柴油機廢氣再循環冷卻器翅片斷裂分析及優化

曹亮亮 袁天京 黃 悅 楊樟世 季錢兵 黃海波

1.寧波大學 機械工程與力學學院 浙江寧波 315211

2.浙江銀輪機械股份有限公司 浙江臺州 317299

1 研究背景

柴油機的排放物中,氮氧化物嚴重危害人類健康。采用廢氣再循環技術,能夠有效減少柴油機氮氧化物的排放[1]。在廢氣再循環系統中,尾氣經過廢氣再循環冷卻器、廢氣再循環閥,進入發動機氣缸再次實現燃燒[2-3]。在這一過程中,廢氣溫度降低,使發動機燃燒最高溫度降低,進而減少氮氧化物排放。這一過程同時還可以減少碳煙排放,提高燃油經濟性。

廢氣再循環冷卻器中,翅片結構因具有較好的散熱性能而被廣泛使用。翅片同時是主要的受熱部件,會造成一定的熱疲勞問題[4-5]。某款柴油機在臺架上進行負荷循環耐久試驗時,出現因廢氣再循環冷卻器進氣口直齒翅片碎裂導致的閥卡滯現象,超過90%的翅片發生斷裂。翅片斷裂如圖1所示。對于這一問題,已有一些解決方案,如通過使用導流板或水側翅片優化水側流場,以提高低流速區域的流速,從而降低壁面溫度[6-7]。廢氣再循環冷卻器進氣端采用浮動結構設計,采用波紋管等柔性結構釋放熱應力。也有在入口端對換熱單元采用氣側換熱弱化手段,如使用平直翅片,以降低壁面溫度,減小溫度梯度,從而降低沸騰和熱疲勞風險[8]。

圖1 翅片斷裂

筆者以柴油機廢氣再循環冷卻器為研究對象,針對極端工況進氣溫度800 ℃,采用熱流固耦合仿真分析方法計算得到三種較好翅片優化方案的廢氣再循環冷卻器溫度場。然后以這一溫度場為求解熱負荷的邊界條件,計算得到廢氣再循環冷卻器所產生的熱應變。通過多種方案相結合的方式,最終解決廢氣再循環冷卻器翅片碎裂問題。

2 熱流固耦合基本原理

廢氣再循環冷卻器熱流固耦合的傳熱計算,關鍵在于計算流體與固體及流固交界面處的熱量傳遞。根據熱力學理論,在廢氣再循環冷卻器流固交界面處,固體傳出的熱量等于流體吸收的熱量。在流體部分,廣泛采用k-ε湍流模型來計算流體與壁面的對流換熱邊界條件。標準k-ε湍流連續性方程為[9]：

Gk+Gb-ρε-YM+Sk

(1)

式中:ρ為液體密度;k為湍動能;μi為液體流速;μ為黏度;μt為渦黏度;σk為k的湍流普朗特數;Gk為由平均速度梯度產生的湍流;Gb為由浮力產生的湍流;ε為湍動能耗散率;YM為由擴散產生的湍流;Sk為用戶定義源項;xi、xj代表各方向分量,i、j=1,2,3。

廢氣再循環冷卻器屬于熱彈性模型,彈性體隨著溫度的變化,內部每個單元之間受到體積的膨脹或者收縮,產生熱應變[10]。熱彈性位移方程為:

(2)

(3)

(4)

(5)

式中:λ為拉梅常數;G為剪切模量;e為能量系數;▽2為拉普拉斯算子;μx、μy、μz依次為x、y、z方向上的位移;β為放熱系數;T為溫度;α為線膨脹系數;E為彈性模量;ν為泊松比。

