一种内燃喷气式航空发动机的制作方法

本发明涉及一种内燃喷气式航空发动机。

背景技术：

常规的内燃喷气式航空发动机主要有涡轮喷气发动机、涡轮风扇发动机、涡轮旋桨发动机和涡轮轴发动机几种类型并且都是由前置涡轮引气机、涡轮压气机和喷油燃烧室以及后置扭矩涡轮和发动机筒组成发动机主体结构的并且是由高压喷射出的航空燃油在高压高流速空气流中连续燃烧产生的高压高速后喷内燃气流推进飞机体前向飞行的同时也促动后置扭矩涡轮旋转并同轴带动前置涡轮引气机或前置螺旋桨或前伸涡轮轴连续扭矩旋转引气压气或连续划拨迎面空气或连续扭动螺旋桨叶划拨空气进行连续推进驱动的飞机发动机，由于当喷气式飞机起飞加速和亚音速前向飞行时飞机体的前向飞行速度既与发动机喷气口处的内燃气喷流推进功率成正比关系也与发动机体的前置涡轮引气机的旋转速度形成的对飞机体的前向牵引作用力成正比关系，当飞机体的前向飞行速度达到和超过音速时就会在发动机进气口端产生迎面气障，只要飞机喷气发动机的内燃后喷气推进功率能使飞机体进行超越音速的持续加速度飞行，所形成的迎面气障层面就会由前至后通过喷气发动机内腔涵道形成迎面气障层面穿越通流速度从而形成了飞机发动机的前置涡轮引气机以及前置螺旋桨扇和前置涡轮风扇的斜切面叶板连续划拨迎面气障空气的前向牵拉驱动力因而相应提高了发动机的内燃喷气推进驱动效率并使得喷气式飞机可以进行超音速和倍超音速航空飞行。

