[发明专利]一种多功能航空发动机进气道及其运行方法

权利要求书

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。