1.旋喷式可变循环航空喷气发动机，包括主轴(47)、前轴承(4)、后轴承(46)、前环形燃烧室燃料喷射装置(28)、后环形燃烧室燃料喷射装置(37)、前环形燃烧室点火装置(27)、后环形燃烧室点火装置(38)、前增压轴流涡轮(9)、后增压轴流涡轮(16)以及其它辅助零部件，其特征在于：安装在主轴(47)两端的前轴承(4)和后轴承(46)分别安装在前支撑安装架(3)和后支撑安装架(49)中心部位的前轴承套环(21）和后轴承套环(45)中；前轴承(4)前端面上覆盖有固定在前轴承套环(21)上面的前轴承锥形端盖(2)，前轴承(4)后端面上覆盖有固定在前轴承套环(21)上面的前轴承后端盖(5)；后轴承(46)前端面上覆盖有固定在后轴承套环(45)上面的后轴承前端盖(44)，后轴承(46)后端面上覆盖有固定在后轴承套环(45)上面的后轴承锥形端盖(48)；前支撑安装架(3)的前端面前面安装有固定其上的进气管(1)，后支撑安装架(49)的后端面后面安装有固定其上的尾喷管(51)；在前支撑安装架(3)和后支撑安装架(49)之间，围绕主轴(47)，从前至后依次安装有均以主轴(47)中心轴线为共同中心线的前喷环(6)、前环形燃烧室(8)、能源供应总环(12)、后环形燃烧室(15)、后喷环(18)五个旋转体部件，这五个旋转体部件的中空部分再加上同样是以主轴(47)中心轴线为共同中心线的旋转体部件进气管(1)、尾喷管(51)、前支撑安装架(3)、后支撑安装架(49)四部件中空部分一起构成从前至后贯通机体的喷气涵道(50)；前喷环(6)与前环形燃烧室(8)之间安放有1#耐热隔离密封圈(23)，前环形燃烧室(8)与能源供应总环(12)之间安放有

2#耐热隔离密封圈(30)，能源供应总环(12)与后环形燃烧室(15)之间安放有3#耐热隔离密封圈(34)，后环形燃烧室(15)与后喷环(18)之间安放有4#耐热隔离密封圈(43)；前喷环(6)的内腔端面靠近1#耐热隔离密封圈(23)处的壁间开设有前喷环进气口(24)，前环形燃烧室(8)的内腔端面靠近1#耐热隔离密封圈(23)处的壁间开设有前环形燃烧室出气口(25)，并且前喷环进气口(24)透过1#耐热隔离密封圈(23)上对应的开口与前环形燃烧室出气口(25)相对接连通；前环形燃烧室(8)内腔靠近2#耐热隔离密封圈(30)端面处的壁间开设有进气口(29)以及安装有伸入腔内的燃料喷射装置(28)，前环形燃烧室(8)内腔外环圆柱侧面内壁上安装有伸入腔内的点火装置(27)，能源供应总环(12)内环圆柱面侧壁上开有进气口(13)，能源供应总环(12)外环圆柱面侧壁上开有燃料输入口，燃料输入管(11)与此燃料输入口相连接连通；能源供应总环(12)内腔靠近2#耐热隔离密封圈(30)处的端面壁间开设有前出气口(33)和前燃料出口(32)，并且前环形燃烧室(8)上的进气口(29)透过2#耐热隔离密封圈(30)对应的安装固定孔与能源供应总环(12)上的前出气口(33)相对接连通，燃料喷射装置(28)透过2#耐热隔离密封圈(30)上面对应的安装固定孔与能源供应总环(12)上的前燃料出口(32)相对接连通；后环形燃烧室(15)内腔靠近3#耐热隔离密封圈(34)端面处的壁间开设有进气口(39)以及安装有伸入腔内的燃料喷射装置(37)，后环形燃烧室(15)内腔外环圆柱侧面内壁上安装有伸入腔内的后环形燃烧室点火装置(38)，能源供应总环(12)内腔端面靠近3#耐热隔离密封圈(34)处的壁间开设有后出气口(36)和后燃料出口(35)，并且燃料喷射装置(37)透过3#耐热隔离密封圈(34)上面对应的安装固定孔与能源供应总环(12)上的后燃料出口(35)相对接连通，后环形燃烧室(15)上的进气口(39)透过3#耐热隔离密封圈(34)对应的安装固定孔与能源供应总环(12)上的后出气口(36)相对接连通；后喷环(18)的内腔靠近4#耐热隔离密封圈(43)端面处的壁间开设有后喷环进气口(42)，后环形燃烧室(15)的内腔靠近4#耐热隔离密封圈(43)端面处的壁间开设有后环形燃烧室出气口(40)，并且后喷环进气口(42)透过4#耐热隔离密封圈(43)上对应的开口与后环形燃烧室出气口(40)相对接连通；喷气涵道(50)在前喷环(6)内环里面部分的主轴(47)上通过固定键(22)安装固定有前动力轮(7)；喷气涵道(50)在前环形燃烧室(8)内环里面部分的主轴(47)上通过固定键(10)安装固定有前增压轴流涡轮(9)；喷气涵道(50)在能源供应总环(12)的内环里面部分，其内环圆柱面外壁面上固定有由圆筒与环状圆盘二部分组合而成的进气调节环(14)，且进气调节环(14)的环状圆盘部分位于进气口(13)与3#耐热隔离密封圈(34)之间，进气调节环(14)的圆筒部分遮盖住进气口(13)的上方；喷气涵道(50)在后环形燃烧室(15)内环里面部分的主轴(47)上通过固定键(17)安装固定有后增压轴流涡轮(16)；喷气涵道(50)在后喷环(18)内环里面部分的主轴(47)上通过固定键(20)安装固定有后动力轮(19)；前动力轮(7)、前增压轴流涡轮(9)、进气调节环(14)、后增压轴流涡轮(16)、后动力轮(19)诸部件都是以主轴(47)中心轴线为共同中心线的旋转体部件；若干数量的锁紧穿杆(31)在依次穿过前喷环(6)、前环形燃烧室(8)、能源供应总环(12)、后环形燃烧室(15)、后喷环(18)诸物体上各自相对应设计的穿耳及穿孔后，其两端通过专有螺母活接固定在前支撑安装架(3)和后支撑安装架(49)上面；前喷环(6)与前支撑安装架(3)后端面之间，前喷环(6)和前环形燃烧室(8)的外环圆柱侧表面上，后环形燃烧室(15)和后喷环(18)的外环圆柱侧表面上，以及后喷环(18)与后支撑安装架(49)前端面之间均覆盖有保温层(41)；位于前喷环(6)和前环形燃烧室(8)外环圆柱侧表面上的保温层外表面上，和后环形燃烧室(15)和后喷环(18)外环圆柱侧表面上的保温层外表面上，以及能源供应总环(12)的圆柱侧外表面上均被外壳(26)包裹；前支撑安装架(3)和后支撑安装架(49)均通过其各自上面若干个专有安装固定孔用螺栓与机外的专有机座安装固定连接。

