无扇叶气动喷气发动机
阅读说明：本技术 无扇叶气动喷气发动机 (Bladeless pneumatic jet engine ) 是由 万学先 于 2018-08-06 设计创作，主要内容包括：本发明名称是无扇叶气动喷气发动机,所属航空航天领域。其主要目的就是能使安装了本发明的发动机的飞行器大幅提升飞行速度,实现真正意义的超高速飞行。本发明是采取一种全新的设计思想,以初始速度为基础,以气流相对速度差为依托。提供了一种供飞行器使用的无扇叶气动喷气发动机。本发明从根本上摒弃了现有喷气发动机的工作思维和研究方法,提出了本人取名为喉管以及所谓门的单向导流技术的方案,利用速度产生的压力差,动态地考虑飞行器的推力问题。同时,降低了油耗、制造成本以及延长了发动机的使用寿命,增加了飞行器的巡航半径,实现静默飞行。(The invention discloses a flabellless pneumatic jet engine, belonging to the field of aerospace. The main purpose of the invention is to greatly increase the flying speed of the aircraft provided with the engine and realize the true ultra-high speed flight. The invention adopts a brand new design concept, takes the initial speed as the basis and takes the relative speed difference of the airflow as the basis. An airless jet engine for use with an aircraft is provided. The invention fundamentally abandons the working thinking and research method of the existing jet engine, provides a scheme of the unidirectional flow guiding technology named as a choke and a so-called door, and dynamically considers the thrust problem of an aircraft by utilizing the pressure difference generated by the speed. Meanwhile, the oil consumption and the manufacturing cost are reduced, the service life of the engine is prolonged, the cruising radius of the aircraft is increased, and silent flight is realized.)
所属技术领域
本发明涉及国防军事方面，所属航空航天领域，特别是提供飞行器用的高速度喷气发动机。
背景技术
目前世界上飞机所使用的喷气发动机均使用螺旋桨形式的扇叶系统与燃烧室结合的工作原理进行工作，其扇叶分为两组；一组扇叶在进气口用来产生进气及提高进气压缩比，为燃烧室提供足够的空气，而另一组扇叶则在燃烧室尾部，其作用是在强大的尾喷气流吹动下产生旋转动力，再通过中心轴，带动进气口扇叶组转动，从而使得此循环持续进行，形成旋转动力和尾部气流推力，再根据其组成结构与用途又分出其几种不同的类型。但是，无论是哪种类型的发动机，其核心是燃烧室及扇叶系统相互配合进行工作这一点是完全一样的，也是现有发动机的核心。
