練好飛行員的發(fā)動機各種氣象條件下的起動技術(shù)、將飛機發(fā)動機按照季節(jié)調(diào)整技術(shù)狀態(tài)到最佳、強化維修管理、落實法規(guī)、加強教育等都可以減少發(fā)生人為差錯的發(fā)生概率,但不是解決問題的根本。
起動超溫的主要原因就是富油燃燒,只要在發(fā)動機起動過程中,排氣溫度上升較快有超溫趨勢的情況下適時減少發(fā)動機的供油量就能夠防止超溫。
降低發(fā)動機的供油量的途徑并非只有調(diào)節(jié)油門,通過研究發(fā)動機燃油系統(tǒng)發(fā)現(xiàn),可以使用發(fā)動機燃油急降電磁活門進行發(fā)動機起動時供油量的調(diào)節(jié)。燃油急降電磁閥的最初用途是,當(dāng)-電機發(fā)射火箭時減少發(fā)動機供油量,防止火箭尾氣進入電機發(fā)動機造成富油燃燒而停車。
燃油急降電磁活門不工作時,發(fā)動機的供油量受油門的控制,當(dāng)燃油急降電磁活門;工作時,控制燃油泵減少供油,使發(fā)動機的供油限制在慢車最低供油量上。也就是說,可以使用電路控制的方法進行發(fā)動機起動超溫控制。
在不影響飛機各個系統(tǒng)正常使用的前提下,合理利用飛機起動系統(tǒng)的電路資源,加裝起動超溫控制裝置,實現(xiàn)起動超溫控制功能,解決飛機起動超溫難以控制的問題。
總體方案是:
(1) 采用時分復(fù)用的方法,利用飛機單發(fā)起動按鈕,作為-飛機起動超溫控制的控制元件,在特定的時機賦予它特定的控制相應(yīng)的燃油急降電磁閥工作的功能。
(2) 使用飛機發(fā)動機上原有的燃油急降電磁閥作為飛機起動超溫控制裝置的執(zhí)行元件。
(3) 切換電路,在特定的時機給座艙的控制按鈕供電,并與相應(yīng) 的燃油急降電磁閥接通,當(dāng)發(fā)動機起動超溫時,按-廠控制按鈕給燃油急降電磁閥加電,燃油急降電磁閥工作。
(4) 特定時機的選擇。整個起動超溫控制裝置只有在飛機地面起動期間才可以工作,其它時機不會工作,處于冷待機狀態(tài)。具體將這一時間段設(shè)置為從起動開始斤 1 秒到起動結(jié)束(升壓起動 30 秒,低壓起動 42 秒)以后 30 秒止,為了適應(yīng)不同的起動方式的需要,整個控制裝置狀態(tài)的進入與退出受飛機起動箱控制。
(5) 起動箱控制信號的選擇。選擇合適的起動箱:工作狀態(tài)的控制信號輸出位置,確保整個裝置只在飛機地面起動過程中進入工作狀態(tài),在地面冷開車和空中開車時不進入控溫工作狀態(tài)。按照上述方案對飛機進行技術(shù)改造以后,當(dāng)飛機發(fā)動機地面起動的過程中山現(xiàn)起動超溫現(xiàn)象時,或者有超溫的趨勢時,點按相應(yīng)的起動按鈕,燃油急降電磁閥工作,直接將發(fā)動機的供油量減小到最小,有效地抑制發(fā)動機排氣溫度的上升。
在發(fā)動機出現(xiàn)起動超溫時,正確的處置方法是:在發(fā)動機起動和加速過程中, 應(yīng)密切注意發(fā)動機轉(zhuǎn)速和燃氣溫度, 當(dāng)發(fā)現(xiàn)轉(zhuǎn)速懸掛或燃氣溫度急劇上升時,應(yīng)立即人為拉停發(fā)動機,使發(fā)動機關(guān)車,保證發(fā)動機不受損傷,特別是發(fā)現(xiàn)轉(zhuǎn)速懸掛時,應(yīng)當(dāng)機立斷拉停發(fā)動機, 切忌錯誤認(rèn)為發(fā)動機轉(zhuǎn)速上升緩慢,等待發(fā)動機完成自動加速致慢車過程,在此過程中嚴(yán)禁關(guān)閉電子調(diào)節(jié)器和轉(zhuǎn)動油門環(huán)。
