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从该专利的图纸和技术细节的叙述中可以看出，该专利发明人已经对整个动力系统的构成进行了慎密的思考设计，各主要部件的设计考虑得很细致。本人现对几个主要部件的总体布局及其主要功能进行分析论证如下：
一. 压气机---燃烧室---涡轮系统：
该专利的压气机系统包含三个不同功能的压气机组件：1.吸气压气机，2.大增压压气机组件，3.小增压压气机。前两组压气机都是全气量压气机，对进入发动机的所有气流流量进行压缩增压；而最后一组的小增压压气机仅对进入主燃烧室的气体进行增压，其余的气体经由旁路在主燃烧室的后部与主燃烧室已经进行了不完全燃烧的气流汇合，然后进入涡轮系统工作。该压气机系统第二个大的特点是，经涡轮轴前传的旋转动力经过了齿轮箱变速，使吸气压气机的转速比涡轮高三倍，使大增压压气机的转速比涡轮高五倍。这样一来就有可能使压气机工作转速达到高效、高强度的最佳转速。当然，压气机的增速比不一定就固定在三或五这个数值，应可根据具体机组的性能要求进行优化选择。
燃烧室的气流流量设计很有特色，只有小增压压气机产生的高压气体进入了主燃烧室，燃烧过程在该气流掺混下形成富油燃烧，而补燃及完全燃烧过程的实现是在旁路气流加入之后在燃烧室的后部以及涡轮叶片后部的储气箱中完成的，这就使得富油猝熄-复燃过程得以实现，从而可以使用现在普遍采用、具有高燃烧值及较低价格的柴
油和汽油燃料。涡轮系统采用两种涡轮，前涡轮是轴流式涡轮，后涡轮是向心式涡轮，共同作用于驱动轴，再经过齿轮箱变速，为压气机提供不同的所需转速。
以上所述的叶轮机械系统是很有特色的，可保证低、中、高三种压气机以及燃烧室均处于最佳工作状态。
二. 涡轮后压力腔的功能分析：
在通常的涡轮发动机的涡轮到尾喷管之间的通道中的流动状态，一般并非是定常稳态流动，该流域中发生的压力脉动一般介于涡轮后压力值的1%¡ 10%范围内。尾喷管中压力脉动和前方的压气机¡ 燃烧室¡ 涡轮体系会发生耦合激振。耦合激振后的压力脉动幅值必须使压气机参数的变更值低于压气机的喘振余度，才能保证发动机稳定工作状态。
采用固定喷管或定向可调整喷口面积的喷管时，严格控制供油量和发动机转速的匹配关系，一般可以保证发动机处于正常工作范围中。但在飞行器机动飞行有较大的来流畸变时，发动机就有可能发生性能的急剧变化甚至空中熄火，导致飞行器空中控制复杂化以及飞行危险性的大幅上升。
在垂直起降的飞机上，例如英国的鹞式垂直升降舰载机上，动力喷射系统必须具备垂直推力系统以保证垂直升降和空中短暂悬停系留，同时还应具备水平推进系统以提供常规水平动力，除此之外，机翼及尾翼翼尖处还必须装备控制喷口以调整系留姿态。这样一来，同一台发动机的喷气流就必须经常处于多种喷口的切换过程之中，喷口的切换必然会引起压力、流量的脉动，不可避免地使发动机时时刻刻处于不稳定的变工况状态，极大地增加了发动机喘振和飞机失控的可能性。鹞式飞机的使用经验已经证明，只有经过长期训练的优秀飞行员，才有可能小心翼翼的驾驭这种飞机而避免出现失控现象。在涡轮与尾喷管系统之间加装稳压储气箱（压力腔）的技术，有可能极为有效的增加发动机的工作稳定和抵御喷管切换引发的压力及流量脉动对压气机的冲击作用。众所周知，在多管路供气系统中使用稳压气箱，可以有效地增加分支管路供气的稳定性。将这种技术
