專利名稱：一種雙模式燃氣生成裝置及生成方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明涉及一種雙模式燃氣生成裝置及生成方，特別是使用空氣和煤油作為介質(zhì)，通過燃氣驅(qū)動渦輪，為飛機地面啟動和空中應(yīng)急系統(tǒng)提供應(yīng)急電能和液壓能的可多次重復(fù)使用的燃氣生成裝置及生成方。
背景技術(shù)：
傳統(tǒng)的飛機采用的燃氣生成裝置是單獨的系統(tǒng)，在飛行中當飛機主電源或主液壓泵系統(tǒng)發(fā)生故障或發(fā)電機停車時，應(yīng)急動力系統(tǒng)優(yōu)先使用從飛機發(fā)動機抽取的壓縮空氣作為動力，如果發(fā)動機可利用的壓縮空氣不足，則使用單組元推進劑分解產(chǎn)生的燃氣作為補充，驅(qū)動渦輪動力裝置，產(chǎn)生應(yīng)急液壓和電能。采用上述方案的燃氣生成裝置，往往僅是在空中應(yīng)急時單次使用，每次使用完成后需要更換推進劑貯箱或再次加注，而且由于采用了較為昂貴的催化劑和有毒的推進劑， 除成本較高外，使用維護也較為復(fù)雜。

發(fā)明內(nèi)容
為了解決現(xiàn)有的燃氣生成裝置只能單次使用、成本較高并且維護復(fù)雜的技術(shù)問題，本發(fā)明提供一種用于飛機地面啟動及空中應(yīng)急的雙模式燃氣生成裝置及生成方。本發(fā)明的技術(shù)解決方案一種雙模式燃氣生成裝置，其特殊之處在于包括氣瓶組件、空氣截止及減壓閥、 燃油貯箱、燃油截止及控制閥、空氣控制閥、燃氣發(fā)生器以及控制系統(tǒng)，所述氣瓶組件中的氣體通過空氣截止及減壓閥分為兩路輸出，一路輸出給燃油貯箱，一路通過空氣控制閥輸出給燃氣發(fā)生裝置，所述燃油貯箱通過燃油截止及控制閥與燃氣發(fā)生器連通，所述控制系統(tǒng)用于實時測量渦輪轉(zhuǎn)速和燃氣溫度、根據(jù)渦輪轉(zhuǎn)速給空氣控制閥發(fā)控制空氣流量信號以及根據(jù)燃氣溫度給燃油截止及控制閥發(fā)送控制燃油流量信號，所述控制系統(tǒng)向空氣截止及減壓閥發(fā)送啟動信號。上述燃氣生成裝置還包括注油閥，燃油通過注油閥給燃油貯箱充填。上述燃氣生成裝置還包括充氣閥，主發(fā)動機帶動的壓縮空氣系統(tǒng)通過充氣閥與氣瓶組件連接。上述的空氣截止及減壓閥中的減壓閥采用金屬對金屬的密封結(jié)構(gòu)。一種雙模式燃氣生成方法，其特殊之處在于包括以下步驟1前期準備系統(tǒng)處于停止狀態(tài)，空氣截止及減壓閥和燃油截至及控制閥關(guān)閉，燃油貯箱中的氣體通過空氣控制閥從燃氣發(fā)生器排出，當貯箱內(nèi)壓力低于飛機的燃油供應(yīng)壓力時，燃油通過注油閥充填至燃油貯箱中；2地面啟動控制系統(tǒng)向空氣截止及減壓閥發(fā)出啟動信號，空氣截止及減壓閥打開，氣瓶組件中氣體通過空氣截止及減壓閥分為兩路輸出，一路通過燃油貯箱和燃油截止及控制閥輸出給燃氣發(fā)生裝置，一路通過空氣控制閥輸出給燃氣發(fā)生裝置，燃氣閥生氣產(chǎn)生高溫燃氣吹動渦輪；飛機主發(fā)動機帶動的壓縮空氣系統(tǒng)通過充氣閥給氣瓶組件內(nèi)充氣；3空中應(yīng)急控制系統(tǒng)實時測量渦輪轉(zhuǎn)速和燃氣溫度，控制系統(tǒng)根據(jù)渦輪轉(zhuǎn)速給空氣控制閥發(fā)控制空氣流量信號，根據(jù)燃氣溫度給燃油截止及控制閥發(fā)送控制燃油流量信號。