一种飞机防火试验燃烧器供气系统.pdf

本发明属于航空试验技术，涉及对飞机防火试验燃烧器供气系统的改进。包括压缩机(1)、减压阀(2)、第一蓄能罐(3)、第一节流阀(4)、第二节流阀(5)、第三节流阀(6)和燃烧器(7)；其特征在于：在压缩机(1)和减压阀(2)之间有一个稳压阀(8)和一个第二蓄能罐(9)。本发明提出了一种改进的飞机防火试验燃烧器供气系统，大大减小了燃烧器的火焰温度波动，提高了温度稳定性和冷却气温度调节效果。

1.  一种飞机防火试验燃烧器供气系统，包括压缩机(1)、减压阀(2)、第一蓄能罐(3)、第一节流阀(4)、第二节流阀(5)、第三节流阀(6)和燃烧器(7)；第一蓄能罐(3)的第一出气口(3b)通过管路与第二节流阀(5)的进气口连通，第二节流阀(5)的出气口通过管路与燃烧器(7)的混合气进口(7b)连通，第一节流阀(4)的进气口通过管路与煤气源连通，第一节流阀(4)的出气口通过管路与燃烧器(7)的煤气进口(7a)连通；其特征在于：在压缩机(1)和减压阀(2)之间有一个稳压阀(8)和一个第二蓄能罐(9)，压缩机(1)的供气口通过管路与稳压阀(8)的进气口连通，稳压阀(8)的出气口通过管路与第二蓄能罐(9)的进气口(9a)连通，第二蓄能罐(9)的第一出气口(9b)通过管路与减压阀(2)的进气口连通，第二蓄能罐(9)的第二出气口(9c)通过管路与第三节流阀(6)的进气口连通，第三节流阀(6)的出气口通过管路与燃烧器(7)的冷却气进口(7c)连通；第一蓄能罐(3)的第二出气口(3c)封闭。

一种飞机防火试验燃烧器供气系统
技术领域
本发明属于航空试验技术，涉及对飞机防火试验燃烧器供气系统的改进。
背景技术
目前的一种飞机防火试验燃烧器供气系统参见图1，它由压缩机1、减压阀2、第一蓄能罐3、第一节流阀4、第二节流阀5、第三节流阀6和燃烧器7组成。压缩机1的供气口通过管路与减压阀2的进气口连通，减压阀2出气口通过管路与第一蓄能罐3的进气口3a连通，第一蓄能罐3的第一出气口3b通过管路与第二节流阀5的进气口连通，第二节流阀5的出气口通过管路与燃烧器7的混合气进口7b连通，第一蓄能罐3的第二出气口3c通过管路与第三节流阀6的进气口连通，第三节流阀6的出气口通过管路与燃烧器7的冷却气进口7c连通，第一节流阀4的进气口通过管路与煤气源连通，第一节流阀4的出气口通过管路与燃烧器7的煤气进口7a连通。其工作原理是：压缩机1提供压缩空气(压力在0.4MPa-0.7MPa之间波动)，经过空气减压阀2后获得压力稳定的压缩空气(压力约为0.35MPa)，贮存于第一蓄能罐3内，第一蓄能罐3内的压缩空气通过第二节流阀5后进入燃烧器7与第一节流阀4提供的燃气混合形成混合气；第一蓄能罐3内的压缩空气通过第三节流阀6后进入燃烧器7，做为冷却气使用。火焰温度均匀稳定的关键就在于燃气与空气的压力、流量要稳定。其缺点是：
1、燃烧器的火焰温度波动大，温度稳定性差，火焰温度往往会超出1100℃±80℃范围。这主要是由于空气压缩机1的压力波动较大，使第一蓄能罐3中的压力也随之小幅波动，使其供给燃烧器7的空气流量随之波动引起的。
2、燃烧器的火焰温度调节困难。这主要是由于第一蓄能罐3中的压力较低，提供的冷却气流量不足，造成冷却气温度调节效果不明显。由于混合气与冷却气都由第一储能罐3中供出，压力较低，使冷却气几乎起不到调节火焰温度的作用。
发明内容
本发明的目的是：提出一种改进的飞机防火试验燃烧器供气系统，以便减小燃烧器的火焰温度波动，提高温度稳定性和冷却气温度调节效果。
本发明的技术方案是：一种飞机防火试验燃烧器供气系统，包括压缩机1、 减压阀2、第一蓄能罐3、第一节流阀4、第二节流阀5、第三节流阀6和燃烧器7；第一蓄能罐3的第一出气口3b通过管路与第二节流阀5的进气口连通，第二节流阀5的出气口通过管路与燃烧器7的混合气进口7b连通，第一节流阀4的进气口通过管路与煤气源连通，第一节流阀4的出气口通过管路与燃烧器7的煤气进口7a连通；其特征在于：在压缩机1和减压阀2之间有一个稳压阀8和一个第二蓄能罐9，压缩机1的供气口通过管路与稳压阀8的进气口连通，稳压阀8的出气口通过管路与第二蓄能罐9的进气口9a连通，第二蓄能罐9的第一出气口9b通过管路与减压阀2的进气口连通，第二蓄能罐9的第二出气口9c通过管路与第三节流阀6的进气口连通，第三节流阀6的出气口通过管路与燃烧器7的冷却气进口7c连通；第一蓄能罐3的第二出气口3c封闭。
本发明的优点是：提出了一种改进的飞机防火试验燃烧器供气系统，大大减小了燃烧器的火焰温度波动，提高了温度稳定性和冷却气温度调节效果。本发明的一个实施例，经试验证明，燃烧器的火焰温度波动大幅度减小，火焰温度稳定在1100℃±60℃范围内。
附图说明
图1是目前的一种飞机防火试验燃烧器供气系统的结构原理框图。
图2是本发明的结构原理框图。
具体实施方式
下面对本发明做进一步详细说明。参见图2，一种飞机防火试验燃烧器供气系统，包括压缩机1、减压阀2、第一蓄能罐3、第一节流阀4、第二节流阀5、第三节流阀6和燃烧器7；第一蓄能罐3的第一出气口3b通过管路与第二节流阀5的进气口连通，第二节流阀5的出气口通过管路与燃烧器7的混合气进口7b连通，第一节流阀4的进气口通过管路与煤气源连通，第一节流阀4的出气口通过管路与燃烧器7的煤气进口7a连通；其特征在于：在压缩机1和减压阀2之间有一个稳压阀8和一个第二蓄能罐9，压缩机1的供气口通过管路与稳压阀8的进气口连通，稳压阀8的出气口通过管路与第二蓄能罐9的进气口9a连通，第二蓄能罐9的第一出气口9b通过管路与减压阀2的进气口连通，第二蓄能罐9的第二出气口9c通过管路与第三节流阀6的进气口连通，第三节流阀6的出气口通过管路与燃烧器7的冷却气进口7c连通；第一蓄能罐3的第二出气口3c封闭。
本发明的工作原理是：提升火焰温度稳定度的关键在于稳定气源。在压 缩机1供气口处增加一个稳压阀8，进一步稳定出口压力，再增加一个第二蓄能罐9储存压缩空气，最大限度地消除了压缩机1的压力波动，从而显著提升了火焰的均匀度及稳定度指标。另一方面，冷却气引出点由第一蓄能罐3后改由增加的第二蓄能罐9后引出，提升了冷却气的供气压力，提高了火焰温度调控的效果。
本发明的一个实施例，第二蓄能罐9的结构和第一蓄能罐3相同，稳压阀8采用成品件。