技术实现要素：

本发明旨在提出一种结构简单实用的内燃喷气式航空发动机。

本发明的技术任务是以本专利申请人曾申报过的发明专利《一种双速涡轮内燃喷气式航空发动机》（申请号：2016100616173）提出的内燃喷气式航空发动机的机械结构设计方案经修改后完成的：在长直圆筒状发动机筒体内腔临近进气口的轴心位置前伸后尾按装固定一只具圆管形驱动主轴的驱动电动机以及滑动套插装配定位在驱动电动机的圆管形主轴内腔中的与发动机外壳筒体接近等长的圆管形中心机轴并将轴心驱动电动机前端的前伸主轴管体腔壁和圆管形中心机轴的管壁设置装配组成定向互补棘齿挂扭接管扭矩联轴器并在挂扭联轴器外管头部件的外周壁面上设置固定前后平行的两组或一组电驱动轴流引风压气桨扇并在驱动电动机邻后的机体内腔周壁上环周贴壁设置固定对引流入的空气具成倍压缩作用的半径渐减空气压缩室和压缩空气流通口构造以及阻止高压内燃空气形成气压平衡回流关系的气流扭矩快旋止逆桨扇止逆机构和按装设置有压力自开启下向高压喷油孔嘴阵列的贴壁燃油汽化喷油室设置。在环周贴壁燃油汽化喷油室邻下端的机体内腔壁面上贴壁固定一根密排螺旋盘管状燃油预热通流油管并与燃油汽化喷油室的密封内空间相连通用以使工作燃油预先流经内燃室区域进行预加热形成高温燃油后流入密封的燃油汽化喷油室内形成汽化燃油并经压力自开启高压喷油孔嘴阵列连续喷射到发动机的燃烧室内进行高效油气混合连续自燃烧增压过程，同时密排螺旋盘管状预热通流油管中流动的低温燃油也对位于内燃室区域的发动机外壳筒体具有吸热降温保护作用。在临近后尾部喷气口的中心机轴面上轴向设置固定前后两组或一组轴半径稍大于或相等于前置轴流引风压气桨扇并采用夹层空心贯通构造扭矩桨叶板的后置轴流扭矩旋转桨扇以利用中心机轴扭矩旋转桨扇顺向绕轴高速扭矩旋转的离心甩流作用连续吸流迎面空气进入中心机轴内腔气道并分别流经扭矩旋转桨叶板体中的夹层贯通气道被连续甩流出以此方式对处于发动机内燃室区域中的中心机轴和后置轴流扭矩旋转桨扇进行气流降温保护以防止因内燃气流过热烧毁轴流扭矩旋转桨扇设置。由于由前置电动轴流引风压气桨扇高流速引流入的迎面空气经过扁平圆盒体形贴壁密封燃油汽化喷油室壁中心环沿孔口和向心排列的三角形凹缺槽口壁沿形成的1～3倍小于发动机迎面进气口内径平面积的压缩空气通流孔口时则形成1～3倍空气压缩比的单位平面积空气流速压力和单位时间空气流入量并同时促动两组气流扭矩快旋止逆桨扇快速顺向扭矩旋转形成高压内燃空气止逆层面从而使得发动机内燃室中连续形成的高压内燃空气只能经由发动机尾端喷气口急速喷流出使发动机体或飞机体产生连续后喷气推进驱动力，同时流经发动机尾端喷气口内腔的高压高速后喷向内燃气流连续促动设置在中心机轴上的两组后置轴流扭矩旋转桨扇顺向加速绕轴扭矩旋转形成的顺向轴扭矩旋转作用力则同轴带动前置轴流引风压气桨扇加速扭矩旋转引风压气直至达到超过驱动电动机额定轴扭矩转速功率后使前置轴流引风压气桨扇自动滑动退出与驱动电动机的定向棘齿接管联轴扭矩旋转关系而转为由后置轴流扭矩旋转桨扇的轴扭矩转速功率同轴带动前置引风压气桨扇进入顺向自扭矩加速旋转引风压气的连续工作状态并且只要发动机燃烧室内连续油气混合自燃增压过程形成的内燃空气后喷向推进功率（喷气口内腔圆平面积与单位平面积内燃空气喷流压力的乘积值）的单位平面积内燃空气喷流压力低于或不超过压缩空气通流孔口处的单位平面积通流空气压力就能使发动机保持处于自扭矩加速绕轴旋转引风压气和加速内燃喷气的连续工作状态。由于处于工作状态的发动机喷气口处的内腔圆平面积与单位平面积内燃空气喷流压力的乘积值要数倍大于发动机体迎面进气口处顺向同轴的前置轴流引风压气桨扇的扭矩转速功率和单位平面积空气引入流速压力因而使得前置轴流引风压气桨扇自动进入趋于接近顺向同轴后置扭矩旋转桨扇扭矩转速功率的加速扭矩旋转引风压气过程并伴随发动机进气口迎面空气引流速度的相应提高也同步提高了压缩空气流通孔口处的单位平面积空气流速压力和单位时间空气流入量，只要连续喷射的工作燃油供应量能满足发动机内燃室内油气混合自燃增压热效率的需要，发动机尾部的内燃气喷流推进功率以及同轴后置的轴流扭矩旋转桨扇的轴扭矩旋转功率也会随之相应增大，该过程应该一直连续进行到前置轴流引风压气桨扇在单位时间内引流入的迎面空气量不再增加为止。当装配了本发明的飞机体达到和超过了音速的前向飞行速度后在飞机体的发动机迎面进气口处形成的迎面气障层面会以一定的流通穿越速度穿过发动机体的内腔涵道而使得发动机在连续表现内燃后喷气推进驱动力的同时也表现高速顺向扭矩旋转的前置轴流引风压气桨扇的螺旋斜切板面连续划拨迎面音障空气形成的连续前向牵拉驱动力，因此，喷气式飞机体的前向飞行速度除了与发动机的空气内燃热效率成正比的内燃气喷流推进驱动力有正比关系外也与由飞机体的超音速前向飞行的惯性飞行速度形成的发动机体连续前向牵拉驱动力呈正比关系。

如果在本发明的内燃喷气式航空发动机迎面进气口壁沿前伸的圆管形中心机轴首端设置固定一组适当大轴心半径和适当斜切板面角度的四桨叶或多桨叶前置驱动螺旋桨叶扇则可以在大型飞机体进行起飞加速飞行和亚音速飞行时以及突破音障层面后的超音速惯性飞行时使飞机体既表现发动机尾部喷气口的内燃后喷气推进驱动力又能同时表现发动机的大轴心半径前置螺旋桨叶扇的螺旋斜切板面连续作用迎面音障空气形成的连续前向牵拉驱动力，因此由于该种具前置螺旋桨叶扇的内燃喷气式航空发动机在飞机处于亚音速飞行时和超音速飞行时由发动机内燃喷气推进驱动功率形成的相对的惯性前向飞行速度会使得发动机的前置轴流螺旋桨叶对迎面空气和迎面音障空气表现的连续螺旋斜切板面划拨作用的板面位置相应地向后延伸因而不会使处于高速运转状态的或者螺旋桨叶外半径位点的圆周线速度超过音速的前置驱动螺旋桨形成“滑转”的无功空转现象，因此，装配了该种前置驱动螺旋桨的内燃喷气发动机的飞机体既可以进行亚音速的载重飞行也可以进行突破迎面气障层面的超音速飞行。可以将该种改型的本发明称之为旋桨式内燃喷气航空发动机

