CN108168896A - 一种飞机发动机舱火灾实验设备 - Google Patents
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Abstract
本发明公开了一种飞机发动机舱火灾实验设备，可以开展发动机舱火灾动力学研究的实验，以及开展飞机防火系统的试验验证。该设备包括进气口、舱体、排气口、观察窗、发动机假件、加热组件、发动机舱拥塞件模拟装置、灭火剂浓度测试接口、油池火模块、喷雾火模拟器接口，温度测量模块、气流速度测量模块、压力测量模块、激光流场测量模块和舱体支架。与现有技术相比，本发明可以开展飞机发动机舱火灾动力学研究的实验，能够模拟发动机表面温度对舱体内实验边界条件的影响。
Description
技术领域
本发明涉及对飞机防火系统试验验证的技术领域，特别涉及一种飞机发动机舱火灾实验设备。
背景技术
随航空事业的不断发展和科学技术的进步，航空器的安全程度越来越受到重视，特别是航空器的安全、适航问题显得非常重要。飞机发动机舱防火是飞机防火系统的重要部分，飞机发动机舱防火系统的科学研究和有效性都需要通过实验进行验证。
现有的飞机发动机舱防火系统实验设备，例如中国专利“一种飞机发动机灭火试验总成”(CN105865797A)中所述的试验舱只能开展灭火剂浓度的测试，而不能开展发动机舱火灾动力学研究的实验，且无法模拟发动机表面温度的影响。
本发明可以开展：(1)动力舱灭火系统有效性验证实验；(2)开展新型哈龙替代灭火剂在动力舱环境下的灭火有效性验证实验，以及新型灭火剂在不同温度与流场下的喷射性能研究；(3)开展不同发动机表面热荷载等多种边界条件下，不同油品种类的油池火和喷雾火实验，系统地测量相关火灾参量，研究飞机动力舱火灾的燃烧动力学过程，根据火灾实验结果指导探测器选型、优化探测器布局，从而给飞机探测系统的设计提供实验依据；(4)开展动力舱材料的可燃性、火焰蔓延特性和抗烧穿特性以及舱内火灾防治技术实验研究。
发明内容
为了满足飞机发动机舱防火系统研究与实验验证的需求，本发明提出了一种飞机发动机舱火灾实验设备。本发明可以解决现有动力舱防火系统实验台无法同时开展灭火系统有效性验证、新型哈龙替代灭火剂在动力舱环境下的灭火有效性验证实验、新型灭火剂在不同温度与流场下的喷射性能研究实验、动力舱火灾的燃烧动力学过程实验和动力舱材料燃烧性能实验的问题。
本发明采用的技术方案为：一种飞机发动机舱火灾实验设备，包括：进气口、舱体、排气口、观察窗、发动机假件、加热组件、发动机舱拥塞件模拟装置、灭火剂浓度测试接口、油池火模块、喷雾火模拟器接口，温度测量模块、气流速度测量模块、压力测量模块、激光流场测量模块，舱体支架，进气口与舱体进气端连接，将气流引入舱体内；排气口与舱体排气端连接，将气流排出舱体；观察窗安装在舱体表面，可以观察舱体内部的试验情况；发动机假件安装在舱体内部，用于模拟飞机发动机结构；加热组件安装在发动机假件表面；发动机舱拥塞件模拟装置安装在发动机假件外表面和舱体内表面，用于模拟飞机发动机舱内的肋板、电缆、小的机械部件等有可能阻塞气流运动的结构；灭火剂浓度测试接口安装在舱体上，用于灭火剂浓度测试设备抽吸舱体内的气流；油池火模拟器安装在舱的低位或发动机假件的上部；喷雾火模拟器接口、温度测量模块、气流速度测量模块、压力测量模块安装在舱体或发动机假件上；激光流场测量模块安装在舱体外部，通过观察窗照射和接收激光信号；舱体支架安装在舱体的下部，其中：
