各种吊机发动机主要参数
叉车
拖车
注：广拖Q45结构紧凑，进口零件为成品，不需加工。
红岩拖车发动机为增压中冷柴油机，结构紧凑，一缸一盖，汽缸差螺栓扭紧力矩要求达380N.m，工作强度较大，部分配件为半成品（如：气门座）需再加工，整车管道布置复杂，查找时间较长，零部件较多。
电气
一、叉车、拖车（国产）
二、叉车、拖车（进口）
改变动叶安装角是通过动叶调节机构来执行的，它包括液压调节装置和传动机 构。液压缸内的活塞由轴套及活塞轴的凸肩被轴向定位的，液压缸可以在活塞 上左右移动，但活塞不能产生轴向移动。为了防止液压缸在左、右移动时通过 活塞与液压缸间隙的泄漏，活塞上还装置有两列带槽密封圈。当叶轮旋转时， 液压 缸与叶轮同步旋转，而活塞由于护罩与活塞轴的旋转亦作旋转运动。所以 风机稳定在某工况下工作时，活塞与液压缸无相对运动。活塞轴的另一端装有 控制轴，叶轮旋转时控制轴静止不动，但当液压缸左右移动时会带动控制轴一 起移动。控制头等零件是静止并不作旋转运动的。叶片装在叶柄的外端，每个 叶片用6个螺栓固定在叶柄上，叶柄由叶柄轴承支撑，平衡块与叶片成一规定 的角度装设，二者位移量不同，平衡块用于平衡离心力，使叶片在运转中成为 可调。动叶调节机构被叶轮及护罩所包围，这样工作安全，避免脏物落入调节 动叶可调式轴流风机动叶调节原理图 W 片 13.21 | 18.14 | U. SI j ? * 1 / %J3L At -— 23. IQ 18.? 1 \ 23.S0 i \ ----
机构，使之动作灵活或不卡涩。当轴流送风机在某工况下稳定工作时，动叶片也在相应某一安装角下运转，那么伺服阀将油道①与②的油孔堵住，活塞左右两侧的工作油压不变，动叶安装角自然固定不变。当锅炉工况变化需要减小调节风量时，电信号传至伺服马达使控制轴发生旋转，控制轴的旋转带动拉杆向右移动。此时由于液压缸只随叶轮作旋转运动，而调节杆（定位轴）及与之相连的齿条是静止不动的。于是齿套是以 B 点为支点，带动与伺服阀相连的齿条往右移动，使压力油口与油道②接通，回油口与油道①接通。压力油从油道②不断进入活塞右侧的液压缸容积内，使液压缸不断向右移动。与此同时活塞左侧的液压缸容积内的工作油从油道①通过回油孔返回油箱。由于液压缸与叶轮上每个动叶片的调节杆相连，当液压缸向右移动时，动叶的安装角减小，轴流送风机输送风量和压头也随之降低。当液压缸向右移动时，调节杆（定位轴）亦一起往右移动，但由于控制轴拉杆不动，所以齿套以 A 为支点，使伺服阀上齿条往左移动，从而使伺服阀将油道①与②的油孔堵住，则液压缸处在新工作位置下（即调节后动叶角度）不再移动，动叶片处在关小的新状态下工作。这就是反馈过程。在反馈过程中，定位轴带动指示轴旋转，使它将动叶关小的角度显示出来。若锅炉的负荷增大，需要增大动叶角度，伺服马达使控制轴发生旋转，于是控制轴上拉杆以定位轴上齿条为支点，将齿套向左移动，与之啮合齿条（伺服阀上齿条）也向左移动，使压力油口与油道①接通，回油口与油道②接通。压力油从油道①进入活塞的左侧的液压缸容积内，使液压缸不断向左移动，而与此同时活塞右侧的液压缸容积内的工作油从油道②通过回油孔返回油箱。此时动叶片安装角增大、锅炉通风量和压头也随之增大。当液压缸向左移动时，定位轴也一起往左移动。以齿套中A 为支点，使伺服阀的齿条往右移动，直至伺服阀将油道①与②的油孔堵住为止，动叶在新的安装角下稳定工作。
◆数码发电机组 产品编号YT1000SM（） 频率50HZ 额定电压230V 额定功率 最大功率 直流输出12V/5A 额定电流 相数单相 噪音水平(7M) 54-59分贝 起动方式手启动 油箱容积 净重(KG) 16 发动机型号汽油动力 发动机形式单缸四冲程 连续工作时间小时 尺寸(MM) 483*272*414 绝缘等级F级 排量(ml) 燃料型号汽油 机油容积
燃料90号以上汽油 耗油量(g/ 420 认证GS/CE/EPA/CARB/UL/ETL 产品编号YT2000SM 频率50HZ 额定电压230V 额定功率 最大功率2KVA 直流输出12V/ 额定电流7A 相数单相 噪音水平(7M) 54-59分贝 起动方式手启动 油箱容积 净重(KG) 23 发动机型号汽油动力 发动机形式四冲程 绝缘等级F级 排量(ml) 燃料型号90号以上汽油
机油容积1L 燃料90号以上汽油 耗油量(g/ 450 连续工作时间小时 尺寸(MM) 535×321×441 认证GS/CE/EPA/CARB/UL/ETL 型号 YT5000UME 额定频率（Hz）50 60 额定电压（V）230 120 额定输出功率（kw） 最大输出功率（kw） 短路保护时间（us）4
相数单相直流输出 12V/ 油箱容积（L）20 连续工作时间（H）6 噪音水平（dBA/7m） 60～65 尺寸(L×W×H)（mm） 860×610×760 净重/毛重（kg） 85/90 动力型号 JD290F 发动机型号 OHV250,单缸， 气冷四冲程排气量（ml） 291 缸径x行程（mm×mm） 80×58 额定速度（r/min） 3600
