CN109540747A - 一种飞机动力装置舱灭火剂浓度机载测量装置 - Google Patents
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Abstract
本发明属于航空试验技术领域，具体涉及一种飞机动力装置舱灭火剂浓度机载测量装置；本发明的测量装置包括：温度控制器(1)、真空泵(2)、数据处理计算机(3)、供电单元(4)、多个单通道测量单元(5)；单通道测量单元(5)包括：气流温度加热器(51)、壳体温度加热器(52)、层流式压差测量装置(53)、限流孔(54)、稳流器(55)，并依次通过管路连接在一起组成一个通道；本发明的测量装置安装在飞机上，用于在飞行过程中实时检测飞机动力装置舱内的灭火剂浓度，进一步以此来评价飞机动力装置舱灭火系统的效能；本发明的测量装置自动化程度高，测量精度高，操作方便。
Description
技术领域
本发明属于航空试验技术领域，具体涉及一种飞机动力装置舱灭火剂浓度机载测量装置。
背景技术
飞机动力装置舱是飞机的关键部件之一，主要用于包容发动机及其附件、系统等，飞行时主要承受气动载荷、起整流作用。飞机发动机失火会对飞行安全造成严重威胁，若火焰窜出动力装置舱，蔓延至机翼油箱，会造成机毁人亡的重大事故。因此，各国民航管理机构，如联邦航空局(FAA)，欧洲航空安全局(ESA)和中国民用航空局(CAAC)，都对飞机动力装置舱灭火系统设计和符合性试飞验证方法进行了关注和研究，各大飞机制造商在飞机适航取证过程中也将动力装置舱灭火系统的灭火能力作为重要指标进行试验验证。CCAR-25-R4适航条款第25.1195(b)条动力装置舱灭火系统验证有如下要求：灭火系统、灭火剂剂量、喷射速率和喷射分布必须足以灭火，必须通过真实的或模拟的飞行试验来表明，在飞行中临界的气流条件下，每一指定火区内灭火剂的喷射，可提供能熄灭该火区内的着火并能使复燃的概率减至最小的灭火剂密集度。
FAA公布的资料表明：发动机舱任一火区内所有位置处哈龙1301灭火剂的体积浓度同时达到6％并持续至少0.5s可熄灭动力装置的着火并防止复燃。
发明内容
本发明的目的是：为考核飞机防火系统的功能及技术指标，需要研制一种飞机动力装置舱灭火剂浓度机载测量装置，并安装在飞机上，用于在飞行过程中实时检测飞机动力装置舱内的灭火剂浓度，以解决目前没法在飞行过程中实时监测飞机动力装置舱内的灭火剂体积浓度的技术问题。
为解决此技术问题，本发明的技术方案是：
一种飞机动力装置舱灭火剂浓度机载测量装置，所述的飞机动力装置舱灭火剂浓度机载测量装置包括：温度控制器1、真空泵2、数据处理计算机3、供电单元4、N个单通道测量单元5；所述的温度控制器1、真空泵2、数据处理计算机3、单通道测量单元5均通过供电线和供电单元4连接；所述的温度控制器1通过温度控制线和单通道测量单元5连接；所述的真空泵2通过采样管和单通道测量单元5连接；所述的数据处理计算机3通过浓度信号线和单通道测量单元5连接；单通道测量单元5包括：气流温度加热器51、壳体温度加热器52、层流式压差测量装置53、限流孔54、稳流器55，并依次通过管路连接在一起组成一通道。
所述的N为大于等于1的自然数。
所述的供电单元4将飞机电源转换为所述的飞机动力装置舱灭火剂浓度机载测量装置的内部电源，并供给温度控制器1、数据处理计算机3、单通道测量单元5。
所述的气流温度加热器51实现对被测试灭火剂的加热、温度测量和控制。
所述的壳体温度加热器52实现对层流式压差测量装置53的加热、温度测量和控制。
所述的真空泵2抽吸被测试的灭火剂进入单通道测量单元5，经过气流温度加热器51后进入层流式压差测量装置53，再经限流孔54、稳流器55通过管路排出飞机外
