CN112903299A - 航空发动机试车台及灭火方法 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种航空发动机试车台及灭火方法。该航空发动机试车台包括监控台；第一传感器，设置在航空发动机的外部，用于监测航空发动机的外部火情；第一灭火装置，设置在航空发动机的外部；第二传感器，设置在航空发动机的内部，用于监测航空发动机的内部火情；第二灭火装置，设置在进气管路上；除氧降温装置，并联设置在进气管路上，用于选择性的对进入航空发动机的空气实施除氧和降温操作；第一传感器、第一灭火装置、第二传感器、第二灭火装置及除氧降温装置分别与监控台电连接。本发明提出了一种航空发动机试车台及灭火方法，能同时监控航空发动机内部和外部的火情，根据实际火情及时处置。

Description

航空发动机试车台及灭火方法

技术领域

本发明涉及航空技术领域，尤其涉及一种航空发动机试车台及灭火方法。

背景技术

图1示出了航空发动机的结构示意图。如图所示，航空发动机100(包含涡扇航空发动机、涡轴航空发动机、涡桨航空发动机等)中的气流按照轴向流动方向(由左至右)，将依次经过对气流压缩的压气机101、对气流进行加热的燃烧室102、驱动压气机的涡轮部件103以及将高温高压气流加速喷出的喷管104。

航空发动机试车台是开展航空发动机试验的专用实验设备。为模拟航空发动机飞行状态下的环境条件，航空发动机试车台能够调节航空发动机100进口的压力、温度和出口压力(背压)。

航空发动机100的试车过程中，航空发动机100的压气机101、涡轮部件103、燃烧室102均处于高温、高压状态，发生着火的风险高、危害大，目前试验过程中试车人员在监控室内监视航空发动机100各项参数，通过人工判读航空发动机100 异常数据判断火情并采取相应的灭火措施。现有的试车台灭火方法过于依赖人工判定，在航空发动机100长时间试车过程中，试车人员很难保证长时间精力集中、快速判断。且现有方案一般通过断油、外部喷水灭火，灭火手段单薄，难以在短时间内生效。

发明内容

针对现有技术的上述问题，本发明提出了一种航空发动机试车台及灭火方法，能同时监控航空发动机内部和外部的火情，根据航空发动机的实际火情及时处置。

具体地，本发明提出了一种航空发动机试车台，适用于航空发动机的测试，所述试车台包括与所述航空发动机的进气口连接的进气管路及与所述航空发动机出气口连接的出气管路；

所述试车台还包括：

监控台；

第一传感器，设置在所述航空发动机的外部，用于监测所述航空发动机的外部火情；

第一灭火装置，设置在所述航空发动机的外部；

第二传感器，设置在所述航空发动机的内部，用于监测所述航空发动机的内部火情；

第二灭火装置，设置在所述进气管路上；

除氧降温装置，并联设置在所述进气管路上，用于选择性的对进入所述航空发动机的空气实施除氧和降温操作；

所述第一传感器、第一灭火装置、第二传感器、第二灭火装置及除氧降温装置分别与所述监控台电连接，所述监控台根据接收到的所述第一传感器和/或第二传感器获得的监控数据来启动所述第一灭火装置、第二灭火装置、及除氧降温装置中的一个或多个动作。

根据本发明的一个实施例，所述第一传感器为光传感器。

根据本发明的一个实施例，所述监控台包括图像识别模块，所述图像识别模块用于根据所收到来自所述第一传感器的监控数据来分析图像光强度变化。

根据本发明的一个实施例，所述第一灭火装置为泡沫喷洒装置。

根据本发明的一个实施例，所述第二传感器为温度传感器。

根据本发明的一个实施例，所述第二灭火装置为喷淋装置，包括环管及设置在所述环管上的多个喷口，所述环管与所述航空发动机同轴。

根据本发明的一个实施例，所述第二灭火装置还包括与所述环管连通的供水总管和供水阀。

根据本发明的一个实施例，所述进气管路上依序设置有第一进气塔、加温加压机组，以及与所述进气管路连通的放气塔和第二进气塔，所述放气塔通过第一阀门与所述进气管路连通，所述第二进气塔通过第二阀门与所述进气管路连通，在连通所述第一阀门与第二阀门的所述进气管路上设置有第三阀门，在所述进气管路上还设置有一三通阀，所述三通阀的一端与所述第二阀门的一端连通，所述三通阀的另外两端分别与所述除氧降温装置和第二灭火装置的入口连通；