第33卷第2期 固体火箭技术 J o u r n a l o f S o l i dR o c k e t T e c h n o l o g y V o l .33N o .22010 固体火箭冲压发动机设计技术问题分析 ① 徐东来,陈凤明,蔡飞超,杨 茂 (西北工业大学航天学院,西安 710072) 摘要:总结了自1965年以来固体火箭冲压发动机研制技术的总体发展特征和趋势,结合当前新一代战术导弹提出的大空域、宽M a 数和大机动性等越来越高的设计需求,从冲压发动机热力循环技术本质要求出发,分析了当前工程上普遍采用的固定几何进气道、固定几何喷管、燃烧室共用、无喷管助推器和变流量燃气发生器等5项主体设计技术固有的技术缺陷、不足和局限性,明确指出现行的折中设计思想是产生问题的根源,提出未来应遵循“开源节流”设计思想,优先突破喷管调节技术,积极开发进气道调节技术,努力提高现有燃气发生器变流量调节技术水平,切实完善固体火箭冲压发动机热力循环,以促其成功应用。 关键词:固体火箭冲压发动机;设计技术;进气道;喷管;燃气发生器 中图分类号:V 438 文献标识码:A 文章编号:1006-2793(2010)02-0142-06 A s s e s s m e n t o f d e s i g nt e c h n i q u e s o f d u c t e dr o c k e t s X UD o n g -l a i ,C H E NF e n g -m i n g ,C A I F e i -c h a o ,Y A N GM a o (C o l l e g e o f A s t r o n a u t i c s ,N o r t h w e s t e r nP o l y t e c h n i c a l U n i v .,X i 'a n 710072,C h i n a ) A b s t r a c t :T h e d e s i g n c h a r a c t e r i s t i c s a n d t r e n d s o f d u c t e d r o c k e t s s i n c e 1965a r e s u m m a r i z e d .A i m i n g a t d e m a n d i n g d e s i g nr e -q u i r e m e n t s p o s e d b y n e wg e n e r a t i o nt a c t i c a l m i s s i l e s ,n a m e l y ,l o n g r a n g e ,w i d e M a c hn u m b e r r a n g e ,a n dh i g hm a n e u v e r a b i l i t y ,e t c .,t h e i n h e r e n t l i m i t a t i o n s a n dd i s a d v a n t a g e s o f f i v ec o m m o n l y u s e d m a j o r d e s i g nt e c h n i q u e s ,i .e .t h e d e s i g no f f i x e d -g e o m e t r y i n l e t ,f i x e d -g e o m e t r y n o z z l e ,c o m m o nc o m b u s t i o nc h a m b e r ,n o z z l e l e s s b o o s t e r ,a n dv a r i a b l ef l o wg a s g e n e r a t o r ,a r e a n a l y z e df r o m t h ev i e w p o i n t o f e s s e n t i a l r e q u i r e m e n t s o f r a m j e t t h e r m o d y n a m i c c y c l e .T h e p a p e r c l e a r l y p o i n t s o u t t h a t t h e c o m p r o m i s e p h i l o s o p h y i s t h es o u r c e o f t h e s e p r o b l e m s a n d s u g g e s t s t h a t t h e o p t i m u m c o n t r o l i d e a ,i .e .,m a k i n g b r e a k t h r o u g hi nn o z z l er e g u l a t i o nt e c h -n i q u e f i r s t ,a c t i v e l y d e v e l o p i n g i n l e t r e g u l a t i o n t e c h n i q u e ,a n d i m p r o v i n g g a s g e n e r a t o r f l o wc o n t r o l t e c h n i q u e s h o u l db e f o l l o w e d t o p e r f e c t r a m j e t t h e r m o d y n a m i c c y c l e a n df a c i l i t a t e t h e a p p l i c a t i o n s u c c e s s f u l l y . K e yw o r d s :d u c t e dr o c k e t ;d e s i g nt e c h n i q u e s ;i n l e t ;n o z z l e ;g a s g e n e r a t o r 0 引言 固体火箭冲压发动机是第3代冲压发动机。除具 有传统冲压发动机主级比冲高、可提供导弹较远的动力射程且保持高速飞行等性能优势外,因其全固体设计,不仅燃烧稳定可靠,而且突破液体燃料稳定燃烧对于燃烧室的最小尺寸限制,更易于小型化,结构更为简单紧凑,方便贮存和使用维护。