为20-500mm。出气口的直径是指单个旋流压气螺旋通道出气口位置的最大距离。
在本发明中，同一旋流压气螺旋通道上的进气口和扩压燃烧出气口的直径(或者横截面)不受限制。一般的，进气口的直径(或者横截面)大于扩压燃烧出气口的直径(或者横截面)。一般的，扩压燃烧出气口的直径(或者横截面)为进气口的的直径(或者横截面)的10-100％，优选为20-90％，更优选为30-80％。
与现有技术相比较，本发明的静地冲压航空航天发动机具有以下有益技术效果：
1、本发明的静地冲压航空航天发动机采用的是“转子”结构，改变可空气的压缩方式，提高了空气压缩比；
2、本发明的旋流压气螺旋通道采用的是螺旋结构，混合效果更加的同时，混合气体的压缩比也更高；
3、本发明的特殊结构，在发动机在运行后，既可以提供压缩空气所需要的动力，也可以提供飞行器所需要的前行动力。
附图说明
图1为本发明一种静地冲压航空航天发动机的结构示意图；
图2为本发明一种静地冲压航空航天发动机的装配图；
图3为本发明静地冲压航空航天发动机中压气与燃烧转子总成的主视图；
图4为本发明静地冲压航空航天发动机中压气与燃烧转子总成的立体结构图；
图5为本发明静地冲压航空航天发动机中压气与燃烧转子总成的立体结构图；
图6为本发明静地冲压航空航天发动机中进气导向器的主视图；
图7为本发明静地冲压航空航天发动机中进气导向器的立体结构图；
图8为本发明静地冲压航空航天发动机中进气导向器的立体结构图；
图9为本发明静地冲压航空航天发动机中螺旋导向压油器的结构示意图；
图10为本发明静地冲压航空航天发动机中燃油转向帽的结构示意图；
图11为本发明静地冲压航空航天发动机中进气口罩的结构示意图；
图12为本发明静地冲压航空航天发动机中尾喷罩的结构示意图；
图13为本发明静地冲压航空航天发动机空气流向图；
图14为本发明静地冲压航空航天发动机用于亚音速条件下的旋流压气螺旋通道管径图；
图15为本发明静地冲压航空航天发动机用于极速超然条件下的旋流压气螺旋通道管径图。
附图标记：1：压气与燃烧转子总成；101：旋转轴；10101：进油孔；10102：燃油通道；102：旋流压气螺旋通道；103：进气口；104：扩压燃烧出气口；105：喷油嘴；106：燃烧点火器；2：进气导向器；201：轴承套；202：输油管；203：实心陶瓷轴承；204：带油孔陶瓷轴承；205：顶部进气口；20501：纵向进气导向片；206：侧部进气口；20601：径向进气导向片；3：尾喷罩；4：螺旋导向压油器；5：燃油转向帽；6：进气口罩；7：驱动装置。
具体实施方式
根据本发明提供的第一种实施方案，提供一种静地冲压航空航天发动机。
一种静地冲压航空航天发动机，该发动机包括压气与燃烧转子总成1、进气导向器2、尾喷罩3组成。其中压气与燃烧转子总成1包括旋转轴101、旋流压气螺旋通道102、进气口103、扩压燃烧出气口104、喷油嘴105、燃烧点火器106。旋流压气螺旋通道102为管道结构。旋流压气螺旋通道102成螺旋状设置在旋转轴101的外侧。旋流压气螺旋通道102的顶部为进气口103。旋流压气螺旋通道102的末端为扩压燃烧出气口104。喷油嘴105设置在旋流压气螺旋通道102的内侧壁上并且位于进气口103的位置。燃烧点火器106设置在旋流压气螺旋通道102的内侧壁上并且位于扩压燃烧出气口104的位置。进气导向器2和尾喷罩3包围设置在压气与燃烧转子总成1的外侧。进气导向器2内设有轴承套201。旋转轴101穿过轴承套201并与其配合连接。