3 廢氣再循環冷卻器建模

對廢氣再循環冷卻器進行三維建模。廢氣再循環冷卻器主要由端蓋、外殼、主板、直齒翅片、曲齒翅片、冷卻管等組成,其中,直齒翅片、曲齒翅片在冷卻管內起主要的熱傳導作用。廢氣再循環冷卻器模型如圖2所示。廢氣再循環冷卻器模型尺寸較大,為了減少計算資源,保證計算精度,根據文獻[11-12],對模型進行處理。流體溫度場溫度變化區域主要集中在進氣口端,加之主要分析翅片斷裂問題,由此切除廢氣再循環冷卻器部分實體,保留進氣端170 mm長模型,原模型與處理后模型對比如圖3所示。應用Ansa軟件,對流體區域和固體區域分別進行網格劃分。其中,冷卻管與翅片劃分六面體網格,其余部分采用四面體進行劃分,網格尺寸為0.5～1 mm,網格數量約為6 000萬。最終生成的廢氣再循環冷卻器網格模型如圖4所示。選擇標準k-ε湍流模型和分離式求解器,壓力和速度仿真過程選擇SIMPLE算法,邊界條件見表1。假設廢氣再循環冷卻器流體與壁面的換熱過程平穩,換熱管傳熱系數為定值,忽略重力和廢氣再循環冷卻器各部分受熱變形對水流變化的影響。

表1 邊界條件

圖2 廢氣再循環冷卻器模型

圖3 原模型與處理后模型對比

圖4 廢氣再循環冷卻器網格模型

4 熱流固耦合計算過程

對廢氣再循環冷卻器進行三維建模,在Ansa軟件中進行幾何處理和網格劃分。將建立的網格模型導入Fluent軟件,建立流體仿真模型,對廢氣再循環冷卻器流場進行計算,得到溫度場結果。進入Workbench軟件Steady-State Thermal模塊,將Fluent軟件解算得到的流固邊界溫度加載至廢氣再循環冷卻器的流固交界面上,可解算得到廢氣再循環冷卻器固體壁面溫度場。在Workbench軟件Static-Structural模塊中將Steady-State Thermal模塊解算得到的固體壁面溫度場加載至固體區域,并設置相應的約束,計算廢氣再循環冷卻器固體區域的熱應變。

5 翅片斷裂分析

將廢氣再循環廢氣溫度邊界條件加載到冷卻器,對直齒翅片按照SUS316不銹鋼材料達到屈服后非線性計算,得到翅片結構溫度分布和塑性應變分布,分別如圖5、圖6所示。從圖中不難看出,廢氣再循環廢氣的高溫區域主要集中在進氣口直齒翅片上,正對進氣口區域是高溫的主要集中區域。溫度越高,材料的膨脹量越大。因此,高溫區域也是翅片發生斷裂的主要區域,最高溫度為748.78 ℃。翅片圓角位置是發生塑性應變的主要位置,塑性應變最大為0.051 631。經過冷熱循環試驗,翅片在2 000次循環后發生斷裂,斷裂的主要區域也是在翅片圓角位置。對斷裂處進行掃描電鏡觀測,出現明顯的疲勞輝紋,符合疲勞失效特征。斷裂處掃描電鏡圖像如圖7所示。根據文獻[13]研究,材料屈服后應變變化較大,應力變化相對較小,低周疲勞使用應變作為疲勞控制參量更為恰當。為了縮短計算時間,對翅片材料達到屈服后的非線性也按照線性設置進行計算,翅片結構彈性應變分布如圖8所示,最大應變為0.033 614。

圖5 翅片結構溫度分布

圖6 翅片結構塑性應變分布

圖7 斷裂處掃描電鏡圖像

圖8 翅片結構彈性應變分布

6 廢氣再循環冷卻器優化

文獻[14]將SUS444不銹鋼材料應用于廢氣再循環冷卻器,研究表明選擇較低熱膨脹系數及較大導熱系數的材料,能夠減小冷卻管的熱應力,并且提高換熱性能。為了減小翅片熱應力,選用SUS444不銹鋼材料代替原有的SUS316不銹鋼材料,應用于直齒翅片。

翅片厚度增大,一方面能夠增大導熱面積,降低翅片溫度,另一方面可以提高結構強度,降低斷裂的可能性。為此,將翅片厚度由0.16 mm增大至0.3 mm。

由于翅片前端2 mm得不到冷卻液直接冷卻,溫度比較高,因此將翅片向內,即出氣口方向縮進2 mm,縮進方式為將原長20 mm的翅片截去2 mm,使翅片前端得到冷卻液的直接冷卻,從而達到降低翅片溫度的目的。翅片縮進前后截面對比如圖9所示。

