起动超温
起动超温是航空涡轮发动机在起动时燃气温度超过最高允许温度的现象，是航空涡轮发动机的一种不正现象。
由于发动机型号不同，规定的起动温度也不同，如三叉戟ZE型飞机的斯贝512-5W发动机的起动温度最高允许达到630°C，发动机起动时超过了这个温度，就视为起动超温。
发动机起动时燃气温度超出规定温度是一种较为罕见的故障。 一旦发生，将对发动机本体造成严重危害，更为甚者会造成发动机损毁、报废，乃至引起火灾。因此当发动机起动超过了温度界限时，应视情况予以维修。
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起动超温是航空涡轮发动机在起动时燃气温度超过最高允许温度的现象，是航空涡轮发动机的一种不正现象。
由于发动机型号不同，规定的起动温度也不同，如三叉戟ZE型飞机的斯贝512-5W发动机的起动温度最高允许达到630°C，发动机起动时超过了这个温度，就视为起动超温。
发动机起动时燃气温度超出规定温度是一种较为罕见的故障。 一旦发生，将对发动机本体造成严重危害，更为甚者会造成发动机损毁、报废，乃至引起火灾。因此当发动机起动超过了温度界限时，应视情况予以维修。
在发动机出现起动超温时，正确的处置方法是:在发动机起动和加速过程中， 应密切注意发动机转速和燃气温度， 当发现转速悬挂或燃气温度急剧上升时，应立即人为拉停发动机，使发动机关车，保证发动机不受损伤，特别是发现转速悬挂时，应当机立断拉停发动机， 切忌错误认为发动机转速上升缓慢，等待发动机完成自动加速致慢车过程，在此过程中严禁关闭电子调节器和转动油门环。
另外， 对于出现发动机超温后， 应对发动机内、外部进行系统检查:第一，检查外观无异常，特别是燃烧室、 自由涡轮壳体等热端部件有无烧蚀痕迹和鼓包，如发现有烧蚀痕迹和鼓包，则发动机应停用并返厂检查;第二，应对发动机进行孔探检查。 拆下点火电嘴，从点火电嘴安装孔检查发动机旋流器及火焰筒前部情况;拆下热电偶，从热电偶安装孔检查火焰筒后部及燃气涡轮 I 级导向器叶片;拆开 Ⅲ 级自由涡轮壳体上的检查口盖，检查自由涡轮 Ⅲ 级导向器叶片; 拆开 Ⅳ 级自由涡轮壳体上的检查口盖，检查自由涡轮 Ⅳ 级导向器叶片。 如上述检查均正常，则发动机可监控使用;如发现叶片或热部件有烧蚀痕迹，则发动机应停用，并返厂检查。
1、在更换燃油调节器时，应注意检查感温筒内筒的紧固情况， 确保感温筒内部形成空气流通回路。
2、起动发动机时， 应按发动机的起动规定执行，先起动背风的一台发动机，再起动另外一台;风速过大(大于 20m/s) ，禁止起动发动机。 避免燃烧废气被吸入进气道，引起发动机进气量不足。 起动发动机过程中，应密切监控发动机各参数，发现参数偏离正常参数，应及时关车进行检查，排除故障后方能再次起动。
3、在日常维护过程中，应注意检查燃油调节器感温筒的安装固定情况， 如发现感温筒的连接部分有偏斜情况， 应拆开连接部分， 检查其有无损坏， 密封胶圈是否完好。 同时， 加强自动起动器" А "、 " Л "限流咀的检查，防止异物堵塞。
4、定期检修工作时，清洁自动起动器空气滤，确保自动起动器工作正常; 如经常在风沙较大的地区飞行， 可适当缩短自动起动器空气滤的检查周期。
5、如直升机在高海拔地区执行任务，如遇起动热悬挂，应及时停车，防止超温;停车后，应对发动机自动起动器进行调整，将" А "、" Л "限流咀，按照规定适当减小限流咀孔径，并可根据情况，调节燃油调节器 17 号螺钉，适当增加自动起动器的供油量。