上面所述发动机的工作原理，暨目前飞行器所用的喷气发动机的工作原理。而依靠这类喷气发动机进行推动的飞行器，又存在什么问题呢？
其一，当飞机处于起飞时或者是处于速度不是极快时，这种以扇叶系统配合燃烧室进行工作的发动机所产生的尾部气流推力，的确足够强大并且喷出速度也足够快。但是，当飞机不断提升速度而进入高速运动状态时，由于该扇叶系统是以螺旋方式进行工作的(就好比螺丝拧入工件一般)，则最终会限制在扇叶旋转所产生的进气速度与飞机机身外的空气流动速度基本一致时，而此时的速度就是飞机的极限速度，不可能再继续提升了。
其二，由于燃烧室尾部的尾喷气流须有一部分的能量，作为产生扇叶旋转的动力，这样一来，就降低了尾气所喷射的能量，不能全部用来为飞行器的推动做功。
其三，在飞机的高速飞行过程中，燃油的供给必须维持在较大的供油量，这样油耗就比较多，不利于节油，其结果就使得飞行器航行距离缩短许多。
其四，发动机结构复杂，各项技术指标要求严格，因此，生产制造难度很大，并且维护保养不易。
其五、由于材料方面的制约，发动机的使用寿命也受到影响，随时发生事故的可能性很高。
其六、因为此类发动机的扇叶在气流中的高速运动，以及扇叶与转轴系统这样的机械运行等原因，机械故障和机械噪声也很大。
综上所述，这种扇叶系统与燃烧室结合的发动机，存在了许多缺点和不足，但不可否认的是，这类发动机也有一定的优点，其优点应该是输出旋转能量更好，因为其转速与转矩均能达到较高指标。若作为与电动机类似，以输出旋转能量为主，特别是用来做高速旋转能量的输出，效果还是相当不错。例如，可用来做高速鼓风机的动力。
发明内容
一、本发明以无扇叶气动喷气发动机基本型为基础，再分别增加了两款改进型无扇叶气动喷气发动机，主要目的是要极大地提高飞行器的飞行速度，同时，也降低发动机的生产制造难度和生产成本。
二、本发明所解决的技术问题是：
1、采取一种全新的设计思想，摒弃了现有喷气式发动机的工作原理，以另外的思路设计出无扇叶气动喷气发动机，从而提高了速度，达到比现有喷气式发动机的速度高出数倍的飞行能力，甚至可以轻易躲避导弹的攻击。
2、由于发动机没有了扇叶，在高速时，对空气进入发动机所形成的阻碍很小，而且，尾喷气流全部用来做飞行器的飞行动力，使得其航速能够达到极快，原则上，其速度仅取决于空气中的氧含量和飞行器机体结构的结实程度。
3、无扇叶气动喷气发动机在高速飞行中，由于全部尾喷气流都用来为飞行器的飞行做功，所以，燃油燃烧仅仅只须维持一定的气体膨胀比即可，更加节约了油耗，增加了飞行器的巡航时间。
4、解决了现有喷气发动机主要部件不易制造且各项技术指标难以满足的问题，并且该无扇叶气动喷气发动机结构简单，使得生产制造发动机更加容易，也降低了生产成本。
5、由于是以气体流动方式的原理进行工作，没有强烈的机械运动，极大地减少了噪声，可实现静默飞行。
6、对于发动机的维修保养方面也减少了许多环节，同时也将故障率无限地减小，还极大地提高了发动机的使用寿命，和安全保障。
三、本发明的工作原理及工作过程：
无扇叶气动喷气发动机分为基本型和改进型两种模式，改进型是在基本型的基础上通过增加二级燃烧室及相应的设施改进而产生。并且，在本发明中通过设计的门技术，用来解决气体流动方向的问题，从而保证了喷气发动机无扇叶的目的。而所增加的二级燃烧室的主要目的，是为了提高启动阶段和飞行阶段的工作效率和工作性能，从而增加发动机推力。为了能够很好的说明无扇叶气动喷气发动机的工作原理和采取的技术方案，必须从该发动机的基本型开始说明。其无扇叶气动喷气发动机基本型的结构示意图如(图1)所示，它是由进风口、喉管、燃烧室以及尾喷口四个部分组成。
在说明无扇叶气动喷气发动机的工作过程之前，必须先从喉管这个部分进行说明，因为喉管这个部分是该发动机的核心部分，只有了解了喉管的工作原理，才能更好地理解无扇叶气动喷气发动机的工作原理及工作过程。之所以将此部分命名为喉管，主要是为了方便在文字上更好地、并且简单扼要地描述该部分，在介绍发动机的工作过程中，在说明这部分的时候，用喉管这一名词，能简单明了地说明发动机的各种工作状态；另外，其结构本身也是该发动机的咽喉要道。所以，将此部分命名为喉管。