所述第一阀门、第二阀门、第三阀门和三通阀与所述监控台电连接。

根据本发明的一个实施例，所述出气管路上依序设置背压调节机组和排气塔。

本发明还提供了一种利用前述航空发动机试车台的灭火方法，所述灭火方法包括：

步骤S1：启动所述航空发动机进入工作状态；

步骤S2：所述监控台根据接收到的所述第一传感器和/或第二传感器获得的监控数据来判断所述航空发动机的外部和/或内部是否发生火情；

步骤S3：如果发生火情，当所述航空发动机的转速低于设定值，则所述监控台发出警报，当所述航空发动机的转速不低于设定值，则进入自动模式进行灭火操作。

根据本发明的一个实施例，在步骤S2中，所述监控台根据接收到的所述第二传感器获得的监控数据与一固定报警值进行比较，若大于固定报警值，则判断所述航空发动机的内部发生火情；同时所述监控台根据接收到的所述第二传感器获得的监控数据与航空发动机的理论截面温度进行比较，根据比较结果来判断所述航空发动机的内部发生火情。

根据本发明的一个实施例，在步骤S3中，所述监控台发出警报后，进入手动模式来进行灭火操作。

根据本发明的一个实施例，所述灭火操作包括启动所述第一灭火装置、第二灭火装置、及除氧降温装置动作；

若判断是航空发动机外部着火，启动所述第一灭火装置动作；

若判断是航空发动机内部着火，启动所述第二灭火装置及除氧降温装置动作；

若判断是航空发动机外部和内部同时着火，启动所述第一灭火装置、第二灭火装置及除氧降温装置动作。

根据本发明的一个实施例，在启动所述第一灭火装置、第二灭火装置、及除氧降温装置动作之前，所述航空发动机切换为大气进气，并且切断所述航空发动机供油。

根据本发明的一个实施例，在所述航空发动机机匣的周边至少布置4个所述航空发动机试车台，且沿所述航空发动机机匣的周边均布。

本发明提供的一种航空发动机试车台及灭火方法，在航空发动机的试车过程中全方位、快速自动检测火情并自动判断着火位置，并及时采取处置措施。

应当理解，本发明以上的一般性描述和以下的详细描述都是示例性和说明性的，并且旨在为如权利要求所述的本发明提供进一步的解释。

附图说明

包括附图是为提供对本发明进一步的理解，它们被收录并构成本申请的一部分，附图示出了本发明的实施例，并与本说明书一起起到解释本发明原理的作用。

附图中：

图1示出了航空发动机的结构示意图。

图2示出了本发明一个实施例的航空发动机试车台的结构示意图。

图3示出了本发明一个实施例的航空发动机与喷淋装置的结构示意图。

图4示出了本发明一个实施例的灭火方法的流程图。

图5示出了本发明一个实施例的航空发动机的截面温度的示意图。

其中，上述附图包括以下附图标记：

航空发动机 100 压气机 101

燃烧室 102 涡轮部件 103

喷管 104

试车台 200 进气管路 201

出气管路 202 监控台 203

第一传感器 204 第一灭火装置 205

第二灭火装置 206 除氧降温装置 207

除氧机组 208 降温机组 209

环管 210 喷口 211

供水总管 212 供水阀 213

第一进气塔 214 加温加压机组 215

放气塔 216 第二进气塔 217

第一阀门 218 第二阀门 219

第三阀门 220 三通阀 221

背压调节机组 222 排气塔 223

灭火方法 300

具体实施方式

需要说明的是，在不冲突的情况下，本申请中的实施例及实施例中的特征可以相互组合。

下面将结合本申请实施例中的附图，对本申请实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述。显然，所描述的实施例仅是本申请一部分实施例，而不是全部的实施例。以下对至少一个示例性实施例的描述实际上仅仅是说明性的，决不作为对本申请及其应用或使用的任何限制。基于本申请中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本申请保护的范围。