本發(fā)明與現(xiàn)有技術(shù)相比的具有有益效果1、本發(fā)明在作為飛行應(yīng)急的動力源的同時，還為輔助系統(tǒng)的地面啟動提供動力， 簡化了系統(tǒng)；2、本發(fā)明所涉及燃氣生成系統(tǒng)采用雙模式工作，地面啟動采用富氧模式，減少積碳，空中應(yīng)急采用富燃模式，增長工作時間；3、本發(fā)明采用的均為無毒推進劑，系統(tǒng)安全性好；未采用價格昂貴的催化劑和推進劑，系統(tǒng)的成本相對較低；4、本發(fā)明的燃油來自飛機燃油，可以實現(xiàn)重復(fù)加注燃油。5、本發(fā)明氣瓶組件和燃油貯箱可自主從飛機主系統(tǒng)獲取壓縮空氣和燃油，使用維護性好，并可實現(xiàn)多次重復(fù)生成。


圖1為本發(fā)明雙模式燃氣生成系統(tǒng)原理簡圖；圖2為本發(fā)明雙模式燃氣生成系統(tǒng)的結(jié)構(gòu)安裝示意圖；其中

書為1-氣瓶組件，2-充氣閥，3-空氣截止及減壓閥，4-空氣控制閥，5-燃油貯箱，6-燃油截止及控油閥，7-燃氣發(fā)生器，8-渦輪，9-控制系統(tǒng)，10-注油閥。
具體實施例方式應(yīng)用于某應(yīng)急動力系統(tǒng)的實施實例如下雙模式燃氣生成裝置由氣瓶組1、充氣閥2、空氣截止及減壓閥3，燃油貯箱5、注油閥10、空氣控制閥4、燃油截至及控制閥6、燃氣發(fā)生器7、渦輪8和控制系統(tǒng)9組成，其系統(tǒng)組成見圖1，安裝結(jié)構(gòu)示意圖見圖2。氣瓶組采用為兩臺柱形碳纖維纏繞氣瓶；壓力截止及減壓閥設(shè)計時根據(jù)系統(tǒng)工作過程中，只要求壓力調(diào)節(jié)精度，不存在關(guān)閉狀態(tài)的工作特點，減壓閥設(shè)計了金屬對金屬的結(jié)構(gòu)，使閥芯、閥座簡單化，且容易保證和實現(xiàn)閥芯、閥座的對中性，保證對壓力調(diào)節(jié)過程的精確控制，同時也改善了高壓氣流流場的平穩(wěn)過渡性；貯箱可以多次重復(fù)使用；空氣控制閥、 燃油截止和控制閥均采用電磁閥，工作簡單可靠；燃氣發(fā)生器采用頭身法蘭連接結(jié)構(gòu)。燃氣發(fā)生器身部包括內(nèi)、外壁和絕熱夾層，內(nèi)外壁在出口端焊接，內(nèi)壁承受高溫，外壁承受強度，火花塞與內(nèi)壁和夾層為間隙配合。絕熱層的作用是使內(nèi)壁在很快的時間內(nèi)達到高溫，降低內(nèi)壁積碳，同時熱量不會傳到外壁，降低外壁表面溫度，增加外壁的強度，從而降低整個外壁的結(jié)構(gòu)質(zhì)量。為。該燃氣生成裝置具備兩種工作模式，可適用應(yīng)急動力系統(tǒng)和輔助動力系統(tǒng)一體化的組合方案。該裝置不僅可在飛機地面啟動和自檢過程為輔助動力系統(tǒng)的啟動提供動力。而且當飛機主電源或主液壓泵系統(tǒng)發(fā)生故障或發(fā)電機停車時，飛機應(yīng)急動力系統(tǒng)利用預(yù)先存儲的壓縮空氣和燃油混合燃燒吹動渦輪提供應(yīng)急液壓和電能，并同時啟動輔助動力系統(tǒng)。當主發(fā)動機正常工作時，飛機上配備的空氣供應(yīng)系統(tǒng)可自動為燃氣生成系統(tǒng)中的氣
