拉瓦尔管式高温流量调节阀阀口及热力学特性研究.pdf
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1、哈尔滨工业大学工学硕士学位论文 II Abstract It is a key technology to control the fuel flow accurately for the Scramjet engines. When the fuel passes into the engine combustor, its temperature will reach to 800-1000K because of the active cooling method. In order to control the flow rate of fuel at high temperature
2、s, it is of great significance to study the high temperature control technology with the control valve. Researches on this area are all based on low temperature. They cannot meet the control conditions and response the speed technical requirements. This paper studies a kind of high temperature valve
3、 based on the characteristic of the Laval nozzle, with which can be used to obtain a steady mass flow with a low pressure loss. It is a kind of pilot control valve with an actuating piston, which can drive the spool. With this method we can control the flow of high temperature valve. Both the resear
4、ch on the flow properties and thermodynamics characteristics on the research of the Laval-type high temperature control valve are carried. Through the mathematical modeling and analyzing by CFD software such as Fluent 、ANSYS CFX and ANSYS Workbench, we have obtained the properties of flow and thermo
5、dynamics of the high temperature control valve in different conditions. The high temperature properties and the thermal stress can be researched on with the method of heat-flow coupling and fluid-solid coupling. It provides the theoretical basis for the material selection of our high temperrature co
6、ntrol valve by comparing 45# steel and GH783 alloy. Experiments research on this area on the purpose of achieving our goal both on flow controlling accurately and high temperature distribution are studied. Experiments both at normal temperature and another at high temperature for the flow rate contr
7、ol valve are carried out. Through both of them we obtain useful results, such as diagram of mass flow in different inlet pressure and distribution of the valve at high temperature. It is necessary to have the simulation research through the comparison of experiments results and simulation results. T
8、he flow characteristics of high temperature valve indicate that we can obtain a steady mass flow with a low pressure loss using the Laval nozzle structure outlet valve; and the valve body thermodynamics properties indicate that the design of valve body meet the requirements. Keywords: Scramjet, high
