【技术实现步骤摘要】
本专利技术涉及引燃试验，具体涉及一种航空用热表面引燃试验系统。
技术介绍
1、热表面是一类典型的引火源，如汽车发动机表面、排气管表面、化工装置的热流体管道表面等均为常见的热表面类型；当可燃液体接触这些热表面时，如果热表面的温度高于该可燃液体的自燃温度，可能会发生着火事故。
2、在飞机中，以飞机发动机舱为例，即存在较多的热表面，包括飞机发动机表面、输油管道表面、排气管道表面等。由于飞机发动机舱中往往设置有较多油路，在飞机的长期运行中，受飞机运行振动、高温、结构老化等各项因素影响，油路管道或容器易于变形或破裂，造成可燃液体(即油液)泄漏，存在与热表面接触而引发火灾的风险。并且，由于泄漏的油品极易在热表面中快速蒸发，并且在达到自燃条件下发生燃烧后也不易留下显著的燃烧特征，再加之引发火灾后飞机内部的整体燃烧，使得热表面难以被准确认定为引火源，热表面引燃情况和油品的实际自燃情况均难以确认，飞机火灾风险隐患难以排查。
3、目前，常见的试验平台和测试系统均基于密闭的试验容器进行，且主要测定的是物质的自燃点温度(ati)。在具体测试中，则大多依照相关的标准要求进行测定，并且，根据标准的不同，采用的实验器具也有所差别，例如有的采用圆底烧瓶，有的采用锥形瓶，但基本原理都是相同的，那就是营造一个相对封闭的、稳定的、均匀的高温环境，以准确测试物质受热着火的自燃点。但是，其测试结果(ati)并不能用于实际航空热表面引燃过程的表征。自燃点是物质本身的特性，但对于实际应用中的油品而言，相同的自燃点特性在不同的工况条件下所表现出的油品性
技术实现思路
1、本专利技术意在提供一种航空用热表面引燃试验系统，能够为航空热表面引燃试验提供简洁、易操作的试验装置，能够辅助构建出高真实度的、符合不同航空工况的引燃测试环境，能够为油品适航评价提供可靠数据参考。
2、本专利技术提供的基础方案为：航空用热表面引燃试验系统，包括相连通的入口管道、试验管道和抽风管道；所述入口管道端部设有阀门；所述阀门用于控制入口管道的开口大小；所述试验管道的底部设置有加热机构；所述试验管道的顶部设置有滴落机构；所述抽风管道与抽风风机连接；所述试验管道底部开设有安装口，所述安装口用于可拆卸安装不同的板材；所述板材用于模拟热表面；所述加热机构用于加热板材，所述滴落机构用于向板材上滴加油品；
3、并且，在试验中，阀门与抽风风机配合形成动态的负压试验环境。
4、进一步，所述板材包括平面板材和弧面板材；所述板材的材质包括钛合金、高强度钢和高温合金；所述滴落机构中的油品为航空液压油、航空燃油或航空润滑油。
5、进一步，所述试验管道和抽风管道之间还连接有冷却管道；所述冷却管道用于冷却经过试验管道的气流。
6、进一步，所述入口管道和试验管道之间还连接有整流管道；所述整流管道用于稳定进入试验管道的气流；所述整流管道中设置有多块整流板。
7、进一步，在整流管道和试验管道之间还设置有气流加热管道；所述气流加热管道用于加热自入口管道引入的空气；且气流加热管道的气温加热阈值为400℃。
8、进一步，还包括监测装置；所述监测装置包括用于观测板材与油品液滴的接触表面的摄像仪和高速纹影仪；所述试验管道的侧面设有观测窗；所述摄影仪和高速纹影仪设于试验管道周边且对准观测窗。
