一种飞机发动机火灾模拟器的制作方法

1.本技术涉及消防的领域，尤其是涉及一种飞机发动机火灾模拟器。


背景技术：

2.随航空事业的不断发展和科学技术的进步，航空器的安全程度越来越受到重视，特别是航空器的安全、适航问题显得非常重要。
3.飞机发动机在在起火时，环境较为复杂，火情无法在高空中得到有效的扑灭，一般紧急降落于附近机场并由机场消防人员进行扑救。
4.针对上述中的相关技术，发明人认为飞机的发动机起火并非常见情况，消防人员接触实际火情的次数较少，对于实际飞机发动机火情的扑救经验不够丰富。


技术实现要素：

5.为了使消防人员接触实际火情次数增加，丰富对于实际飞机发动机火情的扑救经验，本技术提供一种飞机发动机火灾模拟器。
6.本技术提供的一种飞机发动机火灾模拟器采用如下的技术方案：
7.一种飞机发动机火灾模拟器，包括呈筒状的外壳、模拟发动机的转子以及用于模拟火情的燃烧组件，所述外壳横向设置，所述外壳长度方向的一端设置有进气口，所述外壳的长度方向的另一端设置有出气口，所述外壳的内部可拆卸设置有内筒，所述内筒的与所述外壳同轴设置，所述转子位于所述内筒的内孔中并与所述内筒回转相连，所述燃烧组件包括供气组件以及点火针，所述供气组件套设于所述内筒的外周面，所述点火针的点火端以及所述供气组件的出气端均位于所述外壳内部靠近所述出气口的一端。
8.通过采用上述技术方案，通过外壳以及转子可以模拟飞机发动机的工作情况，同时利用燃烧组件在外壳中产生火焰，内筒可以将火焰与转子的重要部件隔离开来，从而减少火焰与转子重要部件的直接接触，提高转子使用寿命，同时燃烧组件产生的火焰可以模拟飞机发动机起火的效果，使消防人员接触实际火情次数增加，丰富对于实际飞机发动机火情的扑救经验。
9.可选的，所述转子包括两个风扇以及用于驱动两个所述风扇转动的驱动件，两个所述风扇中，其中一个所述风扇位于所述进气口内，另一个所述风扇位于所述出气口内，所述驱动件位于所述内筒的内孔中，所述驱动件的输出端自所述内筒长度方向的两端伸出所述内筒并带动两个所述风扇同时转动。
10.通过采用上述技术方案，两个风扇可以提高外壳中的空气的流动速度，使得火焰的燃烧状态更加贴近于实际情况，同时利用驱动件也可以调整两个风扇的转速，从而达到不同风速环境下的模拟效果。
11.可选的，所述燃烧组件包括用于提供可燃气体的供气组件以及用于点燃可燃气体的点火针，所述供气组件包括内部中空的供气环，所述供气环套设于所述内筒的外面并与所述内筒可拆卸相连，所述供气环的侧壁上设置有供气管，所述供气管的内孔与所述供气
环的内部相连通，所述供气管的一端与所述供气环的侧壁相连，所述供气管道的另一端与供气源相连，所述供气环朝向所述出气口的端面上设置有多个燃烧管，多个所述燃烧管沿所述供气环的周向间隔设置，所述燃烧管的一端与所述供气环相连，所述燃烧管的另一端向进风口延伸，所述燃烧管的内部与所述供气环相连通，所述燃烧管的内部、所述供气环的内孔以及所述供气管的内部形成供可燃气体流通的通道。
12.通过采用上述技术方案，利用供气环可以同时为多个供气管进行供气，从而使可燃气体更加均匀地进入到外壳中，同时利用燃烧管可以使火焰的燃烧位置更加靠近出风口，从而减少火焰与其他部件之间的接触。
13.可选的，所述供气环的端面上一体成型有安装环，所述安装环轴线方向的一端与所述供气环相连，所述安装环轴向方向的另一端向远离所述供气环的方向延伸，所述安装环背离所述供气环的一端开设有多个安装槽，所述内筒的侧壁上设置有多个安装螺杆，所述安装螺杆沿所述内筒的周向设置，每个所述安装螺杆上均设置有安装螺母，所述供气环沿所述内筒滑动至所述安装螺杆位于所述安装槽内时，所述安装环与所述内筒的相对位置通过所述安装螺母固定。
14.通过采用上述技术方案，利用安装环将供气环与内筒固定，从而实现了供气环内筒之间的可拆卸连接，从而当供气环可以进行更换，更加便于整体的维护。
15.可选的，所述内筒的外周面上还设置有稳焰盘，所述稳焰盘位于所述燃烧管与所述出气口之间，所述稳焰盘的端面与所述出气口相对设置，所述点火针与所述供气组件位于所述稳焰盘的两侧。
16.通过采用上述技术方案，稳焰盘可以使火焰以使得壳体进入到通风口中的空气更加地稳定，同时使可燃气体燃烧时产生的火焰更加稳定，提高可燃气体燃烧效率。
17.可选的，所述稳焰盘的侧壁与所述外壳的侧壁相抵接，所述稳焰盘上开设有多个稳焰孔，多个所述稳焰孔沿稳焰盘的周向间隔设置。