需要注意的是，这里所使用的术语仅是为了描述具体实施方式，而非意图限制根据本申请的示例性实施方式。如在这里所使用的，除非上下文另外明确指出，否则单数形式也意图包括复数形式，此外，还应当理解的是，当在本说明书中使用术语“包含”和/或“包括”时，其指明存在特征、步骤、操作、器件、组件和/或它们的组合。

除非另外具体说明，否则在这些实施例中阐述的部件和步骤的相对布置、数字表达式和数值不限制本申请的范围。同时，应当明白，为了便于描述，附图中所示出的各个部分的尺寸并不是按照实际的比例关系绘制的。对于相关领域普通技术人员已知的技术、方法和设备可能不作详细讨论，但在适当情况下，所述技术、方法和设备应当被视为授权说明书的一部分。在这里示出和讨论的所有示例中，任何具体值应被解释为仅仅是示例性的，而不是作为限制。因此，示例性实施例的其它示例可以具有不同的值。应注意到：相似的标号和字母在下面的附图中表示类似项，因此，一旦某一项在一个附图中被定义，则在随后的附图中不需要对其进行进一步讨论。

在本申请的描述中，需要理解的是，方位词如“前、后、上、下、左、右”、“横向、竖向、垂直、水平”和“顶、底”等所指示的方位或位置关系通常是基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本申请和简化描述，在未作相反说明的情况下，这些方位词并不指示和暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位或者以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本申请保护范围的限制；方位词“内、外”是指相对于各部件本身的轮廓的内外。

为了便于描述，在这里可以使用空间相对术语，如“在……之上”、“在……上方”、“在……上表面”、“上面的”等，用来描述如在图中所示的一个器件或特征与其他器件或特征的空间位置关系。应当理解的是，空间相对术语旨在包含除了器件在图中所描述的方位之外的在使用或操作中的不同方位。例如，如果附图中的器件被倒置，则描述为“在其他器件或构造上方”或“在其他器件或构造之上”的器件之后将被定位为“在其他器件或构造下方”或“在其他器件或构造之下”。因而，示例性术语“在……上方”可以包括“在……上方”和“在……下方”两种方位。该器件也可以其他不同方式定位(旋转90 度或处于其他方位)，并且对这里所使用的空间相对描述作出相应解释。

此外，需要说明的是，使用“第一”、“第二”等词语来限定零部件，仅仅是为了便于对相应零部件进行区别，如没有另行声明，上述词语并没有特殊含义，因此不能理解为对本申请保护范围的限制。此外，尽管本申请中所使用的术语是从公知公用的术语中选择的，但是本申请说明书中所提及的一些术语可能是申请人按他或她的判断来选择的，其详细含义在本文的描述的相关部分中说明。此外，要求不仅仅通过所使用的实际术语，而是还要通过每个术语所蕴含的意义来理解本申请。

图2示出了本发明一个实施例的航空发动机试车台的结构示意图。如图所示，本发明提供的一种适用于航空发动机100的测试航空发动机试车台200。该试车台 200包括与航空发动机100的进气口连接的进气管路201及与航空发动机100出气口连接的出气管路202。航空发动机100测试过程中，气流按照轴向流动方向(纸面由左向右流动)，从进气管路201进入航空发动机100的进气口后，经过航空发动机100并从出气管路202排出。

试车台200还包括监控台203、第一传感器204、第一灭火装置205、第二传感器(图未示)、第二灭火装置206和除氧降温装置207。第一传感器204设置在航空发动机100的外部，用于监测航空发动机100的外部火情。第二传感器设置在航空发动机100的内部，用于监测航空发动机100的内部火情。第一灭火装置205 设置在航空发动机100的外部。第二灭火装置206设置在进气管路201上。除氧降温装置207并联设置在进气管路201上，用于选择性的对进入航空发动机100的大气实施除氧和降温操作。常规的，除氧降温装置207包括串联的除氧机组208和降温机组209。

