CN111997760A - 一种航空发动机 - Google Patents

Abstract

本发明的目的是提供一种航空发动机，包括外涵、灭火剂源和灭火剂管；灭火剂管具有灭火剂管主体和灭火剂喷口；灭火剂管主体的一端与灭火剂源连通，以引入灭火剂，另一端与灭火剂喷口连接并连通；灭火剂喷口用于喷出灭火剂；航空发动机还包括风斗和引气管，引气管具有引气管主体和气流喷口；风斗设置在外涵中，以收集外涵气流；引气管主体的一端与风斗连通，以引入外涵气流，另一端与气流喷口连接并连通；气流喷口套设在灭火剂喷口的外周侧，其中，气流喷口的内壁与灭火剂喷口的外壁之间限定出气流通道；气流通道用于喷出外涵气流，使得外涵气流能够全周向地与灭火剂相互混合，促进灭火剂雾化，从而具有灭火剂雾化能力较好的优点。

Description

一种航空发动机

技术领域

本发明涉及一种航空发动机，尤其涉及一种利用外涵气流对灭火剂进行雾化的航空发动机。

背景技术

航空发动机核心机舱内部有大量发热部件，一旦发生可燃液体泄漏，很容易造成火灾。航空发动机一般均配备灭火系统以使火灾造成的危害降至最小。目前航空发动机传统灭火剂种类多数为卤代烷，这类灭火剂一般采用惰性气体加压、以液态形式存储在灭火瓶。经灭火管路喷入核心机舱的灭火剂中，液态成分仍占有相当比例。在整个灭火过程中，灭火剂先后经历了雾化成小液滴、蒸发为气相、与火焰发生作用最终完成灭火。灭火系统雾化能力是航空发动机灭火设计的关键点，很大程度上影响了核心机舱灭火效率。如果喷入的灭火剂雾化效果不好，轻则需要增大灭火剂用量才能灭火，进而影响飞机总重。严重情况下甚至无法完成灭火，影响飞机安全。

目前不少文献提出了促进灭火系统雾化的方法，但是针对航空发动机的灭火剂雾化方法较少。US8746357B2提供了一种灭火剂雾化装置。该装置在灭火瓶中采用活塞将惰性气体和灭火剂隔离，对惰性气体和灭火剂各引一条管路在喷射位置处混合，实施灭火剂雾化。EP0874669B1提出了将惰性加压气体和灭火剂分开放在两个容器中并在灭火管路上打孔，通过压力差使惰性气体沿小孔进入灭火剂，这种方式也可以获得较小尺寸的灭火剂液滴。CN104399216A提供了一种灭火用旋射流细水雾喷头，在喷头体周围均匀分布多个喷口。喷头内部有均匀焊接的叶片，起到更好的导流作用，使得喷头体在高压水流作用下旋转。这种同时利用旋射和喷头的装置可以更好地促进雾化，灭火效率高。

在以上专利中，无论是从灭火瓶惰性气体空间增加管路还是增加存储惰性气体的灭火瓶，都产生了额外的重量。而且考虑到实际的飞机内部空间非常有限，这些方法应用到真实飞机灭火系统还具有较大的难度。采用喷口的方式在灭火剂喷射初期可以获得较为理想的雾化效果。但是随着喷射的进行，灭火瓶和喷口喷射压力迅速减小，在灭火剂喷射后期，喷口的雾化性能相对较低。因此考虑到实际航空发动机的特定结构，提高灭火剂雾化效果是航空发动机核心机舱灭火设计关注的重点之一。

发明内容

本发明的目的在于提供一种航空发动机，该航空发动机具有灭火剂雾化能力较好的优点。

为实现所述目的的航空发动机，包括外涵、灭火剂源和灭火剂管；

所述灭火剂源储存有灭火剂；所述灭火剂管具有灭火剂管主体和灭火剂喷口；所述灭火剂管主体的一端与所述灭火剂源连通，以引入所述灭火剂，另一端与所述灭火剂喷口连接并连通；所述灭火剂喷口用于喷出所述灭火剂；