所以,被认为是最适合于中等超声速、中远程、小尺寸战术导弹使用的理想高速巡航动力装置。自1965年以来,世界各主要武器大国针对其竞相大力开展了技术研究。 但迄今为止,除前苏联在1965～1967年间研制定型,并成功用于S A -6近程防空导弹外,极少有固体火 箭冲压发动机成功研制和应用案例。特别是自1995年后,针对射程100k m 以上的小尺寸中等超声速超视距空空导弹,欧洲和俄罗斯正在分别大力研制“流星”(M e t e o r )导弹和R -77M 导弹,虽然均历经10余年努力研发,却都迟迟难以定型。不论欧洲等西方发达国家, 即便是继承前苏联衣钵的俄罗斯,历经近半个世纪不懈努力,技术上已经长足进步,却也难以取得研制成功。这究竟是何道理?特别值得深刻反思。 关于冲压发动机的技术发展,国外S o s o u n o v [1] 、W i l s o n [2] 、Wa l t r u p [3] 、F r y [4] 、S t e c h m a n [5] 、B e s s e r [6]和H e w i t t [7]等先后做了阶段性总结和探讨。其中,最具代表性的是在2004年F r y 总结提出的冲压发动机T o p 10 — 142—① 收稿日期:2009-12-28。 基金项目:武器装备预研基金项目(9140A 28030207H K 0332)。 作者简介:徐东来(1970—),男,博士生,主要研究方向为航空宇航推进理论与工程。
对于多数车主而言，对车辆发动机是否有力、耐用、安静、省油等，都十分关心。然而打开发动机盖，林列于发动机舱内的发动机及其他机构，实在也让人眼花缭乱。大家都知道发动机的重要性，但却因为认识不够，关于发动机的知识也很少能有系统的按各机构、系统来了解，更不要说是每一个机构是如何运作的了。 空燃比(AFR——Air Fuel Ratio) 空燃比、容积效率、点火正时等参数在发动机的控制中十分重要，发动机要能发会最大性能及符合环保法规，这些参数必须正确的应用与设定。
空燃比是指燃料与空气的质量比，当我们说空燃比为13或13：1，即表示进入燃烧室的燃油质量是空气质量的13倍，空燃比数字越大，代表混合气越稀，数字越小则越浓。。依照汽油的燃烧化学式，燃油与空气的当量比为14.7左右，也就是当空燃比在14.7：1时，所有空气中的氧会与汽油完全反应。然而在发动机调校时，有一个调校项目叫做 LBT(Leanest Mixture That Gives Best Torque)，就是在发动机能产生最大扭力下，给予最大 (最稀) 的空燃比，一般发动机在LBT时的空燃比都在12.5上下，原因是因为在这个空燃比下的混合气之燃烧速度最合适，能给予发动机最大的性能。然而当油门开启达到一定程度时，发动机会将空燃比设定小 (浓) 一些，以降低燃烧温度保护发动机及触媒转换器。 容积效率(VE——Volumetric Efficiency) 容积效率并不是某些人所谓「发动机马力除以排气量」，而是指在一大气压下，每一个进气行程中，被吸入汽缸之气体体积与该汽缸之排气量的比值。在一般发动机中，活塞自上死点移动至下死点所扫过的体积我们称为「排气量」，而排气量也等于发动机的进气量。
风机的八个主要性能参数 文件描叙： 风机的八个主要性能参数 风机的型号、规格千差万别，纷繁复杂，但是风机的本质不同与区别在于风机的主要性能参数，只要我们首先搞清楚这些性能参数的不同，对于我们了解风机和现实风机设备的选型具有很大帮助作用。那么，风机有那些主要性能参数呢？这主要包括：流量、压力、气体介质、转速、功率。下面一一分别介绍： 1. 流量 风机的流量是用出气流量换算成其进气状态的结果来表示的，通常以m3/h、m3/min表示。但在进出口压比为1.03以下（比如通风机范畴的风机）时，通常将出气风量看作为进气流量相同。在化学工业等领域中，以m3/h（常温常压）来表示的情况居多，它是将流量换算成标准状态，即摄氏0度、0.1MPa干燥状态。另外有时还以质量m按Kg/s来表示的。 流量亦称为气体量或空气量。将出气流量Q(出)换算成进气流量Q(进)，可按下来公式计算： Q(进)＝Q(出)×出气气体密度(kg/m3)/进气气体的密度(kg/m3) 将标准状态的流量Q(标准，m3/h,常温常压)换算成进气流量Q(进，m3/min)，可按下列公式计算： Q(进)＝Q(标准)×P(进气气体绝对压力，Pa)/(P(进气气体绝对压力，Pa)-S(相对湿度)×P(水蒸气饱和压力，Pa))×T(进气气体的热力学温度K)/273 2. 压力 为进行正常通风，需要有克服管道阻力的压力，风机则必须产生出这种压力。风机的压力分为静压、动压、全压三种形式。其中，克服前述送风阻力的压力为静压；把气体流动中所需动能转换成压力的形式为动压，实际中，为实现送风目的，就需有静压和动压。 静压：为气体对平行于气流的物体表面作用的压力，它是通过垂直于其表面的孔测量出来的。 动压＝气体密度(kg/m3)×气体速度的平方(m/s)/2; 全压＝静压+动压 风机的全压：是指风机所给定的全压增加量，即风机的出口和进口之间的全压之差。 3. 功率 风机的原动力（通常是电机或柴油机等）传递给风机轴上的功率为风机的轴功率
风机基础知识 一． 风机的分类： 1. 按工作原理：透平式----离心式 轴流式 混流式 贯流式 容积式----回转式----罗茨式 叶式 螺杆式 滑片式 往复式----活塞式 柱塞式 隔膜式 2. 按工作压力：通风机：P ≤0.015MPa(15000Pa) 鼓风机：0.015MPa(15000Pa ＜P ≤0.35MPa(350000Pa) 压缩机：P ＞0.35MPa(350000Pa) 3. 按用途：很多。 4-2X79 AF 烧结风机 AF 烧结风机 GY4-73 GY6-40引风机 SJ 烧结风机 Y5-48锅炉引风机 地铁风机 电站轴流风机 电站一次风机 对旋轴流风机 多级离心鼓风机 浮选洗煤风机