本发明的技术效果是：该测量装置改装于飞机后，接入飞机动力装置舱内的取样管，完成工作准备和密封性检查后，可自动对被测灭火剂气体进行取样、处理，并实时分析、采集、记录整个飞行过程中的飞机动力装置舱内的灭火剂的体积浓度，以此来评价飞机动力装置灭火系统的灭火效能。该系统自动化程度高，测量精度高，操作方便。
附图说明
图1飞机动力装置舱灭火剂浓度机载测量装置示意图；
图2单通道测量单元结构示意图；
其中，1-温度控制器、2-真空泵、3-数据处理计算机、4-供电单元、5-单通道测量单元波、51-气流温度加热器、52-壳体温度加热器、53-层流式压差测量装置、54-限流孔、55-稳流器。
具体实施方式
下面结合附图说明本发明的飞机动力装置舱灭火剂浓度机载测量装置的结构与操作过程：
飞机动力装置舱灭火剂浓度机载测量装置的结构示意图如图1所示，包括：温度控制器1、真空泵2、数据处理计算机3、供电单元4、12个单通道测量单元5。
本实施例中包括12个单通道测量单元5，其中单通道测量单元5的结构示意图如图2所示，包括：单通道测量单元5包括：气流温度加热器51、壳体温度加热器52、层流式压差测量装置53、限流孔54、稳流器55。
温度控制器1、真空泵2、数据处理计算机3、N个单通道测量单元5均通过供电线和供电单元4连接，通过供电单元4飞机电源转换为系统内部电源，将三相115V/400Hz交流电源转换成三相220V、50Hz交流电源供给真空泵2，同时将三相115V/400Hz交流电源转换24VDC电源供给N个单通道测量单元5；将115V/400Hz三相交流电源经过空开后分别供给温度控制器、数据处理计算机。
温度控制器1通过温度控制线和多个单通道测量单元5连接，气流温度加热器51实现对被测试的哈龙1301灭火剂的加热、温度测量和控制，壳体温度加热器52实现对层流式压差测量装置53的加热、温度测量和控制。
真空泵2通过采样管和多个单通道测量单元5连接，抽吸被测试的哈龙1301灭火剂进入多个单通道测量单元5，经过气流温度加热器51加热气体后进入层流式压差测量装置53，再经限流孔54、稳流器55通过管路排出机外。
数据处理计算机3通过浓度信号线和多个单通道测量单元5连接，实现对灭火剂浓度的实时显示、后处理和存储。
本测量装置基本工作原理是基于低速流体的泊肃叶定律，当流体流经层流节流装置时，由于流体具有粘性，粘性阻力导致流体出现压力损失，即层流节流装置两端产生的压降，该压降与流体流量及动力粘度成函数关系。在流体流量和结构参数一定的条件下，流体流经节流装置产生的压降只与流体的动力粘度成比例。当飞机动力装置舱内喷射哈龙1301灭火剂后，灭火剂气体含量的变化导致混合气体的粘度变化。通过检测压降并以电压信号输出，经过数据处理得到灭火剂的体积浓度值，以评估飞机动力装置灭火系统的效能。
本实施例是在实验室利用该系统对哈龙1301灭火剂和空气的标准气体经过有资质的计量中心校准的气体进行测量，验证了该测量装置的测量准确性及测量精度，在某型运输机动力装置舱灭火剂浓度测量飞行试验验证中，采用该测量装置对动力装置舱内的哈龙1301体积浓度进行了检测，验证了某型运输机动力装置舱灭火系统的效能和技术性能。
本测量装置的测试过程为：
取样真空泵2通过采样管将飞机动力装置舱内的哈龙1310灭火剂气体抽吸到多个单通道测量单元5，温度控制器使1流过层流式压差测量装置53的哈龙1301灭火剂的气体温度和层流式压差测量装置53的壳体温度保持恒定；通过限流孔54控制流经层流式压差测量装置53的气流流量，使气流流速恒定并保持在层流状态；层流式压差测量装置53通过对气流的阻滞作用，产生压降，并以电压信号输出，经过数据处理计算机3的数据处理得到灭火剂浓度值。