其特征在于，所述航空发动机还包括风斗和引气管，所述引气管具有引气管主体和气流喷口；

所述风斗设置在所述外涵中，以收集外涵气流；所述引气管主体的一端与所述风斗连通，以引入所述外涵气流，另一端与所述气流喷口连接并连通；

所述气流喷口套设在所述灭火剂喷口的外周侧，其中，所述气流喷口的内壁与所述灭火剂喷口的外壁之间限定出气流通道；

所述气流通道用于喷出所述外涵气流。

在一个实施例中，所述灭火剂喷口与所述气流喷口共轴线设置。

在一个实施例中，所述灭火剂喷口的端面与所述气流喷口的端面具有相同的轴向位置。

在一个实施例中，所述气流喷口的端面的轴向位置处于所述灭火剂喷口的端面的轴向位置的下游。

在一个实施例中，所述灭火剂喷口与所述气流喷口为直通型喷口。

在一个实施例中，所述灭火剂喷口与所述气流喷口为渐缩形喷口。

在一个实施例中，所述气流喷口的收缩角大于或者等于所述灭火剂喷口的收缩角。

在一个实施例中，所述引气管主体上开设有连接通孔，所述灭火剂管主体通过所述连接通孔而伸入所述引气管主体，并与所述灭火剂喷口连接并连通；其中，所述灭火剂管主体与所述连接通孔轴孔密封配合。

在一个实施例中，所述航空发动机还包括第一外涵内壁、第一外涵外壁、第一上分墙和第一下分墙，以及第二外涵内壁、第二外涵外壁、第二上分墙和第二下分墙；

所述第一外涵内壁、所述第一外涵外壁、所述第一上分墙和所述第一下分墙限定出所述外涵的右半部，所述第二外涵内壁、所述第二外涵外壁、所述第二上分墙和所述第二下分墙限定出所述外涵的左半部；

其中，所述第一外涵内壁和所述第一外涵外壁共中心线设置，所述第一外涵外壁位于所述第一外涵内壁的外侧，所述第一上分墙的两端分别连接所述第一外涵内壁的上端和所述第一外涵外壁的上端，所述第一下分墙的两端分别连接所述第一外涵内壁的下端和所述第一外涵外壁的下端；

所述第二外涵内壁和所述第二外涵外壁共中心线设置，所述第二外涵外壁位于所述第二外涵内壁的外侧，所述第二上分墙的两端分别连接所述第二外涵内壁的上端和所述第二外涵外壁的上端，所述第二下分墙的两端分别连接所述第二外涵内壁的下端和所述第二外涵外壁的下端；

所述风斗固定设置在所述第一上分墙或者所述第二上分墙上。

在一个实施例中，所述航空发动机还包括阀门，所述阀门设置在所述引气管主体上。

本发明的积极进步效果在于：本发明提供的航空发动机，包括外涵、灭火剂源和灭火剂管；灭火剂源储存有灭火剂；灭火剂管具有灭火剂管主体和灭火剂喷口；灭火剂管主体的一端与灭火剂源连通，以引入灭火剂，另一端与灭火剂喷口连接并连通；灭火剂喷口用于喷出灭火剂；航空发动机还包括风斗和引气管，引气管具有引气管主体和气流喷口；风斗设置在外涵中，以收集外涵气流；引气管主体的一端与风斗连通，以引入外涵气流，另一端与气流喷口连接并连通；气流喷口套设在灭火剂喷口的外周侧，其中，气流喷口的内壁与灭火剂喷口的外壁之间限定出气流通道；气流通道用于喷出外涵气流。

由于气流喷口套设在灭火剂喷口的外周侧，因此外涵气流能够从灭火剂喷口的周围喷出，使得外涵气流能够全周向地与灭火剂相互混合，促进灭火剂雾化，从而具有灭火剂雾化能力较好的优点。

附图说明

本发明的上述的以及其他的特征、性质和优势将通过下面结合附图和实施例的描述而变得更加明显，其中：

图1为航空发动机的示意图；

图2为图1中A-A方向的剖视图；

图3为风斗安装在第一上分墙上的示意图；

图4为灭火剂管和引气管的示意图；

图5为图4中B-B方向的剖视图；

图6为灭火剂管和引气管的示意图，显示了收缩角。

具体实施方式

下面结合具体实施例和附图对本发明作进一步说明，在以下的描述中阐述了更多的细节以便于充分理解本发明，但是本发明显然能够以多种不同于此描述的其它方式来实施，本领域技术人员可以在不违背本发明内涵的情况下根据实际应用情况作类似推广、演绎，因此不应以此具体实施例的内容限制本发明的保护范围。