喉管的结构示意图如(图2)所示，它是由(主风道1)、(喉结2)、(伞状封门3)以及(压缩空气供气管4)组成。
其中，(伞状封门3)和(喉结2)这两部分最为重要，是整个喉管的组成核心。
(伞状封门3)可以有多种设计方案，本说明采用的是由许多的金属片按一定的设计组合而成的，其打开与关闭的形状很像雨伞的打开与关闭的样子，同时它又是打开和关闭其风道与燃烧室之间的门，并且其作用是起到了迫使气体单向流动的目的。故此，根据其封堵的作用，命名为伞状封门。
(喉结2)又是由(喉结壳体11)、(喉结空腔12)和(喉结挡体13)组成，其示意图如(图3)所示。其中，(喉结壳体11)类似圆锥结构，所以，(喉结壳体11)的外壁能对进入 (主风道1)中的气流产生一定的压缩比，见(图6)中风道中的箭头的疏密度。另外，在(图 3)中所示的(喉结壳体11)的壁上分布有数排的小孔，是连接(压缩空气供气管4)的，并且设计中的(压缩空气供气管4)与(喉结壳体11)是以圆的切线方式连接的，见(图2) 喉管结构示意左视图。目的是为了使压缩空气通过(压缩空气供气管4)进入到(喉结空腔12)时，形成高速螺旋形旋转。在(图3)中，为了便于理解该喉结的工作原理，须要在此特别说明，在图中并未画出(喉结壳体11)的内壁与(喉结挡体13)的连接支架(而实际上 (喉结挡体13)是通过支架与(喉结壳体11)的内壁连接的)。为更好地说明喉管的工作原理，必须先说明(喉结挡体13)在喉结中的作用。
(喉结挡体13)的作用有两个：
第一、(喉结挡体13)的立体图见(图3)，其前部是圆锥形状，能够使进入(喉结空腔12)内部的高速螺旋压缩气体，在吹向燃烧室的路途中，在(喉结挡体13)的作用下，可形成喇叭状的高速旋转螺旋气流，若没有(喉结挡体13)的作用，只能形成高速旋转螺旋气流，而无法形成喇叭状的高速旋转螺旋气流。之所以要形成这种高速旋转喇叭状螺旋气流，是因为该高速旋转喇叭状螺旋气流的优点有三点，其①，可以在(伞状封门3)内侧与喉管的(主风道1)中形成负压，迫使(伞状封门3)打开，从而吸引发动机进风口的空气进入燃烧室；其②，是能够对燃烧室中间部分形成包裹，使得燃烧室的中心部分温度最高；其③，该喇叭状高速旋转螺旋气流不是直接吹向燃烧室出口，而是沿着燃烧室的内壁向燃烧室出口运动，并且由于气流的旋转，从而增加了路径长度，由此就保证了气体的充分燃烧和加热的时间。
第二、(喉结挡体13)后部是抛物线圆形结构体，根据本发明的设计思想，(燃油喷嘴5) 的喷出方向正对该抛物线结构体中心点，安装位置如(图1)所示的(燃油烧嘴5)。如此，安装在该处的火焰喷嘴所喷出的火焰，则形成回旋形状火焰，其作用也是为了增加燃油燃烧的路径，满足尽可能地充分燃烧这一功能。再配合螺旋气流，有利于提升燃烧室的燃烧温度，充分提高气体膨胀比例。另外，也保证了火焰的安全性，即不易熄火。
(压缩空气供气管4)的结构为扁椭圆形样式，作用有四个，其一，是将外部提供的压缩空气输送进(喉结空腔12)中；其二，是供气管4与(喉结壳体11)的连接是以圆的切线方式而连接的，如(图2)喉管结构示意左视图所示，目的是为了使吹入(喉结空腔12)中的气流呈螺旋式运动。其三，是使外部空气通过进风口进入风道的时候，在经过(压缩空气供气管4)的导引作用下，使得进入的外部空气也产生螺旋运动并与燃烧室内的旋转方向一致。其四，(压缩空气供气管4)还起到固定(喉结2)在(风道1)中的支架作用。
喉管的工作原理：
根据以上所述的(伞状封门3)和(喉结2)的作用，那么喉管的工作原理就是基于此而实现的。喉管的结构示意图(图2)所示，由于(伞状封门3)的作用是对于(主风道1)与燃烧室的通道起打开和关闭作用的，而且，开关状态是由该(伞状封门3)两侧的压力决定而自动开关或处于半开关状态，也正是因此才能保证该发动机的有效工作。对于喉管的工作过程描述如下；