圖9 翅片縮進前后截面對比

仿真計算邊界條件不變,方案一為將翅片材料更換為SUS444不銹鋼,方案二為將翅片厚度增大0.14 mm,方案三為將翅片長度截去2 mm,從而達到向內縮進的目的。對廢氣再循環冷卻器進行熱流固耦合仿真計算,得到三種方案翅片結構的最高溫度和最大彈性應變,分別如圖10、圖11所示。

圖10 翅片結構最高溫度對比

圖11 翅片結構最大彈性應變對比

由仿真計算可知,翅片材料由SUS316不銹鋼更換為SUS444不銹鋼,翅片結構最高溫度為720.13 ℃,降低28.65 K。翅片結構最大彈性應變位于圓角處,大小為0.020 558,減小38.84%。因此,翅片材料更換為SUS444不銹鋼對翅片溫度降低作用微弱,但是對減小彈性應變有重要作用。

翅片厚度增大0.14 mm后,計算得到翅片結構最高溫度為678.21℃,降低70.57 K,最大彈性應變為0.016 715,減小50.27%。因此,增大翅片厚度對降低溫度及減小彈性應變都有重要作用。

將翅片向內縮進2 mm后,翅片結構最高溫度為679.89 ℃,降低68.89 K。彈性應變主要集中在圓角處,最大彈性應變為0.029 556,減小12.07%?？梢?將翅片向內縮進對翅片溫度降低起到重要作用,對減小彈性應變起到一定作用。

為了降低翅片溫度及減小彈性應變,滿足產品使用要求,選擇將三種方案相結合,形成綜合方案,完成最終優化。通過仿真計算,得到綜合方案的翅片結構溫度分布和彈性應變分布,分別如圖12和圖13所示。翅片結構最高溫度為591℃,降低157.69 K,最大彈性應變為0.009 143,減小72.79%。

圖12 綜合方案翅片結構溫度分布

圖13 綜合方案翅片結構彈性應變分布

7 試驗驗證

翅片斷裂的廢氣再循環冷卻器,使用廢氣再循環冷熱循環試驗臺進行冷熱循環試驗,試驗工況采用高溫進氣800 ℃、低溫進氣140 ℃、流量420 kg/h、加熱時間25 s、冷卻時間25 s、冷卻液進液溫度90 ℃、冷卻液流量200 L/min。經過2 000次冷熱循環后,觀測到翅片開裂,并且存在較大的變形,開裂位置為翅片圓角處。冷熱循環試驗翅片開裂如圖14所示。

圖14 冷熱循環試驗翅片開裂

采用綜合方案,經過50 000次冷熱循環,翅片無開裂,如圖15所示,驗證了應用SUS444不銹鋼材料,增大翅片厚度,將翅片向內縮進是解決廢氣再循環冷卻器翅片斷裂的有效方法。

圖15 50 000次冷熱循環后翅片

8 結束語

筆者對廢氣再循環冷卻器翅片進行分析,發現翅片圓角位置是發生塑性應變的主要位置,所產生的最大塑性應變為0.051 631,最大彈性應變為0.033 614。結合翅片斷裂位置的掃描電鏡圖像,可以斷定翅片斷裂為熱疲勞失效。

將翅片材料由SUS316不銹鋼改為SUS444不銹鋼后,在進氣溫度高達800 ℃的工況下,翅片最高溫度降低28.65 K,最大彈性應變減小38.84%。將翅片厚度由0.16 mm增大至0.3 mm后,翅片最高溫度降低70.57 K,最大彈性應變減小50.27%。將翅片向內縮進2 mm后,翅片最高溫度降低68.89 K,最大彈性應變減小12.07%。由分析結果可見,增大翅片厚度及縮進翅片對翅片溫度降低有重要作用,更換為SUS444不銹鋼材料和增大翅片厚度對翅片彈性應變減小有重要作用。

采用綜合翅片方案進行仿真計算,翅片最高溫度降低157.69 K,最大彈性應變減小72.79%。冷熱循環試驗表明,失效廢氣再循環冷卻器在2 000次循環后,翅片在圓角位置開裂。而采用綜合方案,50 000次循環后翅片仍無開裂。