CN110082139B - 一种飞机发动机舱哈龙替代灭火系统最低性能试验舱 - Google Patents

一种飞机发动机舱哈龙替代灭火系统最低性能试验舱 Download PDF

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Abstract

本发明公开了一种飞机发动机舱哈龙替代灭火系统最低性能试验舱，可以开展飞机发动机舱哈龙替代灭火系统的试验验证。该设备包括进气口、舱体、排气口、舱门、观察窗、发动机假件、气源模块、气流加热模块、发动机舱板状阻塞物模块、发动机舱管线阻塞物模块、灭火剂浓度采样孔、油池火模块、喷雾火模块、油料恒温模块、电火花点火模块、热表面点火模块、摄像系统、温度测量模块、气流速度测量模块、压力测量模块、灭火剂喷射系统。本发明可以开展飞机发动机舱哈龙替代灭火系统最低性能试验，例如可以开展HFC‑125、全氟己酮、超细干粉等灭火系统的哈龙替代灭火最低性能试验。

Description

一种飞机发动机舱哈龙替代灭火系统最低性能试验舱
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哈龙替代灭火系统最低性能试验舱。
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试验进行验证。
现有的飞机发动机舱防火系统试验设备，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，且无法模拟发动机表面温度的影响。中国专利“一种飞机发动机舱火灾实验设备”(CN201711473022.X)所述实验设备没有关注舱内阻塞物尾流区的燃烧和灭火剂浓度测试，不利于开展灭火系统最低性能试验。
本发明可以开展飞机发动机舱哈龙替代灭火系统最低性能试验，例如可以开展HFC-125、全氟己酮、超细干粉等灭火系统的最低性能试验。
发明内容
为了满足飞机发动机舱哈龙替代灭火系统最低性能试验的需求，本发明提出了一种飞机发动机舱哈龙替代灭火系统最低性能试验舱。
本发明采用的技术方案为：一种飞机发动机舱哈龙替代灭火系统最低性能试验舱，包括：进气口、舱体、排气口、舱门、观察窗、发动机假件、气源模块、气流加热模块、发动机舱板状阻塞物模块、发动机舱管线阻塞物模块、灭火剂浓度采样孔、油池火模块、喷雾火模块、油料恒温模块、电火花点火模块、热表面点火模块、摄像系统、温度测量模块、气流速度测量模块、压力测量模块、灭火剂喷射系统，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；舱门和观察窗安装在舱体表面；发动机假件安装在舱体内部；气源模块安装在进气口前部，用于驱动进入舱体的气流；气流加热模块安装在气源模块和舱体之间；发动机舱板状阻塞物模块安装在舱壁和发动机假件上；发动机舱管线阻塞物模块安装在发动机假件上；灭火剂浓度采样孔安装在舱体上；油池火模块和喷雾火模块安装在舱体和发动机假件上；油料恒温模块安装在喷雾火模块的油箱和供油管路上；电火花点火模块、热表面点火模块安装在油池火模块容纳的燃料和喷雾火模块喷射出的燃料附近；摄像系统安装在观察窗外部，通过观察窗拍摄火焰；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；灭火剂喷射系统安装在舱体上，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，以及试验中产生的火灾烟气；
所述舱门，用于进入和观测舱体内部；
所述观察窗，用于观察舱体内部；
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；
所述气源模块，用于驱动进入舱体的气流；
所述气流加热模块，用于加热进入舱体的气流；
所述发动机舱板状阻塞物模块，用于模拟飞机发动机舱内部的肋板、机械部件板状阻塞物，当舱内气流从进气口流向排气口时，由于发动机舱板状阻塞物模块的遮挡作用，能够在发动机舱板状阻塞物模块的下游形成尾流区，进而可更真实的模拟舱内的气流与燃烧环境；
