1.一種航空航天用發動機燃油噴油系統組件，其特征在于：包括多個瓶形主管體(4)和多段弧形管體(1)，各瓶形主管體(4)之間通過弧形管體(1)相互連通，形成一個環狀的整體；瓶形主管體(4)上端安裝有燃油噴油嘴(5)，燃油噴油嘴(5)外設置有進氣導葉扇(6)，進氣導葉扇(6)外設置有外罩體(7)；各瓶形主管體(4)的下端分別間隔安裝有泄壓回油嘴(3)和進油嘴(2)；

所述瓶形主管體(4)為倒置的、兩端開口的瓶形，包括位于上部的瓶身部(11)和位于下部的瓶頸部(8)；瓶形主管體(4)的上端口內壁上設置有第一內螺紋(15)，上端口外壁上設置有第一外螺紋(14)，與第一外螺紋(14)相鄰設置有退讓槽(13)，瓶身部(11)中部設置有緊配合壁(12)；瓶身部(11)上還相對開設有兩個用于安裝弧形管體(1)的圓形孔(10)；

所述燃油噴油嘴(5)的頂部設置有噴油口(18)，外壁上設置有與第一內螺紋(15)相配合的第二外螺紋(16)，燃油噴油嘴(5)通過螺紋安裝于瓶形主管體(4)的上端；

所述進氣導葉扇(6)包括圓筒形套筒(20)，套筒(20)內壁中部設置有與第一外螺紋(14)相配合的第二內螺紋(21)；套筒(20)外壁中上部環向設置有6-48片螺旋導葉扇(22)，按10°～45°升角徑向排列；套筒(20)通過螺紋套設于瓶形主管體(4)上，且套筒(20)內壁與緊配合壁(12)相互配合；

所述外罩體(7)的頂部設置有錐形散風口(23)，外壁上設置有第一密封擋圈(24)；

所述泄壓回油嘴(3)的端部設置有頂蓋(25)，外壁上設置有第二密封擋圈(27)，靠近頂蓋(25)的一端外壁上開設有泄壓回油孔(26)；

所述進油嘴(2)的端部設置有端蓋(28)，外壁上設置有密封槽(30)，靠近端蓋(28)的一端外壁上開設有進油口(29)。

2.如權利要求1所述的航空航天用發動機燃油噴油系統組件，其特征在于：所述瓶形主管體(4)的個數為12個，其中均勻間隔的3個瓶形主管體(4)的下端安裝有進油嘴(2)，其余9個瓶形主管體(4)的下端安裝有泄壓回油嘴(3)。

3.如權利要求1或2所述的航空航天用發動機燃油噴油系統組件，其特征在于：所述泄壓回油孔(26)的形狀為圓形、方形、菱形、三角形或其他多邊形中的一種。

4.如權利要求1或2所述的航空航天用發動機燃油噴油系統組件，其特征在于：所述燃油噴油嘴(5)的頂部為半球形結構；燃油噴油嘴(5)的外壁上設置有第一扳擰結構(17)。

5.如權利要求1或2所述的航空航天用發動機燃油噴油系統組件，其特征在于：所述進油嘴(2)的外壁上設置有第二扳擰結構(31)。

6.如權利要求1或2所述的航空航天用發動機燃油噴油系統組件，其特征在于：所述套筒(20)下端開設有供弧形管體(1)通過的拱門(19)。

7.采用如權利要求2-6任一項所述的航空航天用發動機燃油噴油系統組件進行燃油噴油的方法，其特征在于：包括以下步驟，

a、將12個瓶形主管體(4)通過圓形孔(10)與12段弧形管體(1)安裝在一起，然后通過真空釬焊焊接在一起形成一個環狀的整體；

b、在每個瓶形主管體(4)上依次安裝燃油噴油嘴(5)，進氣導葉扇(6)和外罩體(7)3個組件；

c、在3個均勻間隔的瓶形主管體(4)的下端安裝進油嘴(2)，在其余9個瓶形主管體(4)的下端安裝泄壓回油嘴(3)；

d、在各進油嘴(2)上接入進油管，在各泄壓回油嘴(3)上接入回油管，燃油經過弧形管體(1)和瓶形主管體(4)后從燃油噴油嘴(5)的噴油口(18)噴出，多余的燃油經瓶形主管體(4)通過各泄壓回油嘴(3)回流到燃油油箱；

e、在第一密封擋圈(24)兩邊加上密封圈后，將外罩體(7)固定在燃燒室上；空氣從進氣導葉扇(6)進入，經螺旋導葉扇(22)分導后形成旋風，旋風在錐形散風口(23)與噴油口(18)噴出的燃油相遇，燃油被進一步撕裂霧化后到達燃燒室燃燒。