一种飞机发动机灭火试验总成的制作方法
【专利摘要】本发明公开了一种飞机发动机灭火试验总成。所述飞机发动机灭火试验总成包括：发动机假件；气流模拟系统，其与所述发动机假件通过管道连接；灭火剂系统，其与所述发动机假件通过管道连接；灭火剂浓度测量系统，其与发动机假件通过管道连接；温控系统，其设置在灭火剂浓度测量系统与发动机假件之间的管道上；其中，气流模拟系统用于为发动机假件提供模拟气流流场；灭火剂系统用于为发动机假件提供灭火剂；灭火剂浓度测量系统用于将发动机假件内的灭火剂抽入灭火剂浓度测量系统，并测量灭火剂浓度；温控系统用于将经过其的灭火剂加热。采用本申请的飞机发动机灭火试验总成解决了现有技术中没有一套完整的检测发动机灭火系统是否合格的系统的问题。
【专利说明】
一种飞机发动机灭火试验总成
技术领域
[0001] 本发明涉及航空技术领域，特别是涉及一种飞机发动机灭火试验总成。
【背景技术】
[0002] 发动机灭火系统合格审定是飞机适航标准中的一项重要内容。
[0003] 现有技术中，尚没有一种试验系统来检测发动机灭火系统是否合格。
[0004] 因此，希望有一种技术方案来克服或至少减轻现有技术的至少一个上述缺陷。
【发明内容】
[0005] 本发明的目的在于提供一种飞机发动机灭火试验总成来克服或至少减轻现有技 术的至少一个上述缺陷。
[0006] 为实现上述目的，本发明提供一种飞机发动机灭火试验总成，所述飞机发动机灭 火试验总成包括:发动机假件;气流模拟系统，所述气流模拟系统与所述发动机假件通过管 道连接;灭火剂系统，所述灭火剂系统与所述发动机假件通过管道连接;灭火剂浓度测量系 统，所述灭火剂浓度测量系统与所述发动机假件通过管道连接;温控系统，所述温控系统设 置在所述灭火剂浓度测量系统与所述发动机假件之间的管道上;其中，所述气流模拟系统 用于为所述发动机假件提供模拟气流流场;所述灭火剂系统用于为所述发动机假件提供灭 火剂;所述灭火剂浓度测量系统用于将所述发动机假件内的灭火剂抽入所述灭火剂浓度测 量系统，并测量所述灭火剂浓度;所述温控系统用于将经过其的灭火剂加热。
[0007] 优选地，所述飞机发动机灭火试验总成进一步包括灭火剂填充系统，所述灭火剂 填充系统与所述灭火剂系统连接，用于为所述灭火剂系统充填灭火剂以及保压。
[0008] 优选地，所述气流模拟系统包括:轴流风机管路组件，所述轴流风机管路组件包括 轴流风机以及主管路;前中端吹风管道，每个前中端吹风管道均与所述主管路连接，每个前 中端吹风管道上设置有一个吹风口，每个吹风口均设置在所述发动机假件的前端或者中端 上;后端吹风管道，每个后端吹风管道均与所述主管路连接，每个所述后端吹风管道上设置 有一个吹风口，每个吹风口均设置在所述发动机假件的后端;第一流量调节流路，所述第一 流量调节流路与所述主管路以及各个前中端吹风管道连通;第二流量调节流路，所述第二 流量调节流路与所述主管路以及各个后端吹风管道连通;加热补偿系统，所述加热补偿系 统设置在所述轴流风机与所述前中端吹风管道连通的管道中；其中，所述轴流风机用于为 所述前中端吹风管道以及后端吹风管道提供风力;每个所述前中端吹风管道以及后端吹风 管道的吹风口用于为所述发动机假件提供风力;所述加热补偿系统用于为经过其的风力加 热;所述第一流量调节流路用于调节各个前中端吹风管道内的流量;所述第二流量调节流 路用于调节各个后端吹风管道内的流量。
[0009] 优选地，每个前中端吹风管道以及后端吹风管道中均包括一个流量控制阀以及流 量计;所述主管路中设置有控制阀以及流量计;所述加热补偿系统包括依次连接的流量调 节阀、第一伸缩软管、加热器以及第二伸缩软管;所述第一流量调节流路包括一个电磁流量 调节阀；所述第二流量调节流路包括依次连接的控制阀以及电磁流量调节阀。
