专利名称：一种双模式燃气生成装置及生成方法
技术领域：
本发明涉及一种双模式燃气生成装置及生成方，特别是使用空气和煤油作为介质，通过燃气驱动涡轮，为飞机地面启动和空中应急系统提供应急电能和液压能的可多次重复使用的燃气生成装置及生成方。
背景技术：
传统的飞机采用的燃气生成装置是单独的系统，在飞行中当飞机主电源或主液压泵系统发生故障或发电机停车时，应急动力系统优先使用从飞机发动机抽取的压缩空气作为动力，如果发动机可利用的压缩空气不足，则使用单组元推进剂分解产生的燃气作为补充，驱动涡轮动力装置，产生应急液压和电能。采用上述方案的燃气生成装置，往往仅是在空中应急时单次使用，每次使用完成后需要更换推进剂贮箱或再次加注，而且由于采用了较为昂贵的催化剂和有毒的推进剂， 除成本较高外，使用维护也较为复杂。
发明内容
为了解决现有的燃气生成装置只能单次使用、成本较高并且维护复杂的技术问题，本发明提供一种用于飞机地面启动及空中应急的双模式燃气生成装置及生成方。本发明的技术解决方案一种双模式燃气生成装置，其特殊之处在于包括气瓶组件、空气截止及减压阀、 燃油贮箱、燃油截止及控制阀、空气控制阀、燃气发生器以及控制系统，所述气瓶组件中的气体通过空气截止及减压阀分为两路输出，一路输出给燃油贮箱，一路通过空气控制阀输出给燃气发生装置，所述燃油贮箱通过燃油截止及控制阀与燃气发生器连通，所述控制系统用于实时测量涡轮转速和燃气温度、根据涡轮转速给空气控制阀发控制空气流量信号以及根据燃气温度给燃油截止及控制阀发送控制燃油流量信号，所述控制系统向空气截止及减压阀发送启动信号。上述燃气生成装置还包括注油阀，燃油通过注油阀给燃油贮箱充填。上述燃气生成装置还包括充气阀，主发动机带动的压缩空气系统通过充气阀与气瓶组件连接。上述的空气截止及减压阀中的减压阀采用金属对金属的密封结构。一种双模式燃气生成方法，其特殊之处在于包括以下步骤1前期准备系统处于停止状态，空气截止及减压阀和燃油截至及控制阀关闭，燃油贮箱中的气体通过空气控制阀从燃气发生器排出，当贮箱内压力低于飞机的燃油供应压力时，燃油通过注油阀充填至燃油贮箱中；2地面启动控制系统向空气截止及减压阀发出启动信号，空气截止及减压阀打开，气瓶组件中气体通过空气截止及减压阀分为两路输出，一路通过燃油贮箱和燃油截止及控制阀输出给燃气发生装置，一路通过空气控制阀输出给燃气发生装置，燃气阀生气产生高温燃气吹动涡轮；飞机主发动机带动的压缩空气系统通过充气阀给气瓶组件内充气；3空中应急控制系统实时测量涡轮转速和燃气温度，控制系统根据涡轮转速给空气控制阀发控制空气流量信号，根据燃气温度给燃油截止及控制阀发送控制燃油流量信号。本发明与现有技术相比的具有有益效果1、本发明在作为飞行应急的动力源的同时，还为辅助系统的地面启动提供动力， 简化了系统；2、本发明所涉及燃气生成系统采用双模式工作，地面启动采用富氧模式，减少积碳，空中应急采用富燃模式，增长工作时间；3、本发明采用的均为无毒推进剂，系统安全性好；未采用价格昂贵的催化剂和推进剂，系统的成本相对较低；4、本发明的燃油来自飞机燃油，可以实现重复加注燃油。5、本发明气瓶组件和燃油贮箱可自主从飞机主系统获取压缩空气和燃油，使用维护性好，并可实现多次重复生成。
图1为本发明双模式燃气生成系统原理简图；图2为本发明双模式燃气生成系统的结构安装示意图；其中