所述发动机舱管线阻塞物模块，用于模拟飞机发动机舱内部的管路、线缆管状阻塞物，当舱内气流从进气口流向排气口时，由于发动机舱管线阻塞物模块的遮挡作用，能够在发动机舱管线阻塞物模块的下游形成尾流区，进而可更真实的模拟舱内的气流与燃烧环境；
所述灭火剂浓度采样孔，用于抽取舱内气体，供灭火剂浓度测试设备分析灭火剂浓度；
所述油池火模块，用于在舱体内形成油池，产生油池火；
所述喷雾火模块，用于向舱体内喷射油雾，产生喷雾火；
所述油料恒温模块，用于加热喷雾火模块供油管路中的油料，维持试验中油料的恒温；所述电火花点火模块，用于产生电火花引燃可燃油料；
所述热表面点火模块，用于产生热表面引燃可燃油料；
所述摄像系统，用于拍摄舱内的火焰；
所述温度测量模块，用于测量试验舱内的温度；
所述气流速度测量模块，用于测量试验舱内的气流速度；
所述压力测量模块，用于测量试验舱内的压力情况；
所述灭火剂喷射系统，用于向舱内喷射灭火剂。
其中，所述的发动机舱板状阻塞物模块和发动机舱管线阻塞物模块可以更换。
其中，所述的灭火剂浓度采样孔中的一个或多个位于发动机舱板状阻塞物模块和发动机舱管线阻塞物模块所形成的回流区中。
其中，所述的油池火模块、喷雾火模块产生的火焰可位于发动机舱板状阻塞物模块和发动机舱管线阻塞物模块所形成的回流区中。
其中，所述的油池火模块具有冷却功能，保持燃烧试验时油池内油温的控制。
其中，所述的喷雾火模块的油料输送管线外部有冷却套管，保持燃烧试验时油料输送管线内油温的控制。
其中，所述的舱门可以由两侧向上部开启。
其中，所述的摄像系统可以计算再点燃延迟时间。
本发明的工作流程：将所述设备的进气口与提供气流的气流加热模块、气源模块连接，将排气口与尾气处理设备相连接，根据试验设计的要求，设置油池火模块、喷雾火模块、油料恒温模块、电火花点火模块、热表面点火模块、灭火剂喷射系统，灭火剂浓度采样孔连接灭火剂浓度测试设备，再对摄像系统、温度测量模块、气流速度测量模块、压力测量模块等测量模块进行调试，开始试验后，各模块测量相关试验参数，用于开展试验分析。
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哈龙替代灭火系统最低性能试验，具有较高的通用性，满足美国Federal Aviation Administration技术文件的要求，例如可以开展HFC-125、全氟己酮、超细干粉等灭火系统的最低性能试验。
附图说明
图1为本发明一种飞机发动机舱哈龙替代灭火系统最低性能试验舱纵向剖面示意图，其中，1为进气口，2为舱体，3为排气口，4为舱门，5为观察窗，6为发动机假件，7为气源模块，8为气流加热模块，9为发动机舱板状阻塞物模块，10为发动机舱管线阻塞物模块，11为灭火剂浓度采样孔，12为油池火模块，13为喷雾火模块，14为油料恒温模块，15为电火花点火模块，16为热表面点火模块，17为摄像系统，18为温度测量模块，19为气流速度测量模块，20为压力测量模块，21为灭火剂喷射系统；
图2为本发明一种飞机发动机舱哈龙替代灭火系统最低性能试验舱横向剖面示意图，其中，2为舱体，4为舱门，6为发动机假件，9为发动机舱板状阻塞物模块，10为发动机舱管线阻塞物模块，11为灭火剂浓度采样孔，12为油池火模块。
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哈龙替代灭火系统最低性能试验舱，包括进气口1、舱体2、排气口3、舱门4、观察窗5、发动机假件6、气源模块7、气流加热模块8、发动机舱板状阻塞物模块9、发动机舱管线阻塞物模块10、灭火剂浓度采样孔11、油池火模块12、喷雾火模块13、油料恒温模块14、电火花点火模块15、热表面点火模块16、摄像系统17、温度测量模块18、气流速度测量模块19、压力测量模块20和灭火剂喷射系统21，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试验设备。
本实施例中，进气口1和排气口3采用不锈钢焊接法兰连接件，一端和舱体进行焊接，另一端采用法兰与进气或排气管道连接。
本实施例中，舱体2和发动机假件6之间的环状区域的最小容积≥1.84m3，最小环形横截面积≥0.511m2，以上均是发动机舱板状阻塞物模块9和发动机舱管线阻塞物模块10安装之前的体积和尺寸。舱体2采用厚度为6mm的310S不锈钢板焊接而成。
