BD試劑現(xiàn)貨貨號：342003

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SCHREIBER SM413.150.1.X33 壓力指示器A.B.Joedden GmbH SM413.150.1.X33 

ELSTO AM-TKZBA4  NO.834094 "Elsto  AM K02 71 ZBA4 0,37kW 1500rpm 230/400V 50Hz IP55 B14a; Brake:

K02 10Nm 190V.DC + rectifier 230V; Flangeconnection

71 B14a (dia. 70/85/105mm, shaft dia. 14x30mm)"

HEMA RC200N(10109286-0496Y-5) "Hema ROTOCLAMP 200 N  D1 = 200 mm +0,05 / +0,07; D2 = 310 mm +0,2 / -0,2;

D3 = 328 mm, sidewards milled to 310mm; B = 20 mm

-0,1; E = 147 mm; F = 153 mm; 1.428 Nm; 5bar"

HEMA - SEFRA "RC200N-B_10109286 D1=200 +0,05/+0,07 mm, D2=310 mm,

D3=328 mm B=20 mm, E=147 mm, F=153 mm"

TECNA ITEM 3327

pompetravaini TRM 32-50/RZ-SP Pompe Travaini TRMX 257/1-C/RX-SP

SKF MKU1-BW3-20003J

dynisco TPT4634-5M-6/18-A Dynisco S TPT4634-5M-6/18-SIL2

ASA-schalttechnik Gmbh SM8T17S 8032 1511 250VAC 4AIP65 ASA Schalttechnik 80321511 SM 8 T17S

ASA Schalttechnik 80321511 SM 8 T17S

BURKERT POR 00306457 W33MN "Burkert 00306457  0330-A-03,0-CF-PD-GM82-230/UC-CD *;CZ05+JW10

(old: 00165829)"

jean mueller L5351001

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Buhler Mess und Regeltechnik "000083969 1061000 NT 61-MS-S6/370-2K-TK60NC (* replacement for

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KOLMEKS AE25/4P,NO.002174/04，帶電機0.08kw 泵

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相關(guān)概念

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基本參數(shù)

推力重量比（Thrust to weight ratio）：代表發(fā)動機推力與發(fā)動機本身重量之比值，愈大者性能愈好。

壓氣機級數(shù)：代表壓縮機的壓縮葉片有幾級，通常級數(shù)愈大者壓縮比愈大。

渦輪級數(shù)：代表渦輪機的渦輪葉片有幾級。

壓縮比：進氣被壓縮機壓縮後的壓力，與壓縮前的壓力之比值，通常愈大者性能愈好。

海平面大凈推力：發(fā)動機在海平面高度及條件，與外界空氣的速度差（空速）為零時，全速運轉(zhuǎn)所產(chǎn)生的推力，被使用的單位包括kN（千牛頓）、kg（公斤）、lb（磅）等。