如(图4)所示，当外部提供的压缩空气从(压缩空气供气管4)的入口端进入，并通过 (压缩空气供气管4)喷向(喉结空腔12)时，由于(压缩空气供气管4)是以圆的切线方式排列安装的，所以，此时在(喉结空腔12)中就形成了高速旋转螺旋气流，并且该气流在 (喉结壳体11)内壁与(喉结挡体13)的作用下，该气流就形成了高速旋转喇叭状螺旋气流，由于，高速旋转喇叭状螺旋气流在吹向燃烧室的过程中，是沿着(伞状封门3)及燃烧室的内壁向尾喷口方向运动的，因此，在(伞状封门3)内侧与喉管的(主风道1)中就形成了负压。而(伞状封门3)是根据该门两侧的压力差自动调节其开度，正是由于这种高速旋转的喇叭状螺旋气流的作用，使得(伞状封门3)可以向燃烧室内部打开，从而吸入进风口的空气进入燃烧室，如(图5)所示，共同参与燃烧。
为更好地理解上述喉管的工作原理，最直观的方法，就是以喉管在各个不同的工作状态下的示意图进行表示。
(图4)是在外部提供的压缩空气通过(压缩空气供气管4)进入喉管的初始状态，此时， (伞状封门3)处于全封闭状态时，喉管的气体流动示意图。
(图5)是在外部提供的压缩空气通过(压缩空气供气管4)进入喉管且在(伞状封门3) 内侧形成负压，使得(伞状封门3)处于刚刚开启状态时，喉管的气体流动示意图。
(图6)是(伞状封门3)处于全开状态时，喉管的气体流动示意图。
1、无扇叶气动喷气发动机基本型的工作原理：
(图1)是该无扇叶气动喷气发动机基本型的结构示意图，该发动机的工作原理就是基于喉管的工作原理与进风口、燃烧室以及尾喷口的配合而工作的。因为该设计中，必须有能够为发动机提供强大的压缩空气，所以在飞行器上就必须安装为发动机提供压缩空气的鼓风系统。因为该发明主要是针对发动机部分，且鼓风系统也只是采用传统方式。而本发明的无扇叶气动喷气发动机的目的，就是为了提高飞行器的飞行速度，所以不涉及鼓风系统的介绍。
由于该无扇叶气动喷气发动机是安装在飞行器上的，所以，根据飞行器的工作状态可分为启动阶段和飞行阶段这两种状态进行说明。
启动阶段：在启动时，如图(图7)所示，由飞行器上安装的鼓风系统为该发动机提供强大的压缩空气，并通过(压缩空气供气管4)进入(喉结2)内部的(喉结空腔12)中，再经过(喉结挡体13)的作用吹入燃烧室，与此同时，点燃燃烧室中的(烧嘴5)。燃油通过 (烧嘴5)与燃烧室内的空气在燃烧室内进行燃烧，加热燃烧室中的空气，使得源源不断进入燃烧室内的空气膨胀。由于(伞状封门3)的存在，该膨胀后的空气只能通过尾喷口冲出而产生推力，从而推动安装了该发动机的飞行器向前运动，从而达到推动飞行器起飞的目的。
飞行阶段：当飞行器在这种推动作用下，飞行器的速度就会越来越快，直到完成起飞过程。起飞后，飞行器便有了速度，而面向前方的进风口中，因为速度的原因，(主风道1)中的压力会随着速度的增加而增加。那么，(伞状封门3)也随着进风口传至喉管(主风道1)中的压力不断增加和(伞状封门3)内侧的负压共同作用下，(伞状封门3)便会逐渐打开。另外，由于进风口的前端面积大于进风口的后端面积，在气流进入喉管(主风道1)中，便会产生一定的压缩比，如此，即提高了压力、也提高了气体的流速。这样一来，发动机前端的空气也随之进入到燃烧室加入燃烧，进一步增加了尾喷口的推力。而随着推力的不断增加，飞行器的速度也同样随之增加，这样一来，(伞状封门3)的开度也越来越大，进入的空气也就越来越多，如此良性循环，直到(伞状封门3)开至最大，飞行器的速度也同样会达到极高的速度。至此，飞行器就进入了以极高的速度，进行飞行的阶段。如图(图8)所示。
