一种发动机舱灭火管网的制作方法

1.本技术属于飞机发动机灭火系统设计领域，特别涉及一种发动机舱灭火管网。

背景技术：

2.gjb3275-98中将涡桨发动机的压气机和燃烧室区段周围的全部空间定义为飞机的火区，并要求当使用halon1301灭火剂时，喷射后灭火剂在其作用区的所有部分中形成的灭火剂体积浓度应至少为6％，在正常巡航状态下，该灭火剂浓度在其作用区的所有部分中持续的时间应不少于0.5s。发动机舱内的灭火管路和喷嘴布局设计对发动机舱内灭火剂浓度均匀性有很大影响，以往飞机发动机舱内灭火管路有采用管网环路喷口设计方法，沿发动机舱内壁环向缠绕灭火管路，在灭火管路上有很多小圆孔作为喷射口，这种方法能有效实现灭火剂在舱内均匀喷射的要求，但系统设计重量大且维修性差。也有飞机发动机舱内采用在灭火剂输送管路末端通过螺纹连接喷雾型灭火喷嘴，这种灭火喷嘴环向有6个灭火喷口，能实现对灭火剂的充分雾化，这种灭火喷嘴连接方式简单，拆装方便，但喷射速度慢，且这种灭火喷嘴只能安装在灭火管路末端，虽灭火喷嘴上的6个灭火喷口能够实现灭火剂的周向喷射，但喷射覆盖区域有限，容易导致灭火剂浓度在舱内分布不均匀的问题。现需提供一种简单、灵活、高效、减重的发动机舱内灭火系统喷嘴布局设计方法。