如果将本发明的内燃喷气式航空发动机的外壳筒体作为内涵道机筒并在内涵道机筒外侧再平行对应套插装配固定上一只大内腔圆半径的外层内燃喷气机筒体作为外涵道机筒并在内涵道中心机轴首端设置装配固定一组与外涵道机筒的内腔半径对应配合的外涵道前置轴流引风压气桨扇并在中心机轴的尾部设置固定一组与外涵道机筒尾部的内腔半径对应配合的外涵道轴流扭矩旋转桨扇以及在外涵道夹层内腔两侧机筒壁面上环周贴壁固定外涵道空气压缩室和密封燃油汽化喷油室设置以及在外涵道内侧机筒壁面上设置装配两组贴浮于外涵道密封燃油汽化室顶面壁板上的压缩空气通流孔口之上的外涵道气流扭矩快旋止逆桨扇则组成双涵道内燃喷气结构的本发明的主体结构。由于该种双涵道内燃结构的喷气发动机利用了内涵道喷气机起动运转时中心机轴的后置扭矩旋转桨扇相对高的连续轴扭矩转速功率同时带动同轴的外涵道前置轴流引风压气桨扇顺向加速扭矩旋转进行连续向外涵道的夹层内腔空间引风压气的工作过程，经过数倍压缩的外涵道迎面引流空气连续流过两组外涵道气流扭矩快旋止逆桨扇和外涵道贴壁燃油汽化室平面板壁上的压缩空气通流孔口进入外涵道夹层空间的油气混合燃烧室区域并与外涵道贴壁燃油汽化喷油室底面板壁上穿壁按装设置的压力自开启高压喷油孔嘴阵列连续下向喷射出的汽化燃油高效混合自发燃烧形成的外涵道高压内燃气体经外涵道尾部的环形夹层内腔喷气口连续高速后向喷流出而与内涵道内燃喷气机的高速后喷向内燃气流合并形成该种双涵道内燃式喷气发动机的内燃喷气后推进驱动功率。在内涵道机筒外壁上设置固定外涵道密排螺旋盘管形燃油预热通流油管使流通燃油预加热形成高温燃油的同时也对处于外涵道燃烧室区域中的发动机内侧机筒具有吸热降温的保护作用，同时在发动机的外涵道机筒外壁上设置固定适当数目圆周等距竖直平行排列并一通到底的支撑肋条构造因而在发动机体的外壳防护层面之间形成前后贯通的夹层流通气道用于飞机体在航空飞行时使迎面空气自动高流速流过发动机的外涵道机筒外侧夹层空间气流通道而对发动机外涵道机筒进行气流降温保护。该种属双涵道内燃喷气结构的本发明可称之为双涵道内燃式喷气发动机，可用做高航速大型运输飞机和大型客运飞机的配用航空发动机。下面依照说明书附图对本发明的结构进行详细说明。