下述公开了多种不同的实施的主题技术方案的实施方式或者实施例。为简化公开内容，下面描述了各元件和排列的具体实例，当然，这些仅仅为例子而已，并非是对本发明的保护范围进行限制。例如在说明书中随后记载的第一特征在第二特征上方或者上面形成，可以包括第一和第二特征通过直接联系的方式形成的实施方式，也可包括在第一和第二特征之间形成附加特征的实施方式，从而第一和第二特征之间可以不直接联系。另外，这些公开内容中可能会在不同的例子中重复附图标记和/或字母。该重复是为了简要和清楚，其本身不表示要讨论的各实施方式和/或结构间的关系。进一步地，当第一元件是用与第二元件相连或结合的方式描述的，该说明包括第一和第二元件直接相连或彼此结合的实施方式，也包括采用一个或多个其他介入元件加入使第一和第二元件间接地相连或彼此结合。

需要注意的是，图1至图6均仅作为示例，其并非是按照等比例的条件绘制的，并且不应该以此作为对本发明实际要求的保护范围构成限制。

图1示出了本发明的一个实施例中的航空发动机900，包括外涵1、核心舱8、灭火剂源2和灭火剂管3，外涵1围设在核心舱8的外侧，航空发动机900运行时，会有高速气流进入外涵，形成外涵气流D。灭火剂源2可以是装有液态高压灭火剂的压力瓶。液态灭火剂可以是卤代烷灭火剂。

如图2、3、4所示，灭火剂管3具有灭火剂管主体30和灭火剂喷口31；灭火剂管主体30的一端与灭火剂源2连通，以引入灭火剂E，另一端与灭火剂喷口31连接并连通；灭火剂喷口31用于喷出灭火剂E。

灭火剂喷口31可以设置在核心舱8中，以对核心舱8中的着火的零部件进行灭火。

为加强灭火剂E的雾化，航空发动机900还包括风斗4和引气管5，引气管5具有引气管主体50和气流喷口51；风斗4设置在外涵1中，以收集外涵气流D；引气管主体50的一端与风斗4连通，以引入外涵气流D，另一端与气流喷口51连接并连通；气流喷口51套设在灭火剂喷口31的外周侧，其中，气流喷口51的内壁与灭火剂喷口31的外壁之间限定出气流通道G；气流通道G用于喷出外涵气流D。

由于气流喷口51套设在灭火剂喷口31的外周侧，因此外涵气流D能够从灭火剂喷口31的周围喷出，使得外涵气流D能够全周向地与灭火剂相互混合，促进灭火剂雾化，从而具有灭火剂雾化能力较好的优点。此外，采用外涵气流D来对灭火剂E进行雾化，还具有结构简单、制造成本低的优点。

继续参考图4，灭火剂喷口31与气流喷口51共轴线C-C设置。这一方案使得灭火剂E能够被均匀雾化。

在一个实施例中，灭火剂喷口31的端面与气流喷口51的端面具有相同的轴向位置。这一方案有利于气流喷口51与灭火剂喷口31的制造。

在另一个实施例中，如图6所示，气流喷口51的端面的轴向位置处于灭火剂喷口31的端面的轴向位置的下游。这一方案有利于提高灭火剂E的雾化效果。下游是以灭火剂E流动的方向为参考。

在一个未图示的实施例中，灭火剂喷口31与气流喷口51可以为直通型喷口。这一方案有利于气流喷口51与灭火剂喷口31的制造。

在图4、6所示的实施例中，灭火剂喷口31与气流喷口51为渐缩形喷口。这一方案有利于提高灭火剂E和外涵气流D喷出速度，从而提高灭火剂E的雾化效果。

继续参考图6，气流喷口51的收缩角α大于或者等于灭火剂喷口31的收缩角β。这一方案能够保证外涵气流D在气流喷口51处流动面积不增加。

如图4所示，引气管主体50上开设有连接通孔(附图未示出)，灭火剂管主体30通过连接通孔而伸入引气管主体50，并与灭火剂喷口31连接并连通；其中，灭火剂管主体30与连接通孔轴孔密封配合。轴孔密封配合可以是将灭火剂管主体30插入连接通孔后再用焊料焊接，以获得密封效果。

