高溫燃料流量調節閥拉瓦爾管閥口特性分析
高超沖壓發動機是沖壓發動機的一種，是指進入發動機燃燒室的速度為超聲速，且燃料在超聲速特征下燃燒。它是一種新型的，以高溫沖壓技術為核心的發動機技術，各國在此領域都在研究，其中俄羅斯和美國走在前列，已經有初步成型的產品問世。沖壓發動機主要由燃燒室、進氣道、尾噴管組成。其工作原理為發動機的迎面來流（空氣流）首先進入進氣道，進氣道將來流的部分速度能轉變為壓力能，完成壓縮過程。滯止到一定速度的氣流進入燃燒室，與噴入的燃料迅速混合，在等壓條件下進行燃燒。燃燒后的高壓、高溫燃氣，經收斂-擴張噴管加速后噴出，產生推力。沖壓發動機一般應用于飛行馬赫數高于6的飛行器，如高超聲速巡航導彈，高超聲速飛機和空天飛機。
為準確控制流入發動機的氣流速度與壓力，并調節進入燃燒室的燃料的流量，使其準確的按照需要分配釋放熱量，因此設計的大流量燃油流量調節閥，在沖壓發動機中起著關鍵的作用。
基于拉瓦爾管形高溫閥口設計是指將拉瓦爾管特性用于閥口設計中，從而達到準確控制流經閥口氣體的目的。此閥的設計方案如下：
（1）閥芯采用錐閥，為利用拉瓦爾管特性，氣體從錐閥底部進入，沿錐閥尖部流出，此控制方法目的是在閥口處形成拉瓦爾管狀結構，控制氣體流量。
（2）閥芯采用液動，由驅動活塞提供動力，可以實現響應速度快的目的。
1 結構及工作原理
主(zhu)閥結構的(de)簡單示(shi)意(yi)圖(tu)可如圖(tu)1所示(shi)：
圖1 高(gao)溫流量調節閥(fa)的結構圖
閥芯采用錐閥形式，由驅動活塞推動錐形閥芯控制閥口開度，在回路中，燃料流體經最左端的閥口進入主閥，由錐形閥芯控制流量大小。閥芯的開度由電液伺服閥驅動的驅動活塞來控制。
; 其工(gong)作原理如圖2所示。
圖2 流量調節閥工作(zuo)原理圖
原理圖中：主閥8、電液伺服閥5、活塞缸11都固定在固定板1上。電液伺服閥與活塞缸通過閥塊3進行管路連接，活塞桿2與主閥閥芯采用法蘭連接，同時活塞缸要與主閥固定在一起。
電液伺服閥控制驅動活塞桿左右移動，從而控制主閥閥芯位移大小，調節燃料通過主閥閥口的流量。閥口的設計借鑒拉瓦爾管的特性及形狀考慮，這樣可以滿足閥口出口處氣流超聲速的要求，也實現了不同壓差下氣體流速保持不變的目的，改善了高溫閥的特性。
2 拉瓦爾管狀閥口數學模型及設計
拉瓦(wa)爾管結構(gou)如圖3所示(shi)。
圖(tu)3 拉瓦爾管結(jie)構及速度云圖(tu)
拉瓦爾噴管是一個先收縮后擴張的管道。它的主要特性是，在管道出口得到指定馬赫數的超聲速氣流。在相同面積比的情況下，進口總壓與出口反壓比值不同時，管內氣體呈現不同的流動狀態。拉瓦爾噴管的正常工作條件是：管道前后壓力比大于臨界值；出口截面積與最小截面積的比值與指定的超聲速氣流馬赫數相適應。
拉瓦爾噴管的流動特性是：同樣溫度，進口壓力條件下，通過噴管的氣體流量即只與喉部面積與出口面積比有關。這種流動特性利于高溫下對于氣體流量的控制，因為一定范圍內不受前后壓差變化的影響，易于實現流量穩定。拉瓦爾管正常工作時，最小截面處氣流馬赫數為1的臨界狀態，氣流參數是臨界參數，運算起來比較簡便。因此，一般都用計算流過最小截面的氣體流量的方法來確定拉瓦爾管的氣體流量。據此，拉瓦爾管的氣體流量公式可寫為：
（1）
Km——熱流系數
P0*——進口氣體總壓（Pa）
T0*——進口氣體總溫（K）
At——喉部面積（m2）
從式中可以看出，在最小截面處的氣流馬赫數為1的臨界狀態下，拉瓦爾管的氣體流量只只取決于管道進口氣體的總壓和總溫以及最小橫截面積。
其中P0*為進口總壓，為10MPa。按進口壓力P0*=10MPa，出口壓力Pe=1MPa進行初步設計。
（2）
（3）
λ——氣體速度系數
進一步查表確定λ=1.75，q（λ）=0.4961
（4）
q（λ）——氣體相對密流
根據喉部面(mian)積比，及加工工藝(yi)綜合考慮(lv)，確(que)定(ding)如(ru)圖4所示閥口結構(gou)。
圖4 閥口設計(ji)簡圖
3 基于FLUENT的閥口流場仿真