其中，第一传感器204、第一灭火装置205、第二传感器、第二灭火装置206 及除氧降温装置207分别与监控台203电连接。在航空发动机100的测试过程中，监控台203根据接收到的第一传感器204和/或第二传感器获得的监控数据来启动第一灭火装置205、第二灭火装置206、及除氧降温装置207中的一个或多个动作。具体来说，监控台203可以根据第一传感器204获得的监控数据来判断航空发动机 100的外部是否着火，如果确实着火了，可以启动第一灭火装置205对航空发动机 100的外部进行灭火操作。同理，监控台203可以根据第二传感器获得的监控数据来判断航空发动机100的内部是否着火，如果航空发动机100的内部确实着火了，可以启动第二灭火装置206及除氧降温装置207对航空发动机100的内部进行灭火操作。

本发明提供的一种航空发动机试车台200通过设置在航空发动机100外部和内部的第一传感器204和第二传感器来监控航空发动机100的火情，并通过对应的第一灭火装置205和第二灭火装置206对航空发动机100实施外部和/或内部的灭火操作。

较佳地，第一传感器204为光传感器。常规的，光传感器是指能敏感由紫外光到红外光的光能量，并将光能量转换成电信号的器件。在航空发动机100的外部设置多个光传感器，基本能够覆盖整个航空发动机100的外表面，该多个光传感器用于获取航空发动机100外部的监控数据。

较佳地，监控台203包括图像识别模块。图像识别模块用于根据所收到来自第一传感器204的监控数据来分析图像光强度变化。由于光传感器获得的监控数据包括航空发动机100外部的可见光及红外光信息，通过图像识别模块应用的图像识别技术分析出光强度随时间变化，从而定位航空发动机100外部的着火点。找到着火点，监控台203就可以启动第一灭火装置205执行相应的灭火动作。

较佳地，第一灭火装置205为泡沫喷洒装置。泡沫喷洒装置通常由固定泡沫混合液泵(或水泵)、泡沫比例混合器、泡沫液储罐、单向阀、闸阀、过滤器、泡沫混合液管、喷头、水源、探测器等组成，通过喷头喷洒泡沫以实现灭火效果。该泡沫喷洒装置特别适于消灭航空发动机100外部发生的火情，相比传统外部灭火方式，其灭火速度更快。

较佳地，第二传感器为温度传感器。多个温度传感器设置在航空发动机100 的内部，用于感受温度信号并转换成可用的输出信号。

图3示出了本发明一个实施例的航空发动机与喷淋装置的结构示意图。如图所示，第二灭火装置206为喷淋装置。喷淋装置设置在进气管路201的内部，该喷淋装置包括环管210及设置在环管210上的多个喷口211，环管210与航空发动机 100同轴。容易理解的，喷淋装置通过喷头沿航空发动机100的轴向喷射灭火液体 (通常为水)，进入到航空发动机100的内部灭火。

较佳地，第二灭火装置206还包括与环管210连通的供水总管212和供水阀 213。供水总管212向环管210提供具有压力的水，供水阀213与监控台203连接。当航空发动机100内部发生火情时，监控台203可以打开供水阀213，用以启动喷淋装置工作。

较佳地，回转至图2，进气管路201上依序设置有第一进气塔214、加温加压机组215，以及与进气管路201连通的放气塔216和第二进气塔217。放气塔216 通过第一阀门218与进气管路201连通，第二进气塔217通过第二阀门219与进气管路201连通。在连通第一阀门218与第二阀门219的进气管路201上设置有第三阀门220。第一阀门218、第二阀门219和第三阀门220与监控台203电连接。常规情况下，第一阀门218和第二阀门219关闭，第三阀门220打开，由第一进气塔 214引入的大气经加温加压机组215的加温加压处理后进入航空发动机100。在火情发生以后，第三阀门220关闭，开启第一阀门218和第二阀门219，大气经加温加压机组215之后由放弃塔排出。第二进气塔217将未经加温加压的大气送入到进气管路201中。

