一种多功能航空发动机进气道及其运行方法，进气道包括具有测量动量能功能的整流壁、发动机进气前整流壁、鱼嘴式分流环、发动机安装流道及外来物喷射流道；具有测量动量能功能的整流壁一路通过发动机进气前整流壁、鱼嘴式分流环与发动机安装流道相连，另一路通过鱼嘴式分流环与外来物喷射流道相连；外来物喷射流道中安装有外来物遮挡板，外来物遮挡板与外来物喷射流道内壁之间连接有液压作动筒；外来物喷射流道与航空发动机排气方向相交汇。运行方法为：当进气道吸入外来物时、飞行器探测到雷达波时、航空发动机变循环工作时、航空发动机需要向上矢量推力时，由飞行器中央处理器向液压作动筒发出控制指令，使液压作动筒动作控制外来物遮挡板开启。
1.一种多功能航空发动机进气道，其特征在于：包括具有测量动量能功能的整流壁、发动机进气前整流壁、鱼嘴式分流环、发动机安装流道及外来物喷射流道；所述的具有测量动量能功能的整流壁一路通过发动机进气前整流壁、鱼嘴式分流环与发动机安装流道相连通，具有测量动量能功能的整流壁另一路通过鱼嘴式分流环与外来物喷射流道相连通；航空发动机位于发动机安装流道内；在所述外来物喷射流道中安装有外来物遮挡板，外来物遮挡板铰接在外来物喷射流道内壁上，在外来物遮挡板背面与外来物喷射流道内壁之间连接有液压作动筒；所述外来物喷射流道的排气方向与航空发动机的排气方向相交汇。
2.权利要求1所述的多功能航空发动机进气道的运行方法，其特征在于：当进气道吸入外来物时，外来物首先击打到具有测量动量能功能的整流壁上，并由具有测量动量能功能的整流壁测出飞行器在所处飞行条件下受到的冲击能量，一旦该冲击能量超过限定值，则由具有测量动量能功能的整流壁向飞行器的中央处理器传送信号指令，飞行器的中央处理器接到指令后，立即向液压作动筒发出控制指令，使液压作动筒快速回缩，并使外来物遮挡板开启；同时，航空发动机调整整流叶片角度，瞬时减小航空发动机的进气流量，在空气冲压作用下，外来物将直接进入外来物喷射流道中，最终由外来物喷射流道将外来物喷射到飞行器外部，以阻止外来物进入航空发动机中。
3.权利要求1所述的多功能航空发动机进气道的运行方法，其特征在于：当飞行器探测到雷达波时，由飞行器的中央处理器向液压作动筒发出控制指令，使液压作动筒快速回缩，并使外来物遮挡板开启，以将来射雷达波通过外来物喷射流道排放到飞行器后方，降低被雷达波探测的几率，实现雷达隐身；同时，外来物喷射流道排出的气流会将航空发动机排出的高温燃气进行降温，阻止高温燃气形成锥状高温区，阻止飞行器后方的红外制导导弹的探测追踪，实现红外隐身。
4.权利要求1所述的多功能航空发动机进气道的运行方法，其特征在于：所述的多功能航空发动机进气道的运行方法，当航空发动机需要进行变循环工作时，由飞行器的中央处理器向液压作动筒发出控制指令，使液压作动筒快速动作，以控制外来物遮挡板的开启角度，以实现航空发动机的变循环工作。
5.权利要求1所述的多功能航空发动机进气道的运行方法，其特征在于：所述的多功能航空发动机进气道的运行方法，当航空发动机需要向上的矢量推力时，由飞行器的中央处理器向液压作动筒发出控制指令，使液压作动筒快速回缩，并使外来物遮挡板开启，通过外来物喷射流道形成侧射流，以实现向上的矢量推力。
一种多功能航空发动机进气道及其运行方法
技术领域
[0001] 本发明属于航空发动机技术领域，特别是涉及一种多功能航空发动机进气道及其运行方法。
背景技术
[0002] 航空发动机进气道是航空发动机吸进空气的流道，其是飞机推进系统的核心组成部件，并专为航空发动机提供一定品质的空气流量，可将航空发动机前方自由流动空气引入发动机内。