技术实现要素：

3.为了解决上述技术问题至少之一，本技术设计了一种发动机舱灭火管网，以解决现有技术中可能存在的发动机舱内灭火喷嘴形式或管路布局问题导致的系统重量大、喷射速度慢或灭火剂扩散不均匀等问题。
4.本技术提供的发动机舱灭火管网，主要包括一体化设计的灭火管路及灭火喷嘴，所述灭火管路包括从发动机舱外引入发动机火区的灭火主干路，设置在所述主干路末端的两个分支管，以及设置在各分支管上的多个喷嘴支管；
5.其中，当所述发动机具有通过强迫风冷对附件设备进行散热的进气冷却管路时，则将两路分支管的末端分别接在所述进气冷却管路上，否则，将两路分支管中的第一分支管延伸至火区前端，将两路分支管中的第二分支管延伸至燃烧室或涡轮机匣对应的位置，两路分支管末端设置有灭火喷嘴；
6.多个所述喷嘴支管沿各分支管的延伸方向设置在分支管上，并按预设的角度朝向火区的不同位置，各所述喷嘴支管的末端设置有灭火喷嘴。
7.优选的是，喷嘴支管通过焊接的方式与分支管一体化设计。
8.优选的是，所述灭火喷嘴为采用不锈钢材料制成的圆环薄片结构，圆环外端与喷嘴支管或分支管的末端焊接，圆环内端形成喷口。
9.优选的是，各喷嘴支管沿分支管的周向均匀布置。
10.优选的是，两个所述分支管的管径相同，以使每个分支管灭火剂量相同。
11.优选的是，各喷嘴支管的长度、相对于分支管的角度，以及管径参数通过仿真计算
进行调整，调整目标为能够使得发动机舱火区全部空间内灭火剂体积浓度6％，且至少持续0.5s。
12.本技术可以实现灭火剂量在发动机舱不同区域的首次分配和导向性喷射，灭火剂快速喷射进发动机舱后随通风冷却气流快速在舱内混合均匀，能解决发动机舱内附件集中区域灭火剂难覆盖问题，实现重点防护位置的精准定位喷射，避免发动机舱内灭火剂喷射死角的存在。
附图说明
13.图1是本技术发动机舱灭火管网的一优选实施方式的发动机舱灭火喷嘴布局形式示意图。
14.图2是本技术发动机舱灭火管网的另一优选实施方式的发动机舱灭火喷嘴布局形式示意图。
15.其中，1-分支管，2-喷嘴支管，3-灭火喷嘴，4-主干路，5-第一进气口，6-第二进气口，7-第三进气口，8-进气冷却管路，9-风冷设备。
具体实施方式
16.为使本技术实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本技术实施方式中的附图，对本技术实施方式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。所描述的实施方式是本技术一部分实施方式，而不是全部的实施方式。下面通过参考附图描述的实施方式是示例性的，旨在用于解释本技术，而不能理解为对本技术的限制。基于本技术中的实施方式，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方式，都属于本技术保护的范围。下面结合附图对本技术的实施方式进行详细说明。
17.本技术提供了一种发动机舱灭火管网，如图1及图2所示，主要包括一体化设计的灭火管路及灭火喷嘴3，所述灭火管路包括从发动机舱外引入发动机火区的灭火主干路4，设置在所述主干路4末端的两个分支管1，以及设置在各分支管1上的多个喷嘴支管2；
18.其中，当所述发动机具有通过强迫风冷对附件设备进行散热的进气冷却管路时，则将两路分支管1的末端分别接在所述进气冷却管路上，否则，将两路分支管1中的第一分支管延伸至火区前端，将两路分支管1中的第二分支管延伸至燃烧室或涡轮机匣对应的位置，两路分支管1末端设置有灭火喷嘴3；
19.多个所述喷嘴支管2沿各分支管1的延伸方向设置在分支管1上，并按预设的角度朝向火区的不同位置，各所述喷嘴支管2的末端设置有灭火喷嘴3。
20.在一些可选实施方式中，喷嘴支管2通过焊接的方式与分支管1一体化设计。
21.在一些可选实施方式中，所述灭火喷嘴3为采用不锈钢材料制成的圆环薄片结构，圆环外端与喷嘴支管2或分支管1的末端焊接，圆环内端形成喷口。备选实施方式中，灭火喷嘴3还可根据需要采用管径很小的细长圆管并焊接在灭火管路上
22.在一些可选实施方式中，各喷嘴支管2沿分支管1的周向均匀布置。
23.在进行发动机舱灭火系统喷嘴布局设计时，要充分结合发动机舱通风冷却方案和发动机舱内设备分布构型，通过调整灭火管路的分支管1位置和管径规格实现对发动机舱
内前部和后部区域灭火剂喷射量的首次分配。灭火管路的分支管1上喷嘴支管2的设计可以实现对灭火剂的导向性喷射，喷嘴支管2通过焊接的方式与灭火管路分支管1一体化设计，喷嘴支管2可以沿灭火管路分支管1进行360
°
周向设计，喷嘴支管2的长度和直径可以根据管网计算进行优化设计。优化过程分为以下两个实施例进行说明。
24.实施例一、
25.参考图1，某涡桨发动机舱从附件传动机匣到涡轮机匣被定义为火区，火区内左右两侧发动机整流罩上开设第一进气口5，该第一进气口5为冲压进气口，气流从进气口进入，在尾喷管双层套管引射作用下排出舱外，实现对发动机舱内附件机匣、涡轮机匣进行通风冷却。结合发动机舱通风冷却方案进行仿真分析，得到相应的发动机舱气流流场。
26.初步确定灭火管路从顶部进入发动机舱，灭火管路的分支管1分别指向火区前端和燃烧室、涡轮机匣位置，灭火剂量在火区前端和后端进行五五分。
27.然后根据附件机匣中大功率设备如发电机、燃油泵、滑油泵等安装位置以及燃烧室、涡轮机匣位置，调整灭火喷嘴支管2的角度和末端灭火喷嘴3的指向。初步设计两路灭火管路分支管1采用相同的管径，设定灭火喷嘴支管2管径和末端灭火喷嘴3不锈钢圆环薄片的内径。
28.为满足灭火剂在喷射后发动机舱的各个部位灭火剂的体积浓度至少达到6％(质量浓度22％)，并且该浓度的持续时间不应小于0.5s的要求，需要结合发动机舱内通风冷却方案和初步的灭火喷嘴布局方案参数进行仿真分析，如果结果灭火剂浓度能够满足要求，则该套灭火系统喷嘴布置设计方法可行。若不能满足灭火剂浓度要求，则重新对灭火喷嘴支管2的角度和末端灭火喷嘴3的指向，及灭火喷嘴支管2管径和末端灭火喷嘴3不锈钢圆环薄片的内径等参数进行调整，重新进行仿真分析，直到得到满意的发动机舱灭火系统喷嘴布局方案。
29.实施例二、
30.参考图2，某涡桨发动机因功能需要，选用大功率附件设备，可能会选用强迫风冷的方式实现大功率附件设备的散热需求，第一个风冷设备9从发动机顶部的第二进气口6引入冷空气，通过进气冷却管路8进入第一个风冷设备9内部，冷却完设备后的气体直接排入发动机舱内。顺航向进入发动机舱左侧的第三进气口7的冷空气通过进气冷却管路8进入第二个风冷设备9内部，冷却完后的气体直接排入发动机舱内，顺航向左侧发动机中段整流罩上还有一个第一进气口5，对发动机舱内机匣壁面和其他设备进行冷却，发动机舱气流最终从排气百叶窗(图中未示意)排出舱外。根据通风冷却方案设计参数进行流场计算，从仿真计算流线图中发现2个强迫风冷设备附近的气流量很大。
31.鉴于上述分析结果，若将灭火剂通过灭火喷嘴支管2和末端灭火喷嘴3直接喷射在发动机舱内，无论怎么对灭火支管和灭火喷口方向进行布局设计，都会出现强迫通风设备附近无灭火剂的情况，因此提出直接将两路灭火管路分支管1焊接在风冷设备的进气冷却管路上。
32.根据该舱室通风冷却方案和大功率设备布局，初步设定两路灭火管路分支管1管径相同，在灭火管路分支管1上沿周向均匀焊接若干个灭火喷嘴支管2，设定灭火喷嘴支管2的长度和管径。
33.结合巡航状态下通风冷却进气量及设定的发动机舱内灭火系统喷嘴布局设计参
数进行仿真计算，若所得结果能够满足发动机舱火区全部空间内满足灭火剂体积浓度6％，至少持续0.5s的要求，则该套灭火系统喷嘴布置设计方法可行。若不能满足灭火剂浓度要求，则重新对灭火喷嘴支管2的角度和管径等参数进行调整，重新进行仿真分析，直到得到满意的发动机舱灭火系统喷嘴布局方案。
34.该实施例中，根据需要采用管径很小的细长圆管或不锈钢薄圆环片焊接在灭火管路上，舱内的各喷嘴支管管径非均一化设计，在具体布局设计时充分结合发动机舱通风冷却方案和发动机舱内设备分布构型，通过调整灭火管路分支管位置和管径规格实现对发动机舱内前部和后部区域灭火剂喷射量的首次分配；灭火管路分支管上喷嘴支管的设计可以实现对灭火剂的导向性喷射，能解决发动机舱内附件集中区域灭火剂难覆盖问题，灭火剂喷射后随舱内气流快速均匀混合，达到国军标发动机舱灭火剂浓度要求。这种设计方法简单、灵活、喷射速度快，系统重量轻且维护性好。
35.以上所述，仅为本技术的具体实施方式，但本技术的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本技术揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本技术的保护范围之内。因此，本技术的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。