说明书附图1为本发明主体的纵剖面结构视图。

说明书附图2为本发明采用的贴壁燃油汽化喷油室的顶面形状视图。

说明书附图3为本发明采用的气流降温扭矩旋转桨叶板的尾端形状视图。

说明书附图4为本发明采用的互补棘齿挂扭接管联轴器的纵剖面视图。

说明书附图5为前置螺旋桨叶板顶端边沿的外形构造视图。

说明书附图6为具前置螺旋桨设置的本发明的纵剖面结构视图。

说明书附图7为双涵道内燃喷气结构的本发明的纵剖面结构视图。

参照说明书附图1、2、3、4，将一只内腔壁面上环周等距设置固定着向心平行排列的四支直列支撑板脚构造（29）并在其轴心位置前伸后尾固定着一部具圆管形驱动主轴（9）的轴流驱动电动机（8）的薄壁圆筒体（28）贴壁插套固定在长直圆筒形发动机外壳筒体（24）中前位置的圆形内腔筒壁上，将一支与发动机外壳筒体（24）接近等长并具一通到底圆形内腔通道（17）及圆锥体形尾端（21）的圆管形中心机轴（10）隔距滑动插套在圆管形电动机轴（9）的内径腔道中并采用滚动轴承配合（12）（7）将其装配定位在驱动电动机（8）的后端轴套中和前端轴套的外伸电动机轴（9）顶端设置的圆凸短接管形轴端构造（6）的内腔管壁上，电动机轴（9）上顶端的圆凸短接圆管（6）与等管径的短粗圆管体形外管头部件（4）（36）以及中心机轴（10）上顶部的上接圆凸厚壁短圆管形内管头结构件（37）共同设置装配组成本发明采用的定向互补棘齿挂扭接管联轴器（4）（图4）并在接管联轴器外周管壁（4）上前后平行设置固定两组（或一组)环周等距排列固定着适当数目轴流扭矩桨叶板的轴流引风压气桨扇（3）（23）。将一只圆形板面上设置有八道（或十数道）环周等距向心凸出排列的对折下斜凸槽板面构造（33）（34）和相应形成的八处（或十数处）三角形凹缺槽口壁沿构造（26）以及小圆半径环沿孔口构造（27）的扁平圆盒体形顶面壁板与平面形状配合并等距穿壁设置按装有适当数目压力自开启高压喷油孔嘴阵列的下底壁板（14）结构形成密封燃油汽化喷油室设置（57）并环周贴壁固定在驱动电动机（8）邻后适当位置的薄壁圆筒体（28）的内腔壁面上。将一具呈漏斗梯形半径渐减环周斜面壁板（11）转圆凹沉槽圆周壁板（25）形状的空气压缩室周面壁板的上板沿贴壁固定在薄壁圆筒体（28）内腔壁面的适当位置并将其下板沿贴壁固定在密封燃油汽化喷油室（57）约三分之一外半径平面位置的顶面壁板上形成环周贴壁密封燃油汽化喷油室（57）顶面壁板上的圆凹沉槽直面周壁（25）上接空气压缩室斜面周壁（11）的环周壁面构造。在与环周贴壁密封燃油汽化喷油室（57）顶面的圆凹沉槽形壁面构造（图2（25））横向对应位置的中心机轴（10）轴面上上下密排设置装配两组可分别独立自由滚动旋转的气流扭矩快旋止逆桨扇（13）。在另一只薄壁圆筒体（30）的内腔壁面上设置固定一根密排螺旋盘管形燃油预热通流油管供油系统（16）并将该薄壁圆筒体（30）贴壁插套固定在机筒（24）内腔壁面的适当位置处并将通流油管（16）的尾端连经手动控油阀门（15）后与环周贴壁燃油汽化喷油室的密封内腔空间（57）相连通。在临近发动机尾部喷气口壁沿（22）的内腔壁面上按装固定一具斜面导气槽道盘设置（18）并在横向对应位置的中心机轴（10）轴面上前后隔距设置固定两组或一组轴心半径相等于或稍大于前置轴流引风压气桨扇（3）（23）的后置轴流扭矩旋转桨扇（19）（20），每支扭矩旋转桨扇叶板（19）（20）均为中空贯通夹层条板形状（图3（19）(20)（32）（31））并与中心机轴(10)的内腔空间（17）相连通。在环周空气压缩室（11）邻上位置的薄壁圆形筒体（28）内腔周壁上环周贴壁设置固定二级或者二级和三级加力燃烧喷气推进需要的环周输油分油喷油管道（12）并连经二级或者二级和三级手动加力控油阀门（15）后与高压燃油输油管道相连通并在环周设置的输油分油喷油管道（12）的下侧或内侧管壁上等距设置透壁按装适当数目的压力自开启高压喷油孔嘴阵列。由以上组成本发明的内燃喷气航空发动机的主体结构。