进一步的，在进气管路201上还设置有一三通阀221。三通阀221的一端与第二阀门219的一端连通，三通阀221的另外两端分别与除氧降温装置207和第二灭火装置206的入口连通。该三通阀221还与监控台203电连接。实际上，除氧降温装置207相当于并联在进气管路201上，监控台203可以通过三通阀221选择接入除氧降温装置207，或者直接接入到第二灭火装置206中。在灭火操作中，监控台 203控制三通阀221切换至除氧降温装置207的入口，进气管路201中引入的大气经过除氧机组208和降温机组209的除氧和降温操作后被送入到航空发动机100 中。

较佳地，出气管路202上依序设置背压调节机组222和排气塔223，用于排放经过航空发动机100的大气。

本发明还提供了一种利用前述的航空发动机试车台的灭火方法。图4示出了本发明一个实施例的灭火方法的流程图。如图所示，该灭火方法300包括：

步骤S1：启动航空发动机100进入工作状态，航空发动机100进入测试。

步骤S2：监控台203根据接收到的第一传感器204和/或第二传感器获得的监控数据来判断航空发动机100的外部和/或内部是否发生火情。

步骤S3：如果发生火情，当航空发动机100的转速低于设定值，则监控台203 发出警报，当航空发动机100的转速不低于设定值，则进入自动模式进行灭火操作。在步骤S3中，需要判断航空发动机100的转速低于或高于设定值，以用于确定航空发动机100处于慢车还是快车状态。在慢车状态下，航空发动机100转速低，即使航空发动机100着火也有较充分的时间处置，采用手动模式，可以多加一层人为判定，防止整个系统误判导致误触发灭火操作；而在快车状态下，航空发动机100 转速高，火势会在数秒时间内迅速蔓延，因此必需采用自动模式对航空发动机100 进行灭火操作，可有效缩短灭火操作的反应时间，及时开展灭火。

较佳地，在步骤S2中，监控台203根据接收到的第二传感器获得的监控数据与一固定报警值进行比较，若大于固定报警值，则判断航空发动机100的内部发生火情；同时监控台203根据接收到的第二传感器获得的监控数据与航空发动机100 的理论截面温度进行比较，根据比较结果来判断航空发动机100的内部发生火情。具体来说，监控台203依据第二传感器获得的监控数据，以两种方式来判断航空发动机100的内部是否着火。一种方式是由各第二传感器获得各测点的温度，与一固定报警值进行比较，若大于固定报警值则表明该测点的位置着火了。

另一种方式是第二传感器获得的监控数据与航空发动机100的理论截面温度进行比较。图5示出了本发明一个实施例的航空发动机100的截面温度的示意图。如图所示，四根由上往下的虚线分别代表发动阶截面5-1、5-2、5-3、5-4。正常工作的航空发动机100，各截面温度与压力的关系服从以下三个关系式，通过总体性能实施计算软件可基于测得的压力值和以下三个公式实时计算航空发动机100 各个截面的温度，并将计算获得的理论截面温度与第二传感器获得的实测温度进行比较，如发现某截面实测温度明显高于计算温度，即：

则认为该截面附近金属燃烧产生了额外的热量。

·上述公式中Tt表示截面平均总温，Pt表示截面平均总压，其中下标2表示压气机进口截面，下标3表示压气机出口截面，下标4表示燃烧室出口截面，下标44表示涡轮出口截面。