另外, 對于出現(xiàn)發(fā)動機超溫后, 應(yīng)對發(fā)動機內(nèi)、外部進行系統(tǒng)檢查:第一,檢查外觀無異常,特別是燃燒室、 自由渦輪殼體等熱端部件有無燒蝕痕跡和鼓包,如發(fā)現(xiàn)有燒蝕痕跡和鼓包,則發(fā)動機應(yīng)停用并返廠檢查;第二,應(yīng)對發(fā)動機進行孔探檢查。 拆下點火電嘴,從點火電嘴安裝孔檢查發(fā)動機旋流器及火焰筒前部情況;拆下熱電偶,從熱電偶安裝孔檢查火焰筒后部及燃氣渦輪 I 級導(dǎo)向器葉片;拆開 Ⅲ 級自由渦輪殼體上的檢查口蓋,檢查自由渦輪 Ⅲ 級導(dǎo)向器葉片; 拆開 Ⅳ 級自由渦輪殼體上的檢查口蓋,檢查自由渦輪 Ⅳ 級導(dǎo)向器葉片。 如上述檢查均正常,則發(fā)動機可監(jiān)控使用;如發(fā)現(xiàn)葉片或熱部件有燒蝕痕跡,則發(fā)動機應(yīng)停用,并返廠檢查。
發(fā)動機工作時,空氣經(jīng)過空氣壓縮器進入發(fā)動機和霧化的燃油按照后燃燒,推動渦輪轉(zhuǎn)動。但是當(dāng)發(fā)動機起動時,空氣壓縮器的轉(zhuǎn)數(shù)很低,進入發(fā)動機燃燒室的空氣量少,很容易造成富油燃燒,氣象條件惡劣時尤為嚴(yán)重。
造成發(fā)動機起動超溫的原因主要是因供油量大于需油量而形成的富油燃燒。
當(dāng)發(fā)動機出現(xiàn)起動超溫現(xiàn)象時,必須由機械師或飛行員及時調(diào)整油門,控制供油量,即調(diào)節(jié)燃油和空氣的混合比,來控制發(fā)動機的排氣溫度不超過規(guī)定。采用人工方法進行的油門調(diào)節(jié),可調(diào)節(jié)范圍小、可處置時間短、反應(yīng)慢,主要憑經(jīng)驗,操作難度大,特別是教練機需要前后座艙配合調(diào)節(jié)難度更大,成功率低,很容易造成起動不成功,甚至燒壞;發(fā)動機,直接影響戰(zhàn)訓(xùn)任務(wù)的完成,危及安全。
發(fā)動機起動時,發(fā)動機狀態(tài)是由停車狀態(tài)向慢車狀態(tài)轉(zhuǎn)變的過程,油門角的可調(diào)量很小,這就給機械師對油門的調(diào)節(jié)造成了很大的困難,油門稍微大一點即會造成發(fā)動機排溫超過規(guī)定,油門稍微小一點就會造成發(fā)動機停車,影響飛機的正常起飛。一般情況下是反復(fù)的調(diào)整油門的大小。
因此,發(fā)動機起動超溫是維修保障工作中減少人為差錯、保證安全的要采取措施加以解決。
你所指的低溫是低到多少度呢?只要是標(biāo)準(zhǔn)的厭氧反應(yīng)器就會有保溫措施,秸稈在不增加其他增溫措施的情況下也會自身產(chǎn)生熱量,即使在高寒地區(qū),能夠達到國家驗收標(biāo)準(zhǔn)的沼氣工程,在冬季罐內(nèi)溫度也不會低于20度的。
因為溫室和大棚差異很大,所以他們的管理技術(shù)也不相同。 溫室北面及兩側(cè)有保溫墻,南面和上面由玻璃或塑料薄膜覆蓋,并且外面有草苫或保溫被覆蓋,保溫效果較好,有的還有加溫設(shè)施。使用年限較長,造價...