作为优选，该发动机还包括螺旋导向压油器4和燃油转向帽5。进气导向器2上设有输油管202。轴承套201内设有实心陶瓷轴承203和带油孔陶瓷轴承204。旋转轴101的顶端依次穿过实心陶瓷轴承203和带油孔陶瓷轴承204。输油管202与带油孔陶瓷轴承204连接并与带油孔陶瓷轴承204内的油孔连通。螺旋导向压油器4设置在旋转轴101与带油孔陶瓷轴承204之间。燃油转向帽5设置在轴承套201的顶部并与轴承套201密封连接。旋转轴101的顶部设有进油孔10101，旋转轴101的内部设有燃油通道10102。燃油通道10102连接进油孔10101和喷油嘴105。
作为优选，进气导向器2上设有顶部进气口205和侧部进气口206。
作为优选，顶部进气口205内设有纵向进气导向片20501。侧部进气口206内设有径向进气导向片20601。
作为优选，该发动机还包括进气口罩6。进气口罩6包围在的进气导向器2的顶部和上部外侧。
作为优选，该发动机还包括驱动装置7。驱动装置7与旋转轴101连接并驱动旋转轴101转动。
在本发明中，该发动机包括多个旋流压气螺旋通道102。作为优选，该发动机包括2-100个旋流压气螺旋通道102，优选为4-50个旋流压气螺旋通道102，更优选为8-20个旋流压气螺旋通道102。
作为优选，多个旋流压气螺旋通道102分组均匀成螺旋状设置在旋转轴101的外侧。
作为优选，每一组旋流压气螺旋通道102分成多圈设置在旋转轴101的外侧，每一组旋流压气螺旋通道102中旋流压气螺旋通道102的进气口103均在旋转轴101直径方向从里到外排布。每个旋流压气螺旋通道102的侧壁上均设有喷油嘴105和燃烧点火器106。
作为优选，所有旋流压气螺旋通道102的进气口103的截面积全部相同、全部不相同或部分相同。
作为优选，所有旋流压气螺旋通道102的扩压燃烧出气口104的截面积全部相同、全部不相同或部分相同。
优选的是，同一圈旋流压气螺旋通道102的扩压燃烧出气口104的截面积相同，不同圆周上旋流压气螺旋通道102的扩压燃烧出气口104的截面积不相同。
优选的是，内圈旋流压气螺旋通道102的扩压燃烧出气口104的截面积小于外圈旋流压气螺旋通道102的扩压燃烧出气口104的截面积。
在本发明中，旋流压气螺旋通道102为缩径通道或扩径通道。
在本发明中，燃油转向帽5为圆锥形结构。旋转轴101的末端为圆锥形结构。
根据本发明提供的第二种实施方案，提供一种静地冲压航空航天发动机的使用方法。
一种静地冲压航空航天发动机的使用方法或使用第一种实施方案中所述静地冲压航空航天发动机的方法，该方法包括以下步骤：
1)驱动装置7；
2)驱动装置7驱动旋转轴101转动，旋转轴101带动旋流压气螺旋通道102一起转动，空气从进气口103进入旋流压气螺旋通道102，燃油通过输油管202、经过燃油通道10102、从喷油嘴105喷出，燃油和空气在旋流压气螺旋通道102流动、混合并压缩，形成高压缩比的油气混合气体，该油气混合气体在旋流压气螺旋通道102末端经过燃烧点火器106点火燃烧，从扩压燃烧出气口104排出；
3)油气混合气体燃烧膨胀做功，一部分做功推动压气与燃烧转子总成1旋转来压缩空气、混合空气和燃油；另一部分做功给飞行器提供前行动力。
根据本发明提供的第三种实施方案，提供一种静地冲压航空航天发动机的用途。
将第一种实施方案中所述的静地冲压航空航天发动机用于航空航天设备。也就是所述飞行器为航空或航天设备。
实施例1
一种静地冲压航空航天发动机，该发动机包括压气与燃烧转子总成1、进气导向器2、尾喷罩3组成。其中压气与燃烧转子总成1包括旋转轴101、旋流压气螺旋通道102、进气口103、扩压燃烧出气口104、喷油嘴105、燃烧点火器106。旋流压气螺旋通道102为管道结构。旋流压气螺旋通道102成螺旋状设置在旋转轴101的外侧。旋流压气螺旋通道102的顶部为进气口103。旋流压气螺旋通道102的末端为扩压燃烧出气口104。喷油嘴105设置在旋流压气螺旋通道102的内侧壁上并且位于进气口103的位置。燃烧点火器106设置在旋流压气螺旋通道102的内侧壁上并且位于扩压燃烧出气口104的位置。进气导向器2和尾喷罩3包围设置在压气与燃烧转子总成1的外侧。进气导向器2内设有轴承套201。旋转轴101穿过轴承套201并与其配合连接。
