Bendix-Stromberg tryckförgasare

Bendix-Stromberg tryckförgasare
Bortskuren Bendix-Stromberg PD12-F13 från en Pratt & Whitney R-2000 radialmotor
Typ	Bendix-Stromberg modell PD12-F13
Nationellt ursprung	Förenta staterna
Tillverkare	Bendix

Av de tre typerna av förgasare som användes på stora, högpresterande flygplansmotorer tillverkade i USA under andra världskriget , var Bendix -Stromberg tryckförgasare den vanligaste. De andra två förgasartyperna tillverkades av Chandler Groves (senare Holley Carburetor Company) och Chandler Evans Control Systems (CECO). Båda dessa typer av förgasare hade ett relativt stort antal inre delar, och i fallet med Holley Carburetor fanns det komplikationer i dess "variable venturi"-design.

En flytfri tryckförgasare är en typ av flygplansbränslekontroll som ger mycket exakt bränsletillförsel, förhindrar isbildning i förgasaren och förhindrar bränslesvält under negativt "G" och inverterad flygning genom att eliminera den vanliga flottörkontrollerade bränsleinloppsventilen. Till skillnad från förgasarens bränslesystem av floattyp som är beroende av venturisug för att dra bränsle in i motorn, använder en tryckförgasare endast venturin för att mäta massluftflödet in i motorn och hanterar flödet av bränsle som kontinuerligt står under tryck från bränslepumpen till sprutmunstycket. 1936 installerades den första Bendix-Stromberg tryckförgasaren (en modell PD12-B) och flögs på en Allison V-1710 -7.

Bakgrund

Bendix Corporation marknadsförde tre typer av flygplansbränslesystem under Bendix-Stromberg-namnet:

Den första typen tillverkades för lågpresterande flygplansmotorer och praktiskt taget alla flygplansmotorer tillverkade före 1938. Dessa var vanligtvis konventionella förgasare av floattyp som inte var mycket annorlunda än de som fanns på den tidens bilar eller jordbrukstraktorer, förutom storleken.

Efter 1938 var högpresterande flygplansmotorer utrustade med flytfria tryckförgasare, särskilt de som användes i stridsflygplan. Den flytfria tryckförgasaren var stamfadern till dagens enports bränsleinsprutning och var ett stort steg framåt inom bränsletillförseltekniken. Det kan ses som den mekaniska motsvarigheten till dagens elektroniska bränslekontrollsystem. Dessa flytfria tryckförgasare är ämnet för den här artikeln.

utrustades flygplansmotorer som översteg en specifik hästkraft på mer än 1,0 först med distribuerad bränsleinsprutning och senare med direktinsprutning, vilket blev det bränslesystem som valdes. Genom att använda samma principer som tryckförgasaren för att mäta luftflödet in i motorn, använde det distribuerade bränsleinsprutningssystemet individuella bränsleledningar till varje cylinder och sprutade in bränslet vid insugningsöppningen . Direktinsprutningssystemen skilde sig från en tryckförgasare genom att bränslet införs strax uppströms från insugningsventilen i inloppsporten i varje enskilt cylinderhuvud i direktbränsleinsprutningssystemet, till skillnad från tryckförgasaren där bränslet införs vid förgasaren. Dessa bränslekontrollenheter var individuellt dimensionerade och kalibrerade för att passa nästan alla kolvflygplansmotorer som användes av både civila och allierade militära flygplan tillverkade under efterkrigstiden. Dessa bränsleinsprutningssystem finns på högpresterande kolvmotorer för allmänflyg som fortsätter att flyga in i 2000-talet.

Design och utveckling

Från och med grunderna för bränsleförbränning , oavsett vilken typ av bränslesystem som används på en given motor, är förgasarens enda uppgift att ge exakt rätt mängd bränsle till en given mängd luft som kommer in i motorn. För att vara brännbart måste förhållandet mellan luft och bränsle ligga inom brännbarhetsgränserna på mellan 9 och 16 pund (4 och 7 kg) luft till 1 pund (0,5 kg) bränsle (för bensinmotorer). Över eller under detta förhållande kommer bränslet inte att brinna.