[0003] 常规航空发动机进气道为简单的直筒体结构，但其无法实现飞机雷达隐身，而为了实现飞机雷达隐身，目前较为先进的航空发动机进气道都采用S型筒体结构，经发动机风扇或低压压气机扰动的雷达波，其通过特殊结构的进气道后可阻挡一部分雷达反射波，从而实现雷达隐身。
[0004] 然而，无论是常规结构进气道还是具有雷达隐身功能的进气道，都存在一个弱点，即无法保证外来物的入侵，如飞鸟、沙石等；一旦外来物被吸入进气道，将对航空发动机的安全运行造成重大影响，严重时可直接导致发动机失效，甚至造成严重的空难事故。
发明内容
[0005] 针对现有技术存在的问题，本发明提供一种多功能航空发动机进气道及其运行方法，可有效解决航空发动机吸入外来物的问题，同时使航空发动机拥有更加优质的雷达和红外隐身能力，并且在一定程度上实现航空发动机的变循环和推力矢量功能。
[0006] 为了实现上述目的，本发明采用如下技术方案：一种多功能航空发动机进气道，包括具有测量动量能功能的整流壁、发动机进气前整流壁、鱼嘴式分流环、发动机安装流道及外来物喷射流道；所述的具有测量动量能功能的整流壁一路通过发动机进气前整流壁、鱼嘴式分流环与发动机安装流道相连通，具有测量动量能功能的整流壁另一路通过鱼嘴式分流环与外来物喷射流道相连通；航空发动机位于发动机安装流道内；在所述外来物喷射流道中安装有外来物遮挡板，外来物遮挡板铰接在外来物喷射流道内壁上，在外来物遮挡板背面与外来物喷射流道内壁之间连接有液压作动筒；所述外来物喷射流道的排气方向与航空发动机的排气方向相交汇。
[0007] 所述的多功能航空发动机进气道的运行方法，当进气道吸入外来物时，外来物首先击打到具有测量动量能功能的整流壁上，并由具有测量动量能功能的整流壁测出飞行器在所处飞行条件下受到的冲击能量，一旦该冲击能量超过限定值，则由具有测量动量能功能的整流壁向飞行器的中央处理器传送信号指令，飞行器的中央处理器接到指令后，立即向液压作动筒发出控制指令，使液压作动筒快速回缩，并使外来物遮挡板开启；同时，航空发动机调整整流叶片角度，瞬时减小航空发动机的进气流量，在空气冲压作用下，外来物将直接进入外来物喷射流道中，最终由外来物喷射流道将外来物喷射到飞行器外部，以阻止外来物进入航空发动机中。
[0008] 所述的多功能航空发动机进气道的运行方法，当飞行器探测到雷达波时，由飞行器的中央处理器向液压作动筒发出控制指令，使液压作动筒快速回缩，并使外来物遮挡板开启，以将来射雷达波通过外来物喷射流道排放到飞行器后方，降低雷达发射波被探测的几率，实现雷达隐身；同时，外来物喷射流道排出的气流会将航空发动机排出的高温燃气进行降温，阻止高温燃气形成锥状高温区，阻止飞行器后方的红外制导导弹的探测追踪，实现红外隐身。
[0009] 所述的多功能航空发动机进气道的运行方法，当航空发动机需要进行变循环工作时，由飞行器的中央处理器向液压作动筒发出控制指令，使液压作动筒快速动作，以控制外来物遮挡板的开启角度，以实现航空发动机的变循环工作。
[0010] 所述的多功能航空发动机进气道的运行方法，当航空发动机需要向上的矢量推力时，由飞行器的中央处理器向液压作动筒发出控制指令，使液压作动筒快速回缩，并使外来物遮挡板开启，通过外来物喷射流道形成侧射流，以实现向上的矢量推力。
[0011] 本发明的有益效果：