技术特征：

1.一种发动机舱灭火管网，其特征在于，包括一体化设计的灭火管路及灭火喷嘴(3)，所述灭火管路包括从发动机舱外引入发动机火区的灭火主干路，设置在所述主干路末端的两个分支管(1)，以及设置在各分支管(1)上的多个喷嘴支管(2)；其中，当所述发动机具有通过强迫风冷对附件设备进行散热的进气冷却管路时，则将两路分支管(1)的末端分别接在所述进气冷却管路上，否则，将两路分支管(1)中的第一分支管延伸至火区前端，将两路分支管(1)中的第二分支管延伸至燃烧室或涡轮机匣对应的位置，两路分支管(1)末端设置有灭火喷嘴(3)；多个所述喷嘴支管(2)沿各分支管(1)的延伸方向设置在分支管(1)上，并按预设的角度朝向火区的不同位置，各所述喷嘴支管(2)的末端设置有灭火喷嘴(3)。2.如权利要求1所述的发动机舱灭火管网，其特征在于，喷嘴支管(2)通过焊接的方式与分支管(1)一体化设计。3.如权利要求1所述的发动机舱灭火管网，其特征在于，所述灭火喷嘴(3)为采用不锈钢材料制成的圆环薄片结构，圆环外端与喷嘴支管(2)或分支管(1)的末端焊接，圆环内端形成喷口。4.如权利要求1所述的发动机舱灭火管网，其特征在于，各喷嘴支管(2)沿分支管(1)的周向均匀布置。5.如权利要求1所述的发动机舱灭火管网，其特征在于，两个所述分支管(1)的管径相同，以使每个分支管(1)灭火剂量相同。6.如权利要求1所述的发动机舱灭火管网，其特征在于，各喷嘴支管(2)的长度、相对于分支管(1)的角度，以及管径参数通过仿真计算进行调整，调整目标为能够使得发动机舱火区全部空间内灭火剂体积浓度6％，且至少持续0.5s。

技术总结

本申请属于飞机发动机灭火系统设计领域，特别涉及一种发动机舱灭火管网。该灭火管网包括一体化设计的灭火管路及灭火喷嘴(3)，灭火管路包括从发动机舱外引入发动机火区的灭火主干路，设置在主干路末端的两个分支管(1)，以及设置在各分支管(1)上的多个喷嘴支管(2)；当发动机具有通过强迫风冷对附件设备进行散热的进气冷却管路时，则将两路分支管(1)的末端分别接在所述进气冷却管路上，否则，将两路分支管(1)中的第一分支管延伸至火区前端，将两路分支管(1)中的第二分支管延伸至燃烧室或涡轮机匣对应的位置，两路分支管(1)末端设置有灭火喷嘴(3)。本申请的灭火管网结构简单、灵活、喷射速度快，系统重量轻且维护性好。系统重量轻且维护性好。系统重量轻且维护性好。