由于没有了现有发动机的扇叶，也就减小了在发动机进风口的迎风面上的阻力，同时，也没有了尾喷口因扇叶系统产生的能量损失。所以，即使仍会存在某些阻力，但与现有发动机相比，阻力近乎可以忽略不计，所以此时的飞行器的速度应该是现有发动机的数倍。在这样的高速飞行状态时，飞行器上所安装的鼓风系统，这个时候基本上就可以停止工作了，不再为发动机供气，或根据情况维持少量的供气。而对于燃烧室中的燃油供给也只须要维持在克服飞行器在飞行中产生的阻力的水平上即可，如此，节省了油料、也提高了巡航距离。
由于该无扇叶气动喷气发动机基本型在起飞阶段，完全依靠飞行器上安装的鼓风系统提供压缩空气。为了满足飞行器启飞所须的推力，就必须为该基本型发动机提供足够的压缩空气。而为了提供充足的压缩空气，就必须加大鼓风机的功率，这样就增加了飞行器起飞阶段的能量损耗。尤其是飞行器起飞阶段，基本都是重载起飞，如此一来，除了起飞能耗较大外，甚至根本就起飞不了，这也就是该无扇叶气动喷气发动机基本型所存在的不足。
当然，如果飞行器的体积本身比较大，可以安装多台这样的发动机，并且鼓风系统也可以做的比较大，而且加载的燃料也很充分，这个问题也就不存在了。
正是由于无扇叶气动喷气发动机基本型存在上述启动阶段的问题，针对这个问题，本发明在此基本型上又设计出了两款无扇叶气动喷气发动机改进型。改进型发动机主要是解决飞行器起飞时，特别是重载起飞时，可能因飞行器本身所配备的鼓风系统不能提供足够强大的压缩空气，而达不到有效推动飞行器的起飞要求而设计的。其主要设计思想就是要充分利用外部设施来帮助飞行器进行起飞，以此来克服飞行器起飞难的问题。本发明就是要充分利用地面上可以增设各种设施的优势，也就是尽可能地利用地面设施帮助飞行器起飞，让飞行器尽可能地减小所必须配置的设备以及能源的消耗，为飞行器的起飞给予助力。本设计是在地面上专门建设一个鼓风机站，因为是在地面上建设，无须考虑体积、重量、以及能源供给，所以可以建一个功率非常强大的鼓风机站。有了这样的鼓风机站，再经过管道通向飞行器起飞塔架或起飞跑道，最后经橡胶软管与飞行器上的发动机连接，就能够为飞行器的起飞给予充分的助力。本发明的改进型发动机，就是基于这种以地面上提供强有力的支持，来帮助飞行器起飞而设计的。以下分别叙述两款改进型无扇叶气动喷气发动机。
2、无扇叶气动喷气发动机改进型1：
无扇叶气动喷气发动机改进型1的示意图如(图9)所示，它是在无扇叶气动喷气发动机基本型上增加了一个(压缩空气供气箱6)、一个二级燃烧室、一个(启动压缩空气供气箱 8)以及中间风门和(启动进气管7)等所组成。由(图9)所示中可看出，在一级燃烧室与二级燃烧室之间有了一个中间风门，这个中间风门的作用是阻止二级燃烧室中的气体反向流入一级燃烧室，也就是说，气体的流动方向是单向的，只能从一级燃烧室流向二级燃烧室。
中间风门的结构图如(图10)所示，该图中所表示的是，风门全开时的状态。中间风门是在一个圆形金属板上开出多个圆孔，由若干个大孔和小孔组成，并且在每个孔上均安装了 4个三角形风门和一个十字形的支撑架。而每个孔的具体结构如(图11)所示，其中十字形支撑架是在风门关闭时，起到支撑风门的作用。另外，(图12)中分别表示出三角形风门打开及闭合中的三个位置的形态。
同样，针对无扇叶气动喷气发动机改进型1的工作状态说明，也分为启动阶段和飞行阶段这两种状态进行说明。
启动阶段：从(图9)所示中可看到，无扇叶气动喷气发动机改进型1是在其基本型的基础上增加了一个二级燃烧室，其作用主要是在启动阶段，利用地面鼓风机站所提供的强劲压缩空气，为安装了该发动机的飞行器提供足够的启动空气。须要说明的是，与无扇叶气动喷气发动机基本型所不同的是，在启动阶段，安装在飞行器上的鼓风系统可以完全不启用，或者，为保证起飞后的安全着想也可开启，但无须满负荷工作，只须起到在起飞后能迅速投入正常工作即可。
为了更好地描述该无扇叶气动喷气发动机改进型1，在启动时的工作形态，(图13)画出了在该发动机启动时的气体流动示意图，须要说明的是，在该图中所示的