书为1-气瓶组件，2-充气阀，3-空气截止及减压阀，4-空气控制阀，5-燃油贮箱，6-燃油截止及控油阀，7-燃气发生器，8-涡轮，9-控制系统，10-注油阀。
具体实施例方式应用于某应急动力系统的实施实例如下双模式燃气生成装置由气瓶组1、充气阀2、空气截止及减压阀3，燃油贮箱5、注油阀10、空气控制阀4、燃油截至及控制阀6、燃气发生器7、涡轮8和控制系统9组成，其系统组成见图1，安装结构示意图见图2。气瓶组采用为两台柱形碳纤维缠绕气瓶；压力截止及减压阀设计时根据系统工作过程中，只要求压力调节精度，不存在关闭状态的工作特点，减压阀设计了金属对金属的结构，使阀芯、阀座简单化，且容易保证和实现阀芯、阀座的对中性，保证对压力调节过程的精确控制，同时也改善了高压气流流场的平稳过渡性；贮箱可以多次重复使用；空气控制阀、 燃油截止和控制阀均采用电磁阀，工作简单可靠；燃气发生器采用头身法兰连接结构。燃气发生器身部包括内、外壁和绝热夹层，内外壁在出口端焊接，内壁承受高温，外壁承受强度，火花塞与内壁和夹层为间隙配合。绝热层的作用是使内壁在很快的时间内达到高温，降低内壁积碳，同时热量不会传到外壁，降低外壁表面温度，增加外壁的强度，从而降低整个外壁的结构质量。为。该燃气生成装置具备两种工作模式，可适用应急动力系统和辅助动力系统一体化的组合方案。该装置不仅可在飞机地面启动和自检过程为辅助动力系统的启动提供动力。而且当飞机主电源或主液压泵系统发生故障或发电机停车时，飞机应急动力系统利用预先存储的压缩空气和燃油混合燃烧吹动涡轮提供应急液压和电能，并同时启动辅助动力系统。当主发动机正常工作时，飞机上配备的空气供应系统可自动为燃气生成系统中的气
4瓶充气，而燃油供应系统则可将燃气生成系统的燃油贮箱自动充满，为下次地面启动或飞行应急启动做好准备。燃气生成装置采用的空气/煤油推进剂本身无毒无污染，且可在正常飞行时自行进行补充，无需地面加注维护。燃气生成系统在飞机地面启动时采用贫油燃烧模式，工作时不积碳、可多次重复使用，大大缩短了飞机的战备时间，减小了地面使用维护设施规模；而在空中紧急情况时采用富油贫氧燃烧模式，空气的消耗量小、工作可靠性高、应急工作的时间长，可大幅减轻应急动力系统的重量。上述方案的原理是该系统分为地面正常启动和空中应急启动和再次工作前准备三种工作模式。(1)地面正常启动飞行员启动开关，控制系统发出指令，打开空气截止及减压阀，气瓶中的高压空气通过减压阀减压后分为2路，一路通向燃油贮箱增压煤油燃油，一路作为氧化剂经过空气调节阀调节流量后流至燃气发生器；在打开空气截止及减压阀的同时打开燃油截止及控制阀，燃油在燃油贮箱内空气的挤压下并调节流量后也流入燃气发生器，燃气发生器上的电点火器点火点燃空气和燃油的混合气，燃气发生器以贫油模式工作， 产生高温燃气吹动涡轮。(2)空中应急启动空中应急启动过程与地面正常启动基本相同，不同点在于燃气发生器以富油模式工作，以减少压缩空气消耗量，从而减轻整个系统的结构质量。此外，为适应空中的长时间工作，控制系统实时测量涡轮转速和涡轮前温度，反馈控制空气控制阀和燃油截至及控制阀的阀芯开度。(3)再次工作前准备当系统停止工作后，空气截止及减压阀关闭，燃油贮箱中的增压气体通过燃气发生器排出，当贮箱内压力低于飞机的燃油供应压力时，燃油自动通过注油阀再次充填入燃油贮箱中。