Därefter är det också givet att inom det intervallet av acceptabla blandningar finns det bara ett förhållande som är det ideala luft-bränsleförhållandet vid den tidpunkten, givet gasspjällsläget inställt av piloten . Sammanfattningsvis kan man säga att den idealiska förgasaren ger rätt luft-bränsleblandningsförhållande, som krävs av motorn, under alla dess driftsförhållanden.

Slutligen ändras den exakta mängden bränsle som behövs mellan den alltför magra nedre gränsen på 16:1 och den alltför rika övre gränsen på 9:1 när motorns drifttillstånd ändras.

För att sammanfatta, för att en förgasare ska leverera den exakta mängden bränsle som krävs, är det nödvändigt att förse förgasaren med tre saker:

För det första den exakta vikten av luften som strömmar genom den, för

det andra, vilket luft-bränsleförhållande som behövs för motorns drifttillstånd, för det

tredje, vilken motordrift eftersträvas av flygplanets pilot.

När dessa tre saker väl har levererats till förgasaren kommer en väldesignad förgasare att förse motorn med det exakta, korrekta bränsleflödet hela tiden. Alla väldesignade förgasare gör detta rutinmässigt, oavsett vilken typ eller storlek motor som används. Flygplansförgasare å andra sidan fungerar under extraordinära förhållanden, inklusive våldsamma manövrar i tre dimensioner, ibland alla samtidigt.

Problemen: is, gravitation och tröghet

När bränsle förångas kyler det den omgivande luften på grund av kyleffekten eftersom bränslet absorberar värme när det ändrar tillstånd från vätska till gas. Detta kan resultera i att luften sjunker under fryspunkten, vilket gör att vattenånga som finns i luften först ändrar tillstånd från en gas till en vätska, som sedan blir till is. Denna is bildas på gasspjällsplattan, som är placerad "nedströms" av bränslemunstycket. Isen bildas också på förgasarens innerväggar, ibland i sådan grad att den blockerar luftflödet till motorn.

Förgasare av flyttyp fungerar bäst när de är i stabilt drifttillstånd. Allmänflygplan fungerar under en rad förhållanden som inte skiljer sig mycket från bilar, så en förgasare av floattyp kan vara allt som behövs. Stora eller snabba flygplan är en annan sak, speciellt när man tänker på att stridsflygplan kan flyga inverterat eller genom en serie höga g-svängar, klättringar och dyk, allt med ett brett spektrum av hastigheter och höjder, och på mycket kort tid.

När förgasaren lämnar ett stabilt tillstånd, påverkas flottören av både tyngdkraften och trögheten , vilket resulterar i felaktig bränslemätning och en minskning av motorns prestanda när luft-bränsleförhållandet ändras, och blir antingen för magert eller för rikt för maximal motorprestanda, och i vissa fall stoppar motorn.

Förgasare av flyttyp kan kompensera för dessa instabila förhållanden genom olika designfunktioner, men bara inom rimliga gränser. Till exempel, när förgasaren av flottörtyp är under negativa g- förhållanden, såsom en snabb nos nedåt, lyfter flottören mot toppen av bränsleskålen när flottören blir viktlös när flygplanet sjunker snabbare än flottören och bränslet. Flottören lyfts uppåt genom tröghet, vilket stänger bränsleinloppsventilen som om bränsleskålen var full med bränsle. Avstängning av bränsletillförseln gör att bränsle-luftförhållandet blir större än sexton till ett, vilket då är för magert för att förbränning ska kunna ske, vilket stoppar motorn.