通过(图13)的气体流动示意图可知，当飞行器启动时，由地面鼓风机站通过管道及接口向该发动机的二级燃烧室提供强劲的压缩空气，由于中间风门所具有的气体单向流动的作用，输送进入二级燃烧室的空气无法逆向流入前面的一级燃烧室，只能流向该发动机后部的尾喷口。与此同时，发动机的二级燃烧室通过(烧嘴5)向燃烧室供油并点燃(烧嘴5)，使得进入该二级燃烧室的空气加热并膨胀，膨胀后的气体通过尾喷口冲出，从而产生推动飞行器启动的推力，达到重载起飞的目的。
由于通过地面鼓风机站提供的强大压缩空气，该发动机所带动的飞行器在启动推力的作用下，速度从静止逐步加速，直到速度达到飞行器起飞所需的速度。在飞行器离开地面起飞后，通过地面鼓风机站提供的启动任务就完成。至此，连接到发动机的橡胶软管通过专门设计的接口装置与飞行器脱开，同时发动机的接口装置也自动关闭，使得(启动压缩空气供气箱8)封闭，与提供启动压缩空气的通道和外界隔离。同时，一级燃烧室迅速投入正常工作，飞行器则进入到了飞行阶段。
飞行阶段：在飞行器起飞后，同无扇叶气动喷气发动机基本型一样，由于飞行器具有了一定的速度，导致(伞状封门3)也逐渐打开。在速度越快，(伞状封门3)的开度也越大；而(伞状封门3)的开度越大，则速度越快这样的良性循环下，飞行器的速度就会达到前所未有的高速飞行。
飞行器进入高速飞行阶段时，无扇叶气动喷气发动机改进型1的气体流动示意图如图(图 14)所示。在正常飞行中，发动机依据喉管的作用，(伞状封门3)根据内外两侧的压力自动调节功能，以飞行器的速度为依托。此时，燃油的消耗应以维持其飞行器的速度，保持一定的空气膨胀比即可。也就是说，只要能够保持克服空气此时对飞行器的阻力，飞行器就可以，以这样的高速进行巡行了。如此，燃油的消耗也可以降到最低程度。
对于无扇叶气动喷气发动机改进型1在进行正常飞行阶段中，虽然二级燃烧室也能将一级燃烧没有充分燃烧的氧气进行二次燃烧，但是，仍然还没有更好地利用二级燃烧室的能力。那么，为了能更好地而充分地利用二级燃烧室，为飞行器再增加其动力。为此，本发明在无扇叶气动喷气发动机改进型1的基础上，再进行了改进，从而设计了无扇叶气动喷气发动机改进型2。
3、无扇叶气动喷气发动机改进型2：
为了增加无扇叶气动喷气发动机基本型的启动动力，而设计出了无扇叶气动喷气发动机改进型1，并增加了地面鼓风机站辅助设施。那么，同样为了增加无扇叶气动喷气发动机改进型1的飞行动力，设计出了无扇叶气动喷气发动机改进型2。
无扇叶气动喷气发动机改进型2的结构示意图如(图15)所示。从图中可看出，无扇叶气动喷气发动机改进型2是在无扇叶气动喷气发动机改进型1型的基础上，增加了一个(外风道9)和另一个(伞状封门3)。另外，还将(压缩空气供气箱6)外移，并且也将(压缩空气供气管4)加长，使得(压缩空气供气管4)也穿过(外风道9)。这样，在外部空气经过(外风道9)的时候，也和(主风道1)一样，在(压缩空气供气管4)外部形状的导引作用下，使得进入(外风道9)的空气也产生螺旋运动，且旋转方向与(主风道1)的旋转方向一致。
启动阶段：无扇叶气动喷气发动机改进型2的启动阶段气流流动示意图如(图16)所示。由于(外风道9)与(启动压缩空气供气箱8)之间的(伞状封门3)是完全封闭的，所以，从该图中可看出，无扇叶气动喷气发动机改进型2的启动阶段与无扇叶气动喷气发动机改进型1的启动阶段，其效果是完全一样的。也就是说，无扇叶气动喷气发动机改进型2与无扇叶气动喷气发动机改进型1在启动阶段完全一致。
飞行阶段：无扇叶气动喷气发动机改进型2与无扇叶气动喷气发动机改进型1的不同之处，主要体现在飞行阶段，其飞行阶段气流流动示意图如(图17)所示。从该图中可看出，当飞行器在飞行阶段时，除了与无扇叶气动喷气发动机改进型1的(主风道1)的气流流动一样外，增加了(外风道9)的气体流动。从(图17)所示中可看到，由于飞行器在高速飞行的状态下，由于速度的原因，(外风道9)与(启动压缩空气供气箱8)之间的(伞状封门 3)根据压差而开启，这样，外部空气除了进入(主风道1)之外，也同样进入了(外风道9) 中，并经过(伞状封门3)和(启动压缩空气供气箱8)给二级燃烧室输送空气。如此一来，二级燃烧室不但能对一级燃烧室没有完全燃烧的空气进行二次燃烧外，还得到了通过(外风道9)进入的新鲜空气，使其燃烧更充分。这样，该无扇叶气动喷气发动机改进型2经过两个燃烧室对空气的燃烧，似乎有了两个发动机工作一样。可想而知，经过发动机的尾喷口产生的推动力也是巨大的。