18.通过采用上述技术方案，稳焰盘将外壳分为两个区域，从而使可燃气体在稳焰盘朝向出风口的一侧燃烧，减少壳体内部整体燃烧的情况，稳焰孔可以使混合气体沿特定的方向流动，从而提高可燃气体燃烧稳定性。
19.可选的，所述外壳包括可分离设置的上壳体与下壳体，所述上壳体与下壳体扣合时可形成将所述内筒扣在内部的壳体，所述下壳体与所述内筒之间设置有支撑组件，所述内筒通过所述支撑组件与所述下壳体可拆卸相连。
20.通过采用上述技术方案，工作人员可以将上壳体和下壳体分离，从而便于对外壳内部的部件进行检修，从而减少由于高温的老化对整体使用的 影响，提高整体火灾模拟器的使用寿命。
21.可选的，所述支撑组件包括上固定环和下固定环，所述下固定环的侧壁与所述下壳体相连，所述上固定环的一端与所述下固定环的一端转动相连，所述上固定环与所述下固定环的另一端可分离相连，所述上固定环与所述下固定环扣合时可形成将所述内筒扣在内部的环状结构。
22.通过采用上述技术方案，利用下固定环可以对内筒进行支撑，同时利用上固定环与下固定环对内筒进行夹持，便于内筒的安装和拆卸，从而更加便于对火灾模拟器进行检修。
23.综上所述，本技术包括以下至少一种有益技术效果：
24.1.通过外壳以及转子可以模拟飞机发动机的工作情况，同时利用燃烧组件在外壳中产生火焰，内筒可以将火焰与转子的重要部件隔离开来，从而减少火焰与转子重要部件的直接接触，提高转子使用寿命，同时燃烧组件产生的火焰可以模拟飞机发动机起火的效果，使消防人员接触实际火情次数增加，丰富对于实际飞机发动机火情的扑救经验；
25.2.利用供气环可以同时为多个供气管进行供气，从而使可燃气体更加均匀地进入到外壳中，同时利用燃烧管可以使火焰的燃烧位置更加靠近出风口，从而减少火焰与其他部件之间的接触；
26.3.利用下固定环可以对内筒进行支撑，同时利用上固定环与下固定环对内筒进行夹持，便于内筒的安装和拆卸，从而更加便于对火灾模拟器进行检修。
附图说明
27.图1是本技术飞机发动机火灾模拟器整体结构示意图。
28.图2是本技术实施例中飞机发动机火灾模拟器内部结构示意图。
29.图3是本技术实施例中支撑组件结构示意图。
30.图4是本技术实施例中燃烧组件结构示意图。
31.附图标记说明：1、外壳；12、支撑架；13、进气口；14、出气口；15、上壳体；16、下壳体；17、内筒；2、转子；21、风扇；22、驱动电机；3、燃烧组件；31、点火针；32、供气组件；321、供气环；322、供气管；323、电磁阀；324、燃烧管；325、安装环；3251、安装槽；33、稳焰盘；331、稳焰孔；34、安装螺杆；341、安装螺母；4、支撑组件；41、上固定环；42、下固定环；43、支撑杆。
具体实施方式
32.以下结合附图1-4对本技术作进一步详细说明。
33.本技术实施例公开一种飞机发动机火灾模拟器。参照图1、图2，飞机发动机火灾模拟器包括横向设置的筒状的外壳1以及回转连接在外壳1内部的转子2。外壳1的下方固定连接有用于支撑外壳1的支撑架12。外壳1的轴线方向的一端开设有进气口13，外壳1的另一端开设有出气口14。外壳1的内部可拆卸连接有用于安装转子2的内筒17，转子2通过内筒17与外壳1回转相连。空气可由的侧壁与外壳1的侧壁的内侧之间自出气口14流至进气口13。内筒17与外壳1之间可拆卸安装有用于产生火焰的燃烧组件3。
34.参考图2，转子2包括两个与内筒17回转相连的风扇21以及用于驱动风扇21转动的驱动电机22。两个风扇21分别位于内筒17轴线方向的两端的端头处，其中一个风扇21位于外壳1的进气口13中，另一个风扇21位于外壳1的出气口14中。驱动电机22采用双头电机，驱动电机22的两个输出端分别位于驱动电机22的两端。驱动电机22的外壳1固定连接在内筒17的内孔中，驱动电机22的两个输出端中，其中一个输出端与位于进气口13中的风扇21同轴固定，另一个输出端与出气口14中的风扇21同轴固定。驱动电机22启动时，两个风扇21通过驱动电机22同步转动，从而使外壳1内部的空气从进气口13流向出气口14。
35.参考图1、图2，外壳1包括可分离相连的上壳体15和下壳体16，上壳体15与下壳体16扣合在一起时，上壳体15与下壳体16形成一个将内筒17围在内部的筒状的壳体，上壳体15与下壳体16之间通过螺栓可拆卸连接在一起。下壳体16的侧壁的内侧固定连接有用于支