Det omvända är också sant när flygplanet är i omvänd flygning. Flottören blir nedsänkt när bränslet dras nedåt av tyngdkraften till toppen av bränsleskålen. Flottören lyfts uppåt mot botten av den omvända bränsleskålen. Med flottören i botten av bränsleskålen öppnas bränsleinloppsventilen, som den skulle göra när det inte finns tillräckligt med bränsle i bränsleskålen. Med bränsleinloppsventilen öppen fortsätter bränslepumpen att pumpa in bränsle i bränsleskålen, där det resulterande överskottet av bränsle gör att bränsle-luftförhållandet blir lägre än nio till ett, vilket då är för rikt för att förbränning ska kunna ske, vilket stoppar motor.

Lösningen: flytta bränslemunstycket och ta bort flottören

Bendix-Strombergs ingenjörer övervann problemen med förgasare av flottörtyp genom att flytta bränsleutloppsmunstycket till förgasaradaptern eller i vissa fall vid "ögat" på kompressorn, både under gasspjällsplattorna och genom att eliminera flottören från bränsledoseringen systemet. Den nya "tryckförgasaren"-designen ersatte den flottörmanövrerade bränsleinloppsventilen med en servostyrd bränsledoseringsventil .

Det finns dock antingen en eller två små flottörer i bränsleregulatorns luftavluftningssystem. Dessa flottörer har ingenting att göra med luft-bränsleförhållandet, eftersom deras enda syfte är att tillåta all infångad luft som kan ha fastnat i bränsleregulatorn att återvända till bränsletanken där den kommer att ventileras till atmosfären.

Förgasarkomponenter

Tryckförgasaren består av tre huvudkomponenter.

Gasspjället är huvudkomponenten i förgasaren . Den innehåller en eller flera hål genom vilka all luft strömmar in i motorn. Varje hål innehåller ett antal gasspjällsplattor som används av piloten för att styra luftflödet in i motorn. En venturi är också installerad i varje hål. Slagrören är monterade i varje venturi och placerar dem direkt i vägen för den inkommande luften. Alla de återstående huvudkomponenterna är fästa på kroppen och är sammankopplade med interna passager eller externa rör eller slangar.

Boost bar med AMC som visar slagrör och boost venturi

Bränslekontrollkomponenten används av piloten för att justera bränsleflödet in i motorn. Den innehåller ett antal jets som styr bränsletrycket i bränslekontrollen. Den har en roterande ventil av platttyp med antingen tre eller fyra lägen: tomgångsavstängning , som stoppar allt bränsleflöde, auto lean som används för normala flyg- eller kryssningsförhållanden, auto rich som används för start, klättring och landning, och på vissa förgasare, militära som används för maximal, om än livsförkortande, motorprestanda.

Bränsleregulatorns komponent tar insignaler från olika källor för att automatiskt styra bränsleflödet in i motorn. Den består av ett antal membran inklämda mellan metallplattor, med mitten av de ungefär cirkulära membranen ansluten till en gemensam stav, som bildar fyra tryckkammare när de är monterade. Den yttre änden av stången ansluter till bränsledoseringsservoventilen som rör sig bort från gasspjällskroppen för att öppna, vilket tillåter mer bränsleflöde eller mot spjällkroppen att stänga, vilket minskar mängden bränsle som strömmar. Stången förflyttas av krafterna som mäts i de fyra tryckkamrarna.

De mindre komponenterna i förgasaren är antingen anslutna till, är en del av huvuddelarna, eller är fjärrmonterade, beroende på motorapplikationen.

Boostkomponenten är monterad på inloppssidan av spjällhuset. Den mäter luftdensitet , barometertryck och luftflöde in i förgasaren. Den är monterad direkt i luftflödet vid inloppet till halsen. Den automatiska blandningskontrollen, om utrustad, är monterad antingen på boostdelen för gasspjällshus med två eller flera halsar, eller på själva gasspjällshuset för modellerna med enkel hals.