4瓶充氣，而燃油供應(yīng)系統(tǒng)則可將燃氣生成系統(tǒng)的燃油貯箱自動充滿，為下次地面啟動或飛行應(yīng)急啟動做好準備。燃氣生成裝置采用的空氣/煤油推進劑本身無毒無污染，且可在正常飛行時自行進行補充，無需地面加注維護。燃氣生成系統(tǒng)在飛機地面啟動時采用貧油燃燒模式，工作時不積碳、可多次重復(fù)使用，大大縮短了飛機的戰(zhàn)備時間，減小了地面使用維護設(shè)施規(guī)模；而在空中緊急情況時采用富油貧氧燃燒模式，空氣的消耗量小、工作可靠性高、應(yīng)急工作的時間長，可大幅減輕應(yīng)急動力系統(tǒng)的重量。上述方案的原理是該系統(tǒng)分為地面正常啟動和空中應(yīng)急啟動和再次工作前準備三種工作模式。(1)地面正常啟動飛行員啟動開關(guān)，控制系統(tǒng)發(fā)出指令，打開空氣截止及減壓閥，氣瓶中的高壓空氣通過減壓閥減壓后分為2路，一路通向燃油貯箱增壓煤油燃油，一路作為氧化劑經(jīng)過空氣調(diào)節(jié)閥調(diào)節(jié)流量后流至燃氣發(fā)生器；在打開空氣截止及減壓閥的同時打開燃油截止及控制閥，燃油在燃油貯箱內(nèi)空氣的擠壓下并調(diào)節(jié)流量后也流入燃氣發(fā)生器，燃氣發(fā)生器上的電點火器點火點燃空氣和燃油的混合氣，燃氣發(fā)生器以貧油模式工作， 產(chǎn)生高溫燃氣吹動渦輪。(2)空中應(yīng)急啟動空中應(yīng)急啟動過程與地面正常啟動基本相同，不同點在于燃氣發(fā)生器以富油模式工作，以減少壓縮空氣消耗量，從而減輕整個系統(tǒng)的結(jié)構(gòu)質(zhì)量。此外，為適應(yīng)空中的長時間工作，控制系統(tǒng)實時測量渦輪轉(zhuǎn)速和渦輪前溫度，反饋控制空氣控制閥和燃油截至及控制閥的閥芯開度。(3)再次工作前準備當系統(tǒng)停止工作后，空氣截止及減壓閥關(guān)閉，燃油貯箱中的增壓氣體通過燃氣發(fā)生器排出，當貯箱內(nèi)壓力低于飛機的燃油供應(yīng)壓力時，燃油自動通過注油閥再次充填入燃油貯箱中。飛行正常時，由飛機主發(fā)動機帶動的壓縮空氣系統(tǒng)通過充氣閥給氣瓶內(nèi)充氣，為下次地面正常啟動或空中緊急啟動或做好準備。理論分析和試驗研究表明，該燃氣生成系統(tǒng)可以滿足的飛行器的空中應(yīng)急和地面啟動的動力供應(yīng)需求。上述實施實例所示的燃氣生成裝置的結(jié)構(gòu)只是本發(fā)明的一種情況，根據(jù)不同的要求，燃氣生成裝置組件和結(jié)構(gòu)尺寸都是可以變化的。本領(lǐng)域技術(shù)人員可以根據(jù)不同的設(shè)計要求和設(shè)計參數(shù)在不偏離權(quán)利要求所界定的結(jié)構(gòu)的情況下進行各種增補、改進和更換，因此，本發(fā)明是廣泛的。
權(quán)利要求