实施例2
重复实施例1，只是该发动机还包括螺旋导向压油器4和燃油转向帽5。进气导向器2上设有输油管202。轴承套201内设有实心陶瓷轴承203和带油孔陶瓷轴承204。旋转轴101的顶端依次穿过实心陶瓷轴承203和带油孔陶瓷轴承204。输油管202与带油孔陶瓷轴承204连接并与带油孔陶瓷轴承204内的油孔连通。螺旋导向压油器4设置在旋转轴101与带油孔陶瓷轴承204之间。燃油转向帽5设置在轴承套201的顶部并与轴承套201密封连接。旋转轴101的顶部设有进油孔10101，旋转轴101的内部设有燃油通道10102。燃油通道10102连接进油孔10101和喷油嘴105。
实施例3
重复实施例2，只是进气导向器2上设有顶部进气口205和侧部进气口206。顶部进气口205内设有纵向进气导向片20501。侧部进气口206内设有径向进气导向片20601。
实施例4
重复实施例3，只是该发动机还包括进气口罩6。进气口罩6包围在的进气导向器2的顶部和上部外侧。该发动机还包括驱动装置7。驱动装置7与旋转轴101连接并驱动旋转轴101转动。燃油转向帽5为圆锥形结构。旋转轴101的末端为圆锥形结构。
实施例5
重复实施例4，只是该发动机包括8个旋流压气螺旋通道102。8个旋流压气螺旋通道102分4组均匀成螺旋状设置在旋转轴101的外侧。每一组旋流压气螺旋通道102分成2圈设置在旋转轴101的外侧，每一组旋流压气螺旋通道102中旋流压气螺旋通道102的进气口103均在旋转轴101直径方向从里到外排布。每个旋流压气螺旋通道102的侧壁上均设有喷油嘴105和燃烧点火器106。所有旋流压气螺旋通道102的进气口103的截面积全部相同。所有旋流压气螺旋通道102的扩压燃烧出气口104的截面积全部相同。
实施例6
重复实施例5，只是同一圈旋流压气螺旋通道102的扩压燃烧出气口104的截面积相同，内圈旋流压气螺旋通道102的扩压燃烧出气口104的截面积小于外圈旋流压气螺旋通道102的扩压燃烧出气口104的截面积。旋流压气螺旋通道102为缩径通道。
实施例7
重复实施例6，只是旋流压气螺旋通道102为扩径通道。
使用实施例1
一种静地冲压航空航天发动机的使用方法，该方法包括以下步骤：
1)驱动装置7；
2)驱动装置7驱动旋转轴101转动，旋转轴101带动旋流压气螺旋通道102一起转动，空气从进气口103进入旋流压气螺旋通道102，燃油通过输油管202、经过燃油通道10102、从喷油嘴105喷出，燃油和空气在旋流压气螺旋通道102流动、混合并压缩，形成高压缩比的油气混合气体，该油气混合气体在旋流压气螺旋通道102末端经过燃烧点火器106点火燃烧，从扩压燃烧出气口104排出；
3)油气混合气体燃烧膨胀做功，一部分做功推动压气与燃烧转子总成1旋转来压缩空气、混合空气和燃油；另一部分做功给飞行器提供前行动力。
使用本申请实施例5-7中的静地冲压航空航天发动机进行测试，参数如下：
本发明的静地冲压航空航天发动机对空气的压缩率高，燃烧效率高。利用压气与燃烧转子总成自身的转动，可以获得高压缩比的空气，燃料和空气混合均匀。在扩压燃烧出气口处经过点火燃烧器进行点火和燃烧，释放大量的能量，其中一部分能量产生推动力，提供给飞行器前行动力；另一部分用于驱动压气与燃烧转子总成的转动，继续压缩空气，形成连续运行状态。