單位推力小時耗油率：又稱比推力（specific thrust），耗油率與推力之比，公制單位為kg/N-h，愈小者愈省油。

渦輪前溫度：燃燒後之高溫高壓氣流進入渦輪機之前的溫度，通常愈大者性能愈好。

燃?xì)獬隹跍囟龋?/strong>廢氣離開渦輪機排出時的溫度。

平均故障時間：每具發(fā)動機發(fā)生兩次故障的間隔時間之總平均，愈長者愈不易故障，通常維護成本也愈低。

推進效率

在馬赫數(shù) Ma<0.6 的速度下渦輪螺旋槳發(fā)動機效率高。而當(dāng)速度提高到馬赫數(shù) 0.6-0.9 時，螺旋槳/渦輪組合的*性在一定程度上被內(nèi)外涵發(fā)動機、涵道風(fēng)扇發(fā)動機和槳扇發(fā)動機所取代。這些發(fā)動機的排氣比純噴氣的渦輪噴氣發(fā)動機的排氣流量大而噴氣速度低，因而，其推進效率與渦輪螺旋槳發(fā)動機相當(dāng)，超過了純噴氣發(fā)動機的推進效率。在亞音速(Ma<1.0)條件下，渦輪噴氣發(fā)動機的推進效率低。當(dāng)飛機飛行速度超過音速后(Ma>1.0)，渦扇發(fā)動機由于迎風(fēng)面積過大從而推進效率開始降低；與此相反,渦輪噴氣發(fā)動機的推進效率則迅速提升,即使在馬赫數(shù) 2.5-3.0 范圍下,渦輪噴氣發(fā)動機的推進效率仍然可以達到 90%，正因為如此，與三代機普遍使用的涵道比為0.5-0.8的中等涵道比渦扇發(fā)動機相比，F(xiàn)-22使用的F-119渦扇發(fā)動機把涵道比降回到0.29，為的就是能夠?qū)崿F(xiàn)（Ma1.4）的超音速巡航。

每種發(fā)動機都有它們使用的飛行包線(由速度x/高度y構(gòu)成的xy坐標(biāo)系)，并不是說渦扇發(fā)動機一定比渦噴發(fā)動機省油，而在超音速時，同樣開加力燃燒室的渦扇發(fā)動機比渦噴發(fā)動機耗油率還高。 [1] 

工作原理

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現(xiàn)代渦輪噴氣發(fā)動機的結(jié)構(gòu)由進氣道、壓氣機、燃燒室、渦輪和尾噴管組成，戰(zhàn)斗機的渦輪和尾噴管間還有加力燃燒室。渦輪噴氣發(fā)動機仍屬于熱機的一種，就必須遵循熱機的做功原則：在高壓下輸入能量，低壓下釋放能量。因此，從產(chǎn)生輸出能量的原理上講，噴氣式發(fā)動機和活塞式發(fā)動機是相同的，都需要有進氣、加壓、燃燒和排氣這四個階段，不同的是，在活塞式發(fā)動機中這4個階段是分時依次進行的，但在噴氣發(fā)動機中則是連續(xù)進行的，氣體依次流經(jīng)噴氣發(fā)動機的各個部分，就對應(yīng)著活塞式發(fā)動機的四個工作位置。

空氣首*入的是發(fā)動機的進氣道，當(dāng)飛機飛行時，可以看作氣流以飛行速度流向發(fā)動機，由于飛機飛行的速度是變化的，而壓氣機適應(yīng)的來流速度是有一定的范圍的，因而進氣道的功能就是通過可調(diào)管道，將來流調(diào)整為合適的速度。在超音速飛行時，在進氣道前和進氣道內(nèi)氣流速度減至亞音速，此時氣流的滯止可使壓力升高十幾倍甚至幾十倍，大大超過壓氣機中的壓力提高倍數(shù)，因而產(chǎn)生了單靠速度沖壓，不需壓氣機的沖壓噴氣發(fā)動機。

進氣道后的壓氣機是專門用來提高氣流的壓力的，空氣流過壓氣機時，壓氣機工作葉片對氣流做功，使氣流的壓力，溫度升高。在亞音速時，壓氣機是氣流增壓的主要部件。

從燃燒室流出的高溫高壓燃?xì)?，流過同壓氣機裝在同一條軸上的渦輪。燃?xì)獾牟糠謨?nèi)能在渦輪中膨脹轉(zhuǎn)化為機械能，帶動壓氣機旋轉(zhuǎn)，在渦輪噴氣發(fā)動機中，平衡狀態(tài)下氣流在渦輪中膨脹所做的功等于壓氣機壓縮空氣所消耗的功以及傳動附件克服摩擦所需的功。經(jīng)過燃燒后，渦輪前的燃?xì)饽芰看蟠笤黾?，因而在渦輪中的膨脹比遠(yuǎn)大于壓氣機中的壓縮比，渦輪出口處的壓力和溫度都比壓氣機進口高很多，發(fā)動機的推力就是這一部分燃?xì)獾哪芰慷鴣淼摹?/p>