所述进气口，用于连接气源，气流通过进气口进入舱体内；
所述舱体，用于模拟飞机发动机舱体的结构，并用于连接其他各部件；
所述排气口，用于排出舱体内的气流，以及实验中产生的火灾烟气；
所述观察窗，用于观察舱体内部，并为激光流场诊断设备提供观测窗口；
所述发动机假件，用于模拟飞机发动机外表面的结构，发动机假件与舱体之间的空间构成飞机发动机舱；
所述加热组件，用于模拟飞机发动机外表面的温度，提供实验设备内的温度模拟条件；
所述发动机舱拥塞件模拟装置，用于模拟飞机发动机舱内部的肋板、电气线路、机械部件等会造成舱内扰乱气流流动的装置，将能更真实的模拟舱内的气流与燃烧环境；
所述灭火剂浓度测试接口，用于连接灭火剂浓度测试设备；
所述油池火模块，用于盛放航空燃油，点燃后模拟发动机舱内发生的油池火灾；
所述喷雾火模拟器接口，用于连接喷雾火模拟器；
所述温度测量模块，用于测量实验设备内的温度；
所述压力测量模块，用于测量实验设备内的压力情况；
所述气流速度测量模块，用于测量实验设备内的气流速度；
所述激光流场测量模块，用于测量实验设备内的气流速度，以及灭火剂喷射后的粒径分布与粒径的速度；
所述舱体支架，用于支撑舱体和移动舱体。
其中，所述的实验设备内的金属部件选用耐火性能较好的316不锈钢，观察窗选用透光性能较好的防火玻璃，可以开展较大功率的火灾实验。
其中，所述的压力测量模块设置在灭火剂浓度测试接口附件，压力测量模块可测量灭火剂浓度测试点处的压力，其输出信号可以用于灭火剂浓度测试设备修正测量结果。
其中，所述的激光流场测量模块选用相位多普勒粒子分析仪(PDPA)，速度测量范围：-150-800m/s，可测粒径范围：0.6μm至800μm。
其中，所述的加热组件采用铸铜加热器，高温工作温度可达800℃。
其中，所述的油池火模块可以设置在实验对象实际发动机舱内可能发生燃油泄漏的位置，油盘结构采用贴体结构，即优盘的底部和侧面与舱壁紧密贴合，不会阻碍舱体内气流的流动，油池火模块包可含有多个形状的油盘。
本发明的工作流程：将所述设备的进气口与提供气流的气源设备相连接，将排气口与尾气处理设备相连接，再将进气口、排气口与舱体部分相连接，舱体支架将舱体支撑稳定，根据实验设计的要求，设置观察窗、发动机假件、加热组件、发动机舱拥塞件模拟装置、油池火模块，喷雾火模拟器接口连接喷雾火模拟设备，灭火剂浓度测试接口连接灭火剂浓度测试设备，再对温度测量模块、气流速度测量模块、压力测量模块、激光流场测量模块等测量模块进行调试，开始实验后，各模块测量相关实验参数，用于开展研究分析。
本发明与现有技术相比的优点在于：
本发明可以开展飞机发动机舱火灾动力学研究的实验，能够模拟发动机表面温度对舱体内实验边界条件的影响，可以开展多种类型的火灾防治技术研究实验，节省设备投资。
附图说明
图1为本发明一种飞机发动机舱火灾实验设备结构示意图，其中，1为进气口，2为灭火剂喷射接口，3为激光流场测量模块，4为观察窗，5为喷雾火模拟器接口，6为温度测量模块，7为压力测量模块，8为灭火剂浓度测试接口，9为油池火模块，10为排气口，11为舱体支架，12为加热组件，13为气体速度测量模块，14为舱体，15为发动机假件，16为发动机舱拥塞件模拟装置；
图2为进气口结构示意图；
图3为发动机假件、发动机舱拥塞件模拟装置结构示意图(发动机假件通过一些支腿与发动机舱拥塞件模拟装置连接固定，如图中黑色圈内所示)；