高炉风机 高温风机 高压离心风机 矿用风机 矿用局扇 煤气鼓风机 射流风机 手提轴流风机 水泥窑尾风机 隧道风机 污水处理风机 屋顶风机 屋顶风机 无蜗壳风机 箱体风机 箱体风机 消防风机 诱导风机 圆形管道风机 矩形管道风机 二． 风机的结构： 风机的主要零部件： 离心风机：叶轮，进风口，机壳，电机，底座，传动组， 轴流风机：叶轮，进口导叶，出口导叶，导流锥，风筒，集流器，电机，支架，传动组，
混流风机：离心式混流，轴流式混流 前向叶轮后向叶轮径向叶轮前向多翼叶轮 轴流风机叶轮混流风机叶轮 三．风机常用术语： 风机标准进口状态：一个大气压，20℃，湿度50%，空气的密度为1.2kg/m3 风机进口状态：大气压力，温度，湿度， 介质的种类，性质。风机常用的介质是空气。注意介质的附着性，磨损性，腐蚀性。 流量Q（风量）：指风机进口工况的流量，m3/s或m3/h. 全压P（总压）：指风机进口至出口的总压升。Pa。 静压Ps：指风机进口至出口的静压升。Pa.。 动压Pd：风机出口处的平均速度相对应的压力。Pa.。 风机转速n：指叶轮的转速。rpm或r/min。 风机消耗的功率：指风机克服一定的压力输送一定量的气体所需要的功率。kw。对应的是电机的输出功率×传动效率。 风机轴功率N轴（kw）=P(Pa)×Q(m3/h)/3600/（η风机×η传动）/1000×100%；η传动=0.95-0.98。 风机所需功率N（kw）=k×N轴（kw） k------ 四． 型式检验： 1.出厂检验：同下 2.通风机的空气动力性能试验：
[资料]各种风机型号介绍大全(图文并茂) - GDF系列离心式管道风机 2013-3-7 09:41 上传 下载附件(9、59 KB) 一、特点 GDF系列离心式管道风机,系本厂吸取国内先进技术得基础上加以改进制成得新型产品,该产品可直接与风管连接,性能好,运行平稳人,噪声低,结构合理紧凑,安装方便,就是九十年代填补国内空白替代进口产品。 2013-3-7 09:41 上传 下载附件(73、36 KB)
2013-3-7 09:42 上传 下载附件(56、41 KB) CF系列厨房排烟管道风机 2013-3-7 09:43 上传 下载附件(17、09 KB) 该系列风机具有管道式外型,电机安装在风机外面,使高温管道得油烟同电机完全隔离,从而确保电机长时间安全运转,使用寿命比其她型式风机有了极大提高。具有噪声低、耐高温性能优良、效率高、安装清洗方便等特点。输送介质温度在200℃条件下连续运行60分钟以上,输送介质温度80℃时可长期连续运行不损坏。主要用于高级民用建筑、厨房、烘箱等高温介质得通风排风。一方面改变了以往国内无专用厨房风机得局面;别一方面保证了厨房得噪声低、无污染。 CF系列厨房排烟管道风机均为水平方向,且进、出风口都为方形,同管道联接非常方便。该风机可同高效厨房油烟专用净化器配套使用,也可作为管道风机单独使用。 CF系列厨房排烟管道风机性能参数表(1)
2013-3-7 09:47 上传 下载附件(47、87 KB) CF系列厨房排烟管道风机性能参数表(2)
2013-3-7 09:47 上传 下载附件(84、37 KB)
一、主机概况: 数据单位名称参数说明 77 [m] 风轮风轮直径 3 [-] 叶片数目 80 [m] 轮毂中心高 78 [m]63 塔高 3.7 [deg] 叶片安装角桨叶和变距之间的参考线相对于风轴回转平面的角 0 [deg] 叶片回转锥角叶片回转锥角 4 [deg] 仰角主轴和水平面的夹角 3668 [m] 风轮中心到塔心的距离凤轮回转中心和塔筒中心线的水平距离 0 [m] 侧偏移(主轴到塔心) 主轴和塔轴的水平偏差 Clockwise [-] 风轮自转方向(顺时针/逆时针) 当从上风向向风机看时,风机顺时针或逆时针转12000 [kg] 轮毂轮毂质量不含桨叶 0.05 [m] 轮毂重心从主轴和叶片轴的交点到轮毂质量中心的距离 14600 [kgm2] 轮毂转动惯量(x轴) 16640 [kgm2] 轮毂转动惯量(y轴) 16640 [kgm2] 轮毂转动惯量(z轴) 0.90 [m] 叶根半径螺孔中心圆半径 2.692 [m] 回转直径(球径) 回转直径(球径) top:φ2556*12 bottom:φ4113*28 塔架在一些截面的几何尺寸 78 [m] 高 [kg/m] 单位长度质量 [m] 直径 [Nm] 抗弯刚度 [mm] 壁厚 7800 [kg/m] 密度 2.06e11 [N/m] 杨氏模量 [Hz] 塔架一阶频率(弯曲下风向纵向) [Hz] 塔架一阶频率(横向) [-] 空气动力拖动系数 [-] 流体动力拖动系数 (海上适用) [-] 流体动力惯量系数 (海上适用) [m] 理论平均水深 (海上适用) [N/m] 基础平移刚度水平 [kg] 基础质量 [Nm/rad] 回转刚度绕水平轴 [kgm2] 基础转动惯量绕水平轴 3.5 [m] 机舱宽不含风轮和轮毂 8.44 [m] 机舱长 3.4 [m] 机舱高