從渦輪中流出的高溫高壓燃?xì)?，在尾噴管中繼續(xù)膨脹，以高速沿發(fā)動機軸向從噴口向后排出。這一速度比氣流進入發(fā)動機的速度大得多，使發(fā)動機獲得了反作用的推力。

一般來講，當(dāng)氣流從燃燒室出來時的溫度越高，輸入的能量就越大，發(fā)動機的推力也就越大。但是，由于渦輪材料等的限制，只能達到1650K左右，現(xiàn)代戰(zhàn)斗機有時需要短時間增加推力，就在渦輪后再加上一個加力燃燒室噴入燃油，讓未充分燃燒的燃?xì)馀c噴入的燃油混合再次燃燒，由于加力燃燒室內(nèi)無旋轉(zhuǎn)部件，溫度可達2000K，可使發(fā)動機的推力增加至1.5倍左右。其缺點就是油耗急劇加大，同時過高的溫度也影響發(fā)動機的壽命，因此發(fā)動機開加力一般是有時限的，低空不過十幾秒，多用于起飛或戰(zhàn)斗時，在高空則可開較長的時間。 [2] 

結(jié)構(gòu)

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進氣道

軸流式渦噴發(fā)動機的主要結(jié)構(gòu)如圖，空氣首*入進氣道，因為飛機飛行的狀態(tài)是變化的，進氣道需要保證

渦輪噴氣發(fā)動機

空氣后能順利的進入下一結(jié)構(gòu)：壓氣機（compressor，或壓縮機）。進氣道的主要作用就是將空氣在進入壓氣機之前調(diào)整到發(fā)動機能正常運轉(zhuǎn)的狀態(tài)。在超音速飛行時，機頭與進氣道口都會產(chǎn)生激波（shockwave，又稱震波），空氣經(jīng)過激波壓力會升高，因此進氣道能起到一定的預(yù)壓縮作用，但是激波位置不適當(dāng)將造成局部壓力的不均勻，甚至有可能損壞壓氣機。所以一般超音速飛機的進氣道口都有一個激波調(diào)節(jié)錐，根據(jù)空速的情況調(diào)節(jié)激波的位置。

兩側(cè)進氣或機腹進氣的飛機由于進氣道緊貼機身，會受到機身附面層（boundary layer，或邊界層）的影響，還會附帶一個附面層調(diào)節(jié)裝置。所謂附面層是指緊貼機身表面流動的一層空氣，其流速遠(yuǎn)低于周圍空氣，但其靜壓比周圍高，形成壓力梯度。因為其能量低，不適于進入發(fā)動機而需要排除。當(dāng)飛機有一定迎角（angle of attack，AOA，或稱攻角）時由于壓力梯度的變化，在壓力梯度加大的部分（如背風(fēng)面）將發(fā)生附面層分離的現(xiàn)象，即本來緊貼機身的附面層在某一點突然脫離，形成湍流。湍流是相對層流來說的，簡單說就是運動不規(guī)則的流體，嚴(yán)格的說所有的流動都是湍流。湍流的發(fā)生機理、過程的模型化都不太清楚。但是不是說湍流不好，在發(fā)動機中很多地方例如在燃燒過程就要充分利用湍流。

壓氣機

壓氣機由定子（stator）頁片與轉(zhuǎn)子（rotor）頁片交錯組成，一對定子頁片與轉(zhuǎn)子頁片稱為一級，定子固定在發(fā)動機框架上，轉(zhuǎn)子由轉(zhuǎn)子軸與渦輪相連。現(xiàn)役渦噴發(fā)動機一般為8－12級壓氣機。級數(shù)越多越往后壓力越大，當(dāng)戰(zhàn)斗機高G機動時，流入壓氣機前級的空氣壓力驟降，而后級壓力很高，此時會出現(xiàn)后級高壓空氣反向膨脹，發(fā)動機工作極不穩(wěn)定的狀況，工程上稱為“喘振”，這是發(fā)動機致命的事故，很有可能造成停車甚至結(jié)構(gòu)毀壞。經(jīng)驗表明喘振多發(fā)生在壓氣機的5，6級間，在次區(qū)間設(shè)置放氣環(huán)，以使壓力出現(xiàn)異常時及時泄壓可避免喘振的發(fā)生?；蛘邔⑥D(zhuǎn)子軸做成兩層同心空筒，分別連接前級低壓壓氣機與渦輪，后級高壓壓氣機與另一組渦輪，兩套轉(zhuǎn)子組互相獨立，在壓力異常時自動調(diào)節(jié)轉(zhuǎn)速，也可避免喘振。