[0010]优选地，所述飞机发动机灭火试验总成进一步包括数据采集系统，所述数据采集 系统与所述灭火剂浓度测量系统连接，所述数据采集系统用于采集所述灭火剂浓度测量系 统所得到的灭火剂浓度信息。
[0011]优选地，所述飞机发动机灭火试验总成进一步包括废气处理系统，所述废气处理 系统与所述发动机假件通过管道连接，用于收集所述发动机假件内部的废气。
[0012] 优选地，所述灭火剂系统包括灭火器以及设置在灭火器上的灭火器起爆装置。
[0013] 优选地，所述灭火剂填充系统包括:氮气瓶，所述氮气瓶具有一个氮气出口；灭火 剂填充管路，所述灭火剂填充管路一端通过管路连接所述氮气出口，另一端通过管路连接 所述灭火器;灭火剂增压管路，所述灭火剂增压管路一端连接至所述灭火剂填充管路与所 述氮气出口连接的管路上，另一端连接至所述灭火剂填充管路与所述灭火器连接的管路 上;排气管路，所述排气管路连接所述灭火剂填充管路或/和灭火剂增压管路;其中，所述氮 气瓶用于为所述灭火器提供压力氮气;所述灭火剂填充管路用于为所述灭火器提供氮气； 所述灭火剂增压管路用于为所述灭火器内的氮气增压;所述排气管路用于将气体自灭火剂 填充管路和所述灭火剂增压管路中的气体排出。
[0014] 优选地，所述灭火剂填充系统进一步包括:第一压力表，所述第一压力表设置在所 述灭火剂填充管路与所述氮气出口连接的管路上；空气干燥装置，所述空气干燥装置设置 在所述灭火剂填充管路与所述氮气出口连接的管路上;所述排气管路上设置有开关阀；所 述灭火剂填充管路包括自氮气出口方向向灭火器方向依次连接的第一门阀、第一减压阀、 第二压力表以及第二门阀;所述灭火剂增压管路包括自氮气出口方向想灭火器方向依次连 接的第三门阀、第二减压阀、灭火剂瓶压力表、第四门阀以及第五门阀。
[0015] 本发明的飞机发动机灭火试验总成提供了一套完整的检测发动机灭火系统是否 合格的总成，从而解决了现有技术中没有一套完整的检测发动机灭火系统是否合格的系统 的问题。
【附图说明】
[0016] 图1是根据本发明一实施例的飞机发动机灭火试验总成的结构示意图。
[0017] 图2是图1所示的飞机发动机灭火试验总成中的气流模拟系统的结构示意图。
[0018] 图3是图1所示的飞机发动机灭火试验总成中的灭火剂填充系统的结构示意图。
[0019] 附图标记
[0020]
[0021]
【具体实施方式】
[0022] 为使本发明实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明实施例中 的附图，对本发明实施例中的技术方案进行更加详细的描述。在附图中，自始至终相同或类 似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。所描述的实施例是本发明 一部分实施例，而不是全部的实施例。下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，旨在用 于解释本发明，而不能理解为对本发明的限制。基于本发明中的实施例，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，都属于本发明保护的范围。下 面结合附图对本发明的实施例进行详细说明。
[0023] 在本发明的描述中，需要理解的是，术语"中心"、"纵向"、"横向"、"前"、"后"、 "左"、"右"、"竖直"、"水平"、"顶"、"底" "内"、"外"等指示的方位或位置关系为基于附图所 示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装 置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明保护 范围的限制。
[0024] 图1是根据本发明一实施例的飞机发动机灭火试验总成的结构示意图。图2是图1 所示的飞机发动机灭火试验总成中的气流模拟系统的结构示意图。图3是图1所示的飞机发 动机灭火试验总成中的灭火剂填充系统的结构示意图。
