某型伺服引气阀蝶阀压力损失分析

曹 静， 原佳阳2， 徐 亮

(1.南京机电液压工程研究中心 航空机电系统综合航空科技重点实验室， 江苏 南京 210061；2.同济大学 机械与能源工程学院， 上海 201804)

引言

伺服引气阀是航空发动机空气涡轮起动系统的重要组成元件；它连接辅助动力装置(APU)和空气涡轮起动机，调节进入下游涡轮起动机气体的流量和温度，直接作用于发动机的第一次起动；其性能的好坏对于发动机起动的快速性稳定性以及涡轮叶片的寿命有重要的影响[1-2]。蝶阀是伺服引气阀的功率级主阀，其压力损失特性直接影响着伺服引气阀的流量和温度控制精度[3]。

18世纪末，James Watt首次将蝶阀应用于蒸汽机中[4-5]；1969年，James E Hemphill改进了蝶阀结构，减小了蝶板开启的阻力矩，蝶阀开始了更大规模的应用[6]。压力损失特性作为蝶阀的重要特性之一，得到了学者的广泛关注；KIMURA等[7]建立了液压蝶阀力矩特性和压力损失特性的计算方法；SUN等[8]研究了蝶板表面粗糙度对流量系数的影响；CORBERA等[9]采用神经网络对蝶阀流量、阻力矩和压力损失进行了多目标优化；SHEDID[10]研究了Al2O3/水纳米流体流经蝶阀时的压力损失情况。杨志贤等[11]研究了液压蝶阀的流量系数、液动力矩等流动特性。目前，国内外对航空发动机气压蝶阀特性的研究较为少见。

针对某型伺服引气阀中蝶阀的压力损失特性进行分析；建立蝶阀压力损失计算的数学模型，并通过计算流体力学数值计算方法，研究开启角度、供气压力、供气温度和工作海拔高度对蝶阀压力损失的影响；最后对计算结果进行了试验验证。

1 伺服引气阀工作原理

伺服引气阀主要由减压阀、电磁开关阀、单喷嘴挡板阀、作动筒和蝶阀构成；伺服引气阀工作原理如图1所示。减压阀将减压阀出口压力稳定在某一特定值，避免辅助动力装置供气压力波动对伺服引气阀工作状态和性能的影响。初始状态时，电磁开关阀不通电，工作在右位，此时作动筒上下腔压力均为环境压力，作动筒活塞在弹簧力作用下位于上极限位置，蝶阀处于关闭状态；当需要蝶阀打开时，电磁开关阀得电，减压阀出口的高压气体进入作动筒上腔， 作动器活塞在压力作用下伸出，通过四杆机构推动蝶阀阀板开启；通过控制单喷嘴挡板阀的喷嘴与挡板间隙可以调节作动筒上腔压力，进而对蝶阀开启角度进行控制；根据阀板转轴处角位移传感器的反馈信号，对蝶阀开启角度的伺服控制。

1.减压阀 2.排气孔 3.固定节流孔 4.电磁开关阀 5.单喷嘴挡板阀 6.作动筒 7.蝶阀 8.角位移传感器 9.电子控制器

如图2所示为蝶阀气流通道结构示意图，改变蝶阀开启角度可以改变气流通道的节流面积，从而控制下游涡轮起动机的供气量；图中截面1和截面2分别为蝶阀气流通道的入口截面和出口截面。

图2 蝶阀气流通道结构示意图

为了计算工作过程中蝶阀造成的压力损失，根据实际的涡轮起动机结构，将蝶阀下游的涡轮起动机气流通道等效为沿轴向均匀分布的若干个节流通道，每个通道长17 mm，总节流面积为2300 mm2，涡轮起动机等效气流通道示意图如图3所示。

图3 涡轮起动机等效气流通道示意图

2 蝶阀压力损失计算方法

2.1 理论计算方法

若忽略气流与管道黏性摩擦造成的压力损失，则有蝶阀节流公式为[12-13]:

(1)

式中，Q1为通过蝶阀气体的质量流量，kg/s；p1为APU供气压力，Pa；p2为蝶阀下游气体压力，Pa；T1为APU供气温度，K；C为蝶阀阀口流量系数，取0.82； R为气体常数，取8.314 J/(mol·K)；k为绝热指数，取1.4；A1为蝶阀节流面积，m2，忽略蝶阀板厚度，近似有:

(2)

式中，D为通过蝶阀阀板直径，m；α为蝶阀开启角度，rad。

涡轮起动机等效气流通道的节流公式为：

(3)

式中，Q2为通过涡轮起动机气体的质量流量，kg/s；p0为大气压力，Pa；A2为蝶阀节流面积，m2；T2为蝶阀下游气体温度，K。

忽略气体泄漏，并假设蝶阀前后气体温度不变，即:

Q1=Q2，T1=T2

(4)

综上，联立式(1)～式(4)，可以求得不同开启角度时的蝶阀下游压力p2。p2与APU供气压力p1的差值即为气体流过蝶阀的压力损失，记为Δp。

2.2 基于计算流体力学的蝶阀压力损失数值计算

1) 三维流场网格划分

上游蝶阀与下游涡轮起动机气流通道共同构成了待求解三维气流流场；采用非结构网格将流场离散，并在蝶阀阀板表面和通道壁面上绘制边界层。以流经出口的气体质量流量为指标，对网格数量进行独立性验证，确定了计算结果稳定且计算代价尽可能小的网格密度。如图4所示，为最终确定的蝶阀开启角度45°时的流场中心截面网格，对应的网格节点数目约为50.5万个。