JDS-82A恒速水浴恒溫?fù)u床技術(shù)參數(shù):1.溫控范圍:室溫-100℃。2.溫控方式:微電腦PID控制,PT100傳感器。3.溫控精度:0.1℃(恒溫狀態(tài)時)。4.溫度波動度:0.5℃。5.裝瓶量:25...
1、在更換燃油調(diào)節(jié)器時,應(yīng)注意檢查感溫筒內(nèi)筒的緊固情況, 確保感溫筒內(nèi)部形成空氣流通回路。
2、起動發(fā)動機時, 應(yīng)按發(fā)動機的起動規(guī)定執(zhí)行,先起動背風(fēng)的一臺發(fā)動機,再起動另外一臺;風(fēng)速過大(大于 20m/s) ,禁止起動發(fā)動機。 避免燃燒廢氣被吸入進氣道,引起發(fā)動機進氣量不足。 起動發(fā)動機過程中,應(yīng)密切監(jiān)控發(fā)動機各參數(shù),發(fā)現(xiàn)參數(shù)偏離正常參數(shù),應(yīng)及時關(guān)車進行檢查,排除故障后方能再次起動。
3、在日常維護過程中,應(yīng)注意檢查燃油調(diào)節(jié)器感溫筒的安裝固定情況, 如發(fā)現(xiàn)感溫筒的連接部分有偏斜情況, 應(yīng)拆開連接部分, 檢查其有無損壞, 密封膠圈是否完好。 同時, 加強自動起動器" А "、 " Л "限流咀的檢查,防止異物堵塞。
4、定期檢修工作時,清潔自動起動器空氣濾,確保自動起動器工作正常; 如經(jīng)常在風(fēng)沙較大的地區(qū)飛行, 可適當(dāng)縮短自動起動器空氣濾的檢查周期。
5、如直升機在高海拔地區(qū)執(zhí)行任務(wù),如遇起動熱懸掛,應(yīng)及時停車,防止超溫;停車后,應(yīng)對發(fā)動機自動起動器進行調(diào)整,將" А "、" Л "限流咀,按照規(guī)定適當(dāng)減小限流咀孔徑,并可根據(jù)情況,調(diào)節(jié)燃油調(diào)節(jié)器 17 號螺釘,適當(dāng)增加自動起動器的供油量。
6、晝夜溫差變化較大時,首次起動發(fā)動機前,應(yīng)按照規(guī)定對發(fā)動機進行冷轉(zhuǎn); 再次起動發(fā)動機時,應(yīng)檢查發(fā)動機燃氣溫度是否低于 150℃ 。 在海拔 3500 米以上的高原地區(qū),起動發(fā)動機前,應(yīng)對發(fā)動機進行冷轉(zhuǎn)。
7、在檢查發(fā)動機時,要重點檢查發(fā)動機起動供氣系統(tǒng)和燃油系統(tǒng)各導(dǎo)管、執(zhí)行機構(gòu)、調(diào)整螺釘以及放氣限流咀的連接和固定情況。
8、 在更換發(fā)動機后,做地面性能參數(shù)調(diào)整時,應(yīng)檢查發(fā)動機壓氣機導(dǎo)向器葉片開度應(yīng)在規(guī)定范圍內(nèi),以保證發(fā)動機油氣混合比在最佳狀態(tài)。
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空調(diào)軟起動技術(shù)的應(yīng)用——本文主要介紹了軟起動的工作原理、性能特點及采用 可控硅調(diào)壓方式的軟起動器在空調(diào)中的實際應(yīng)用,并討論了在設(shè)計過程中需要注意的一些問題。文章中給出了采用軟起動器后空調(diào)器的實際啟動及運行電流波形。
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液體電阻起動器限位開關(guān)的改進張宗信,謝強四川省渠江水泥廠(638650)我廠在實際應(yīng)用液體電阻起動器起動水泥磨電機(6kV,1000kW)的過程中,發(fā)現(xiàn)盡管磨機起動問題得到較好解決,但液體電阻起動器的上、下限位開關(guān)(行程開關(guān))極易損壞,嚴(yán)重時幾天就得...