本实施例中，舱门4采用不锈钢型材和不锈钢板焊接而成，舱门通过铰链铰接在舱体顶部，为方便向上开启，配有液压支撑杆。
本实施例中，观察窗5采用熔融透明石英玻璃，连续使用温度1000℃，最高使用温度1200℃，采用法兰盖板安装。
本实施例中，发动机假件6采用厚度为6mm的310S不锈钢板焊接而成，结构按试验对象飞机发动机的外形制造。
本实施例中，气源模块7至少可以产生高、低两个气流速率，高、低气流速率来自以下两个范围：高1.0-1.4kg/s，低0.091-0.45kg/s。气源模块可通过有流量调节功能的风机或压缩气源实现。
本实施例中，气流加热模块8可以至少将气源模块产生的空气流加热到2种温度，这两种温度分别是38℃和121℃。其中，加热温度为38℃可由电阻加热器实现，加热温度为121℃可由燃油加热器实现。
本实施例中，发动机舱板状阻塞物模块9主要由50.8mm高×6.4mm厚的不锈钢板组成，安装在舱体内表面，用于模拟发动机舱内的肋板状结构。
本实施例中，发动机舱管线阻塞物模块10由12.7cm外径的不锈钢管组成，不锈钢管模拟发动机表面的燃油管线。不锈钢管根据发动机假件的表面弧度进行弯曲，不锈钢管通过支架固定在在发动机假件外表面上方10cm处，安装完毕后不锈钢管处于舱内气流流动中并垂直于舱内的气流流动方向。气流在不锈钢管横截面周围分裂，在不锈钢管横截面的下游形成尾流。
本实施例中，灭火剂浓度采样孔11采用内径为1/8英寸的穿孔不锈钢外螺纹接头，其一端为1/8英寸卡套接头，另一端为1/4NPT螺纹或1/8NPT螺纹。本实施例中，灭火剂浓度采样孔11的数量为12个，满足AC20-100的要求。至少有一个采样孔位于阻塞物形成的火焰保持结构的尾流区域内。每个采样孔位于接近测试部分内的任何结构表面之间的中点处，目的是捕获自由流中的灭火剂浓度。12个采样孔分成3个4点的环，前后环分开0.61米，并且采样点的位置分别为圆环的12:00、3:00、06:00和9:00方向。
本实施例中，油池火模块12的油池尺寸为深13mm，宽274mm，长521mm，长尺寸平行于舱体和通风流的中心轴，油池位于冷却钢盘内，其底部有冷却水通道，以便在每次火灾测试期间将燃料和组件冷却到合理的程度。油池的前唇可安装25mm高的挡板，用于火焰附着。用于点燃油池火的电弧位于油池前唇后方432mm和254mm的纵向中心线上。在开始试验前，预烧持续时间为90秒。
本实施例中，喷雾火模块13的喷嘴流量为0.946升/分钟，喷嘴可安装于板状阻塞物模块上方25mm。电火花点火模块15和热表面点火模块16可安装在燃料喷雾锥中。
本实施例中，油料恒温模块14可以将喷雾火模块喷射油料的温度稳定在接近66℃±5.5℃，油箱部分可通过插入式筒状电加热器保持恒温，油料输送管路可通过硅酮加热带保持恒温。
本实施例中，电火花点火模块15中的变压器将220VAC，50Hz电力升压至10000VAC来提供电弧，电火花点火模块中的电弧点火器尖端优选不锈钢电极。
本实施例中，热表面点火模块16由四个直径为12.7mm，长864mm和壁厚为0.889mm的不锈钢管组成，不锈钢管的表面可以通过内置电加热结构加热到约760至982℃。
本实施例中，摄像系统17具有≥100fps的帧率，通过其图像处理软件可以识别出火焰熄灭和火焰的再次点燃。再点燃延迟时间是灭火剂释放后火焰熄灭时间和与舱体内灭火剂流出后火源重新点火时间的差值。火灾熄灭的定义是摄像机视野中完全缺乏持续火焰。火灾再点燃被定义为摄像机视野中出现明显的火焰变化，火灾再次达到灭火剂释放前观察到的强度。
本实施例中，温度测量模块18是由18只K型热电偶组成的测量系统，多只热电偶围绕火灾产生的火焰，同时热电偶还测量舱体边界的温升和通过舱体横截面的一部分移动气流的温升。
本实施例中，气流速度测量模块19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20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，灭火剂喷射系统21具有在10.3MPa和16℃下，在1秒内将储存的5.2L的氮气完全喷射出的能力，灭火剂喷射系统的喷嘴位于火焰上游1.5-1.8m处。