具体实施方式
下面通过实施实例结合附图对本发明作进一步说明，但本发明的实施范围并不局限于这种布置方式。
如图1所示，本发明的一种飞机发动机舱火灾实验设备，包括进气口、舱体、排气口、观察窗、发动机假件、加热组件、发动机舱拥塞件模拟装置、灭火剂浓度测试接口、油池火模块、喷雾火模拟器接口，温度测量模块、气流速度测量模块、压力测量模块、激光流场测量模块和舱体支架，上述各部分通过机械连接、电气线缆与工艺气路连接组成一个实验设备。
本实施例中，实验设备的长×宽×高的最大尺寸分别为6872mm×1646mm×2213mm，舱体材料，为310s不锈钢，厚度为6mm，具有耐高温性能，舱体重量约为3.5吨。
本实施例中，舱体支架设有4个支腿，每个面积0.09m2，考虑到舱体重量和其侧向基本无受力，可直接放置于地面上。
本实施例中，一种进气口是通过一圈均布的方形进气口进入，如图2所示，进气口与轴向夹角22°，进气结构示意图如下所示。其中进气环半径463mm，进气口为矩形，长48mm，宽26mm，在整个进气环上均布，共60个。
本实施例中，加热组件用于模拟实际舱体内由于发动机工作产生的热环境。通过电加热的方式使得发动机假件表面在无气流状态下达到设定的温度并进行保温。在本实施例中，加热组件的加热温度分为3段，分别为158℃、201℃和228℃，加热至设定温度的时间不大于25min，温度控制精度在±5％以内。加热组件是以管状电热元件为发热体及绝缘体，根据各种图纸要求，将管状电热元件弯曲成所需形状，进入模具以离心浇铸方式成形，再经过机床精密加工，就得到所需要的铸铜加热器。它的优点是能和被加热体紧密咬合，升温快，加热均匀，传导性能好，抗污染，寿命长，安全可靠。
本实施例中，发动机假件和发动机舱拥塞件模拟装置根据真实发动机舱的结构采用310S不锈钢制作，如图3所示，本实施例中的发动机舱拥塞件模拟装置主要模拟发动机舱内肋板对气流的阻塞效果。发动机假件通过一些支腿与发动机舱拥塞件模拟装置连接固定。
本实施例中，激光流场测量模块是基于相位多普勒粒子分析仪(Phase DopplerParticle Analyzer，简称PDPA)的工作原理，通过用通过激光器打出两束非平行光，然后交汇在空间某点，即对该点的粒子的速度以及粒径大小进行测量。
本实施例中，温度测量模块采用K型热电偶。
本实施例中，气流速度测量模块采用直皮托管进行流速测量，测量风速范围+1-+30m/s，工作温度范围0至600℃。
本实施例中，压力测量模块采用压力传感器，量程为0-344kPa(绝压)，工作温度-54-343℃，响应时间小于1ms。
本实施例中，根据舱体结构的形状，油池火模块的油盘的尺寸为0.27×0.26×0.04m，油盘底部设有燃料供给孔，可以与燃料供给装置相连接，可以保证燃烧实验中，油池火中燃料液面高度不发生下降。
本实施例中，观察窗由视镜座和视镜玻璃组成，视镜座焊接在舱体上，视镜座尺寸为DN150，材料为S310S，视镜玻璃的直径为150mm，厚14mm石英玻璃
本实施例中，灭火剂浓度测试接口为内置截止阀门的Colder快速接头，通过其与外径为Φ6mm、内径为Φ4mm的灭火剂浓度测试抽气管路相连接。
本实施例中，喷雾火模拟器接口为不锈钢法兰，喷雾火模拟器的喷管通过法兰通入舱体中。
Claims (6)