在另外的实施例中，引气管主体50与灭火剂管主体30为一体成型结构，例如可通过铸造一体成型。

在一个更具体的实施例中，如图2所示，航空发动机还包括第一外涵内壁61、第一外涵外壁62、第一上分墙63和第一下分墙64，以及第二外涵内壁65、第二外涵外壁66、第二上分墙67和第二下分墙68；第一外涵内壁61、第一外涵外壁62、第一上分墙63和第一下分墙64限定出外涵1的右半部，第二外涵内壁65、第二外涵外壁66、第二上分墙67和第二下分墙68限定出外涵1的左半部；其中，第一外涵内壁61和第一外涵外壁62共中心线F-F设置，第一外涵外壁62位于第一外涵内壁61的外侧，第一上分墙63的两端分别连接第一外涵内壁61的上端和第一外涵外壁62的上端，第一下分墙64的两端分别连接第一外涵内壁61的下端和第一外涵外壁62的下端；第二外涵内壁65和第二外涵外壁66共中心线F-F设置，第二外涵外壁66位于第二外涵内壁65的外侧，第二上分墙67的两端分别连接第二外涵内壁65的上端和第二外涵外壁66的上端，第二下分墙68的两端分别连接第二外涵内壁65的下端和第二外涵外壁66的下端；风斗4固定设置在第一上分墙63或者第二上分墙67上。

继续参考图2，航空发动机还包括阀门7，阀门7设置在引气管主体50上。阀门7用于控制引气管主体50的开闭。

高速气流与液体通过掺混、剪切作用能够使液体达到较理想的雾化效果。研究表明，气流与液体相对速度越大，掺混、剪切作用越强，液体雾化效果越好。对于涡扇发动机，在飞行状态外涵1内具有速度较高的气流。利用外涵气流D的冲压作用，使外涵气流D从第一上分墙63或者第二上分墙67的引气口流入引气管5。正常情况下，阀门7为常开状态，外涵气流D作为核心舱8总通风流量的一部分对气流喷口51附近区域进行冷却；

在发生火灾、启动灭火系统时，当外涵气流D在气流喷口51和灭火剂E在灭火剂喷口31具有较大的相对速度时，外涵气流D在灭火剂喷口31下游全周向地与灭火剂E相互作用，促进灭火剂雾化，提高灭火效率；

在发生火灾、启动灭火系统时，对于发动机地面停车、地面慢车等状态下气流喷口51的气流速度相对较低的情况，在喷射灭火剂E之前关闭阀门7。

本发明创造的有益效果包括：

没有影响灭火剂管3内部的流动。灭火剂管3的一部分嵌在引气管5中，灭火剂E在灭火剂喷口31的下游与外涵气流D混合，没有影响灭火剂管3内部的流动，不影响灭火系统设计的流量、压力等参数；

提高雾化效果。外涵1引入的高速的外涵气流D在灭火剂喷口31的下游全周向地与灭火剂E相互混合，促进灭火剂雾化；

没有增加额外的通风冷却流量。不发生火灾时，引气管5为常开状态，外涵1引入的外涵气流D作为核心舱8的通风冷却总流量的一部分，对气流喷口51的附近区域进行冷却。

本发明虽然以较佳实施例公开如上，但其并不是用来限定本发明，任何本领域技术人员在不脱离本发明的精神和范围内，都可以做出可能的变动和修改，凡是未脱离本发明技术方案的内容，依据本发明的技术实质对以上实施例所作的任何修改、等同变化及修饰，均落入本发明权利要求所界定的保护范围之内。

Claims (10)