参照说明书附图4，采用圆管形的电动机（8）驱动主轴（9）并将圆管形电动机驱动主轴（9）前伸轴端的管壁设置成管轴面上接圆凸短接管构造（6）并将与圆凸短接管（6）相等管径的短粗圆管体形外管头部件（4）的下端管沿与圆凸短接管（6）上端管沿滑动接面处的上下侧管壁设置成圆周等距排列着平行前倾斜互补棘齿壁沿形状（7）的管壁端面构造。一根与发动机外壳筒体（24）接近等长并具一通到底圆形内腔的圆管形中心机轴（10）隔距滑动穿插通过圆管形电动机驱动主轴（9）的内径腔道并采用滚动轴承配合装配定位在驱动电动机（8）的后端轴套上和圆管形电动机外伸管轴（9）顶部圆凸短接管（6）的内腔壁面上，将圆管形中心机轴(10)的顶部管壁部分设置成管轴面上接圆凸厚壁短圆管形状的内管头结构件（37）并将其顶面的加厚管壁口沿（37）设置成外扩喇叭口形状（2），在外管头部件（4）的短粗圆管体内腔壁面的中下部位和圆凸厚壁短圆管形内管头结构件（37）的下接圆管轴面（10）对应部位分别对应设置环周等距排列的数条平行等长直列凸面滑道构造（36）和（5）并将外管头部件（4）的内腔管壁构造（36）对应滑动套插装配在圆凸厚壁短管形内管头结构件（37）上并在外管头部件（4）内腔周壁上的环周平行排列的直列凸面滑道（36）上端沿与圆凸厚壁短管形内管头结构件（37）的圆凹下端沿之间形成的滑动夹层内腔空间（38）中加设一只扁平板条截面形状的顶弹力螺旋盘簧（39）用于使短粗圆管体形外管头部件（4）的下端管沿与圆管形驱动电动机主轴前伸轴端的圆凸短接圆管（6）上端管沿之间的平行前倾斜互补棘齿形管壁端沿（7）的滑动接面处于常弹力挂扭接管联轴状态。

参照说明书附图1、2、3、4、5、6，在发动机筒体（24）进气口内腔（1）外伸中心机轴（10）的互补棘齿挂扭接管联轴器（图4）外周管壁（4）的上部位置平行于后组内涵道驱动轴流引风压气桨扇（3）设置固定一组适当大轴心半径和适当斜切板面角度的四桨叶或数桨叶前置驱动轴流螺旋桨（23），前置驱动螺旋桨（23）中的每一支螺旋桨叶板的顶端边沿均为呈平面转直下折向的外凸曲短面边板（35）形状，外凸曲短面边板（35）的平行高度约为螺旋桨扇外沿直径的十分之一用以改善前置螺旋桨高速运转时的前向牵引作用力和前向牵拉驱动效率以及用于降低飞机的飞行噪音，由此组成本发明的旋桨式内燃喷气航空发动机的主体结构。该种具前置螺旋桨飞行驱动机构的内燃喷气发动机在飞机起动运转时由驱动电动机主轴（10）带动前置轴流引风压气桨扇（3）同轴旋转对迎面空气进行连续引风压气过程并经连续喷油燃烧形成高压内燃空气通过发动机尾部喷气口（22）内腔中的一组斜面导气槽道盘（18）的斜面导气槽道连续喷流出喷气口（22）使飞机体产生连续后喷气推进驱动力同时也促动贴浮在斜面导气槽道盘（18）之后的两组后置轴流扭矩旋转桨扇（18）（19）连续顺向扭矩旋转形成数倍高的顺向轴扭矩旋转功率并同时带动同轴的大圆半径前置螺旋桨（23）加速顺向绕轴扭矩旋转使飞机体产生连续牵引作用力或连续牵拉驱动力并使得飞机体既可以进行重载亚音速飞行也可以进行轻载超音速飞行。

