程 亮， 劉佳鑫,2， 王寶中*， 錢學(xué)成， 王鑫閣

(1.華北理工大學(xué)機(jī)械工程學(xué)院，唐山 063210；2.華中科技大學(xué)能源與動(dòng)力工程學(xué)院，武漢 430074)

隨著社會(huì)的不斷發(fā)展進(jìn)步，對工程車輛的施工條件要求更加苛刻，需要適應(yīng)各種惡劣環(huán)境(如采石場、森林、沙漠等)的同時(shí)還能提供足夠的散熱能力，以保證發(fā)動(dòng)機(jī)能平穩(wěn)工作。因此，工程車輛散熱器散熱性能的改善顯得尤為重要。

散熱器散熱性能的改善研究主要集中在對翅片、熱管和渦發(fā)生器等的研究，其中翅片的研究主要是為了增加翅片換熱面積和改善空氣流動(dòng)狀態(tài)從而增加散熱能力；而熱管的改善主要是為了降低空氣的阻力，以使得沿流道的壓力損失最小；渦發(fā)生器的加入主要是為了對空氣進(jìn)行擾流，以達(dá)到空氣與換熱表面的充分換熱。針對不同的改善機(jī)理，不少研究者對散熱器的散熱性能改善在多方面進(jìn)行了研究分析[1]。

黃曉明等[2]采用數(shù)值計(jì)算方法對一種應(yīng)用于半導(dǎo)體制冷片熱端散熱的翅片式熱管散熱器進(jìn)行模擬，研究自然對流條件下不同翅片參數(shù)對散熱器換熱性能的影響，并結(jié)合多目標(biāo)遺傳算法得出優(yōu)化后的方案使基板熱端溫度下降3.5 K，散熱器熱阻降低18.22%。Lei等[3]采用計(jì)算流體動(dòng)力學(xué)(computational fluid dynamics, CFD)數(shù)值仿真方法，研究渦發(fā)生器對新型換熱器傳熱和壓降的影響，發(fā)現(xiàn)增強(qiáng)后的結(jié)構(gòu)產(chǎn)生了縱向渦旋，加速了流動(dòng)，在適當(dāng)?shù)膲航祿p失下，傳熱顯著增強(qiáng)?？苤竞５萚4]對以微槽道作為吸液芯的平板式熱管散熱器的傳熱特性進(jìn)行研究，結(jié)果表明該平板熱管散熱器的散熱能力強(qiáng)，并具有良好的均溫特性，在散熱冷卻領(lǐng)域具有良好的應(yīng)用潛力。Lin等[5]采用共軛傳熱數(shù)值方法研究間斷半環(huán)形槽翅片結(jié)構(gòu)對管翅式換熱器平均傳熱和流體流動(dòng)特性的影響，結(jié)果表明間斷環(huán)形槽具有流體導(dǎo)向和分離渦流抑制的雙重作用，減小了尾部區(qū)域的尺寸，且在較高的雷諾數(shù)時(shí)有優(yōu)異的換熱性能，Zhang等[6]利用Fluent對翅片管式中冷器的流動(dòng)和傳熱特性進(jìn)行了數(shù)值研究，仿真結(jié)果表明，基于多孔介質(zhì)傳熱模型的數(shù)值計(jì)算結(jié)果與發(fā)動(dòng)機(jī)臺(tái)架試驗(yàn)結(jié)果吻合較好，壓降和換熱能力隨空氣流量的增大而增大；同時(shí)，冷卻劑分布均勻，最大誤差在10%以內(nèi)，這對翅片管式中冷器的改進(jìn)研究具有重要意義。Habibian等[7]利用數(shù)值模擬對三種翅片結(jié)構(gòu)和納米流體對散熱器散熱性能的影響進(jìn)行研究，結(jié)果表明百葉翅片換熱率最高，與純水相比，添加氧化銅和氧化鋁納米顆粒提高了傳熱速度，彌補(bǔ)了防凍劑的有害影響，提高了傳熱速度。Khoo等[8]研究了一種新型斜管結(jié)構(gòu)，這種設(shè)計(jì)使管后的空氣再循環(huán)去更小，從而增加有效的傳熱面積。Salviano等[9]基于單純形法結(jié)合流固共軛傳熱仿真研究了直列和交錯(cuò)排列的渦發(fā)生器對翅片管緊湊換熱器的換熱性能的影響，目的是找到一個(gè)渦發(fā)生器相關(guān)參數(shù)的最優(yōu)組合。