图4 流场中心截面网格(蝶阀开启角度45°)

2) 边界条件及求解器设置

设置图2中截面1为流场入口，涡轮起动机气流出口为流场出口；流场入口和出口的压力温度条件随伺服引气阀工作海拔的变化而变化，如表1所示，为不同海拔高度时流场进出口的边界条件。

表1 不同海拔高度时流场进出口的边界条件

基于Fluent，采用分离的隐式求解器进行流场求解；选取标准k-ε模型作为湍流模型，考虑流体黏性发热和可压缩性；采用COUPLED格式对速度和压力进行耦合，采用二阶上风离散格式对控制方程进行离散。

3 数值计算结果及讨论

如图5所示， 为计算得到的流场中心截面压力云图。从图中可以看出，随着蝶阀开启角度的增加， 蝶阀进出口的静压和总压压差均减小，但静压和总压的计算结果有所不相同，特别是蝶阀下游气流速度较快，使得静压值远小于总压。本研究计算统计截面1和截面2的平均总压差值，作为气流流经蝶阀的压力损失结果。

图5 流场中心截面压力云图

3.1 供气温度对蝶阀压力损失的影响

如图6所示，为供气压力p1为335 kPa，出口压力p0为101 kPa，出口温度T0为15 ℃，蝶板开启角度为63°(70%最大开度)时，供气温度对蝶阀压力损失的影响。

根据式(1)，供气温度对气体节流特性无较大影响，因此，如6a所示供气温度变化对蝶阀流场的总压分布影响较小；并且，图中6b表明，随着供气温度T1的升高，蝶阀压力损失Δp无明显变化。

图6 供气温度对蝶阀压力损失的影响

3.2 入口压力的影响

如图7所示，为供气温度T1为190 ℃，出口压力p0为101 kPa，出口温度T0为15 ℃，蝶板开启角度为63°时，供气压力对蝶阀压力损失的影响。

图7 供气压力对蝶阀压力损失的影响

图7a为蝶阀流场总压与入口压力比值云图，从图中可以看出，入口压力的提高几乎不影响蝶阀流场中总压与供气压力的比值。图7b中，随着供气压力的升高，蝶阀两侧的总压压降呈线性增加；但蝶阀压力损失占总压降的百分比np基本不变，这说明入口压力p1的改变不影响蝶阀和涡轮起动机上的压降分配比例。

3.3 海拔高度的综合影响

海拔高度的改变使得供气和环境的压力温度发生变化，根据表1的边界条件，可得到如图8所示的不同海拔高度对应的蝶阀压力损失。由于蝶阀压力损失与温度变化不相关，因此高海拔时蝶阀压力损失的降低与供气压力的减小有关。

图8 不同海拔高度的蝶阀压力损失

4 蝶阀压力损失的试验验证

本研究对伺服引气阀工作过程中蝶阀压力损失的数值计算结果进行了试验验证。试验原理图如图9所示；供给压力660 kPa，温度190 ℃的高压气体，经过定压减压阀后，输出恒定压力为335 kPa的气体；气流先后经过伺服引气阀气流通道和涡轮起动机等效节流孔；通过压力表测量伺服引气阀气流通道前后压力值。由于现有压力表仅能测量气体的静压力，为了避免气流速度对测量结果的影响，将入口压力表置于气流通道入口上游75 mm处，出口压力表位于气流通道出口下游700 mm处，这两个测压点处的管道直径相同，气体流速相同且均匀；两个压力表读数的差值等于两处气体总压力之差。

1.定压减压阀 2.流量计 3.入口压力表 4.伺服引气阀气流通道 5.出口压力表 6.涡轮起动机等效节流孔

试验时，首先调节涡轮起动机等效节流孔的节流面积为2300 mm2；然后控制蝶阀开启角度为某一定值，通入高压气体，读取两压力表读数差值Δpx；读取流量计读数，得到对应的气体质量流量Q；之后，去除伺服引气阀气流通道，将原入口管道和出口管道直接连接，调节涡轮起动机等效节流孔面积，当气体质量流量等于Q时，读取两压力表读数差值Δp0作为测量管道的压力损失。则蝶阀压力损失Δp可表示为:

Δp=Δpx-Δp0

(5)

如图10所示，为蝶阀压力损失试验结果；得到了不同蝶阀开启角度对应的蝶阀压力损失。从图中可以看出，理论计算结果和CFD数值分析结果均与试验结果较为吻合。

图10 蝶阀压力损失试验结果

5 结论

(1) 建立了蝶阀压力损失计算的数学模型，同时通过计算流体力学数值计算方法计算了蝶阀的压力损失，计算与试验结果对比表明，本研究的数学模型和数值计算方法可以较为准确的预测蝶阀压力损失情况；

(2) 计算结果表明，供气压力的升高增大了蝶阀压力损失，但不改变蝶阀和涡轮起动机上的压降分配比例；而蝶阀压力损失不受供气温度的影响；随着蝶阀工作海拔的升高，其压力损失逐渐降低。