固体火箭发动机工作原理及应用前景浅析 摘要：本文主要介绍了固体火箭发动机的发展简史、基本结构和工作原理以及随着国民经济的日益发展，固体火箭发动机的应用前景。 关键词：火箭发动机工作原理应用 概述 火箭有着悠久的发展历史，早在公元九世纪中期人们便利用火药制成了火箭，并应用于军事。到了14～17世纪，火箭技术相继传入阿拉伯国家和欧洲，并对火箭的结构进行了改进，火箭技术得到进一步发展。19世纪早期，人们将火箭技术的研究从军事目的转向宇宙航行，从固体推进剂转向液体推进剂。到19世纪50年代，中、远程导弹和人造卫星的运载火箭，以及后来发展的各种航天飞船、登月飞行器和航天飞机，其主发动机均为液体火箭发动机，在这一时期，液体火箭推进技术得到了飞速发展。随着浇注成型复合推进剂的研制成功，现代固体火箭推进技术的发展也进入了一个新的时期。使固体火箭推进技术向大尺寸、长工作时间的方向迅速发展，大大提高了固体火箭推进技术的水平，并扩大了它的应用范围。 固体火箭发动机的基本结构 固体火箭发动机主要由固体火箭推进剂装药、燃烧室、喷管和点火装置等部件组成，如图一所示。 图一发动机结构图 1推进剂装药：包含燃烧剂、氧化剂和其他组分是固体火箭发动机的能源部份。装药必须有一定的几何形状和尺寸，其燃烧面的变化必须符合一定的规律，才能实现预期的推力变化要求。 2燃烧室：是贮存装药的容器，也是装药燃烧的工作室。因此不仅要有一定的容积，而且还需具有对高温、高压气体的承载能力。燃烧室材料大多采用高强度的金属材料，也有采用玻璃纤维缠绕加树脂成型的玻璃钢结构，可以大幅减轻燃烧室壳体的重量。 3 点火装置：用于点燃装药的装置。一般采用电点火，由电发火管和点火剂组成。
北京北重汽轮电机有限责任公司BZD80-2000型风机，以引进世界上先进风力发电设备制造技术为依托，在2006年1月引进了EU ENERGY WIND Ltd.(原德国Dewind 公司)D8型2000KW双馈式变速恒频风力发电机组成套制造技术。 BZD80-2000技术数据： 风轮直径：80m 额定功率：2000 kW 叶片数量： 3 扫风面积：5027m2 风轮上避雷针保护：有 切入风速： 3 m/s 额定风速：13.5 m/s 切出风速：25 m/s 安全风速：57.4 m/s 额定转速：18.0 min-1 转速范围：11.1~20.7 min-1 转速控制：变桨距，调整叶片 功率调节：变桨距 齿轮箱：一级行星两级平行轴 转速比：1：94.4 主控制系统：液压、叶片变桨距 紧急刹车系统：液压、单支叶片变桨距 停车制动：盘式制动器 发电机：双馈感应式 滑差率：±30% 额定电压：690V 电网频率：50 Hz 逆变器：IGBT逆变器 调制类型：脉宽调制 偏航系统：由电机主动调节 气象传感器：风向、风速和环境温度传感器 远距离监控：自动传输数据 塔架：筒形钢塔架 轮毂高度：80m/100m 总高度：120m/140m 标称电网电压：10/20 kV, 其他可根据需求 额定电流：1675A 功率因数、标准值： 1.0 功率因数、可选项：0.9超前-0.95滞后 失真因数：1%
WINDTEC WT2000sg 运行数据 切入风速： 3.5 m/s 额定风速：12.5 m/s 切出风速：20.0 m/s 风轮 风轮直径：80.42m 扫风面积：5026m2 速率范围：12rpm-19rpm 功率控制方法：变桨控制 转叶 叶片长度：38.39m 材料：环氧玻璃纤维 避雷装置：集成 型号：EU80.1800-3 驱动链 齿轮箱类型：行星齿轮/平行轴齿轮 传动比：可变 齿轮润滑方式：强制润滑 齿轮箱、发电机联结：柔性联轴器 发电机力矩控制：SuperGEAR 机械支撑部件 轮毂类型：刚性 轮毂材料：铸铁 主机类型：焊接结构 制动系统 操作制动器：全跨度叶片变桨系统 结构类型：齿轮箱/伺服电机 机械制动器：盘式制动器 发电机 发电机类型：同步发电机 额定功率：2000KW 附件：IP54 偏航系统 偏航轴承类型：滑动轴承 驱动单元：齿轮电动机 驱动单元数量： 4 稳定：滑动轴承摩擦力与电动机制动共同作用塔架 结构类型：锥筒形钢塔 塔高：78m
教你看懂汽车配置表：发动机参数部分 出处:宁夏汽车网作者:李女士时间：2013-02-19 本期将向大家介绍发动机相关参数中的玄机。 ●排量（单位：mL） 活塞从气缸的上止点移动到下止点所通过的空间容积称为气缸排量，由于汽车发动机通常都有若干个气缸，所以发动机的排量就是所有气缸排量之和。
排量可以说是发动机最重要的参数之一，它直接关系到发动机的很多技术指标。通常来说，在自然吸气和增压发动机的各自范畴内，排量和动力是成正比的，同时排量也和油耗以及碳排放成正比，不过这也不是绝对的。比如当今一台1.6L自然进气发动机已经可以与几年前的1.8L甚至2.0L发动机的动力相媲美，而燃油经济性则更加出色，这就是技术发展所带来的成果。 如果整体来看，现今增压技术的广泛应用使得小排量增压发动机做到了更优的动力性和更少的燃油消耗。总的来说，一台发动机的排量基本代表了一辆车的定位，同排量发动机之间由于技术方面的原因在动力性（功率、扭矩）和油耗方面会有一定的差异。 ●进气方式 进气方式主要有两种：自然进气和增压进气。由于自然进气发动机是利用气缸运行中所产生的负压将外部空气吸入，所以这种进气方式的发动机也称为自然吸气式发动机， 也可以表示为“NA”。 前面我们提到，由于发动机的排量在一定程度上是和油耗以及碳排放成正比关系的，所以为了在有限的排量内尽可能增加发动机的动力，同时油耗和碳排放还能保持在相对合理的范围内，所以就此引入了增压进气的方式。简单来说，这种进气方式就是在进气口前加装一个“增压风扇”，通过风扇的转动强制增加发动机的进气量。进气量增大后，发动机电脑便可以适当的多喷油来提高发动机的动力。当前增压进气的方式主要有涡轮增压和机械增压两种。 ◆涡轮增压 涡轮增压器实际上就是一个空气压缩机，它利用发动机排出的废气气流作为动力来推动涡轮增压器内的涡轮，涡轮又带动同轴的叶轮，叶轮来压缩由空气滤清器管道送来的新鲜空气，然后再送入气缸。