9、 temperature valve, the Laval nozzle, heat-flow coupling, fluid-solid coupling 哈尔滨工业大学工学硕士学位论文 III 目 录 摘 要 . I Abstract . II 第 1 章 绪 论 . 1 1.1 本课题来源 1 1.2 课题研究的目的和意义 1 1.3 国内外研究现状 . 3 1.3.1 超燃冲压发动机的国内外研究现状. 3 1.3.2 高温流量调节阀国内外研究现状 . 4 1.3.3 拉瓦尔管应用国内外研究现状 . 5 1.3.4 基于 CFD 的对流换热数值模拟研究现状 6 1.4 本课题主要研究内容
10、 . 7 第 2 章 拉瓦尔管式高温阀阀口数学模型及仿真研究 . 8 2.1 引言 8 2.2 拉瓦尔管式阀口数学模型 8 2.2.1 拉瓦尔管气体动力学数学模型 . 8 2.2.2 湍流模型 11 2.3 拉瓦尔管式高温阀结构设计及工作原理 13 2.3.1 拉瓦尔管式阀口设计 . 13 2.3.2 带先导阀的拉瓦尔管式高温阀设计. 16 2.4 拉瓦尔管式高温阀阀口流场仿真 . 18 2.4.1 流场分析软件选择 . 18 2.4.2 流场分析 Fluent 求解器设置 . 18 2.4.3 仿真结果分析 20 2.5 本章小结 27 第 3 章 拉瓦尔管式高温阀热力学数学模型及仿真研究
11、. 28 3.1 引言 28 3.2 拉瓦尔管式高温阀多场耦合的热力学数学模型 . 28 3.2.1 多场耦合的分析方法 . 28 哈尔滨工业大学工学硕士学位论文 IV 3.2.2 传热模型 29 3.2.3 热应力热应变模型 . 30 3.3 拉瓦尔管式高温阀热流耦合仿真 . 32 3.3.1 热流耦合模型建立及求解设置 . 32 3.3.2 阀口开启时的热流耦合分析结果 . 37 3.3.3 阀口关闭时的热流耦合分析结果 . 39 3.4 拉瓦尔管式高温阀装配体温度分析. 41 3.5 拉瓦尔管式高温阀热应力耦合仿真. 42 3.5.1 热应力耦合模型建立及求解设置 . 42 3.5.2
12、热应力耦合分析结果 . 43 3.6 本章小结 46 第 4 章 拉瓦尔管式高温阀阀口及热力学试验研究 47 4.1 引言 . 47 4.2 试验系统 47 4.2.1 试验原理 47 4.2.2 试验步骤 48 4.2.3 试验元件介绍 49 4.3 试验台搭建 52 4.4 试验结果分析 53 4.4.1 拉瓦尔管式阀口特性试验结果 . 53 4.4.2 热力学特性试验结果 55 4.4.3 试验结果与仿真结果对照 56 4.5 本章小结 58 结 论 59 参考文献 61 攻读硕士学位期间发表的论文. 65 哈尔滨工业大学硕士学位论文原创性声明 . 66 哈尔滨工业大学硕士学位论文使用授
13、权书 . 66 致 谢 67 哈尔滨工业大学工学硕士学位论文 1 第 1 章 绪 论 1.1 本课题来源 本课题是航天某研究所超燃冲压发动机之子课题。 1.2 课题研究的目的和意义 超燃冲压发动机,是一种新型推进技术,在未来航空航天领域将发挥巨大 的作用,因此是未来航天发动机的主要发展趋向。所谓超燃冲压发动机,是指 在气体流速马赫数大于 6 时,运用超声速燃烧技术的一种冲压发动机。现阶段 超燃冲压发动机主要用在空天飞机、超声速巡航导弹、超声速飞机等现代飞行 器中,未来或可以用来研制单级天地往返运输系统等1 2。因此超燃冲压发动机 是当前各国研究的重点,对于提升国家综合军事实力有着至关重要的意义
14、。 超燃冲压发动机正常工作状态下温度较高,对材料有较高要求。为降低发 动机工作时机体的温度,一般采用主动热防护技术。发动机燃料在进入燃烧室 之前,先与发动机机体进行对流换热。与此同时进入到超燃冲压发动机的燃料 也达到较高的温度,普通的燃料流量调节方式已经不再适用,因此研究高温下 精确控制流量的燃料流量调节系统有着重要的意义。 图 1-1 所示为超燃冲压发动机燃料流量调节系统,燃烧室的进口由若干流 量调节阀控制。燃料由油源提供,在与发动机机体对流换热后,流经流量调节 系统,注入到发动机燃烧室内,此时燃料温度已经能够达到 1000K,为完全气 态3。本课题主要研究和设计在高温条件下能够精确调节燃料
15、流量及分配的调 节阀,该调节阀采用自动反馈调节的方式,从而达到精确调节的目的。 流量控制主要分为泵控和阀控两种, 每种控制方法都有自己的优点和缺陷, 结合超燃冲压发动机自身的特点及工作条件,应选择恰当的控制方法。 泵控方式是一种容积控制,主要通过变量泵调节流量。它的优点是效率更 高,节能性好,可以解决燃油管道两相流的问题,且系统抗负载刚度大,减小 了控制的难度。但是这种控制方式动态响应较差,在超燃冲压发动机中,供油 管路相对较长,由于管路动态的影响,也会影响燃料供给动态响应特性。如图 1-1 所示,若采用泵控方案,则对于发动机的 3 路燃油供给回路,则需要 3 路 调节回路来调节进入发动机燃烧
16、室的燃料流量,这样就需要 3 个变量泵来分别 哈尔滨工业大学工学硕士学位论文 2 工作,结构过于复杂,既造成了成本浪费,又带来了许多不必要的麻烦,另外, 泵控方式响应慢,适于要求效率高大功率的场合46。 超燃冲压发动机超燃冲压发动机 D D/ /A A端子板端子板 油 源 油 源 1 2 3 456 789 10 11 1、2、3 流量阀 4、5、6 流量计 7、8、9 变送器 10 减压阀 11 过滤器 图 1-1 超燃冲压发动机燃料流量调节系统 阀控方式是一种节流控制方案,主要是通过在回路中安装节流阀等节流装 置来控制流量。这种方式不仅结构简单,成本低,还有动态响应速度快,控制 成本低等优