Bränsletillförselkomponenten är antingen fjärrmonterad vid "ögat" på motorns överladdare eller vid basen av förgasarkroppen. Bränslet sprutas in i luftströmmen när det kommer in i motorn genom en eller flera fjäderstyrda sprayventiler. Sprayventilerna öppnas eller stänger när bränsleflödet ändras och håller ett konstant bränsletillförseltryck.

En acceleratorpump är antingen fjärrmonterad eller monterad på förgasarkroppen. Acceleratorpumpen är antingen mekaniskt ansluten till gasreglaget, eller så manövreras den genom att känna av grenrörets tryckförändring när gasreglaget öppnas. Hur som helst, den injicerar en uppmätt mängd extra bränsle i luftströmmen för att möjliggöra mjuk motoracceleration.

Militära förgasare kan ha ett antidetonationsinsprutningssystem (ADI). Denna består av en "utmatningsventil" i bränslekontrollkomponenten, en lagringstank för ADI-vätskan, en pump, en regulator som ger en specifik mängd ADI-vätska baserat på bränsleflödet och ett sprutmunstycke som är monterat i luftström som kommer in i kompressorn.

Operationsteori

Bränsleregulator luftmembran som delar kamrarna A och B

Det finns fyra kammare i bränsleregulatordelen av förgasaren. De hänvisas till med bokstäverna A, B, C och D, med A-kammaren närmast gasreglaget. Bränsledoseringsservoventilen reagerar på tryckskillnader över membranen som separerar kamrarna. Den resulterande membranrörelsen styr bränsleflödet in i motorn under alla flygförhållanden.

Membranet som är placerat närmast förgasarkroppen är luftdoseringsmembranet. Den mäter skillnaden i lufttryck från två ställen i förgasaren. Kamrarna A och B finns på motsatta sidor av luftdoseringsmembranet.

Hastigheten för luftflödet som kommer in i förgasaren mäts genom att placera en eller flera venturi direkt i luftflödet. Venturin skapar ett lågtryck som förändras med luftens hastighet. När lufttrycket i kammare A minskar med större luftflöde, dras membranet mot förgasarkroppen. Kammare A innehåller även en fjäder som öppnar bränsledoseringsventilen när luftflödet saknas.

Massan av luften som kommer in i förgasaren mäts genom att placera ett antal slagrör direkt i luftflödet, vilket genererar ett tryck som representerar luftdensiteten. Slagrörstrycket är anslutet till "Kammare B" på sidan av luftdoseringsmembranet längst bort från förgasarkroppen. När lufttrycket i kammare B ökas, flyttas membranet mot förgasarkroppen.

Skillnaden i tryck mellan kamrarna A och B skapar vad som kallas luftmätningskraften .

Bränsleregulator bränslemembran som delar kamrarna C och D

Det andra membranet är bränsledoseringsdelen av regulatorn och är placerad längst bort från förgasarkroppen. Den mäter skillnaden i bränsletryck från två ställen i själva regulatorn. Kamrarna C och D finns på motsatta sidor av bränsledoseringsmembranet.

Kammare C innehåller "odoserat bränsle", det vill säga bränslet när det kommer in i förgasaren.

Kammare D innehåller "doserat bränsle", det vill säga bränsle som redan har passerat genom strålarna, men som ännu inte injicerats i luftströmmen.

Skillnaden i tryck mellan de två bränslekamrarna skapar bränsledoseringskraften .

Luftdoseringskraften från kamrarna A och B motverkas av bränsledoseringskraften från kamrarna C och D. Dessa två krafter kombineras i servoventilens rörelse för att justera bränsleflödet till den exakta mängd som krävs för motorns behov, och pilotens behov.

Drift

När motorn startade började luft strömma genom boostventurin, vilket gjorde att trycket (kallas ett partiellt vakuum eftersom det är lägre än atmosfärstrycket, men inte ett fullt vakuum) i venturin sjunker enligt Bernoullis princip . Detta gör att lufttrycket i kammare A sjunker i proportion med det partiella vakuumet i boostventurin.