丰田车系 5A-FE 直列四缸1.5L 16气门DOHC 威驰9.8 68/6000 124/3200 8A-FE 直列四缸1.3L 16气门DOHC 威驰9.3 64/6000 110/3200 丰田5A FE发动机目前国内天津一汽04年至05年 1ZZ-FE 直列四缸1.8L 16气门DOHC、DIS（含铅汽油）花冠9.5 94/6000 162/4400 3ZZ-FE 直列四缸1.6L 16气门DOHC、VVT-i、DIS（无铅汽油）10.5 81/6000 146/4400 1NZ-FE 直列四缸1.5L 16气门DOHC、VVT-i、DIS（无铅汽油）威驰花冠 2NZ-FE 直列四缸1.3L 16气门DOHC、DIS（含铅汽油）威驰花冠 1MZ-FE V型6缸 3.0L 24气门DOHC，10.5 188/5200 203/4400 佳美94年后 1AZ-FE 直列四缸2.0L 16气门DOHC、VVT-i、DIS、ETCS-I 凯美瑞、 RA V4 9.8 108/6000 190/6000 2AZ-FE 直列四缸2.4L 16气门DOHC、VVT-i、DIS、ETCS-I 凯美瑞大霸王 RA V4 9.8 123/6000 224/4000 2TR-FE 直列4缸 2.7L 双凸轮轴16气门（VVT-i）霸道、海狮 1GR-FE V型六缸 4.0L 霸道、兰德酷路泽（第七代陆地巡洋舰） 2GR-FE V型六缸 3.5L 24气门DOHC、双VVT-i、DIS、ACIS、ETCS-i 新款凯美瑞10.8 204/6200 346/4700/ 3GR-FE V型六缸 3.0L 24气门DOHC、双VVT-i、DIS 2005款皇冠、锐志10.5 170/6200 300/4400 5GR-FE V型六缸 2.5L 24气门DOHC、双VVT-i、DIS 锐志10.0 145/6200 242/4400 1FZ-FE 直列六缸4.5L 陆地巡洋舰（第六代） 2UZ-FE V型八缸4.7L 兰德酷路泽（第七代陆地巡洋舰）
一、固体火箭发动机：由燃烧室，主装药，点火器，喷管等部件组成。 工作过程：通过点火器将主装药点燃，主装药燃烧，其化学能转变为热能，形成高温高压燃气，然后通过喷管加速流动，膨胀做功，进而将燃气的热能转化为动能，当超声速气流通过喷管排出时，其反作用力推动火箭飞行器前进。工作原理：1能量的产生过程2热能到射流动能的转化过程 优点：结构简单，使用、维护方便，能长期保持在备战状态，工作可靠性高，质量比高。 缺点：比冲较低，工作时间较短，发动机性能受气温影响较大，可控性能较差，保证装药稳定燃烧的临界压强较高。 二、1.推力是发动机工作时内外表面所受气体压力的合力。F=F 内+F 外 F=mu e +Ae(Pe-Pa) 当发动机在真空中工作时Pa=0.这时的推力为真空推力。 把Pe=Pa 的状态，叫做喷管的设计状态，设计状态下产生的推力叫做特征推力。 2.把火箭发动机动，静推力全部等效为动推力时所对应的喷气速度，称为等效喷气速度u ef 。 3影响喷气速度的因素来自两个方面：a).推进剂本身的性质b) 燃气在喷管中的膨胀程度 3.流量系数的倒数为特征速度C ?,他的值取决于推进剂燃烧产物的热力学特性，即与燃烧温度，燃烧产物的气体常数和比热比K 值有关，而与喷管喉部下游的流动过程无关。 4.推力系数C F 是表征喷管性能的参数，影响推力系数的主要因素是面积比和压强比。当Pe=Pa 时，为特征推力系数，是给定压强比下的最大推力系数，Pa=0时为真空推力系数。 5.发动机的工作时间包括其产生推力的全部时间,即从点火启动，产生推力开始，到发动机排气过程结束,推力下降到零为止。确定工作时间的方法：以发动机点火后推力上升到10%最大推力或其他规定推力的一点为起点,到下降到10%最大推力一点为终点,之间的时间间隔。 6.燃烧时间是指从点火启动，装药开始燃烧到装药燃烧层厚度烧完为止的时间，不包括拖尾段。确定燃烧时间的方法：起点同工作时间，将在推力时间曲线上的工作段后部和下降段前部各做切线，两切线夹角的角等分线与曲线的交点作为计算燃烧时间的终点。 7.总冲是发动机推力和工作时间的乘积。总冲与有效喷气速度和装药量有关，要提高总冲，必须用高能推进剂提高动推力。 8.比冲是燃烧一千克推进剂装药所产生的冲量。提高比冲的主要途径是选择高能推进剂，提高燃烧温度，燃气的平均分子量越小，比冲就越大，比冲随面积比变化的规律和推力系数完全相同。当大气压强减小，比冲增大，真空时达到最大，提高燃烧室压强可增加比冲。 9.在火箭发动机中常用实际值对理论值的比值来表示这个差别。这个比值就叫做设计质量系数，亦发动机冲量系数。 1．推力系数的变化规律：(1)比热比、工作高度一定时，随着喷管面积比的增大，推力系数增先大，当达到某一最大值后，又逐渐减小（2）比热比k 、面积比A e A t 一定时,C F 随着发动机工作高度的增加而增大； 2．最大推力分析：Pc 、At 、Pa 一定时，喷管处于完全膨胀工作状态时所对应的面积比，就是设计的最佳面积比，可获得最大推力； 3．比冲的影响因素：(1)推进剂能量对比冲的影响。能量高，R T f 高，c*高，Is 高； (2)喷管扩张面积比Ae/At 对比冲的影响。在达到特征推力系数前，比冲随喷管扩张面积比的增大而增加。(3) 环境压强Pa 对比冲的影响。Pa 减小，Is 增大；(4) 燃烧室压强Pc 对比冲的影响。当喷管尺寸和工作高度一定时，Pc 越高，u ef 越大。(5) 推进剂初温T 对比冲的影响。比冲随初温的增加而增大。 4．火箭发动机性能参数对飞行器性能的影响: V max =I s lnu (1)发动机的比冲Is 越大，火箭可以达到的最大速度Vmax 也越大,射程就越远。(2)火箭的质量数μ越大，火箭可以达到的最大速度Vmax 也越大.(3) 发动机比冲Is 和火箭的质量数μ可以**理 实c c C =ξ理实s s I I =ξN C F F C c C c ξξξ==理理实实**