应用于象鹞式飞机一样的具有多喷管推力系统的飞机上，就可取得供气平稳、推力切换圆滑、发动机工作平顺、飞行员操控简便等一系列的优点。
稳压储气箱（压力腔）的结构尺寸必须满足一定的条件，才可能充分发挥效能。首先，稳压储气箱的容量应保证0.5 秒左右的发动机气体流量，这样一来储气箱自身的本征振荡频率就可控制在10 赫兹之下，远远地避开了压气机的数百乃至数千赫兹的喘振频率范围。如是，发动机工作将可始终处于稳定状态，免受后部气流的激励干扰；多路喷管的稳定供气将得以保证，飞机的操控将变得光顺柔和。其次，稳压储气箱的通流截面积应保证远大于各个喷管的通流截面积。这样一来，稳压储气箱中的流速也将大大低于喷管通道的流速，从而使得后部的干扰经过储气箱向前传递时，扰动的传播速度和强度经过突扩之后被大幅度的消减，使前传的压力脉动值小于1%，从而保证前方机组正常的工作状态。
在飞行器处于稳态长距离平飞状态时，提供水平推力的喷管可以长时间保持固定状态，这种飞行状态并不需要稳压气箱工作。因此，
压力腔可以和水平尾喷管作平行并联设计，使压力腔专做垂直起降及悬停等飞行状态之用。这样布局的最大优点是，可以有效地缩减气箱
的容积和重量，而不减损压力腔消减复杂飞控过程的危险性的功能。
三. 压力腔结构对燃油选择带来的好处稳压储气箱（压力腔）的另外一个突出优点在于：它使航空涡轮发动机使用低成本、高燃烧值的柴油或者汽油作为燃料成为可能。众所周知，柴油的燃烧过程是典型的液雾燃烧过程。柴油经过高压喷嘴喷射雾化之后，液滴边受热、边蒸发、边燃烧，只能用于等压燃烧过程，且需要比煤油更长的燃烧时间才能完成充分燃烧。柴油的这些特
点使其不适于现行的航空涡轮发动机。但是，在涡轮与尾喷嘴之间加装稳压储气箱（压力腔）之后，就可以使用柴油作为航空涡轮发动机的燃料，利用富油猝熄¡ 复燃技术完成柴油的完全燃烧。富油猝熄¡复燃技术的梗概性介绍如下：在发动机的主燃烧室中喷射柴油液雾之在主燃区初期的蒸发量达到局域空气与可燃气化学恰当比时，即可形成燃烧火焰。该区的燃烧焓值应满足涡***的需求，适当调控主燃区的空气量即可实现对主燃区燃烧热量多少的控制。随着主燃区释放热量对柴油液雾的持续加热蒸发，可燃气浓度会急剧升高并诱发燃烧火焰在涡轮叶片前的富油猝熄。富油可燃气与主燃区之外旁路的其它新鲜空气在进入稳压箱汇合之后将得以复燃，完成燃油的全部燃烧过程。不言而喻，这种两阶段燃烧过程有着现行发动机所不具备的莫大的优越性：富油猝熄之前的燃烧混气温度较低，燃气热焓只要满足涡轮膨胀功的需求即可，这将大大降低涡轮叶片的热应力负荷；猝熄之后可燃气在压力腔中的复燃将提供喷管膨胀功所需的热焓值。这种燃烧布局结构使价格便宜及燃烧值比航空煤油高的柴油在航空涡轮发动机的使用成为可能，具有极大的经济、效益优越性。
增设了稳压储气箱（压力腔）之后，只要合理安排也有可能使用
价格比航空煤油便宜的汽油作为燃料。众所周知，汽油挥发性极强，
是一种用于定容爆轰燃烧过程的理想燃料。汽车发动机长期以来都利
用化油器提供预混可燃气体，并在汽油发动机中进行定容燃烧。但是，
利用大孔径喷射口呈射流状而非喷雾状地向燃烧室提供汽油燃料，将
可实现汽油流股的蒸发时间得以延长的目的，避免遽然爆轰燃烧的状
况，汽油喷灯的燃烧过程就是如此。此外，适当的控制主燃烧区的空
气流量，使其处于相对富油的状态，让未能在主燃室完成燃烧的汽油
进入储气箱后再完成完全燃烧，这样就可有效地实现汽油在涡轮发动