6、昼夜温差变化较大时，首次起动发动机前，应按照规定对发动机进行冷转; 再次起动发动机时，应检查发动机燃气温度是否低于 150℃ 。 在海拔 3500 米以上的高原地区，起动发动机前，应对发动机进行冷转。
7、在检查发动机时，要重点检查发动机起动供气系统和燃油系统各导管、执行机构、调整螺钉以及放气限流咀的连接和固定情况。
8、 在更换发动机后，做地面性能参数调整时，应检查发动机压气机导向器叶片开度应在规定范围内，以保证发动机油气混合比在最佳状态。
发动机工作时，空气经过空气压缩器进入发动机和雾化的燃油按照后燃烧，推动涡轮转动。但是当发动机起动时，空气压缩器的转数很低，进入发动机燃烧室的空气量少，很容易造成富油燃烧，气象条件恶劣时尤为严重。
造成发动机起动超温的原因主要是因供油量大于需油量而形成的富油燃烧。
当发动机出现起动超温现象时，必须由机械师或飞行员及时调整油门，控制供油量，即调节燃油和空气的混合比，来控制发动机的排气温度不超过规定。采用人工方法进行的油门调节，可调节范围小、可处置时间短、反应慢，主要凭经验，操作难度大，特别是教练机需要前后座舱配合调节难度更大，成功率低，很容易造成起动不成功，甚至烧坏;发动机，直接影响战训任务的完成，危及安全。
发动机起动时，发动机状态是由停车状态向慢车状态转变的过程，油门角的可调量很小，这就给机械师对油门的调节造成了很大的困难，油门稍微大一点即会造成发动机排温超过规定，油门稍微小一点就会造成发动机停车，影响飞机的正常起飞。一般情况下是反复的调整油门的大小。
因此，发动机起动超温是维修保障工作中减少人为差错、保证安全的要采取措施加以解决。
不同的管道有不同的要求。 保温管适合输送在-50℃—150℃范围内的各种介质，它广泛应用于集中供热、供冷和热油的输送及暖室、冷库、煤矿、石油、化工等行业的保温保冷工程。 优势特点 1 ...
远红外电暖器都有反射罩，浴霸它将远红外光有效地反射到被加热空间中去，若反射罩不清洁将使其反射能力下降，使滞留在电暖器中的热量较多，从而使电暖器本身温度升高。因此保证反射罩的光亮清沽，是降低电暖器本身温...
都感觉保温，但是，冬天来了，有点，，，
练好飞行员的发动机各种气象条件下的起动技术、将飞机发动机按照季节调整技术状态到最佳、强化维修管理、落实法规、加强教育等都可以减少发生人为差错的发生概率，但不是解决问题的根本。
起动超温的主要原因就是富油燃烧，只要在发动机起动过程中，排气温度上升较快有超温趋势的情况下适时减少发动机的供油量就能够防止超温。
降低发动机的供油量的途径并非只有调节油门，通过研究发动机燃油系统发现，可以使用发动机燃油急降电磁活门进行发动机起动时供油量的调节。燃油急降电磁阀的最初用途是，当-电机发射火箭时减少发动机供油量，防止火箭尾气进入电机发动机造成富油燃烧而停车。
燃油急降电磁活门不工作时，发动机的供油量受油门的控制，当燃油急降电磁活门;工作时，控制燃油泵减少供油，使发动机的供油限制在慢车最低供油量上。也就是说，可以使用电路控制的方法进行发动机起动超温控制。
在不影响飞机各个系统正常使用的前提下，合理利用飞机起动系统的电路资源，加装起动超温控制装置，实现起动超温控制功能，解决飞机起动超温难以控制的问题。
总体方案是:
(1) 采用时分复用的方法，利用飞机单发起动按钮，作为-飞机起动超温控制的控制元件，在特定的时机赋予它特定的控制相应的燃油急降电磁阀工作的功能。
(2) 使用飞机发动机上原有的燃油急降电磁阀作为飞机起动超温控制装置的执行元件。
(3) 切换电路，在特定的时机给座舱的控制按钮供电，并与相应 的燃油急降电磁阀接通，当发动机起动超温时，按-厂控制按钮给燃油急降电磁阀加电，燃油急降电磁阀工作。
(4) 特定时机的选择。整个起动超温控制装置只有在飞机地面起动期间才可以工作，其它时机不会工作，处于冷待机状态。具体将这一时间段设置为从起动开始斤 1 秒到起动结束(升压起动 30 秒，低压起动 42 秒)以后 30 秒止，为了适应不同的起动方式的需要，整个控制装置状态的进入与退出受飞机起动箱控制。
(5) 起动箱控制信号的选择。选择合适的起动箱:工作状态的控制信号输出位置，确保整个装置只在飞机地面起动过程中进入工作状态，在地面冷开车和空中开车时不进入控温工作状态。按照上述方案对飞机进行技术改造以后，当飞机发动机地面起动的过程中山现起动超温现象时，或者有超温的趋势时，点按相应的起动按钮，燃油急降电磁阀工作，直接将发动机的供油量减小到最小，有效地抑制发动机排气温度的上升。
汽油发电机自动起动及水箱恒温装置
汽油发电机自动起动及水箱恒温装置
我省各地区气象局和探空站除以市电供电工作外,均配有油机发电机作备份电源设备。当市电一旦停供,人工起动发电机至少需2—5分钟,冬季所需时间则更长些。这样有可能造成通信缺报、漏报以及探空记录中断,甚至重放球。为此,我们参照江都县广播站《柴油机自动发电》一文,结合汽油机的特点,先后在几种机型的汽油机上进行试验,最后改装成自动起动及水箱自动加热装
防止高温再热器管壁超温的措施探讨
防止高温再热器管壁超温的措施探讨
电厂发电用锅炉使用时常会发生锅炉高温再热器爆管泄漏事故，爆管的原因大多数由于管壁超温所致。针对管壁超温采用双层耐高温不锈钢防磨瓦卷板进行隔热，根据运行的管壁温度情况进行添加隔热层直至达到理想效果，可以有效防止高温再热器管壁超温。
低温起动困难是目前困扰内燃机应用最为严重的一个工程问题。在我国西部及北方地区，由于地处高原或纬度较高，时有极端天气。在该地域使用的内燃机工程机械及承载交通运输的内燃机车辆在严寒季节经常会遇到发动机起动困难，甚至根本无法起动，出现工程机械"趴窝"或交通运输中断等严重情况。内燃机冷起动困难或无法起动，一方面会对国民生活、生产造成影响，另一方面由于发动机多次起动尝试，会导致燃油无端消耗，发动机磨损以及低温排放加剧，造成不必要的燃油损失和机械及环境损害。
为了考察侧板构型对高超侧压进气道起动性能的影响，对相同收缩比下侧板分别为前掠和后掠构型的进气道开展了 Ma = 4 来流下的风洞实验及相应的数值模拟研究。实验结果表明，侧板后掠进气道的起动性能优于侧板前掠构型，实验中侧板后掠进气道能够在 2°攻角时实现起动，而侧板前掠进气道仅能在 － 2°攻角时起动。对流场进行的数值模拟结果表明，侧板后掠进气道不但比侧板前掠进气道具有更高的内收缩段入口马赫数，而且交汇后的侧板激波与底板边界层干扰的强度较弱，使得边界层不易分离，两方面因素共同作用使得侧板后掠进气道的起动性能显著优于侧板前掠构型。
1 进气道构型：