1.一种飞机发动机舱火灾实验设备，其特征在于，该设备包括：进气口、舱体、排气口、观察窗、发动机假件、加热组件、发动机舱拥塞件模拟装置、灭火剂浓度测试接口、油池火模块、喷雾火模拟器接口，温度测量模块、气流速度测量模块、压力测量模块、激光流场测量模块和舱体支架，进气口与舱体进气端连接，将气流引入舱体内；排气口与舱体排气端连接，将气流排出舱体；观察窗安装在舱体表面，可以观察舱体内部的试验情况；发动机假件安装在舱体内部，用于模拟飞机发动机结构；加热组件安装在发动机假件表面；发动机舱拥塞件模拟装置安装在发动机假件外表面和舱体内表面，用于模拟飞机发动机舱内的肋板、电缆、小的机械部件等有可能阻塞气流运动的结构；灭火剂浓度测试接口安装在舱体上，用于灭火剂浓度测试设备抽吸舱体内的气流；油池火模拟器安装在舱的低位或发动机假件的上部；喷雾火模拟器接口、温度测量模块、气流速度测量模块、压力测量模块安装在舱体或发动机假件上；激光流场测量模块安装在舱体外部，通过观察窗照射和接收激光信号；舱体支架安装在舱体的下部，其中：
所述进气口，用于连接气源，气流通过进气口进入舱体内；
所述舱体，用于模拟飞机发动机舱体的结构，并用于连接其他各部件；
所述排气口，用于排出舱体内的气流，以及实验中产生的火灾烟气；
所述观察窗，用于观察舱体内部，并为激光流场诊断设备提供观测窗口；
所述发动机假件，用于模拟飞机发动机外表面的结构，发动机假件与舱体之间的空间构成飞机发动机舱；
所述加热组件，用于模拟飞机发动机外表面的温度，提供实验设备内的温度模拟条件；
所述发动机舱拥塞件模拟装置，用于模拟飞机发动机舱内部的肋板、电气线路、机械部件等会造成舱内扰乱气流流动的装置，将能更真实的模拟舱内的气流与燃烧环境；
所述灭火剂浓度测试接口，用于连接灭火剂浓度测试设备；
所述油池火模块，用于盛放航空燃油，点燃后模拟发动机舱内发生的油池火灾；
所述喷雾火模拟器接口，用于连接喷雾火模拟器；
所述温度测量模块，用于测量实验设备内的温度；
所述压力测量模块，用于测量实验设备内的压力情况；
所述气流速度测量模块，用于测量实验设备内的气流速度；
所述激光流场测量模块，用于测量实验设备内的气流速度，以及灭火剂喷射后的粒径分布与粒径的速度；
所述舱体支架，用于支撑舱体和移动舱体。
2.如权利要求1所述的一种飞机发动机舱火灾实验设备，其特征在于，实验设备内的金属部件选用耐火性能较好的316不锈钢，观察窗选用透光性能较好的防火玻璃，可以开展较大功率的火灾实验。
3.如权利要求1所述的一种飞机发动机舱火灾实验设备，其特征在于，所述的压力测量模块设置在灭火剂浓度测试接口附件，压力测量模块可测量灭火剂浓度测试点处的压力，其输出信号可以用于灭火剂浓度测试设备修正测量结果。
4.如权利要求1所述的一种飞机发动机舱火灾实验设备，其特征在于，所述的激光流场测量模块选用相位多普勒粒子分析仪(PDPA)，速度测量范围：-150—800m/s，可测粒径范围：0.6μm至800μm。
5.如权利要求1所述的一种飞机发动机舱火灾实验设备，其特征在于，所述的加热组件采用铸铜加热器，高温工作温度可达800℃。
6.如权利要求1所述的一种飞机发动机舱火灾实验设备，其特征在于，所述的油池火模块可以设置在实验对象实际发动机舱内可能发生燃油泄漏的位置，油盘结构采用贴体结构，即优盘的底部和侧面与舱壁紧密贴合，不会阻碍舱体内气流的流动，油池火模块包可含有多个形状的油盘。
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