Claims (8)

1.一种飞机发动机舱哈龙替代灭火系统最低性能试验舱，其特征在于，包括：进气口、舱体、排气口、舱门、观察窗、发动机假件、气源模块、气流加热模块、发动机舱板状阻塞物模块、发动机舱管线阻塞物模块、灭火剂浓度采样孔、油池火模块、喷雾火模块、油料恒温模块、电火花点火模块、热表面点火模块、摄像系统、温度测量模块、气流速度测量模块、压力测量模块和灭火剂喷射系统，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；舱门和观察窗安装在舱体表面；发动机假件安装在舱体内部；气源模块安装在进气口前部，用于驱动进入舱体的气流；气流加热模块安装在气源模块和舱体之间；发动机舱板状阻塞物模块安装在舱壁和发动机假件上；发动机舱管线阻塞物模块安装在发动机假件上；灭火剂浓度采样孔安装在舱体上；油池火模块和喷雾火模块安装在舱体和发动机假件上；油料恒温模块安装在喷雾火模块的油箱和供油管路上；电火花点火模块、热表面点火模块安装在油池火模块容纳的燃料和喷雾火模块喷射出的燃料附近；摄像系统安装在观察窗外部，通过观察窗拍摄火焰；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；灭火剂喷射系统安装在舱体上，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，以及试验中产生的火灾烟气；
所述舱门，用于进入和观测舱体内部；
所述观察窗，用于观察舱体内部；
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；
所述气源模块，用于驱动进入舱体的气流；
所述气流加热模块，用于加热进入舱体的气流；
所述发动机舱板状阻塞物模块，用于模拟飞机发动机舱内部的肋板、机械部件板状阻塞物，当舱内气流从进气口流向排气口时，由于发动机舱板状阻塞物模块的遮挡作用，能够在发动机舱板状阻塞物模块的下游形成尾流区，进而可更真实的模拟舱内的气流与燃烧环境；
所述发动机舱管线阻塞物模块，用于模拟飞机发动机舱内部的管路、线缆管状阻塞物，当舱内气流从进气口流向排气口时，由于发动机舱管线阻塞物模块的遮挡作用，能够在发动机舱管线阻塞物模块的下游形成尾流区，进而可更真实的模拟舱内的气流与燃烧环境；
所述灭火剂浓度采样孔，用于抽取舱内气体，供灭火剂浓度测试设备分析灭火剂浓度；
所述油池火模块，用于在舱体内形成油池，产生油池火；
所述喷雾火模块，用于向舱体内喷射油雾，产生喷雾火；
所述油料恒温模块，用于加热喷雾火模块供油管路中的油料，维持试验中油料的恒温；
所述电火花点火模块，用于产生电火花引燃可燃油料；
所述热表面点火模块，用于产生热表面引燃可燃油料；
所述摄像系统，用于拍摄舱内的火焰；
所述温度测量模块，用于测量试验舱内的温度；
所述气流速度测量模块，用于测量试验舱内的气流速度；
所述压力测量模块，用于测量试验舱内的压力情况；
所述灭火剂喷射系统，用于向舱内喷射灭火剂。
2.如权利要求1所述的一种飞机发动机舱哈龙替代灭火系统最低性能试验舱，其特征在于，所述的发动机舱板状阻塞物模块和发动机舱管线阻塞物模块能够更换。
3.如权利要求1所述的一种飞机发动机舱哈龙替代灭火系统最低性能试验舱，其特征在于，所述的灭火剂浓度采样孔中的一个或多个位于发动机舱板状阻塞物模块和发动机舱管线阻塞物模块所形成的回流区中。
4.如权利要求1所述的一种飞机发动机舱哈龙替代灭火系统最低性能试验舱，其特征在于，所述的油池火模块、喷雾火模块产生的火焰能位于发动机舱板状阻塞物模块和发动机舱管线阻塞物模块所形成的回流区中。
5.如权利要求1所述的一种飞机发动机舱哈龙替代灭火系统最低性能试验舱，其特征在于，所述的油池火模块具有水冷却功能，通过水流与油池壁面的换热，保持燃烧试验时油池内油温的控制。
6.如权利要求1所述的一种飞机发动机舱哈龙替代灭火系统最低性能试验舱，其特征在于，所述喷雾火模块的在燃烧区域附近的油料输送管线外部有水冷却套管，通过水流与油料输送管线外壁的换热，保持燃烧试验时油料输送管线内油温的控制。
7.如权利要求1所述的一种飞机发动机舱哈龙替代灭火系统最低性能试验舱，其特征在于，所述舱门能够由两侧向上部开启。
8.如权利要求1所述的一种飞机发动机舱哈龙替代灭火系统最低性能试验舱，其特征在于，所述摄像系统能够计算再点燃延迟时间。
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