[0012] 本发明的多功能航空发动机进气道及其运行方法，可有效解决航空发动机吸入外来物的问题，同时使航空发动机拥有更加优质的雷达和红外隐身能力，经测算可降低飞行器前方雷达RCS探测指标60％以上，可降低飞行器后方的红外可探测性20％以上；本发明在一定程度上还实现了航空发动机的变循环和推力矢量功能。
附图说明
[0013] 图1为本发明的一种多功能航空发动机进气道的结构示意图；
[0014] 图中，1—具有测量动量能功能的整流壁，2—发动机进气前整流壁，3—鱼嘴式分流环，4—发动机安装流道，5—外来物喷射流道，6—航空发动机，7—外来物遮挡板，8—液压作动筒。
具体实施方式
[0015] 下面结合附图和具体实施例对本发明做进一步的详细说明。
[0016] 如图1所示，一种多功能航空发动机进气道，包括具有测量动量能功能的整流壁1、发动机进气前整流壁2、鱼嘴式分流环3、发动机安装流道4及外来物喷射流道5；所述的具有测量动量能功能的整流壁1一路通过发动机进气前整流壁2、鱼嘴式分流环3与发动机安装流道4相连通，具有测量动量能功能的整流壁1另一路通过鱼嘴式分流环3与外来物喷射流道5相连通；航空发动机6位于发动机安装流道4内；在所述外来物喷射流道5中安装有外来物遮挡板7，外来物遮挡板7铰接在外来物喷射流道5内壁上，在外来物遮挡板7背面与外来物喷射流道5内壁之间连接有液压作动筒8；所述外来物喷射流道5的排气方向与航空发动机6的排气方向相交汇。
[0017] 所述的多功能航空发动机进气道的运行方法，当进气道吸入外来物时，外来物首先击打到具有测量动量能功能的整流壁1上，并由具有测量动量能功能的整流壁1测出飞行器在所处飞行条件下受到的冲击能量，一旦该冲击能量超过限定值，则由具有测量动量能功能的整流壁1向飞行器的中央处理器传送信号指令，飞行器的中央处理器接到指令后，立即向液压作动筒8发出控制指令，使液压作动筒8快速回缩，并使外来物遮挡板7开启；同时，航空发动机6调整整流叶片角度，瞬时减小航空发动机6的进气流量，在空气冲压作用下，外来物将直接进入外来物喷射流道5中，最终由外来物喷射流道5将外来物喷射到飞行器外部，以阻止外来物进入航空发动机6中。经仿真评估，本发明可防止90％以上的外来物吸入航空发动机中，尤其是质量达大且对发动机破坏程度较大的外来物可100％防止其进入航空发动机，大幅度提升了航空发动机的安全性和可靠性，也有效降低小质量外来物对航空发动机的击伤概率，进而降低航空发动机的维修成本。
[0018] 所述的多功能航空发动机进气道的运行方法，当飞行器探测到雷达波时，由飞行器的中央处理器向液压作动筒8发出控制指令，使液压作动筒8快速回缩，并使外来物遮挡板7开启，以将来射雷达波通过外来物喷射流道5排放到飞行器后方，降低雷达发射波被探测的几率，实现雷达隐身；同时，外来物喷射流道5排出的气流会将航空发动机6排出的高温燃气进行降温，阻止高温燃气形成锥状高温区，阻止飞行器后方的红外制导导弹的探测追踪，实现红外隐身。
[0019] 所述的多功能航空发动机进气道的运行方法，当航空发动机6需要进行变循环工作时，由飞行器的中央处理器向液压作动筒8发出控制指令，使液压作动筒8快速动作，以控制外来物遮挡板7的开启角度，以实现航空发动机6的变循环工作。
[0020] 所述的多功能航空发动机进气道的运行方法，当航空发动机6需要向上的矢量推力时，由飞行器的中央处理器向液压作动筒8发出控制指令，使液压作动筒8快速回缩，并使外来物遮挡板7开启，通过外来物喷射流道5形成侧射流，以实现向上的矢量推力。
[0021] 实施例中的方案并非用以限制本发明的专利保护范围，凡未脱离本发明所为的等效实施或变更，均包含于本案的专利范围中。