1.一种航空发动机，包括外涵(1)、灭火剂源(2)和灭火剂管(3)；

所述灭火剂源储存有灭火剂(E)；所述灭火剂管(3)具有灭火剂管主体(30)和灭火剂喷口(31)；所述灭火剂管主体(30)的一端与所述灭火剂源(2)连通，以引入所述灭火剂(E)，另一端与所述灭火剂喷口(31)连接并连通；所述灭火剂喷口(31)用于喷出所述灭火剂(E)；

其特征在于，所述航空发动机(900)还包括风斗(4)和引气管(5)，所述引气管(5)具有引气管主体(50)和气流喷口(51)；

所述风斗(4)设置在所述外涵(1)中，以收集外涵气流(D)；所述引气管主体(50)的一端与所述风斗(4)连通，以引入所述外涵气流(D)，另一端与所述气流喷口(51)连接并连通；

所述气流喷口(51)套设在所述灭火剂喷口(31)的外周侧，其中，所述气流喷口(51)的内壁与所述灭火剂喷口(31)的外壁之间限定出气流通道(G)；

所述气流通道(G)用于喷出所述外涵气流(D)。

2.如权利要求1所述的航空发动机，其特征在于，所述灭火剂喷口(31)与所述气流喷口(51)共轴线(C-C)设置。

3.如权利要求2所述的航空发动机，其特征在于，所述灭火剂喷口(31)的端面与所述气流喷口(51)的端面具有相同的轴向位置。

4.如权利要求2所述的航空发动机，其特征在于，所述气流喷口(51)的端面的轴向位置处于所述灭火剂喷口(31)的端面的轴向位置的下游。

5.如权利要求1所述的航空发动机，其特征在于，所述灭火剂喷口(31)与所述气流喷口(51)为直通型喷口。

6.如权利要求1所述的航空发动机，其特征在于，所述灭火剂喷口(31)与所述气流喷口(51)为渐缩形喷口。

7.如权利要求6所述的航空发动机，其特征在于，所述气流喷口(51)的收缩角(α)大于或者等于所述灭火剂喷口(31)的收缩角(β)。

8.如权利要求1所述的航空发动机，其特征在于，所述引气管主体(50)上开设有连接通孔，所述灭火剂管主体(30)通过所述连接通孔而伸入所述引气管主体(50)，并与所述灭火剂喷口(31)连接并连通；其中，所述灭火剂管主体(30)与所述连接通孔轴孔密封配合。

9.如权利要求1所述的航空发动机，其特征在于，所述航空发动机还包括第一外涵内壁(61)、第一外涵外壁(62)、第一上分墙(63)和第一下分墙(64)，以及第二外涵内壁(65)、第二外涵外壁(66)、第二上分墙(67)和第二下分墙(68)；

所述第一外涵内壁(61)、所述第一外涵外壁(62)、所述第一上分墙(63)和所述第一下分墙(64)限定出所述外涵(1)的右半部，所述第二外涵内壁(65)、所述第二外涵外壁(66)、所述第二上分墙(67)和所述第二下分墙(68)限定出所述外涵(1)的左半部；

其中，所述第一外涵内壁(61)和所述第一外涵外壁(62)共中心线(F-F)设置，所述第一外涵外壁(62)位于所述第一外涵内壁(61)的外侧，所述第一上分墙(63)的两端分别连接所述第一外涵内壁(61)的上端和所述第一外涵外壁(62)的上端，所述第一下分墙(64)的两端分别连接所述第一外涵内壁(61)的下端和所述第一外涵外壁(62)的下端；

所述第二外涵内壁(65)和所述第二外涵外壁(66)共中心线(F-F)设置，所述第二外涵外壁(66)位于所述第二外涵内壁(65)的外侧，所述第二上分墙(67)的两端分别连接所述第二外涵内壁(65)的上端和所述第二外涵外壁(66)的上端，所述第二下分墙(68)的两端分别连接所述第二外涵内壁(65)的下端和所述第二外涵外壁(66)的下端；

所述风斗(4)固定设置在所述第一上分墙(63)或者所述第二上分墙(67)上。

10.如权利要求1所述的航空发动机，其特征在于，所述航空发动机还包括阀门(7)，所述阀门(7)设置在所述引气管主体(50)上。

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