2.根据权利要求1所述的旋喷式可变循环航空喷气发动机，其特征在于：所述的进气管(1)，其主体由外壳(61)与气道内壁(62)组成，管体中间部位即是进气口大、出气口小的圆台形气道(64)，通过外壳(61)底端圆周面上设有的若干数量的突出片及其安装固定孔(63)而使进气管(1)与前支撑安装架(3)之间能够使用相应螺栓予以固定连接，通过气道内壁(62)底端圆周面上设有的定位环(65)镶嵌进前支撑安装架(3)中而使二者更加稳固连接。

3.根据权利要求1所述的旋喷式可变循环航空喷气发动机，其特征在于：所述的前支撑安装架(3)或后支撑安装架(49)，其由外环(66)、连接环(71)、内环(67)、支撑辐条(68)、轴承套环(21)五部分组成，连接环(71)连接外环(66)与内环(67)，支撑辐条(68)两端分别固定在内环(67)的内环圆周表面与轴承套环(21)的外环圆周表面上；外环(66)的环体壁间穿透环体开设有若干数量的中心线经过外环(66)中心线的安装固定孔(72)供机体与其机座安装固定，以及外环(66)的外环圆周表面上的若干凹陷处的环体壁间每处另对应开设一个穿透环体且中心线经过外环(66)中心线的进气管安装固定孔(73)；连接环(71)上开设有若干数量的锁紧穿杆安装固定孔(69)；轴承套环(21)的端面上开设有若干数量的轴承盖安装固定孔(70)。

4.根据权利要求1所述的旋喷式可变循环航空喷气发动机，其特征在于：所述的前环形燃烧室(8)或后环形燃烧室(15)，其由内、外两圆柱侧面与前、后两相同圆环端面封闭而组成内部中空的环体，其一端面上有至少一个及以上的燃料喷射装置安装孔(75)，以及有至少一个及以上的进气口(29)；其另一端面上接近环体外环圆柱侧面外表面处有若干个整体成圆环状排列的出气口(25)，相邻出气口之间被隔档隔开；其外环圆柱面侧壁上开有若干个点火装置安装固定孔(76)，以及附着固定有若干个穿耳及穿孔(74)。