17、点。因此在超燃冲压发动机的燃料流量调节方案中,选择阀控方式 更为合理。但也应该注意阀控方式存在节流和溢流损失,效率低且能量损失大 等缺点。在低压小功率效率不高的情况下一般都采用阀控方式的调节方案。 超燃冲压发动机的燃料供给系统,具有工作压力低,功率小,燃油泵到燃 烧室的管路长等特点,这决定了超燃冲压发动机应该采用阀控方式控制流量。 而且通过燃烧室表面的燃油,在燃烧室温度较高的情况下变为气态,因此研究 超燃冲压发动机的燃料流量调节方式,即是研究高温下气态燃料的阀控流量调 节方式。它是实现超燃冲压发动机燃料自动调节和精确控制的关键技术。 要准确地调节供给发动机的燃料流量,可以采用不同的流量控制阀,
18、例如 单向阀、比例式调节阀、先导式伺服控制阀等79。本课题所研究的高温燃料 流量调节阀,主要利用波纹管作为密封装置,用锥阀进行流量调节。为防止高 温燃料调节阀在高温环境下出现材料热变形不均,从而导致阀芯卡死或调节器 调节特性变差的情况,可以采用耐高温、具有低膨胀率的高温合金材料制作调 节阀。在控制方案选择上主要采用气动先导位置控制系统控制方式,由气动活 塞驱动调节器阀芯,使驱动装置不与高温介质直接接触,避免了高温导致驱动 装置失效的情况。 先导控制气体可采用压缩空气或氮气, 具有抗燃防爆的特点, 哈尔滨工业大学工学硕士学位论文 3 工作安全可靠。同时先导控制气还能够带走有可能传递到先导控制活塞
19、上的热 量,起到降温换热的作用。此外,先导控制气动活塞产生的输出力可通过活塞 的有效作用面积进行调节,不受主阀芯作用面积的限制。 超燃冲压发动机的研究已经走过了 50 年, 而流量调节系统的调节作为此项 研究中重点技术之一,在国内外也取得了很大的进展。在未来的研究中,代表 超声速飞行研究领域的关键技术,超燃冲压发动机的研究必将迎来更加辉煌的 研究阶段。 作为军事领域比较突出的技术, 各国也会加大该方面的投入和研究。 因此,超燃冲压发动机的技术提升必将带来航天航空的技术进步,并大大提升 了我国的综合国力和军事实力。 1.3 国内外研究现状 1.3.1 超燃冲压发动机的国内外研究现状 国外超燃冲压
20、发动机的研究较早,可以追溯到 20 世纪 60 年代初,最早研 究的国家是美国和俄罗斯。 美国从 1964 年开始进行超声速燃烧和超燃冲压发动 机研究,正式提出高超声速研究用发动机(HRE)计划,主要研究高超发动机 在马赫数 M=4-8 之间的推力特性。美国空军在 1995 年提出了高超声速计划, 投资 1.9 亿美元,准备用 5 年时间解决以碳氢为燃料的超燃冲压发动机的基础 技术问题。迄今美国做过多次风洞试验,在此领域走在了世界前列。其中 2004 年 3 月的一次试验中, 美国的 X-43A 高声速飞机在 3 万米的高空中进行了马赫 数为 7 的超声速飞行试验,试验大约进行了 10 秒,取
21、得了巨大成功。 俄罗斯在超燃冲压发动机的研究中也一直处于领先地位。有十几家包括俄 罗斯航空动力研究所在内的研究单位在对超燃冲压发动机进行不间断的研究, 取得了很多进展。从 1991 年第一次飞行试验后,1998 年的一次飞行试验中, 在 M=6.5 条件下成功进行了亚音速到超音速的燃烧试验。近年来由于俄罗斯研 究经费短缺,大多数的项目采用与欧盟国家及美国合作的方式进行10。 除美国俄罗斯外,欧洲各国也从 80 年代初开始对超燃冲压发动机进行研 究,其中法国,英国,德国等都取得了不错成果。 法国从 20 世纪六十年代起,一直从事超燃冲压及高超声速技术的研究。其 中国家高超声速研究技术计划(PRE
22、PHA) ,从 1992 年开始,旨在研究马赫数 在 4-8 时超燃冲压发动机的性能技术。其中代号为“小羚羊”的超燃冲压发动 机在马赫数等于 6 的速度下进行了多次试验。1999 年,法国延长了 PREPHA 的研究计划,重新设立了 5 年的普罗米希(Promethee)计划。目前法国研制的 哈尔滨工业大学工学硕士学位论文 4 的超燃冲压发动机在马赫数等于 7.5 时运行 10s,获得了初步成功。同时在超燃 冲压发动机的研究过程中,法国与德国,俄罗斯正在进行合作研究。 其他国家如澳大利亚,日本等也是进入超燃冲压发动机领域研究较早的国 家。1999 年澳大利亚昆士兰大学领导了国际合作的 Hysh
23、ot 计划,即氢燃料超 燃冲压发动机飞行试验研究计划。 该项计划于 2002 年月进行的试验中, 达到了 马赫数为 7.6 的超声速燃烧。另外,美国、德国、韩国、英国和日本也参与了 该计划的合作研究。 日本已建成飞行速度达到马赫数 8 的超声速自由射流试验台,同时进行了 大量试验研究。 目前制定了以超燃冲压发动机为动力的单级入轨空天飞机计划, 准备研制一种像普通飞机一样载客量大约在 10 名左右的民用飞机。该计划在 2005 年结束。 超燃冲压发动机是航空航天领域的关键技术, 因此是各国学者研究的热门。 我国对于超燃冲压发动机的研究虽然起步较晚,但也取得了不错的进展。国内 哈尔滨工业大学,西北
24、工业大学,浙江大学等均对此领域做了一些研究。主要 的研究单位已经实现了煤油自燃点火、超燃点火等技术。但总的来说,国内的 研究还处在初级阶段,有比较长的路要走。 1.3.2 高温流量调节阀国内外研究现状 高温燃油流量调节阀是超燃冲压发动机的关键技术之一,由于发动机采用 主动热防护技术,燃油经发动机壁面进入燃烧室时温度可达 600-750,此时 燃料已经转化为气态,在发动机特殊工作环境下,宜采用流量调节阀的方式控 制进入燃烧室的高温气态燃料。故设计高温下精确控制燃油流量的流量调节阀 至关重要。 常温下的流量调节阀有多种, 但是高温下流量控制面临密封件失效, 阀芯卡死,阀体热膨胀等一系列流量调节问题
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