1.把基础技术的环形燃烧室火焰筒、单管燃烧室火焰筒等改造成为能相对高速旋转的圆环形燃烧室火焰筒，是以高压压缩空气进入燃烧室火焰筒的圆环形入口和高温高压燃气圆环形涡轮前的喷口为分界，这两个圆环形的内圆以内是转子，外圆以外是定子，并燃烧室火焰筒的高压压缩空气进入燃烧室火焰筒的圆环形入口的宽度是可以调大调小的，即高压压缩空气进入燃烧室火焰筒的进入量是可以调大调小的，经过高压压气机压缩后产生的总压比相同的高压压缩空气分为两股，一股压向燃烧室火焰筒作为氧化剂参与燃烧，一股压向燃烧室火焰筒的内侧和外侧通道用于火焰筒散热；
调大一点高压压缩空气圆环形入口的宽度，即调大一点改造后的燃烧室火焰筒的高压压缩空气进入量，初始瞬间在航空发动机功率等不变的情况下，因为经过高压压气机压缩后的高压压缩空气在同一内涵的总压比相同，就能多向改造后的燃烧室火焰筒内压入高压压缩空气，这个多向改造后的燃烧室火焰筒压入的高压压缩空气与燃油进入量的增加相配合燃烧，就能提高燃烧室火焰筒的燃气温度和燃气的推力，即提高涡轮前温度和推力，涡轮的转速就能大幅度提高，航空发动机的尾喷口的燃气喷出速度就加快，推力即推重比就增大或提高，这是整个航空发动机的各种参数不变的初始瞬间的情况，瞬间过后航空发动机的功率就大增，低压涡轮通过内轴带动风扇和低压压气机，高压涡轮通过外轴带动高压压气机，因涡轮转速加快，风扇和低、高压压气机的转速加快，总压比就进一步提高，就又能多向燃烧室火焰筒内压入高压压缩空气，又与燃油的进入量的增加相配合燃烧，燃烧室火焰筒内的燃气温度和推力就又进一步大增，涡轮转速又大增，尾喷口喷出燃气流的速度就又随之加快，推力即推重比又随之大增，这就是本发明所述的大推力；
上述大推力源于燃烧室火焰筒的高压压缩空气圆环形入口的宽度根据需要可以调大调小的原故，这是为什么本发明要改造燃烧室火焰筒高压压缩空气进入口的目的所在，控制了经过高压压气机压缩后的总压比相同的高压压缩空气分成两股的比例，调大或调小一点进入燃烧室火焰筒的高压压缩空气的进入量并与燃油进入量的增加或减少相配合燃烧，就能增加或减低涡轮前的温高和推力，就能提高或减低涡轮的转速，就能增大或减小航空发动机产生的推力，就能使飞机加速或减速，有了这个控制机制，航空发动机的推力和飞行速度就能随时得到有效控制。
2.在航空发动机的尾喷口附近设置大分子燃油加热器，利用尾喷口的余热来加热大分子燃油到气化或接近气化状态，以提高大分子燃油如柴油燃烧的活化能，就能使大分子燃油也能在航空发动机上使用，可以与常规燃油混用或单用，增加航空发动机燃油的使用油种，这就是本发明所述的多油种燃烧。
3.本发明的航空发动机的燃油进入燃烧室火焰筒的方向与高压压缩空气进入燃烧室火焰筒的方向互相垂直，燃油在燃烧室火焰筒能与高压压缩空气得到充分接触，有利于燃油的完全燃烧。