撑内筒17的支撑组件4，内筒17通过支撑组件4与下壳体16可拆卸连接。
36.参考图3，支撑组件4包括活动连接在外壳1内部的上固定环41以及与下壳体16固定相连的下固定环42。上固定环41的一端与下固定环42的一端铰接，上固定环41背离与下固定环42铰接的一端通过螺栓与下固定环42可分离相连。当上固定环41转动至与下固定环42扣合在一起时，上固定环41与下固定环42形成将内筒17扣在内部的环状结构。下固定环42与下壳体16之间固定连接有多个支撑杆43，本实施例中支撑杆43的数量以两个为例。两个支撑杆43分别位于内筒17的轴线的两侧呈镜像设置。支撑杆43的一端与下壳体16的侧壁的内侧固定相连，支撑杆43的另一端与下固定环42背离内筒17的侧壁固定相连。
37.参考图2、图4，燃烧组件3包括点火针31以及可拆卸连接在内筒17外侧侧壁上的供气组件32。点火针31固定连接在上壳体15与内筒17之间，且点火针31的长度方向沿外壳1的轴线方向设置。当上壳体15与下壳体16分离时，点火针31随上壳体15同步与下壳体16进行分离。
38.参考图2、图4，供气组件32包括呈环状的供气环321，供气环321的内部中空且供气环321的内侧侧壁与内筒17的侧壁贴合在一起。供气环321朝向下方的侧壁上固定连接有竖直设置的供气管322，供气管322的内孔与供气环321的内部相连通。供气管322的一端与供气环321固定相连，供气管322的另一端贯穿下壳体16并伸出至下壳体16的外面。供气管322背离供气环321的一端与供气气源相连。供气管322上还固定连接有电磁阀323，供气管322中的可燃气体通过电磁阀323实现流通与切断。
39.供气环321朝向出气口14的端面上固定连接有多个燃烧管324，多个燃烧管324沿供气环321的周向间隔设置。燃烧管324的轴线与内筒17的轴线平行且燃烧管324的内孔与供气环321的内部相连通。燃烧管324的一端与供气环321朝向进气口13的一端固定相连，燃烧管324的另一端向进气口13的方向伸出。供气管322的内孔、供气环321的内部以及燃烧管324的内孔形成供可燃气体流通的通道，可燃气体可沿供气管322进入到供气环321中，并通过供气环321分流到每个燃烧管324中。
40.供气环321朝向出气口14的一端的端面上固定连接有安装环325，安装环325侧壁的内侧与内筒17的侧壁贴合在一起。安装环325的一端与供气环321固定相连，安装环325的另一端向出气口14的方向伸出。
41.参考图4，安装环325的侧壁上开设有多个安装槽3251，多个安装槽3251沿安装环325的周向间隔设置。安装槽3251呈长条形且安装槽3251的长度方向沿内筒17的轴线方向设置。安装槽3251与安装环325背离供气环321的端面相连通。内筒17的侧壁上固定连接有多个安装螺杆34，安装螺杆34的长度方向沿内筒17的径向方向设置。安装螺杆34的数量与安装槽3251的数量相同且一一相对。供气环321沿内筒17的轴线方向自进气口13向出气口14的方向移动时，安装螺杆34自安装槽3251的开口处滑动至安装槽3251内。每个安装螺杆34上均螺纹连接有安装螺母341。安装螺杆34位于安装槽3251内时，安装螺母341沿安装螺杆34的轴线靠近内筒17时，安装螺母341挤压安装环325的侧壁从而通过摩擦力将安装环325与内筒17的相对位置固定。
42.内筒17的外部同轴固定有稳焰盘33，稳焰盘33位于点火针31与供气管322之前且稳焰盘33的盘面与出风口相对设置。稳焰盘33位于环状通道的内部，且稳焰盘33的边缘与外壳1的内侧侧壁贴合在一起。稳焰盘33上开设有多个稳焰孔331，多个稳焰孔331沿稳焰盘
33的周向间隔设置。空气与可燃气体的混合气体可以通过稳焰孔331流通至出气口14并通过点火针31点燃。
43.本技术实施例一种飞机发动机火灾模拟器的实施原理为：进行火灾模拟时，首先打开电磁阀323将可燃气体充入外壳1中，同时利用点火针31将可燃气体点燃，然后启动驱动电机22，使得风扇21在驱动电机22的作用下转动，从而使外壳1中的空气沿向出风口的方向流动，从而形成向出风口方向飘动的火焰，从而实现对飞机发动机火灾的模拟。
44.以上均为本技术的较佳实施例，并非依此限制本技术的保护范围，故：凡依本技术的结构、形状、原理所做的等效变化，均应涵盖于本技术的保护范围之内。