低溫起動困難是目前困擾內(nèi)燃機應(yīng)用最為嚴(yán)重的一個工程問題。在我國西部及北方地區(qū),由于地處高原或緯度較高,時有極端天氣。在該地域使用的內(nèi)燃機工程機械及承載交通運輸?shù)膬?nèi)燃機車輛在嚴(yán)寒季節(jié)經(jīng)常會遇到發(fā)動機起動困難,甚至根本無法起動,出現(xiàn)工程機械"趴窩"或交通運輸中斷等嚴(yán)重情況。內(nèi)燃機冷起動困難或無法起動,一方面會對國民生活、生產(chǎn)造成影響,另一方面由于發(fā)動機多次起動嘗試,會導(dǎo)致燃油無端消耗,發(fā)動機磨損以及低溫排放加劇,造成不必要的燃油損失和機械及環(huán)境損害。
為了考察側(cè)板構(gòu)型對高超側(cè)壓進氣道起動性能的影響,對相同收縮比下側(cè)板分別為前掠和后掠構(gòu)型的進氣道開展了 Ma = 4 來流下的風(fēng)洞實驗及相應(yīng)的數(shù)值模擬研究。實驗結(jié)果表明,側(cè)板后掠進氣道的起動性能優(yōu)于側(cè)板前掠構(gòu)型,實驗中側(cè)板后掠進氣道能夠在 2°攻角時實現(xiàn)起動,而側(cè)板前掠進氣道僅能在 - 2°攻角時起動。對流場進行的數(shù)值模擬結(jié)果表明,側(cè)板后掠進氣道不但比側(cè)板前掠進氣道具有更高的內(nèi)收縮段入口馬赫數(shù),而且交匯后的側(cè)板激波與底板邊界層干擾的強度較弱,使得邊界層不易分離,兩方面因素共同作用使得側(cè)板后掠進氣道的起動性能顯著優(yōu)于側(cè)板前掠構(gòu)型。
1 進氣道構(gòu)型:
設(shè)計了側(cè)板分別為前掠和后掠構(gòu)型的兩個高超側(cè)壓進氣道模型,側(cè)板的前掠角為 55°,后掠角為 30°。除了側(cè)板構(gòu)型存在差異外,兩模型的其余的結(jié)構(gòu)參數(shù)均保持一致。進氣道底板采用三級楔角壓縮,總壓縮角為 14°,進氣道的總收縮比為 6.0,內(nèi)收縮比( 唇口橫截面與出口橫截面面積之比) 為 1.45,側(cè)向收縮比為 1.67,入口迎風(fēng)面的高度 H = 99mm。
2 實驗方法:
實驗研究在國防科技大學(xué) STS 重點實驗室( Science and Technology on Scramjet Laboratory) 的Φ440mm 高焓自由射流試驗系統(tǒng)中進行,實驗中主要考察模型進氣道在低馬赫數(shù)來流下的起動情況。實驗中對進氣道底板壁面中心線上的沿程靜壓分布進行測量,除此之外,還在進氣道模型出口的后方連接一段駐室和喉道,并測量駐室和喉道內(nèi)相應(yīng)位置的壁面靜壓,以考察進氣道的流量捕獲性能。實驗中所有壓力的測量均采用 9116 型壓力掃描閥進行。
3 數(shù)值模擬方法:
