本发明涉及飞机发动机领域，尤其是一种用于飞机发动机涡轮助燃的装置和设备。
背景技术：
目前人类所用的飞机涡轮发动机的助燃的空气是常温空气，随着高度上升，气温变冷，在高空上就是冷空气，飞机飞得越高使用的空气越冷，冬天更是如此，从涡轮发动机进气端进入的冷空气使涡轮发动机喷的航空油得不到充分燃烧及油料燃不尽。使其推力受到影响，推力减小，废气对环境污染大，不利环保，因而有必要在此基础上加以改进。
技术实现要素：
本发明的目的是为了解决冷空气燃烧不充分问题而提供一种飞机发动机涡轮助燃系统。
本发明的技术方案是这样实现的：
提供一种飞机发动机涡轮助燃系统，包括一涡轮发动机，其特征在于：所述涡轮发动机进气端设置一导流帽，所述导流帽与导流壳连接后将涡轮发动机容置而形成导流罩，位于所述涡轮发动机的尾端设置一转向挡板与所述导流罩配合构成进气口，所述涡轮发动机工作所需气流在所述进气口被吸入并流经所述导流罩与涡轮发动机而构成的进气流道，为所述涡轮发动机正常工作提供气源。
本发明由于改变了涡轮发动机的进气方式，由涡轮发动机前端进气改为后端进气，在所述进气流道内利用所述涡轮发动机产生的热量预热，从而将所述涡轮发动机的进气由冷空气转为经加热后的空气，该加热后的空气可以明显提高飞机燃油的燃烧率，从而提高输出功率，增大飞机推力30％至50％，并且降低尾气排放浓度，保护了大气环境。
优选的，所述导流帽与导流壳螺旋连接并固定。
优选的，所述导流罩的外形与所述涡轮发动机外形相适配。
优选的，所述转向挡板的转向角不大于15度，以减少阻流的负面影响。
本发明的最大优点在于使飞机涡轮发动机的燃油燃烧更加充分。并省油增大推力，减少废气污染，更为环保。
附图说明
图1是本发明的半剖面结构示意图。
具体实施方式
下面结合附图说明本发明的实施例，但不限于本发明：
提供一种飞机发动机涡轮助燃系统，包括一涡轮发动机1，所述涡轮发动机1的进气端设置一导流帽2，所述导流帽2与导流壳3连接后将涡轮发动机1容置而形成导流罩，位于所述涡轮发动机1的尾端设置一转向挡板4与所述导流罩配合构成进气口5，所述涡轮发动机1工作所需气流在所述进气口5被吸入并流经所述导流罩与涡轮发动机1而构成的进气流道6，为所述涡轮发动机1正常工作提供气源。
实施时，所述导流帽2与导流壳3螺旋连接并固定。
实施时，所述导流罩的外形与所述涡轮发动机1的外形相适配。
实施时，所述转向挡板4的转向角不大于15度，以减少阻流的负面影响。
本发明既可用于汽油涡轮发动机，也可用于柴油发动机，也可用于将酒精作燃料的涡轮发动机，以及各种生物然料涡轮发动机，在军事上可供作战飞机提高战斗力而选用。
上文虽然已示出了本发明的详尽实施例，但本领域的技术人员在不违背本发明的前提下，可进行部分修改和变更；上文的描述和附图中提及的内容仅作为说明性的例证，并非作为对本发明的限制，具有上述技术特征的飞机发动机涡轮助燃系统，均落入本发明保护范围。