9、进一步，所述滴落机构包括旋转装置和周向固定于旋转装置上的数个针式注射泵；且数个针式注射泵分别存储有不同类型的油品；所述针式注射泵在滴加油品时，包括单滴滴加模式、连滴滴加模式和细线流滴加模式。
10、进一步，所述加热机构包括多组加热丝和用于控制各组加热丝的加热控制器；所述加热控制器在控制加热丝时，按照热表面模拟需求，自动选取需加热的加热丝及对应的加热温度；所述板材的底部设有加热丝安装位。
11、进一步，所述主控装置包括主控模块；所述主控模块用于采集热表面模拟需求，并按照热表面模拟需求，分别控制加热机构、滴落机构、冷却管道、气流加热管道、抽风风机和电动阀门的运作。
12、进一步，所述动态的负压试验环境中，气流流速为0～3.5m/s，压力为20kpa～101.3kpa。
13、本专利技术的工作原理及优点在于：在实际应用中，在试验管道中安装上需要模拟的板材，并配置好加热机构、滴落机构，再通过调整入口管道端部的电动阀门和抽风风机的风速，可使得试验系统内部处于负压环境，再在此负压环境下，控制滴落机构向板材上滴落液滴，与此同时，采用摄像仪和高速纹影仪观测板材与液滴的接触表面，以获得热表面引燃试验数据。
14、首先，本方案能够为航空热表面引燃试验提供简洁、易操作的试验装置。本试验系统的整体结构简洁，板材便于更换，滴落机构能够灵活切换滴加的油品，便于进行不同类型的热表面引燃试验。其次，本方案能够通过负压及气流条件的增设及控制，辅助构建出高真实度的、符合不同航空工况的引燃测试环境，能够准确试验出油品的实际引燃情况，能够为油品适航评价提供更为可靠的、多维的数据参考。
15、特别的是，本方案能够在试验中，通过阀门与抽风风机配合形成动态的负压试验环境。其中，通过组合调节不同的阀门开度和抽风风机风速，能够动态调整的试验环境中的压力大小，形成低压环境，进而能够模拟出飞机在不同的运行工况下(例如飞机在起飞、巡航、下降等各运行阶段对应的工况)所处的压力环境，能够满足不同的飞行工况模拟需求。
16、进一步地，本方案所构建的动态的负压试验环境为负压条件下的风洞试验环境。在此环境中，试验系统内部的空气保持为流动状态，且设定有一定的流速(风速)。与常规认知中的类似于抽真空、增容式的压力调整形式不同，本方案所设定的是保持气流流动的负压形式，该种负压形式下，所模拟的是真实的飞机发动机舱内环境。在此舱内环境中，受舱内的机械结构布局及设置的空气动力系统、通风系统等的影响，舱内环境中往往存在流动气流，各高温部件周边实际存在一定的风速。而在热表面引燃情况出现时，这种流动气流的存在也会导致引燃情况与常规预想的引燃情况存在差别。而在本方案所构建的动态负压条件下，处于试验管道处的板材和下落的油品液滴，能够等效还原出上述在真实的流动气流影响下处于不同的飞机运行工况下的真实引燃情况。
17、并且，相较于现有技术中针对自燃点温度(ati)进行油品测试的方法，本方案则恰恰克服了现有的航空油品试验及相关的国际试验标准中仅关注油品本身的引燃点的测试偏见，选择对处于不同外部条件影响下的油品的具体热表面引燃表现进行试验，通过对不同的实验工况下的热表面引燃情况的捕捉，更能有效真实的反映研究对象实际工况下的引燃情况。<本文档来自技高网...