5.根据权利要求1所述的旋喷式可变循环航空喷气发动机，其特征在于：所述的前喷环(6)或后喷环(18)，其由内、外两圆柱侧面与前、后两相同圆环端面封闭而组成内部中空的环体；其外环圆柱侧面壁上附着固定有若干个穿耳及穿孔(80)，其一端面上有若干个整体成圆环状排列的进气口(24)，相邻进气口之间被隔档(79)隔开，其另一端面靠近内环圆柱侧面外表面处设有顶环(81)；在其两端面面壁之间的较厚的内环圆柱侧面壁中设有均匀分布于其内环圆柱侧面壁中并贯穿此侧壁的若干条喷道(57)。

6.根据权利要求5所述的旋喷式可变循环航空喷气发动机，其特征在于：所述的喷道(57)，其所有的中心线均在与前喷环(6)或后喷环(18)的中心线相垂直的同一平面内，且均不通过此平面内的中心，所有喷道(57)的朝向均顺着同一时针旋转方向排列；喷道(57)的中心线垂直截面上的截口形状为类椭圆形(82)，该类椭圆形(82)由两平行直线段以及此二平行直线段之间相对且相反的两圆弧段共同封闭而成；在垂直于前喷环(6)或后喷环(18)中心线的截面内，喷道(57)内壁上距离喷环中心线最远的平直内壁面在此截面内二者相交形成的相交直线(78)同前喷环(6)或后喷环(18)的内环圆柱侧面外表面在此截面内二者相交形成的相交圆周线(77)相弦切。

7.根据权利要求1所述的旋喷式可变循环航空喷气发动机，其特征在于：所述的前动力轮(7)或后动力轮(19)，其由带有键槽(84)的轴套(83)、轴流涡轮叶片(56)、轮基(53)三部分组成，轮基(53)底面为圆柱侧表面，轮基(53)上面有若干锯齿(55)，相邻两锯齿(55)之间是齿槽(54)，齿槽(54)两侧边缘，也即轮基(53)两端面上接近侧面部分有齿槽护边(85)，构成齿槽(54)的两个槽面互相垂直，并且其中一个槽面的延伸面经过动力轮(7)的中心轴线；

所有锯齿(55)与其对应的齿槽(54)指向均沿同一时针旋转方向排列一致。

8.根据权利要求7所述的旋喷式可变循环航空喷气发动机，其特征在于：所述的轴流涡轮叶片(56)，其同时是动力轮(7)轮辐，其两端分别固定在轴套(83)外侧表面与轮基(53)的底面上，若干数量的轴流涡轮叶片(56)旋向一致，并且与轮基(53)的底面、轴套(83)、主轴(47)及其固定键(22)一起组成轴流涡轮风扇轮基(53)的底面即为此轴流涡轮风扇的风道内壁面。

9.根据权利要求1所述的旋喷式可变循环航空喷气发动机，其特征在于：所述的能源供应总环(12)，其主体由体积大的空气环(87)与体积小的燃料环(86)两部分组成，燃料环(86)镶嵌在空气环(87)的里面中央，燃料环(86)的圆柱侧面是空气环(87)的圆柱侧面一部分；空气环(87)的两个端面上分别开有若干个前燃料出口(32)与前空气出气口(33)，以及分别开有若干个后燃料出口(35)与后空气出气口(36)，空气环(90)的内环圆柱侧面内壁上开有若干个能源供应总环(12)的进气口(13)；燃料环(86)的其外环圆柱侧面内壁上开有一个燃料输送管固定接口(91)，以及附着固定有若干个穿耳及穿孔(88)，其两端面上分别开有若干个前燃料出口(90)和后燃料出口(92)，位于空气环(87)内部的前燃料输送短管(89)两端分别同能源供应总环前燃料出口(32)与燃料环(86)的前燃料出口(90)相固定连接而使能源供应总环前燃料出口(32)同燃料环(86)内部相连通，位于空气环(87)内部的后燃料输送短管(93)两端分别同能源供应总环后燃料出口(35)与燃料环(86)的后燃料出口(92)相固定连接而使能源供应总环后燃料出口(35)同燃料环(86)内部相连通。

10.根据权利要求1所述的旋喷式可变循环航空喷气发动机，其特征在于：所述的尾喷管(51)，其主体由外支撑壳(95)与气道内壁(94)组成，其管体中间部位即是圆柱形气道(96)，其通过外支撑壳(95)底端圆周上设有的若干数量的突出片及其安装固定孔(98)而使尾喷管(51)与后支撑安装架(49)能够使用相应螺栓予以固定连接，其通过气道内壁(94)底端圆周上设有的定位环(97)镶嵌进后支撑安装架(49)中而使二者更加稳固连接。