[0025] 如图1所示的飞机发动机灭火试验总成包括发动机假件1、气流模拟系统2、灭火剂 系统3、灭火剂浓度测量系统4、温控系统5、灭火剂填充系统6以及数据采集系统12。
[0026] 参见图1，在本实施例中，气流模拟系统2与发动机假件1通过管道连接;灭火剂系 统3与发动机假件1通过管道连接;灭火剂浓度测量系统4与发动机假件通过管道连接;温控 系统设置在灭火剂浓度测量系统4与发动机假件1之间的管道上;灭火剂填充系统6与灭火 剂系统3连接;数据采集系统12与灭火剂浓度测量系统连接。
[0027] 在本实施例中，气流模拟系统用于为发动机假件提供模拟气流流场;灭火剂系统 用于为发动机假件提供灭火剂;灭火剂浓度测量系统用于将发动机假件内的灭火剂抽入灭 火剂浓度测量系统，并测量灭火剂浓度;温控系统用于将经过其的灭火剂加热;数据采集系 统12用于采集灭火剂浓度测量系统所得到的灭火剂浓度信息；灭火剂填充系统6用于为灭 火剂系统3充填灭火剂以及保压
[0028] 本发明的飞机发动机灭火试验总成提供了一套完整的检测发动机灭火系统是否 合格的总成，从而解决了现有技术中没有一套完整的检测发动机灭火系统是否合格的系统 的问题。
[0029] 在本实施例中，增加了灭火剂填充系统从而实现了整个总成的自给自足，使得灭 火剂系统能够循环利用。
[0030] 在本实施例中，增加了数据采集系统，从而能够使使用者实时观察数据。
[0031] 在一个备选实施例中，飞机发动机灭火试验总成进一步包括废气处理系统，所述 废气处理系统与所述发动机假件通过管道连接，用于收集所述发动机假件内部的废气。
[0032] 增加废气处理系统能够防止废气进入实验室或者大气中。
[0033] 参见图2,在本实施例中，气流模拟系统包括轴流风机管路组件21、前中端吹风管 道22、后端吹风管道23、第一流量调节流路24、加热补偿系统26以及第二流量调节流路25， 轴流风机管路组件包括轴流风机211以及主管路212;
[0034] 每个前中端吹风管道22均与主管路连接，每个前中端吹风管道上设置有一个吹风 口 7，每个吹风口 7均设置在发动机假件1的前端或者中端上；
[0035] 每个后端吹风管道23均与主管路212连接，每个后端吹风管道23上设置有一个吹 风口 7，每个吹风口均设置在发动机假件的后端；
[0036]第一流量调节流路24与主管路212以及各个前中端吹风管道22连通；
[0037]第二流量调节流路25与主管路212以及各个后端吹风管道23连通；
[0038]加热补偿系统26设置在轴流风机211与前中端吹风管道连通22的管道中；其中，轴 流风机211用于为前中端吹风管道22以及后端吹风管道23提供风力；每个前中端吹风管道 22以及后端吹风管道23的吹风口 7用于为发动机假件1提供风力;加热补偿系统26用于为经 过其的风力加热；第一流量调节流路24用于调节各个前中端吹风管道内的流量;第二流量 调节流路25用于调节各个后端吹风管道内的流量。
[0039 ]采用这种气流模拟系统较为真实的模拟发动机在实际工作时的气流流场。
[0040]参见图2,在本实施例中，每个前中端吹风管道22以及后端吹风管道中均包括一个 流量控制阀8以及流量计9;主管路中设置有控制阀10以及流量计9。
[0041] 参见图2,在本实施例中，加热补偿系统26包括依次连接的流量调节阀261、第一伸 缩软管262、加热器263以及第二伸缩软管264;第一流量调节流路24包括一个电磁流量调节 阀11;第二流量调节流路25包括依次连接的控制阀10以及电磁流量调节阀11。
[0042] 在本实施例中，灭火剂系统包括灭火器以及设置在灭火器上的灭火器起爆装置。