【技术保护点】
1.航空用热表面引燃试验系统，其特征在于，包括相连通的入口管道、试验管道和抽风管道；所述入口管道端部设有阀门；所述阀门用于控制入口管道的开口大小；所述试验管道的底部设置有加热机构；所述试验管道的顶部设置有滴落机构；所述抽风管道与抽风风机连接；所述试验管道底部开设有安装口，所述安装口用于可拆卸安装不同的板材；所述板材用于模拟热表面；所述加热机构用于加热板材，所述滴落机构用于向板材上滴加油品；
2.根据权利要求1所述的航空用热表面引燃试验系统，其特征在于，所述板材包括平面板材和弧面板材；所述板材的材质包括钛合金、高强度钢和高温合金；所述滴落机构中的油品为航空液压油、航空燃油或航空润滑油。
3.根据权利要求1所述的航空用热表面引燃试验系统，其特征在于，所述试验管道和抽风管道之间还连接有冷却管道；所述冷却管道用于冷却经过试验管道的气流。
4.根据权利要求3所述的航空用热表面引燃试验系统，其特征在于，所述入口管道和试验管道之间还连接有整流管道；所述整流管道用于稳定进入试验管道的气流；所述整流管道中设置有整流格栅。
5.根据权利要求4所述的航空
6.根据权利要求1所述的航空用热表面引燃试验系统，其特征在于，还包括监测装置；所述监测装置包括用于观测板材与油品液滴的接触表面的摄像仪和高速纹影仪；所述试验管道的侧面设有观测窗；所述摄影仪和高速纹影仪设于试验管道周边且对准观测窗。
7.根据权利要求1所述的航空用热表面引燃试验系统，其特征在于，所述滴落机构包括旋转装置和周向固定于旋转装置上的数个针式注射泵；且数个针式注射泵分别存储有不同类型的油品；所述针式注射泵在滴加油品时，包括单滴滴加模式、连滴滴加模式和细线流滴加模式。
8.根据权利要求1所述的航空用热表面引燃试验系统，其特征在于，所述加热机构包括多组加热丝和用于控制各组加热丝的加热控制器；所述加热控制器在控制加热丝时，按照热表面模拟需求，自动选取需加热的加热丝及对应的加热温度；所述板材的底部设有加热丝安装位。
9.根据权利要求5所述的航空用热表面引燃试验系统，其特征在于，还包括主控装置；所述主控装置包括主控模块；所述主控模块用于采集热表面模拟需求，并按照热表面模拟需求，分别控制加热机构、滴落机构、冷却管道、气流加热管道、抽风风机和电动阀门的运作。
10.根据权利要求1所述的航空用热表面引燃试验系统，其特征在于，所述动态的负压试验环境中，气流流速为0～3.5m/s，压力为20kpa～101.3kpa。
...【技术特征摘要】
1.航空用热表面引燃试验系统，其特征在于，包括相连通的入口管道、试验管道和抽风管道；所述入口管道端部设有阀门；所述阀门用于控制入口管道的开口大小；所述试验管道的底部设置有加热机构；所述试验管道的顶部设置有滴落机构；所述抽风管道与抽风风机连接；所述试验管道底部开设有安装口，所述安装口用于可拆卸安装不同的板材；所述板材用于模拟热表面；所述加热机构用于加热板材，所述滴落机构用于向板材上滴加油品；
2.根据权利要求1所述的航空用热表面引燃试验系统，其特征在于，所述板材包括平面板材和弧面板材；所述板材的材质包括钛合金、高强度钢和高温合金；所述滴落机构中的油品为航空液压油、航空燃油或航空润滑油。
3.根据权利要求1所述的航空用热表面引燃试验系统，其特征在于，所述试验管道和抽风管道之间还连接有冷却管道；所述冷却管道用于冷却经过试验管道的气流。
4.根据权利要求3所述的航空用热表面引燃试验系统，其特征在于，所述入口管道和试验管道之间还连接有整流管道；所述整流管道用于稳定进入试验管道的气流；所述整流管道中设置有整流格栅。
5.根据权利要求4所述的航空用热表面引燃试验系统，其特征在于，在整流管道和试验管道之间还设置有气流加热管道；所述气流加热管道用于加热自入口管道引入的空气；且气流加热管道的气温加热阈值为400℃。
【专利技术属性】
技术研发人员：谢飞，吴海涛，刘馨钰，曾泰，于新华，李果林，武斌，
申请(专利权)人：中国民用航空总局第二研究所，
类型：发明
国别省市：
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