飞行正常时，由飞机主发动机带动的压缩空气系统通过充气阀给气瓶内充气，为下次地面正常启动或空中紧急启动或做好准备。理论分析和试验研究表明，该燃气生成系统可以满足的飞行器的空中应急和地面启动的动力供应需求。上述实施实例所示的燃气生成装置的结构只是本发明的一种情况，根据不同的要求，燃气生成装置组件和结构尺寸都是可以变化的。本领域技术人员可以根据不同的设计要求和设计参数在不偏离权利要求所界定的结构的情况下进行各种增补、改进和更换，因此，本发明是广泛的。
权利要求
1.一种双模式燃气生成装置，其特征在于包括气瓶组件、空气截止及减压阀、燃油贮箱、燃油截止及控制阀、空气控制阀、燃气发生器以及控制系统，所述气瓶组件中的气体通过空气截止及减压阀分为两路输出，一路输出给燃油贮箱，一路通过空气控制阀输出给燃气发生装置，所述燃油贮箱通过燃油截止及控制阀与燃气发生器连通，所述控制系统用于实时测量涡轮转速和燃气温度、根据涡轮转速给空气控制阀发控制空气流量信号以及根据燃气温度给燃油截止及控制阀发送控制燃油流量信号，所述控制系统向空气截止及减压阀发送启动信号。
2.根据权利要求1所述的双模式燃气生成装置，其特征在于所述燃气生成装置还包括注油阀，燃油通过注油阀给燃油贮箱充填。
3.根据权利要求1或2所述的双模式燃气生成装置，其特征在于所述燃气生成装置还包括充气阀，主发动机带动的压缩空气系统通过充气阀与气瓶组件连接。
4.根据权利要求3所述的的双模式燃气生成装置，其特征在于所述的空气截止及减压阀中的减压阀采用金属对金属的密封结构。
5.一种双模式燃气生成方法，其特征在于包括以下步骤1前期准备系统处于停止状态，空气截止及减压阀和燃油截至及控制阀关闭，燃油贮箱中的气体通过空气控制阀从燃气发生器排出，当贮箱内压力低于飞机的燃油供应压力时，燃油通过注油阀充填至燃油贮箱中；2地面启动控制系统向空气截止及减压阀发出启动信号，空气截止及减压阀打开，气瓶组件中气体通过空气截止及减压阀分为两路输出，一路通过燃油贮箱和燃油截止及控制阀输出给燃气发生装置，一路通过空气控制阀输出给燃气发生装置，燃气阀生气产生高温燃气吹动涡轮；飞机主发动机带动的压缩空气系统通过充气阀给气瓶组件内充气；3空中应急控制系统实时测量涡轮转速和燃气温度，控制系统根据涡轮转速给空气控制阀发控制空气流量信号，根据燃气温度给燃油截止及控制阀发送控制燃油流量信号。
全文摘要
本发明涉及一种双模式燃气生成装置及生成方法，包括气瓶组件、空气截止及减压阀、燃油贮箱、燃油截止及控制阀、空气控制阀、燃气发生器以及控制系统，所述气瓶组件中的气体通过空气截止及减压阀分为两路输出，一路输出给燃油贮箱，一路通过空气控制阀输出给燃气发生装置，所述燃油贮箱通过燃油截止及控制阀与燃气发生器连通。本发明解决了现有的燃气生成装置只能单次使用、成本较高并且维护复杂的技术问题，本发明在作为飞行应急的动力源的同时，还为辅助系统的地面启动提供动力，简化了系统。
文档编号F02C3/20GK102434281SQ20111020904
公开日2012年5月2日 申请日期2011年7月25日 优先权日2011年7月25日
发明者吕发正, 李平, 邹宇, 郭海波, 郭灿琳, 阎志勇 申请人:中国航天科技集团公司第六研究院第十一研究所