[0043] 参见图3,在本实施例中，灭火剂填充系统包括氮气瓶13、灭火剂填充管路14、灭火 剂增压管路15以及排气管路16,氮气瓶13具有一个氮气出口；灭火剂填充管路一端通过管 路连接氮气出口，另一端通过管路连接灭火器19;灭火剂增压管路一端连接至灭火剂填充 管路与氮气出口连接的管路上，另一端连接至灭火剂填充管路与灭火器连接的管路上;排 气管路16连接灭火剂填充管路14或/和灭火剂增压管路15;其中，氮气瓶13用于为灭火器提 供压力氮气;灭火剂填充管路14用于为灭火器提供氮气;灭火剂增压管路15用于为灭火器 内的氮气增压;排气管路16用于将气体自灭火剂填充管路14和灭火剂增压管路15中的气体 排出。
[0044] 参见图3,在本实施例中，灭火剂填充系统进一步包括第一压力表17以及空气干燥 装置18，第一压力表 17设置在灭火剂填充管路14与氮气出口连接的管路上；空气干燥装置 18设置在灭火剂填充管路与氮气出口连接的管路上;排气管路上设置有开关阀161;灭火剂 填充管路包括自氮气出口方向向灭火器方向依次连接的第一门阀141、第一减压阀142、第 二压力表143以及第二门阀144;灭火剂增压管路包括自氮气出口方向想灭火器方向依次连 接的第三门阀151、第二减压阀152、灭火剂瓶压力表153、第四门阀154以及第五门阀155。
[0045] 最后需要指出的是：以上实施例仅用以说明本发明的技术方案，而非对其限制。尽 管参照前述实施例对本发明进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解:其依然 可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分技术特征进行等同替 换;而这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本发明各实施例技术方案的精 神和范围。
【主权项】
1. 一种飞机发动机灭火试验总成，其特征在于，所述飞机发动机灭火试验总成包括： 发动机假件(1); 气流模拟系统(2)，所述气流模拟系统(2)与所述发动机假件（1)通过管道连接； 灭火剂系统(3)，所述灭火剂系统(3)与所述发动机假件（1)通过管道连接； 灭火剂浓度测量系统(4)，所述灭火剂浓度测量系统(4)与所述发动机假件通过管道连 接； 温控系统（5)，所述温控系统设置在所述灭火剂浓度测量系统（4)与所述发动机假件 (1)之间的管道上;其中， 所述气流模拟系统用于为所述发动机假件提供模拟气流流场;所述灭火剂系统用于为 所述发动机假件提供灭火剂;所述灭火剂浓度测量系统用于将所述发动机假件内的灭火剂 抽入所述灭火剂浓度测量系统，并测量所述灭火剂浓度;所述温控系统用于将经过其的灭 火剂加热。2. 如权利要求1所述的飞机发动机灭火试验总成，其特征在于，所述飞机发动机灭火试 验总成进一步包括灭火剂填充系统(6)，所述灭火剂填充系统(6)与所述灭火剂系统(3)连 接，用于为所述灭火剂系统(3)充填灭火剂以及保压。3. 如权利要求2所述的飞机发动机灭火试验总成，其特征在于，所述气流模拟系统包 括： 轴流风机管路组件（21)，所述轴流风机管路组件包括轴流风机（211)以及主管路 (212); 前中端吹风管道(22)，每个前中端吹风管道(22)均与所述主管路连接，每个前中端吹 风管道上设置有一个吹风口（7)，每个吹风口（7)均设置在所述发动机假件（1)的前端或者 中端上； 后端吹风管道(23)，每个后端吹风管道(23)均与所述主管路(212)连接，每个所述后端 吹风管道(23)上设置有一个吹风口（7)，每个吹风口均设置在所述发动机假件的后端； 第一流量调节流路(24)，所述第一流量调节流路(24)与所述主管路(212)以及各个前 中端吹风管道(22)连通； 第二流量调节流路(25)，所述第二流量调节流路(25)与所述主管路(212)以及各个后 端吹风管道(23)连通； 加热补偿系统（26)，所述加热补偿系统（26)设置在所述轴流风机(211)与所述前中端 吹风管道连通(22)的管道中；其中， 所述轴流风机（211)用于为所述前中端吹风管道（22)以及后端吹风管道（23)提供风 力； 每个所述前中端吹风管道(22)以及后端吹风管道(23)的吹风口（7)用于为所述发动机 假件(1)提供风力； 所述加热补偿系统(26)用于为经过其的风力加热； 所述第一流量调节流路(24)用于调节各个前中端吹风管道内的流量； 所述第二流量调节流路(25)用于调节各个后端吹风管道内的流量。