机中的定压燃烧室的燃烧过程。
由此看来，该专利提出的在加装稳压储气箱（压力腔）的发动机
中使用柴油或汽油等既廉价又有较高燃烧值的燃料的思想确有其高
明之处，其可行性也是有坚实的工程基础的。
四. 合理的选择稳压储气箱（压力腔）的工作参数：
综上所述，在涡轮与尾喷管之间设置稳压储气箱（压力腔）的思
想对于发动机的稳定操控、飞行器的稳定操控都具有极为重要的价
值。其它的一些优点，例如柴油或汽油燃料的使用，富油猝熄两段燃
烧法的使用，对涡轮叶片的降温保护作用等，均具有前所未有的优越
性。但也应看到，稳压储气箱（压力腔）的使用也带来一些需要慎重
处理的问题：首先，必须慎重选择压力腔的尺度大小，太大的尺寸将
带来过大的重量，过小的尺寸又有可能使压力腔的作用太小而失去调
节价值。其次，要慎重的选择压力腔内的工作压力，压力值的选择将
直接影响涡轮发动机的工作参数。现代涡轮发动机的压气机的压力范
围已经达到了5-40 个大气压的范围，为了满足压气机的耗功，涡轮
机部分通常要消耗70%左右来自主燃烧室的可利用热焓值。压力腔
的压力低于2 个大气压力时，只能保证后面的喷管实现亚音速喷流。
只有当压力腔的工作压力高于2 个大气压时，才有可能保证超音喷
流。选择过高的压力腔压力将增加压气机¡ 涡轮体系的工作负荷，同
时也将大幅度的提高压力腔的结构强度要求，从而大幅度的增加压力
腔的结构重量。所以，在兼顾喷气推进效能、发动机工作强度以及压
力腔的重量等多种重要指标的条件下，压力腔里的压力选用3¡ 5 个
大气压在目前阶段是较为妥当的。
将压力腔设计成空中飞行汽车的底盘的作法是值得认真考虑的，这
将一举两得地解决动力系统因增加压力腔而带来的重量增加的问题，
也可将压力腔一物两用兼当整个飞行器的底盘发挥支撑框架作用。这
样一来，空中飞行汽车的重量将不会因动力系统增加压力腔而增加。
五. 设置压力腔对航空涡轮发动机的噪音抑制作用：
现代航空涡轮发动机的噪音有两个主要来源，首当其冲的是发动
机燃烧室的燃烧噪音，其次是尾喷管气流喷射的湍流噪音。消减噪音
的方法也分为两大类，一.是消除噪音的产生源; 二.是吸收或隔离消
弱已经产生的噪音。在涡轮与尾喷管之间设置稳压储气箱（压力腔）
之后，在燃烧室中产生的燃烧噪音将有效地被阻隔在压力腔中，这是
因为压力腔对于涡轮后的燃气流股而言是一个典型的突扩装置，燃气
流进入压力腔的过程中将会产生复杂的回流旋涡和流速、流动压力的
变化，噪音声能在这一过程中将被极大的消弱。压力腔的尺寸较大，
其特征声共振频率亦较低，因而可以有效地抑制高频噪音。同时，主
进气道及压力腔里的高压气流也将对燃烧室中的燃烧噪音产生隔离、
吸收的效果，从而进一步减弱燃烧噪音的强度。经过压力腔之后，燃
烧噪音将会被大幅消减，使传出尾喷管的燃烧噪音达到人们普遍可以
接受的程度。
尾喷管的气流在喷射过程产生的湍流噪声一般而言是无法避免
的。在要求低噪音的城市环境中使用该专利所述的发动机时，可在各
喷口之前的流道内安置等离子体发生器，使喷出气体中具备一定量的
等离子流（一般而言其比例小于1%即可），等离子的粒子将对湍流
进行梳理，使湍流噪声强度得以大幅度降低。等离子体发生器可固定
在储气箱的外部，仅将电极插入喷管流道前部即可。
采用上述措施后，本专利所述的空气压缩航空发动机将为达到在
城市地区使用的空中飞行汽车的噪声环保要求提供有效的技术保证。