·k_c为压气机压缩过程多变指数，与压气机等熵效率相关，一般介于1.3～1.4 之间。

·k_t为涡轮膨胀过程多变指数，与涡轮等熵效率相关，一般介于1.3～1.4之间。

·E_fuel表示燃油高热值，需要在每次试验时通过测量标定，一般约为 43250kJ/kg。

·α表示燃烧室进口截面油气比，一般介于0.05～0.02之间。

·Cp为燃烧室出口油气混合物的热值，与气体物理性质相关，一般为 1000～1300J/(kg.K)。

较佳地，监控台203发出警报后，进入手动模式来进行灭火操作。即多加一层人为判定，防止整个系统误判导致误触发灭火操作

较佳地，灭火操作包括启动第一灭火装置205、第二灭火装置206、及除氧降温装置207动作。该操作包括以下三种情况：

1.若判定是航空发动机100外部着火，启动第一灭火装置205动作，实施航空发动机100外部灭火。

2.若判定是航空发动机100内部着火，启动第二灭火装置206及除氧降温装置207动作，实施航空发动机100内部灭火。

3.若判定是航空发动机100外部和内部同时着火，则同时启动第一灭火装置 205、第二灭火装置206及除氧降温装置207动作。

较佳地，在启动第一灭火装置205、第二灭火装置206、及除氧降温装置207 动作之前，航空发动机100切换为大气进气，并且切断航空发动机100供油。在确定火情并准备实施灭火操作前，切断航空发动机100供油，使航空发动机100自然降转。同时，将加温加压进气切换到大气进气，降低进入航空发动机100的进气温度和压力，提升灭火效率。

以下结合所有附图来具体描述航空发动机试车台200实现灭火操作的过程。

1.航空发动机试车台200上的航空发动机100进入工作状态。。第一阀门218 和第二阀门219关闭，第三阀门220打开，开启第一进气塔214和加温加压机组 215。三通阀221与除氧降温装置207断开，供水阀213关闭，喷淋装置不工作。大气经加温加压机组215的加温加压处理后进入航空发动机100的进气口，经过航空发动机100后由航空发动机100的出气口经背压调节机组222和排气塔223排出。

2.在航空发动机100运转过程中，监控台203通过布置在航空发动机100外部的光传感器和航空发动机100内部的温度传感器实时掌握航空发动机100的火情。监控台203根据接收到的光传感器和/或温度传感器获得的监控数据来判断航空发动机100的外部和/或内部是否发生火情。

·监控台203通过图像识别模块来分析光传感器的监控数据，根据光强度随时间变化来判断出航空发动机100外部的着火点。

·监控台203根据接收到的温度传感器获得的航空发动机100内部的监控数据与一固定报警值进行比较，若大于固定报警值，则判断航空发动机100 的内部发生火情。

·监控台203根据接收到的温度传感器获得的监控数据与航空发动机100的理论截面温度(计算值)进行比较，根据比较结果来判断航空发动机100 的内部发生火情。

3.根据上述情况判定发生了火情。则根据航空发动机100的转速来进行操作，当航空发动机100的转速低于设定值，则监控台203发出警报，进入手动模式操控。当航空发动机100的转速不低于设定值，则进入自动模式进行灭火操作。

在实际操作过程中，当监控台203判断发生火情后。航空发动机试车台200 切断航空发动机100供油，使航空发动机100自然降转。同时，第三阀门220关闭，开启第一阀门218和第二阀门219，大气经加温加压机组215之后由放弃塔直接排出。第二进气塔217将未经加温加压的大气送入到进气管路201中，三通阀221 与除氧降温装置207连接，监控台203启动除氧降温装置207工作，将大气进行除氧降温操作后送入航空发动机100。

根据火情位置判断，实施灭火操作。

·航空发动机100外部着火，启动泡沫喷洒装置动作，实施航空发动机100 外部灭火。

·航空发动机100内部着火，启动喷淋装置动作，实施航空发动机100内部灭火。

·航空发动机100外部和内部同时着火，则同时启动泡沫喷洒装置和喷淋装置动作。

本发明提供的一种航空发动机试车台及灭火方法，在航空发动机的试车过程中全方位、快速自动检测火情并自动判断着火位置，并及时采取处置措施。

本领域技术人员可显见，可对本发明的上述示例性实施例进行各种修改和变型而不偏离本发明的精神和范围。因此，旨在使本发明覆盖落在所附权利要求书及其等效技术方案范围内的对本发明的修改和变型。

Claims (14)