燃燒室與渦輪

空氣經(jīng)過壓氣機壓縮后進入燃燒室與煤油混合燃燒，膨脹做功；緊接著流過渦輪，推動渦輪高速轉(zhuǎn)動。因為渦輪與壓氣機轉(zhuǎn)子連在一根軸上，所以壓氣機與渦輪的轉(zhuǎn)速是一樣的。后高溫高速燃?xì)饨?jīng)過噴管噴出，以反作用力提供動力。燃燒室初形式是幾個圍繞轉(zhuǎn)子軸環(huán)狀并列的圓筒小燃燒室，每個筒都不是密封的，而是在適當(dāng)?shù)牡胤介_有孔，所以整個燃燒室是連通的，后來發(fā)展到環(huán)形燃燒室，結(jié)構(gòu)緊湊，但是整個流體環(huán)境不如筒狀燃燒室，還有結(jié)合二者優(yōu)點的組合型燃燒室。

渦輪始終工作在條件下，對其材料、制造工藝有著極其苛刻的要求。多采用粉末冶金的空心頁片，整體鑄造，即所有頁片與頁盤一次鑄造成型。相比起早期每個頁片與頁盤都分體鑄造，再用榫接起來，省去了大量接頭的質(zhì)量。制造材料多為耐高溫合金材料，中空頁片可以通以冷空氣以降溫。而為第四代戰(zhàn)機研制的新型發(fā)動機將配備高溫性能更加出眾的陶瓷粉末冶金的頁片。這些手段都是為了提高渦噴發(fā)動機重要的參數(shù)之一：渦輪前溫度。高渦前溫度意味著高效率，高功率。

噴管

噴管（nozzle，或稱噴嘴）的形狀結(jié)構(gòu)決定了終排除的氣流的狀態(tài)，早期的低速發(fā)動機采用單純收斂型噴管，以達到增速的目的。根據(jù)牛頓第三定律，燃?xì)鈬姵鏊俣仍酱?，飛機將獲得越大的反作用力。但是這種方式增速是有限的，因為終氣流速度會達到音速，這時出現(xiàn)激波阻止氣體速度的增加。而采用收斂－擴張噴管（也稱為拉瓦爾噴管）能獲得超音速的噴氣流。飛機的機動性來主要源于翼面提供的空氣動力，而當(dāng)機動性要求很高時可直接利用噴氣流的推力。在噴管口加裝燃?xì)舛婷婊蛑苯硬捎每善D(zhuǎn)噴管（也稱為推力矢量噴管，或向量推力噴嘴）是歷*兩種方案，其中后者已經(jīng)進入實際應(yīng)用階段。*的俄羅斯Su-30、Su-37戰(zhàn)機的高超機動性就得益于留里卡設(shè)計局的AL-31推力矢量發(fā)動機。燃?xì)舛婷娴拇硎敲绹腦－31技術(shù)驗證機。

加力燃燒室

在經(jīng)過渦輪后的高溫燃?xì)庵腥匀缓胁糠治磥淼眉跋牡难鯕猓谶@樣的燃?xì)庵欣^續(xù)注入煤油仍然能夠燃燒，產(chǎn)生額外的推力。所以某些高性能戰(zhàn)機的發(fā)動機在渦輪后增加了一個加力燃燒室（afterburner，或后燃器），以達到在短時間里大幅度提高發(fā)動機推力的目的。一般而言加力燃燒能在短時間里將大推力提高50%，但是油耗驚人，一般僅用于起飛或應(yīng)付激烈的空中纏斗，不可能用于長時間的超音速巡航