该实施例中测量装置由12个通道组成，集成在气体处理单元内，分为三组，每组为4个通道。每组配装四件层流式压差测量装置53，将气体流经层流式压差测量装置53因粘性产生的压差以电压值直接输出，并配以相应的温度测量、控制、数据采集处理等。实施过程中，实行气路与电路分离的原则。
该测量装置工作过程中具体步骤为：工作准备、系统预热、浓度测量、系统恢复。
工作准备：连接设备电源及采样气路，连接12个单通道测量单元5、温度控制器1、数据采集计算机3、真空泵2、供电单元4的电缆及线路，依次打开供电单元4上的输入开关、电源总开关、加热器开关、真空泵开关，打开数据采集计算机3。
系统预热：1点击温度控制器1显示器上的“监控画面”按钮进入温度监控画面，2点击温度控制器1上的“监控画面”上“停止/起动”按钮对12个单通道测量单元5进行加热，当各通道温度值达到70℃后，继续加热至少30min，完成系统预热。
浓度测量：1依次封堵12个采样通道入口，检查各通道管路连接的气密性，并确认气密性良好；2启动数据处理计算机3，点击显示器上的“HalonDTS”浓度测试图标，进入浓度测量程序。3按下程序运行主界面上复位按钮，系统开始采集灭火剂浓度值，并自动将采集的前10s数据作为灭火剂浓度为0％的基准值，对各通道浓度值进行复位清零。各通道浓度值复位清零后，按下记录按钮，系统将开始采集各通道浓度值，并实时将采集到浓度值显示到主界面上。
系统恢复：试验完成后关闭真空泵2，关闭加热控制器1，关闭供电单元4总电源，断开各组件之间的电缆及电路，断开设备电源及采样气路。
Claims (6)
1.一种飞机动力装置舱灭火剂浓度机载测量装置，其特征在于：所述的飞机动力装置舱灭火剂浓度机载测量装置包括：温度控制器(1)、真空泵(2)、数据处理计算机(3)、供电单元(4)、N个单通道测量单元(5)；所述的温度控制器(1)、真空泵(2)、数据处理计算机(3)、单通道测量单元(5)均通过供电线和供电单元(4)连接；所述的温度控制器(1)通过温度控制线和单通道测量单元(5)连接；所述的真空泵(2)通过采样管和单通道测量单元(5)连接；所述的数据处理计算机(3)通过浓度信号线和单通道测量单元(5)连接；单通道测量单元(5)包括：气流温度加热器(51)、壳体温度加热器(52)、层流式压差测量装置(53)、限流孔(54)、稳流器(55)，并依次通过管路连接在一起组成一通道。
2.根据权利要求1中所述的飞机动力装置舱灭火剂浓度机载测量装置，其特征在于：所述的N为大于等于1的自然数。
3.根据权利要求1中所述的飞机动力装置舱灭火剂浓度机载测量装置，其特征在于：所述的供电单元(4)将飞机电源转换为所述的飞机动力装置舱灭火剂浓度机载测量装置的内部电源，并供给温度控制器(1)、数据处理计算机(3)、单通道测量单元(5)。
4.根据权利要求1中所述的飞机动力装置舱灭火剂浓度机载测量装置，其特征在于：所述的气流温度加热器(51)实现对被测试灭火剂的加热、温度测量和控制。
5.根据权利要求1中所述的飞机动力装置舱灭火剂浓度机载测量装置，其特征在于：所述的壳体温度加热器(52)实现对层流式压差测量装置(53)的加热、温度测量和控制。
6.根据权利要求1中所述的飞机动力装置舱灭火剂浓度机载测量装置，其特征在于：所述的真空泵(2)抽吸被测试的灭火剂进入单通道测量单元(5)，经过气流温度加热器(51)后进入层流式压差测量装置(53)，再经限流孔(54)、稳流器(55)通过管路排出飞机外。
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