數(shù)值模擬所采用的控制方程為理想氣體可壓 N-S 方程,采用有限體積法離散,使用三維定常隱式求解器求解,流動方程的無粘項采用二階 Roe 格式離散,粘性項采用二階中心差分格式離散,氣體比熱比為 1.38,氣體分子粘性采用 Sutherland 公式計算,湍流模型為 k-ω SST 模型。
由于數(shù)值模擬難以準(zhǔn)確地獲取進氣道的起動性能,采用風(fēng)洞實驗的方法來考察進氣道的起動性能,實驗中通過測量進氣道底板壁面中心線上的沿程靜壓分布來判斷進氣道的起動情況。進氣道起動與否與其內(nèi)收縮段入口處的馬赫數(shù)大小有關(guān),對具有前體壓縮的高超側(cè)壓進氣道來說,通過改變進氣道本身的攻角可以相應(yīng)地改變進氣道內(nèi)收縮段入口馬赫數(shù)的大小。由于風(fēng)洞噴管出口的馬赫數(shù)恒定,所以采用改變進氣道攻角的方式來對比側(cè)板前掠與后掠構(gòu)型進氣道的起動性能。
1 側(cè)板后掠進氣道起動性能:
對側(cè)板后掠進氣道分別進行了 Ma = 4.0 來流條件下攻角為 0°和 2°的風(fēng)洞實驗, 2°攻角實驗中駐室和喉道的壓力顯著高于 0°攻角實驗,由于喉道面積相等,所以流量與氣流的總壓成正比,而氣流總壓越高則駐室壓力越高,說明攻角增加的情況下,進氣道的捕獲流量獲得了大幅提升。
2 側(cè)板前掠進氣道起動性能:
對側(cè)板前掠進氣道進行了 Ma = 4.0 來流條件下攻角分別為 0°,- 1°和 - 2°的三次風(fēng)洞實驗,對比側(cè)板后掠和前掠構(gòu)型進氣道的實驗結(jié)果可以發(fā)現(xiàn),側(cè)板后掠進氣道的起動性能優(yōu)于側(cè)板前掠構(gòu)型。
1967年,Cotter首先對高溫?zé)峁艿钠饎訂栴}進行了研究,提出高溫?zé)峁艿钠饎訉儆谇岸似饎?,即處于環(huán)境溫度下蒸汽的密度很低,分子的平均自由程超過蒸汽腔的直徑,在這種條件下的起動稱為前端起動。Cotter在熱管的軸向方向上建立了一維模型并建立了有效導(dǎo)熱系數(shù),但沒有給出涉及到高溫?zé)峁芷饎拥木_分析關(guān)系,而且也沒有將分析解答與實驗數(shù)據(jù)相比較。
1970年,Sockol等對用鋰作為工作介質(zhì)的高溫?zé)峁苓M行研究,觀察到在輸入足夠高的熱量且當(dāng)陡峭的溫度界面沿?zé)峁荛L度方向運動時,熱管壁溫升到某一中間值時就保持恒定?;谏鲜鰧嶒炗^察,Cotter模型得到了驗證和修改。
Ivanovsikii等在分析了高溫?zé)峁艿钠饎蝇F(xiàn)象后,總結(jié)出了3種特殊的起動方式:均勻起動、前端起動以及存在不凝性氣體的前端起動,并基于溫度分布提出了3種分子流動:自由分子流動、過渡分子流動與連續(xù)蒸汽流動。
近十幾年來,高溫?zé)峁艿睦碚撗芯繜狳c主要針對整個管內(nèi)工質(zhì)處于凍結(jié)狀態(tài)下的起動問題,同時隨著計算流體力學(xué)與計算傳熱學(xué)的發(fā)展,其分析方法也隨之改變?yōu)椴捎脭?shù)值模擬方法。