1.航空发动机试车台，适用于航空发动机的测试，所述试车台包括与所述航空发动机的进气口连接的进气管路及与所述航空发动机出气口连接的出气管路；

所述试车台还包括：

监控台；

第一传感器，设置在所述航空发动机的外部，用于监测所述航空发动机的外部火情；

第一灭火装置，设置在所述航空发动机的外部；

第二传感器，设置在所述航空发动机的内部，用于监测所述航空发动机的内部火情；

第二灭火装置，设置在所述进气管路上；

除氧降温装置，并联设置在所述进气管路上，用于选择性的对进入所述航空发动机的空气实施除氧和降温操作；

所述第一传感器、第一灭火装置、第二传感器、第二灭火装置及除氧降温装置分别与所述监控台电连接，所述监控台根据接收到的所述第一传感器和/或第二传感器获得的监控数据来启动所述第一灭火装置、第二灭火装置、及除氧降温装置中的一个或多个动作。

2.如权利要求1所述的航空发动机试车台，其特征在于，所述第一传感器为光传感器。

3.如权利要求2所述的航空发动机试车台，其特征在于，所述监控台包括图像识别模块，所述图像识别模块用于根据所收到来自所述第一传感器的监控数据来分析图像光强度变化。

4.如权利要求1所述的航空发动机试车台，其特征在于，所述第一灭火装置为泡沫喷洒装置。

5.如权利要求1所述的航空发动机试车台，其特征在于，所述第二传感器为温度传感器。

6.如权利要求5所述的航空发动机试车台，其特征在于，所述第二灭火装置为喷淋装置，包括环管及设置在所述环管上的多个喷口，所述环管与所述航空发动机同轴。

7.如权利要求6所述的航空发动机试车台，其特征在于，所述第二灭火装置还包括与所述环管连通的供水总管和供水阀。

8.如权利要求1所述的航空发动机试车台，其特征在于，所述进气管路上依序设置有第一进气塔、加温加压机组，以及与所述进气管路连通的放气塔和第二进气塔，所述放气塔通过第一阀门与所述进气管路连通，所述第二进气塔通过第二阀门与所述进气管路连通，在连通所述第一阀门与第二阀门的所述进气管路上设置有第三阀门，在所述进气管路上还设置有一三通阀，所述三通阀的一端与所述第二阀门的一端连通，所述三通阀的另外两端分别与所述除氧降温装置和第二灭火装置的入口连通；

所述第一阀门、第二阀门、第三阀门和三通阀与所述监控台电连接。

9.如权利要求8所述的航空发动机试车台，其特征在于，所述出气管路上依序设置背压调节机组和排气塔。

10.一种利用如权利要求1所述的航空发动机试车台的灭火方法，其特征在于，所述灭火方法包括：

步骤S1：启动所述航空发动机进入工作状态；

步骤S2：所述监控台根据接收到的所述第一传感器和/或第二传感器获得的监控数据来判断所述航空发动机的外部和/或内部是否发生火情；

步骤S3：如果发生火情，当所述航空发动机的转速低于设定值，则所述监控台发出警报，当所述航空发动机的转速不低于设定值，则进入自动模式进行灭火操作。

11.如权利要求10所述的灭火方法，其特征在于，在步骤S2中，所述监控台根据接收到的所述第二传感器获得的监控数据与一固定报警值进行比较，若大于固定报警值，则判断所述航空发动机的内部发生火情；同时所述监控台根据接收到的所述第二传感器获得的监控数据与航空发动机的理论截面温度进行比较，根据比较结果来判断所述航空发动机的内部发生火情。

12.如权利要求10所述的灭火方法，其特征在于，在步骤S3中，所述监控台发出警报后，进入手动模式来进行灭火操作。

13.如权利要求10所述的灭火方法，其特征在于，所述灭火操作包括启动所述第一灭火装置、第二灭火装置、及除氧降温装置动作；

若判断是航空发动机外部着火，启动所述第一灭火装置动作；

若判断是航空发动机内部着火，启动所述第二灭火装置及除氧降温装置动作；

若判断是航空发动机外部和内部同时着火，启动所述第一灭火装置、第二灭火装置及除氧降温装置动作。

14.如权利要求13所述的灭火方法，其特征在于，在启动所述第一灭火装置、第二灭火装置、及除氧降温装置动作之前，所述航空发动机切换为大气进气，并且切断所述航空发动机供油。

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