以上，就是本发明的主要介绍和说明。由于本发明的无扇叶气动喷气发动机是以速度为基础来工作的，所以，与传统的静态思维方式不同，不是单纯地强调静态下的推重比。而是着重考虑飞行器与空间相对静止的空气之间的相对速度之比。反而把启动阶段的主要任务交给了地面鼓风机站，让地面鼓风机站去帮助飞行器满足静态时的推重比这一任务。而本发明的无扇叶气动喷气发动机的主要任务，就是速度。
附图说明
1.因为为了表述本发明的无扇叶气动喷气发动机的工作原理，更好地说明各个局部的工作形态以及整体的各种工作状态。所以，在附图中基本是以示意图进行表示(除了图10、图 11、图12外)。
2.在示意图的图2、图4、图5、图6中，之所以给出了左视图，是为了说明气体流动是可以如(图18)中所示这样流动的(箭头表示气体流动方向)。因为(压缩空气供气管4)之间的空档足够大。
3.在所有示意图中，均未画出(喉结挡体13)与(喉结壳体11)内壁的连接支架，也同样是为了更好地表示气流的流经过程。在图3中，为了实际理解(喉结挡体13)的具体结构，专门给出了(喉结挡体13)的立体图。
4.附图标题
图1 无扇叶气动喷气发动机基本型结构示意图
图2 喉管结构示意图
图3 (喉结2)结构示意图和(喉结挡体13)的立体图
图4 伞状封门关闭状态示意图
图5 伞状封门半开状态示意图
图6 伞状封门全开状态示意图
图7 无扇叶气动喷气发动机基本型启动阶段气流示意图
图8 无扇叶气动喷气发动机基本型飞行阶段气流示意图
图9 无扇叶气动喷气发动机改进型1结构示意图
图10 中间风门的结构图(三角形风门全开状态)
图11 单个孔具体结构图(主视图为三角形风门闭合)
图12 三角形风门打开及闭合的三个位置形态图
图13 无扇叶气动喷气发动机改进型1启动阶段气流示意图
图14 无扇叶气动喷气发动机改进型1飞行阶段气流示意图
图15 无扇叶气动喷气发动机改进型2结构示意图
图16 无扇叶气动喷气发动机改进型2启动阶段气流示意图
图17 无扇叶气动喷气发动机改进型2飞行阶段气流示意图
图18 空气穿过(压缩空气供气管4)之间空档的流动示意图
5.附图标号
所有图中：1.主风道；2.喉结；3.伞状封门；4.压缩空气供气管；5.燃油烧嘴；6.压缩空气供气箱；7.启动进气管；8.启动压缩空气供气箱；9.外风道；
其中(喉结2)的结构示意图中：11.喉结壳体：12.喉结空腔；13.喉结挡体。
具体实施方式
本发明的具体实施方案如下：
一、对于无扇叶气动喷气发动机改进型的很重要的一个环节，就是为飞行器起飞提供助力的接口装置。为保证在飞行器起飞的瞬间能与所连接的橡胶软管及时脱离，是保证本发明能否实施的关键所在。虽然这样的方案可以有许多种，本人也进行了大量的研究，花费了不少精力。为此，准备以后专门申请这项专利，拟采取双保险结构，在此就不详述了。
二、对于无扇叶气动喷气发动机改进型2，由于增加了(外风道9)，根据空气高速流动的性质，当高速气流在同时进入(主风道1)和(外风道9)时，容易造成两个风道之间的风道壁的振动。为此，须在(主风道1)和(外风道9)的入口处，增加导流支架，用来消除风道壁的振动。之所以是导流支架，是因为该支架不仅要用来消除风道壁的振动，而且还能够像(压缩空气供气管4)外部形状一样，起到导引进入的空气形成螺旋运动。
三、对于鼓风机站的建设必须能够满足为发动机提供足够的空气，若能提供含氧量较高的空气就更好。
四、橡胶软管的形状，须按螺线型并嵌入螺线型钢丝进行生产。