设计了侧板分别为前掠和后掠构型的两个高超侧压进气道模型，侧板的前掠角为 55°，后掠角为 30°。除了侧板构型存在差异外，两模型的其余的结构参数均保持一致。进气道底板采用三级楔角压缩，总压缩角为 14°，进气道的总收缩比为 6.0，内收缩比( 唇口横截面与出口横截面面积之比) 为 1.45，侧向收缩比为 1.67，入口迎风面的高度 H = 99mm。
2 实验方法：
实验研究在国防科技大学 STS 重点实验室( Science and Technology on Scramjet Laboratory) 的Φ440mm 高焓自由射流试验系统中进行，实验中主要考察模型进气道在低马赫数来流下的起动情况。实验中对进气道底板壁面中心线上的沿程静压分布进行测量，除此之外，还在进气道模型出口的后方连接一段驻室和喉道，并测量驻室和喉道内相应位置的壁面静压，以考察进气道的流量捕获性能。实验中所有压力的测量均采用 9116 型压力扫描阀进行。
3 数值模拟方法：
数值模拟所采用的控制方程为理想气体可压 N-S 方程，采用有限体积法离散，使用三维定常隐式求解器求解，流动方程的无粘项采用二阶 Roe 格式离散，粘性项采用二阶中心差分格式离散，气体比热比为 1.38，气体分子粘性采用 Sutherland 公式计算，湍流模型为 k-ω SST 模型。
由于数值模拟难以准确地获取进气道的起动性能，采用风洞实验的方法来考察进气道的起动性能，实验中通过测量进气道底板壁面中心线上的沿程静压分布来判断进气道的起动情况。进气道起动与否与其内收缩段入口处的马赫数大小有关，对具有前体压缩的高超侧压进气道来说，通过改变进气道本身的攻角可以相应地改变进气道内收缩段入口马赫数的大小。由于风洞喷管出口的马赫数恒定，所以采用改变进气道攻角的方式来对比侧板前掠与后掠构型进气道的起动性能。
1 侧板后掠进气道起动性能：
对侧板后掠进气道分别进行了 Ma = 4.0 来流条件下攻角为 0°和 2°的风洞实验， 2°攻角实验中驻室和喉道的压力显著高于 0°攻角实验，由于喉道面积相等，所以流量与气流的总压成正比，而气流总压越高则驻室压力越高，说明攻角增加的情况下，进气道的捕获流量获得了大幅提升。
2 侧板前掠进气道起动性能：
对侧板前掠进气道进行了 Ma = 4.0 来流条件下攻角分别为 0°，－ 1°和 － 2°的三次风洞实验，对比侧板后掠和前掠构型进气道的实验结果可以发现，侧板后掠进气道的起动性能优于侧板前掠构型。
1967年，Cotter首先对高温热管的起动问题进行了研究，提出高温热管的起动属于前端起动，即处于环境温度下蒸汽的密度很低，分子的平均自由程超过蒸汽腔的直径，在这种条件下的起动称为前端起动。Cotter在热管的轴向方向上建立了一维模型并建立了有效导热系数，但没有给出涉及到高温热管起动的精确分析关系，而且也没有将分析解答与实验数据相比较。
1970年，Sockol等对用锂作为工作介质的高温热管进行研究，观察到在输入足够高的热量且当陡峭的温度界面沿热管长度方向运动时，热管壁温升到某一中间值时就保持恒定。基于上述实验观察，Cotter模型得到了验证和修改。
Ivanovsikii等在分析了高温热管的起动现象后，总结出了3种特殊的起动方式：均匀起动、前端起动以及存在不凝性气体的前端起动，并基于温度分布提出了3种分子流动：自由分子流动、过渡分子流动与连续蒸汽流动。
近十几年来，高温热管的理论研究热点主要针对整个管内工质处于冻结状态下的起动问题，同时随着计算流体力学与计算传热学的发展，其分析方法也随之改变为采用数值模拟方法。
发动机低温起动器起动困难原因