1.一種雙模式燃氣生成裝置，其特征在于包括氣瓶組件、空氣截止及減壓閥、燃油貯箱、燃油截止及控制閥、空氣控制閥、燃氣發(fā)生器以及控制系統(tǒng)，所述氣瓶組件中的氣體通過空氣截止及減壓閥分為兩路輸出，一路輸出給燃油貯箱，一路通過空氣控制閥輸出給燃氣發(fā)生裝置，所述燃油貯箱通過燃油截止及控制閥與燃氣發(fā)生器連通，所述控制系統(tǒng)用于實時測量渦輪轉(zhuǎn)速和燃氣溫度、根據(jù)渦輪轉(zhuǎn)速給空氣控制閥發(fā)控制空氣流量信號以及根據(jù)燃氣溫度給燃油截止及控制閥發(fā)送控制燃油流量信號，所述控制系統(tǒng)向空氣截止及減壓閥發(fā)送啟動信號。
2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的雙模式燃氣生成裝置，其特征在于所述燃氣生成裝置還包括注油閥，燃油通過注油閥給燃油貯箱充填。
3.根據(jù)權(quán)利要求1或2所述的雙模式燃氣生成裝置，其特征在于所述燃氣生成裝置還包括充氣閥，主發(fā)動機帶動的壓縮空氣系統(tǒng)通過充氣閥與氣瓶組件連接。
4.根據(jù)權(quán)利要求3所述的的雙模式燃氣生成裝置，其特征在于所述的空氣截止及減壓閥中的減壓閥采用金屬對金屬的密封結(jié)構(gòu)。
5.一種雙模式燃氣生成方法，其特征在于包括以下步驟1前期準備系統(tǒng)處于停止狀態(tài)，空氣截止及減壓閥和燃油截至及控制閥關(guān)閉，燃油貯箱中的氣體通過空氣控制閥從燃氣發(fā)生器排出，當貯箱內(nèi)壓力低于飛機的燃油供應(yīng)壓力時，燃油通過注油閥充填至燃油貯箱中；2地面啟動控制系統(tǒng)向空氣截止及減壓閥發(fā)出啟動信號，空氣截止及減壓閥打開，氣瓶組件中氣體通過空氣截止及減壓閥分為兩路輸出，一路通過燃油貯箱和燃油截止及控制閥輸出給燃氣發(fā)生裝置，一路通過空氣控制閥輸出給燃氣發(fā)生裝置，燃氣閥生氣產(chǎn)生高溫燃氣吹動渦輪；飛機主發(fā)動機帶動的壓縮空氣系統(tǒng)通過充氣閥給氣瓶組件內(nèi)充氣；3空中應(yīng)急控制系統(tǒng)實時測量渦輪轉(zhuǎn)速和燃氣溫度，控制系統(tǒng)根據(jù)渦輪轉(zhuǎn)速給空氣控制閥發(fā)控制空氣流量信號，根據(jù)燃氣溫度給燃油截止及控制閥發(fā)送控制燃油流量信號。
全文摘要
本發(fā)明涉及一種雙模式燃氣生成裝置及生成方法，包括氣瓶組件、空氣截止及減壓閥、燃油貯箱、燃油截止及控制閥、空氣控制閥、燃氣發(fā)生器以及控制系統(tǒng)，所述氣瓶組件中的氣體通過空氣截止及減壓閥分為兩路輸出，一路輸出給燃油貯箱，一路通過空氣控制閥輸出給燃氣發(fā)生裝置，所述燃油貯箱通過燃油截止及控制閥與燃氣發(fā)生器連通。本發(fā)明解決了現(xiàn)有的燃氣生成裝置只能單次使用、成本較高并且維護復(fù)雜的技術(shù)問題，本發(fā)明在作為飛行應(yīng)急的動力源的同時，還為輔助系統(tǒng)的地面啟動提供動力，簡化了系統(tǒng)。
文檔編號F02C3/20GK102434281SQ20111020904
公開日2012年5月2日 申請日期2011年7月25日 優(yōu)先權(quán)日2011年7月25日
發(fā)明者呂發(fā)正, 李平, 鄒宇, 郭海波, 郭燦琳, 閻志勇 申請人:中國航天科技集團公司第六研究院第十一研究所