风量风压计算公式 风机有2个很重要的参数，流量和升压，升压即风压。相对于一台风机来说，流量大，升压就降低，风压高，流量就减少 压头通常指全压,风量与全压存在以下关系,当风机尺寸已定,风量越大,全压越大, 风机流量是指就是指风机每分钟送风的立方米数。 风机流量=进口风量=出口风量。 “风量”与“风压”是风机的两个独立的、最主要的参数。 出口压力是风机的另一个重要参数。 同风压的两个风机可能风量不同，风量大的外形大，配电机大； 同风量的两个风机可能风压不同，风压大的叶轮直径大或叶轮转速高，配电机大。 对于给定的风机，尺寸参数都确定了，提高了转速会同时加大风量和提高风压 A——截面积 D——风量 dP——风压
空气密度——1.293×293/（273+风温） D=A×sqrt(dP/空气密度） sqrt.....开平方 风机流量就是单位时间内输送气体的多少，通常用体积流量来表示，也就是，每小时输送的立方米数。对于一般风机来说，风机输出的风速是小于100m/s的，此时，空气可以看做是不可压缩流体，于是，风机流量与进口风量和出口风量是相同的，因为，风机并不消耗空气，从进口来的空气全部从出口排出了。 如果风机的风速比较大，空气的压缩不能忽略，则进口风量和出口风量用体积流量来计算的话，会有差别，但是，它们的质量流量仍然是相同的，也就是每小时流过的空气的质量不变。此外，体积流量还会受到空气密度的影响，而空气密度与其工作的温度、大气压和湿度等环境因素都有关系。所以，在工程上，风机所标识的流量，都是换算到标准进口状态下进口处的体积流量。所谓标准进口状态，是指温度293K、气压101325Pa、相对湿度50%的空气状态。 常见的离心风机和轴流风机的流量都与风机压力有关，它在不同压力下的流量需要去查看风机性能曲线。而容积式风机（比如罗茨风机）的流量则与压力无关。
小型业余固体火箭发动机设计范本 科创航天局 李楠 摘要：本文根据个人经验，以具体实例的方式，叙述了一台简单固体火箭发动机的设计流程。文中对发动机各参数的选择、计算进行了较为详细的说明。 目的在于倡导火箭爱好者在火箭的设计、制作方面更加的科学化，精细化。关键词：固体火箭发动机 一、设计要求 1、拟设计一台总冲(It)在600N-S左右的固体火箭发动机 2、发动机既定采用KNDX为燃料 3、发动机的设计推力曲线应尽量平缓，推力均匀 4、发动机的设计应考虑将来发动机用于可导火箭的兼容性 5、发动机要考虑与开伞设备的兼容性 二、基本参数估算 1、推进剂用量估算 KNDX实际密度取1.8 g/ 比冲(Isp)试取120S 则所需推进剂质量为 M= = 600/9.8*120=0.5102kg=510.2g 推进剂体积： V=510.2/1.8=283.4 2、发动机几何尺寸估算 初步假设发动机长径比为5：1 燃料内孔15mm 则发动机尺寸应满足 V=1/4∏（-）H （1） H/Di=5 （2）
其中V ——燃料体积 Di——发动机内径 d ——燃料内孔直径 H ——发动机长度 将数据代入式（1）（2）计算得(求解一个一元三次方程) 发动机内径 Di=43.45mm 发动机长度 H=217.25mm 三、参数计算 上面的计算结果，仅仅是为了明确发动机规格的大方向，还不能满足火箭设计的需要，因此，在下面的设计过程中，主要是围绕上面得出的结果，以SRM 计算软件为平台，确定发动机、药柱的具体尺寸。 1、发动机、药柱基本尺寸的确定 将上述计算结果进行圆整代入SRM，同时细微调整药柱尺寸、数量，使压力曲线平缓，在本方案中，确定药柱方案如下： 药柱外径：42mm 药柱内径：15mm 单段药柱长度：70mm 药柱数量：3 喷燃比变化如右图1： 图1 发动机内径：45mm（计算时应使用42mm，留有3mm做隔热层） 喉口直径初步选择:10 mm 初始喷然比218 压力曲线如右图2： 最大压力：4.6MPa 燃烧时间：1.352S 最大推力：498N 平均推力：424N 总冲:618 NS
3 通风机的主要性能参数 1．3．1 通风机的流量 通风机的流量通常是指单位时间内流过通风机的气体容积， 表示。它的单位是m3/h、m3/min、m3 /S。 用q V 如无特殊说明，通风机的体积流量，特指通风机进口处的体积流量。 1．3．2 通风机的压力 1．1．通风机的动压 通风机出口截面上气体的动能所表征的压力称之为动压， 表示。即 用表示q dF C 22 PdF=ρ 2 2 2．2．通风机的静压 通风机的静压是指通风机的全压与通风机出口动压之差， 用P s F表示。即：P s F=P tF－P dF 3. 通风机的全压通风机的全压指通风机出口截面与通风机进口截 面的全压之差,用P tF表示。 1.3.3 通风机的功率 1．1．通风机的有效功率 通风机所输送的气体，在单位时间内从通风机中所获得的有效 能量，叫作通风机的全压有效功率，用P e（kW）表示。 2．通风机的内功率
计入流动损失和泄漏损失，单位时间里传给气体的有效功叫作 通风机的内功率用P in表示，即内功率等于有效功率P e加上通 风机的内部流动损失功率△P in。 3．3．风机的轴功率 单位时间内原动机传递给通风机轴的能量，叫做通风机的轴功 率P sh，它等于通风机的内功率P in加上轴承和传动装置的机械 损失功率△P me。 1．3．4 通风机的效率 1．1．通风机全压效率ηtF 等于通风机全压有效功率P etF与轴功率P sh之比，即 ηtF=P etF / P sh=P tF q v / 1000P sh 或ηtF=ηinηme 其中ηme机械效率，且ηme=Pin/Psh=P tF qv/1000ηin P sh 机械效率表征通风机轴承损失和传动损失的好坏，是通风机机械传动系统设计的主要指标，根据通风机的传动方式，表中列出了机械效率的选用值，供设计时参考。当风机转速不变而运行于低负荷工况时，因机械损失不变，故机械效率的选用值还将降低。 传动方式机械效率 2．通风机的静压效率 通风机的静压效率ηsF，等于通风机静压有效功率与通风机轴功率之