六. 主发动机内的气流分流技术的功效：
在本专利所述的主发动机气流流动布局方案中可以看出，在中心燃
烧室之外气流是有旁路的，也就是说并非全部流量均同时流过燃烧
室。这是本专利所述发动机的一项高明的技术举措，它使以下技术特
性的获得成为可能：1.旁路气流的存在使得燃烧室中得以实现富油猝
熄¡ 复燃两段燃烧法，使得使用柴油或汽油等廉价燃油作为航空涡轮
发动机的燃料成为可能。2.旁路气流的存在提供了大量的低温冷气
源，可有效地用于对高温部件的温度隔离或冷却。3.旁路气流的存在
可对燃烧室中的燃烧噪音产生隔离、吸收的效果，从而大幅降低飞行
器运行时外传噪音的强度。 4.旁路气流的存在，和现有涡扇内外函
发动机相类似，为今后进一步改善提高发动机的推进效率提供了的预
留空间。
七. 采用增加喷气压力减少吸气量的方式提升飞行高度：
《空气压缩航空发动机》与现在的喷气式航空涡轮发动机的重大
区别在于：现在的喷气式航空涡轮发动机喷出气流的流量非常大，但
喷出气流的气压却不高，一般收敛喷管前的气压只有二个大气压左
右，它主要是依靠喷出大流量气流来产生有效推力的。而《空气压缩
航空发动机¡ 》喷出气流的气压却比较高，可达到三至五个大气压，
甚至可根据特殊的要求把喷出气流的气压提升至大约十个大气压（只
要压气机在燃烧腔里产生的压力超过33 个大气压或更高的压力就能
做到），可以采用拉瓦尔喷管。故《空气压缩航空发动机》只需吸入
比普通喷气式航空涡轮发动机少得多的气流量就可产生和普通喷气
式航空涡轮发动机同样的推力，这种特性导致它在空气稀薄的高空也
可产生有效推力，使安装《空气压缩航空发动机》的飞行器飞行高度
要远远超过现在的喷气式飞机。如果这种飞行器在2 万米以上高 空
的飞行速度达到2 马赫以上，它就有可能飞到大气层的边沿，这时它
若启动自带的火箭就可耗费很少的火箭燃料而飞出外太空，使生产具
有自带火箭的新型空天飞机成为可能。
由于《空气压缩航空发动机》可以非常容易地改变喷口方向，当
这种新型的空天飞机要返航时可先启动自带火箭，它只需耗费很少的
火箭燃料就可减速并飞到大气层边沿，再启动《空气压缩航空发动机》
并改变喷口方向，使它产生的推力用来减速及克服万有引力，然后像
普通飞机那样在大气层中长距离飞行并在普通的机场降落。
综上所述，该专利提出的在涡轮后、尾喷管前增加稳压储气箱（压
力腔）的技术措施，在基础原理上是完全成立的，该技术为增加发动
机操控以及飞行器变工况操控的稳定性提出了有效的措施。同时，该
技术也使得在航空涡轮发动机上使用价格较为低廉而燃烧值相对较
高的柴油或汽油燃料成为可能；使发动机外传的燃烧噪音得以大幅降
低。只要合理地选择储气箱（压力腔）的工作参数，就可获得优越的
性能和使用效果，使生产操控简易普通人都可驾驶、低噪音能够在城
市中间川梭来往、可使用价格较为低廉而燃烧值相对较高的柴油或汽
油燃料并可垂直升降、在空中悬浮的喷气式可载人空中飞行汽车成为
可能。
《空气压缩航空发动机》吸入气流量少而喷出气流压力较高的特
性可令飞行器飞到空气稀薄的高空，它可用来装备自带火箭的新型空
天飞机，使它能像现在的普通喷气式民航客机那样在大气层中以较低
的速度（亚音速）长距离飞行并可全天候地在普通的民用机场起飞、
降落，大大降低太空飞行的成本。
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