4. 如权利要求3所述的飞机发动机灭火试验总成，其特征在于，每个前中端吹风管道 (22)以及后端吹风管道中均包括一个流量控制阀（8)以及流量计(9); 所述主管路中设置有控制阀（10)以及流量计(9); 所述加热补偿系统（26)包括依次连接的流量调节阀（261 )、第一伸缩软管（262 )、加热 器(263)以及第二伸缩软管(264); 所述第一流量调节流路(24)包括一个电磁流量调节阀（11); 所述第二流量调节流路(25)包括依次连接的控制阀（10)以及电磁流量调节阀（11)。5. 如权利要求4所述的飞机发动机灭火试验总成，其特征在于，所述飞机发动机灭火试 验总成进一步包括数据采集系统（12)，所述数据采集系统（12)与所述灭火剂浓度测量系统 连接，所述数据采集系统（12)用于采集所述灭火剂浓度测量系统所得到的灭火剂浓度信 息。6. 如权利要求5所述的飞机发动机灭火试验总成，其特征在于，所述飞机发动机灭火试 验总成进一步包括废气处理系统，所述废气处理系统与所述发动机假件通过管道连接，用 于收集所述发动机假件内部的废气。7. 如权利要求6所述的飞机发动机灭火试验总成，其特征在于，所述灭火剂系统包括灭 火器以及设置在灭火器上的灭火器起爆装置。8. 如权利要求7所述的飞机发动机灭火试验总成，其特征在于，所述灭火剂填充系统包 括： 氮气瓶(13)，所述氮气瓶(13)具有一个氮气出口； 灭火剂填充管路（14)，所述灭火剂填充管路一端通过管路连接所述氮气出口，另一端 通过管路连接所述灭火器(19); 灭火剂增压管路（15)，所述灭火剂增压管路一端连接至所述灭火剂填充管路与所述氮 气出口连接的管路上，另一端连接至所述灭火剂填充管路与所述灭火器连接的管路上； 排气管路（16)，所述排气管路（16)连接所述灭火剂填充管路（14)或/和灭火剂增压管 路(15);其中， 所述氮气瓶(13)用于为所述灭火器提供压力氮气； 所述灭火剂填充管路(14)用于为所述灭火器提供氮气； 所述灭火剂增压管路(15)用于为所述灭火器内的氮气增压； 所述排气管路（16)用于将气体自灭火剂填充管路（14)和所述灭火剂增压管路（15)中 的气体排出。9. 如权利要求8所述的飞机发动机灭火试验总成，其特征在于，所述灭火剂填充系统进 一步包括： 第一压力表(17)，所述第一压力表(17)设置在所述灭火剂填充管路（14)与所述氮气出 口连接的管路上； 空气干燥装置（18 )，所述空气干燥装置（18)设置在所述灭火剂填充管路与所述氮气出 口连接的管路上； 所述排气管路上设置有开关阀（161); 所述灭火剂填充管路包括自氮气出口方向向灭火器方向依次连接的第一门阀（141)、 第一减压阀（142)、第二压力表(143)以及第二门阀（144); 所述灭火剂增压管路包括自氮气出口方向想灭火器方向依次连接的第三门阀（151)、 第二减压阀（152)、灭火剂瓶压力表(153)、第四门阀（154)以及第五门阀（155)。
【文档编号】G01M15/02GK105865797SQ201610378059
【公开日】2016年8月17日
【申请日】2016年5月31日
【发明人】弥晓亮, 梁龙, 钟剑
【申请人】中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所