運用FUENT軟件進行閥口處的流場進行仿真，分析閥口流量特性及壓力和速度分布。
具體仿真步驟如下：
1）利用CAMBIT建立計算域和指定邊界條件類型；
由于閥口(kou)形(xing)狀(zhuang)為完全(quan)對稱，故(gu)在仿(fang)真過程中為簡化(hua)計算可利用二維(wei)圖形(xing)代替三維(wei)仿(fang)真，網(wang)格劃分如(ru)圖5所示。
圖5 閥口(kou)分析網絡(luo)
2）利用FLUENT求解器求解。
在計算過程中對流體及邊界條件做如下：
1、流體為完全氣態，可壓縮氣體，實驗時可采用氮氣模擬，故仿真可用理想氣體近似。
2、采用spalart一Anmaras湍流模型，此模型方便易收斂。
3、仿真時閥入口溫度采用實驗條件下的600℃，出口為500℃。
4、入口和出口分別采用壓力入口和壓力出口邊界條件，其余為壁面接觸。分別改變入口壓力和出口壓力，作出仿真結果。
4 流場仿真結果
根據拉瓦(wa)爾管建模思想，采(cai)用FLUENT軟件，對設(she)計主(zhu)閥閥口處進行仿真。入(ru)口為10MPa，出口為SMpa，閥口位(wei)移(yi)為8.Omm時(shi)的仿真結果如圖6、圖7、圖8、圖9所示。
圖6 速度場分布特性（閥(fa)芯位移(yi)x=8.0mm）
圖7 壓力分布特性（閥芯(xin)位移x=8.0mm）
圖(tu)8 閥入(ru)口流量（閥芯位移x=8.0mm）
圖9 閥出口流量（閥芯位移(yi)x=8.0mm）
圖6、圖7仿真結果表明，燃料氣體在閥口最小截面處達到聲速，之后氣體繼續加速變為超聲速。圖9、圖10可以看出，達到穩定時，氣體在閥入口與閥出口處流量持平。這符合拉瓦爾管特性流量調節機制。
閥(fa)口(kou)(kou)(kou)入(ru)(ru)口(kou)(kou)(kou)壓(ya)(ya)力(li)(li)不變(bian)時(shi)（10MPa），通過(guo)改變(bian)閥(fa)口(kou)(kou)(kou)出口(kou)(kou)(kou)壓(ya)(ya)力(li)(li)，作(zuo)出多組仿(fang)真結果，得到不同(tong)出口(kou)(kou)(kou)壓(ya)(ya)力(li)(li)下(xia)的氣體(ti)通過(guo)閥(fa)口(kou)(kou)(kou)的流(liu)量如圖10所(suo)示。同(tong)理當閥(fa)口(kou)(kou)(kou)出口(kou)(kou)(kou)壓(ya)(ya)力(li)(li)保(bao)持不變(bian)（1MPa）時(shi)，改變(bian)不同(tong)的入(ru)(ru)口(kou)(kou)(kou)壓(ya)(ya)力(li)(li)值，得到流(liu)量結果如圖11所(suo)示。
圖10 閥口(kou)流量(liang)與(yu)出口(kou)壓力關系（10MPa）
圖11 閥口(kou)流量(liang)與入口(kou)壓力關系(xi)（1MPa）
仿真結果表時：閥口形狀固定后，出口壓力小于一定值（7MPa）時，流入流出閥口的氣體流量與出口壓力無關，只取決于入口壓力（10MPa）。即
時，流量只與入口總壓（10MPa）有關，且近似為線性關系。
改變閥芯位移x或者改變閥芯形狀，可以得到相似的仿真結果，以此不再論述。
5 結論
對比仿真結果與數學模型可以得出以下結論：
1）高溫閥的閥口采用拉瓦爾管形狀設計方案后，當閥口開度不變時，前后壓強在一定的比值范圍內，流經閥口前后的氣體流速基本保持不變，與理論分析的結果相吻合。
2）氣體在閥口喉(hou)部流速(su)達到聲速(su)，進(jin)入閥口后進(jin)一步加速(su)到超聲速(su)，仿(fang)真結果與拉瓦爾(er)管(guan)的(de)數(shu)學特性相適應(ying)。
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