●发动机描述 发动机（英文：Engine），又称为引擎，是一种能够把一种形式的能转化为另一种更有用的能的机器，通常是把化学能转化为机械能（把电能转化为机器能的称谓电动机）。装配在汽车上都主要以汽油或柴油为原料，现在的新能源汽车则包括电动、氢气等形式。 发动机描述这个参数主要是简要地描述一下这款车的发动机，我们标准的描述方式是：排气量＋排列形式＋汽缸数＋发动机特殊功能。 例如宝马335i的“3.0升直列6缸双涡轮增压直喷发动机”，奔驰C200的“1.8升直列4缸机械增压发动机”。 ●发动机放置位置 根据发动机相对车身所处的位置和自身安置的方向，我们将发动机放置按以下两种划分。 ◆发动机放置以前后轴划分： 发动机整体在前轮轴前面的称为“前置发动机”（常用英文”F”表示），绝大部分轿车都是前置发动机。 发动机整体在前后轴之间的称为“中置发动机”（常用英文”M”表示），很多双座的超级跑车均采用这种布置方式，例如：兰博基尼LP640，法拉利F430等。 发动机整体在后轮轴后面的称为“后置发动机”（常用英文”R”表示），这类车型比较少，典型代表车型就是保时捷911。 ◆发动机位置以曲轴纵横标准划分： 发动机位置以曲轴位置为标准，我们将发动机分为横向式（常用英文”Q”表示）和纵向式（常用英文”L”表示）两种放置类型。 曲轴和车体方向成直角的叫横置发动机，一般前驱车均为横置发动机，例如：大众速腾、标致307、丰田凯美瑞等。 曲轴和车体方向平行的叫纵置发动机，一般后驱车和全驱车多数都为纵置发动机，例如：奔驰C级、宝马3系、丰田锐志等。不过也有特例，奥迪就是典型的前驱车，但是纵置发动机。 可能您还有点不明白，说的再简单点，如果您站在车头前方，如果发动机横向放在你眼前就是横置式发动机，纵向呈现在你眼前则为纵置式发动机。
固体火箭发动机壳体成型工艺 固体火箭发动机是当今各种导弹武器的主要动力装置，在航空航天领域也有相当广泛的应用。它的特点是结构简单，因而具有机动，可靠，易于维护等一系列优点，非常适合现代化战争和航天事业的需要。但是固体火箭发动机部件在工作中要承受高温，高压和化学气氛下的各种复杂载荷作用，因此其材料通常具有极优异的性能，往往代表着当代材料科学的最先进水平。 固体火箭发动机壳体既是推进剂贮箱又是燃烧室，同时还是火箭或导弹的弹体，因此，在进行发动机壳体材料设计时，要考虑以下几个基本原则： (1)固体火箭发动机壳体就其工作方式来讲，是一个内压容器，所以壳体承受内压的能力是衡量其技术水平的首要指标； (2)发动机壳体是导弹整体结构的一部分，所以又要求壳体具有适当结构刚度； (3)作为航天产品，不仅要求结构强度高，而且要求材料密度小； (4)发动机点火工作时，壳体受到来自内部燃气的加热，而壳体结构材料，尤其是壳体结构复合材料的强度对温度敏感性较强，所以，在设计壳体结构材料时，不能仅限于其常温力学性能，而应充分考虑其在发动机工作过程中，可能遇到的温度范围内的全面性能。 结构图 一、选材 1.1、增强纤维：碳纤维
固体火箭发动机壳体要求复合材料具有高的比强度，比模量和断裂应变。 各种纤维相比，碳纤维具有密度小，拉伸模量和比模量大；耐磨耐疲劳等机械性能优秀；耐腐蚀性能好；热膨胀系数小，导热率高，高温下尺寸稳定性好，不燃，分解温度高；具有润滑性；层间剪切强度及纤维强度转化率都比较高，不易产生静电聚集，使用温度高，不会产生热失强，并有吸收雷达波的隐身功能等优点。飞机结构材料要求轻质高强，耐疲劳、耐腐蚀性能好，尺寸稳定，所以碳纤维是最理想的材料。 拉伸模量为262~320GPa，拉伸强度在5GPa左右，断裂延伸率约为1.7%的高强中模碳纤维是理想的壳体增强材料。 碳纤维复合材料壳体PV/W值是Keclar49/环氧的1.3~1.4倍，可使壳体质量 再度减轻30%，使发动机质量比高达0.93以上。如美国的“三叉戟Ⅱ（C5）”导弹的第一、第二级壳体及“侏儒”导弹的第一、二、三级壳体均采用IM7碳纤维/环氧复合材料。 所以我们选用的是T1000碳纤维，抗拉强度6.37Gpa，抗拉模量294Gpa，断裂延伸率2.2%，密度1.8kg/m3。 1.2、树脂基体：环氧树脂 固体火箭发动机壳体就其工作方式来讲，是一个内压容器，它作为航天产品，不仅要求具有足够的强度、刚度和模量，而且要求密度低，即要求有高的容器特性（PV/W)值。影响PV/W值的因素很多，基体树脂的性能是其中之一。此外，发动机工作后，为使壳体在内部高温燃气的加热下仍保持足够的强度和刚度，树脂基体又应具有较高的热变形温度。固体火箭发动机壳体用复合材料的壳体的选择应遵循如下原则： (1)热力学应变能原则。树脂基体的热变形温度不低于120摄氏度。在树脂力学性能方面，主要考察拉伸性能，而拉伸性能的优劣应以拉伸性能和断裂伸长率的乘积-相对应变能来衡量。相对应变能高的树脂基体其相应容器爆破压强将会高些。对于大型发动机壳体制造用的环氧树脂应具有如下性质：拉伸强度≥80Mpa；拉伸模量≥2800Mpa；断裂伸长率为4~8%；热变形温度＞120摄氏度。 (2)树脂体系的工艺性。 (3)原材料的来源、毒性和经济性，还应该考虑原材料的性能的已知性。 环氧树脂具有鲜明的优点和缺点。 优点：固化收缩小，随固化剂种类而异，体积收缩1%~50%。固化物机械强度高。尺寸稳定性好，粘结性好。电性能、耐腐蚀性能优良。若对树脂和固化剂进行选择，能得到耐热性好的固化物。树脂保存期长，选择固化剂和支撑B阶树脂，有良好的制预浸渍制品的特性。固化时不会像聚酯那样，容易受空气中氧的阻聚。