Samtidigt komprimerar luft som kommer in i förgasaren luften i slagrören, vilket genererar ett positivt tryck i kammare B som är proportionellt mot densiteten och hastigheten på luften som kommer in i motorn. Skillnaden i tryck mellan kammare A och kammare B skapar luftdoseringskraften som öppnar servoventilen och släpper in bränslet i bränsleregulatorn.

Bränsletrycket från bränslepumpen trycker mot membranet i kammare C och för servoventilen mot stängt läge. Bränslet strömmar också till blandningskontrollventilen, som är stängd när den är i tomgångsavstängningsläge och öppen i alla andra lägen.

Kammare C och kammare D är förbundna med en bränslepassage som innehåller bränsledoseringsstrålarna . När blandningskontrollspaken flyttas från tomgångsavstängningsläget börjar bränslet strömma genom doseringsstrålarna och in i kammare D där det blir till mätt bränsle.

Utloppsventilen är fjäderbelastad till ett förinställt tryckutloppstryck, vilket fungerar som en variabel storleksbegränsning för att hålla ett konstant tryck i kammare D, trots varierande bränsleflödeshastigheter. Ventilen öppnas när utloppsbränsletrycket ökar över kraften från fjädern, vilket sänker bränsletrycket för att bibehålla ett balanserat läge med fjäderkraften.

Bränsleblandningen är automatiskt höjdstyrd av den automatiska blandningskontrollen. Den fungerar genom att lufta luft med högre tryck från kammare B in i kammare A när den strömmar genom en avsmalnande nålventil. Nålventilen styrs av en aneroidbälg som känner av barometertrycket, vilket orsakar en lutning av blandningen när höjden ökar.

När piloten väl är i luften och har nått marschhöjden , flyttar piloten blandningskontrollen från auto rich till auto lean . Detta minskar bränsleflödet genom att passagen genom den rika strålen stängs . Den resulterande minskningen av flödet obalanserar bränsledoseringsmembranet, vilket gör att bränsledoseringsventilen ändrar läge, vilket minskar bränsleflödet till den automatiska inställningen för magert flöde.

I händelse av en strids- eller nödsituation kan blandningskontrollen flyttas till det automatiska riktläget, vilket ger extra bränsle till motorn, eller i militärflygplan, till militärt läge, om flygplanet är så utrustat. I militär position antidetonationsinsprutningssystemet (ADI), vilket sprutar in ADI-vätskan i motorns inloppssystem. Trycket i ADI-systemet flyttar utmatningsmembranet i bränslekontrollen för att stänga av utmatningsstrålen, vilket minskar bränsleflödet till en magrare blandning som ger högre motoreffekt genom att höja medeltrycket . Detta gör att cylinderhuvudets temperatur ökar till en mycket hög nivå, vilket dramatiskt ökar risken för detonation (se: motorknackning ) . Tillsats av ADI-vätskan höjer medeloktannivån i laddningen och förhindrar förtändning och sänker även cylindertemperaturerna till en mer acceptabel nivå. Eftersom denna operation tar motorn långt över dess normala designgränser, är denna effektinställning inte lämplig för långvarig användning. När väl ADI-vätskan är uttömd eller om blandningskontrollventilen flyttas ut ur det militära läget, förloras trycket för bränslestyrningsborttagningsmembranet, och utmatningsstrålen öppnas igen för normalt bränsleflöde.

Varianter

Bendix-Stromberg producerade ett antal tryckförgasarstilar och storlekar, som var och en kunde kalibreras till en specifik motor och flygplan.

Det finns fyra stilar:

• PS enfas förgasare
• PD dubbelrörsförgasare
• PT trippelrörsförgasare
• PR rektangulärt hål förgasare

Var och en av dessa stilar finns i ett antal storlekar, med hjälp av mätningar av hålets area på ett rektangulärt hål, eller ett speciellt system för cirkulära hål, och den faktiska kvadrattummen av halsområdet för den rektangulära stilen.