参照说明书附图1、2、3、4、7，采用一只由四支环周等距设置并呈轴心伸向平行排列的直列支撑板脚构造（40）的两侧端面分别支撑固定着一只适当长度的内侧薄壁圆筒体（48）和一只适当长度的外侧薄壁圆筒体（41）组成的双层筒体构造件并分别将内侧薄壁圆筒体（48）贴壁套插固定在内涵道内燃喷气机筒（24）中前部位的圆周壁面上和将外侧薄壁圆筒体（41）贴壁套插固定在外涵道内燃喷气机筒（42）中前部位的圆周壁面上。在直列支撑板脚（40）邻后位置的外侧圆筒体（41）的内周壁面上环周设置固定二级或者二级和三级加力燃烧喷气推进需要的环周燃油供油喷油管道并在环周配油管道的下侧管壁上或内侧管壁上等距穿壁设置适当数目的压力自开启高压喷油孔嘴阵列，加力燃油输油管道则连经手动加力控油阀门与环周配油管道相连通。在内涵道中心机轴（10）外伸轴端的定向互补棘齿挂扭接管联轴器（图4）（（图7）（4）（7））外周壁面的后端位置环周固定一组与内涵道迎面进气口（1）内腔半径对应配合的前置驱动轴流引风压气桨扇（3）并在联轴器（4）（7）外周壁面的前端位置环周固定一组与外涵道迎面进气口（39）内腔半径对应配合的大轴心半径前置驱动轴流引风压气桨扇（23）。一只圆板形顶面壁板上环周等距设置有八道（或数道或十数道）外凸出聚心伸向排列的对折下斜面形凸槽板壁构造（34）（33）和对应相间形成的八处（或数处或十数处）平面三角形凹缺下板沿槽口构造（26）以及小圆半径的环沿孔口构造（27）形成扁平圆盒体形状的外涵道贴壁燃油汽化喷油室（51）的顶面壁板构造（图2）并与平面形状对应并均衡分布穿壁设置按装有适当数目压力自开启高压喷油孔嘴阵列（图2（14））的下底壁板（52）结构成外涵道贴壁密封燃油汽化喷油室设置(51)并环周贴壁固定在外涵道夹层内腔空间两边侧圆筒体（48）（41）圆周壁面的适当位置。将一具呈漏斗梯形圆半径渐减斜面圆壁（49）（图2（11））下接圆凹沉槽周面直壁（47）形状空气压缩室周面壁板的上板沿环周贴壁固定在密封燃油汽化喷油室（51）邻上方的外侧圆筒体（41）内腔壁面上并将其下板沿贴壁固定在密封燃油汽化喷油室（51）顶面壁板（图4（25））约三分之一外半径处的平面板壁上并分别形成内涵道内腔空间中的和外涵道夹层内腔空间中的空气压缩室壁下接圆凹沉槽周壁下接密封燃油汽化喷油室顶面的板壁结构。在与贴壁燃油汽化喷油室（51）顶面上的圆凹沉槽构造（49）横向对应位置的内侧圆筒体（48）的外周壁面上密排设置装配上下两组贴浮在圆凹沉槽（49）的底壁板面上和内周板面上的独立自由滚动旋转的外涵道气流扭矩快旋止逆桨扇（50）。在另一只薄壁圆筒体的外周壁面上设置固定一根外涵道内燃喷气使用的密排螺旋盘管状燃油预热通流油管供油系统（55）并将通流油管（55）的末端连经一只外涵道供油管手动控油阀门后与外涵道贴壁燃油汽化喷油室（52）的密封内腔空间（51）相连通并将该只薄壁圆筒体贴壁固定在外涵道内侧机筒（24）外周壁面的适当位置。在平行于内涵道机筒（24）喷气口（22）内腔底沿位置的圆管形中心机轴（10）的尾部轴面上环周等距设置固定一组内涵道轴流扭矩旋转桨扇（19）并在上贴浮位置的内涵道内腔筒壁（24）上贴壁按装固定一具内涵道斜面导气槽道盘设置（18），在下浮贴内涵道机筒（24）尾端喷气口（22）底沿位置的中心机轴（10）尾部轴面上环周设置固定一组与外涵道机筒（42）尾部内腔半径对应配合的大轴心半径轴流扭矩旋转桨扇（20）并在外涵道内外两侧机筒（24）(42)圆周壁面的适当位置按装固定一具外涵道斜面导气槽道盘设置（53）。在外涵道机筒（42）的外周壁面上设置固定适当数目环周等距竖直排列并直通到底的平行直列支撑肋条构造（43）并在外涵道机筒（42）中前部位的平行直列支撑肋条（43）壁面构造上贴壁固定一只外壁面上设置有用于支架固定发动机机体（42）（图7）的直列扁长筒体形管架构造（46）的圆形筒体件（44）并在外涵道机筒（42）外壁面上的一通到底平行直列支撑肋条壁面构造（43）上包括着圆形筒体件（44）外壁面全覆盖包裹固定上一层机体外壁防护外壳板面（45）。由此组成双涵道内燃喷气式的本发明的主体结构。