PS stil

Enkel rund hals, kan monteras updraft, downdraft och horisontell med små förändringar

PS-5, PS-7, PS-9

PD style

Dubbel rund hals, kan monteras updraft och downdraft med små ändringar

PD-7, PD-9 , PD-12, PD-14, PD-16, PD-17, PD-18

PT-stil

Trippel rund hals, kan monteras uppåt och nedåt med små förändringar

PT-13

PR stil

Två eller fyra rektangulära halsar, kan monteras uppåtgående och neddrag med små ändringar

PR-38, PR-48, PR-52, PR-53, PR-58, PR-62, PR-64, PR-74, PR-78, PR-88, PR-100

Bendix använde en speciell metod för att identifiera runda förgasarhål. Den första tum av håldiametern används som basnummer ett, sedan lägger varje kvarts tum ökning i diameter en till basnumret.

Exempel:

• ett 1-1/4 tums hål skulle kodas som ett storleksnummer 2 (Basnummer 1 + 1 för 1/4 tum över 1 tum)
• ett 1-1/2 tums hål skulle kodas som ett storleksnummer 3 (Basnummer 1 + 2 för de två 1/4 tum över 1 tum),

och så vidare upp till en storlek 18 (Basnummer 1 + 17 för de sjutton 1/4 tums stegen över 1 tums basen).

• Slutligen läggs 3/16 tum till den kodade storleken för den faktiska färdiga håldiametern.

Med hjälp av storleksnummer 18 hål som ett exempel kan vi beräkna den faktiska hålstorleken enligt följande:

• Den första tum representeras av bastalet ett, och vi subtraherar det från storlekstalet, 18. Detta lämnar 17 en kvarts tum enheter, eller 17/4, vilket minskar till 4-1/4 tum.
• Om vi ​​lägger till basnumret på en tum har vi nu ett 5-1/4 tums hål.
• Sist lägger vi till 3/16 för en totalsumma på 5-7/16 tums diameter för vart och ett av de två hålen i PD-18-förgasarkroppen.

Varje förgasarmodellnummer inkluderar stil, storlek och en specifik modellbokstav, som kan följas av ett revisionsnummer. Varje applikation (den specifika kombinationen av motor och flygplan) får sedan ett "listnummer" som innehåller en lista över de specifika delarna och flödesschemat för den applikationen. Det behöver inte sägas att det finns hundratals reservdelslistor och flödesblad i huvudkatalogen.

Ansökningar

I allmänhet används PS-förgasare på motsatta kolvmotorer som finns på lätta flygplan och helikoptrar. Motorn kan monteras i nosen, svansen, vingen eller monteras internt på flygkroppen. Motorn kan monteras vertikalt såväl som horisontellt.

PD-förgasare är för inline- och radialmotorer från 900 till 1900 kubiktum.

PT-förgasare finns vanligtvis på 1700 till 2600 kubiktumsmotorer

PR-förgasare används på 2600 till 4360 kubiktumsmotorer

Bibliografi

• Ansökningslista för Stromberg förgasare, Bendix-Stromberg, odaterad.
• Thorner, Robert H., Aircraft Carburetion , John Wiley & Sons, New York & London, 1946
• Pressure Injection, Flight , 11 september 1941
• Schlaifer, Robert, Development of Aircraft Engines , Harvard University, Boston, 1950
• Law, Peter, ADI-presentation till AEHS, från AEHS webbplats
• Stromberg Aircraft Carburation, Bendix Corp odaterat, men före 1940
• Bendix förgasare, flyg ,
• Utbildningsmanual, RSA Fuel Injection System , Precision Airmotive Corp. januari, 1990
• Bendix PS Series Carburetor Manual, 1 april 1976