為了獲得更高的傳熱，通常會(huì)產(chǎn)生較大的空氣側(cè)壓降，從而消耗更多的能量。由于翼型結(jié)構(gòu)的氣體流動(dòng)性能和傳熱性能較好，近年來一些學(xué)者對其在散熱器等領(lǐng)域的傳熱性能方面進(jìn)行了研究。馮少聰?shù)萚10]為提高某工程車輛散熱器綜合性能,對其進(jìn)行性能分析和結(jié)構(gòu)優(yōu)化。以降低壓力損失為前提,選用NACA23021翼型建立散熱器熱管模型。結(jié)果表明在仿真區(qū)間內(nèi)，NACA23021翼型管翅片的綜合評價(jià)因子較扁平管翅片平均高出約23%，較NACA0018翼型管翅片平均高出約9.7%。Suabsakul等[11]選用改進(jìn)后的NACA0024型翼型插入體，改善了管內(nèi)的傳熱性能，結(jié)果表明雷諾數(shù)為4 196時(shí)，換熱比、摩擦比和換熱強(qiáng)化性能均達(dá)到最大值；傾斜角度為45° 的改性NACA0024在平板管上的換熱增強(qiáng)效果最好，約為普通管的3倍，最大換熱增強(qiáng)性能為1.45%。

綜上所述，改善空氣在氣體流道中的流動(dòng)形式，以達(dá)到空氣與換熱面的充分換熱是改善散熱器散熱性能的主要方法。為獲得最佳的散熱性能，首先，采用翼型和翅片結(jié)構(gòu)相結(jié)合的方式(簡稱翼型翅片)使空氣由平流轉(zhuǎn)化為湍流增強(qiáng)換熱，該方式在對空氣達(dá)到擾流并增強(qiáng)換熱之后，由于翼型結(jié)構(gòu)的流動(dòng)性好，對空氣沿程的壓力損失影響特別微弱。然后研究了翼型翅片的布置方案、布置位置和翼型類型對換熱系數(shù)和壓力損失的影響；最后通過田口方法設(shè)計(jì)正交試驗(yàn)，尋找最優(yōu)的配置方案，為尋找一種相對改善最明顯的翼型翅片配置方案提供經(jīng)驗(yàn)認(rèn)知。

1 數(shù)值分析

1.1 物理模型

管片散熱器結(jié)構(gòu)如圖1所示。具體單元體模型及結(jié)構(gòu)參數(shù)參考文獻(xiàn)[12]。空氣為工作流體，翅片材料為鋁，將計(jì)算區(qū)域向氣體入口和出口方向分別延長水力直徑的1.5倍和5倍[13]，利用均勻入口邊界條件和壓力出口條件。

虛線所圍的區(qū)域?yàn)樗?jì)算的單元體模塊區(qū)域；x、y、z分別為展向坐標(biāo)、流向坐標(biāo)和法向坐標(biāo)

1.2 控制方程和邊界條件

流體流動(dòng)假定為湍流、不可壓縮和沒有損耗的，并通過求解三維連續(xù)性、動(dòng)量和能量方程進(jìn)行數(shù)值模擬。假設(shè)固體為各向同性，管壁假設(shè)為恒溫。部分邊界條件如圖2所示。其他邊界條件設(shè)置參考文獻(xiàn)[14-15]， 連續(xù)性方程、能量方程和動(dòng)量方程如下。

連續(xù)性方程：

(1)

能量方程：

(2)

動(dòng)量方程：

(3)

式中：下標(biāo)i、j、k分別為變量在x、y、z方向的分量；ρ為密度；u為速度矢量；E為總能量；p為壓強(qiáng)；keff為有效熱導(dǎo)率；T為流體溫度；μ為流體黏度。

雷諾茲應(yīng)力采用Boussinesq假設(shè)計(jì)算，計(jì)算公式如式(4)所示：

(4)

圖2 邊界條件設(shè)定

1.3 仿真結(jié)果與試驗(yàn)驗(yàn)證

對整個(gè)計(jì)算區(qū)域采用結(jié)構(gòu)性和非結(jié)構(gòu)性網(wǎng)格混合的形式劃分網(wǎng)格。為提高仿真計(jì)算的準(zhǔn)確度，對靠近壁面的單元進(jìn)行改良，對相應(yīng)的邊界層網(wǎng)格進(jìn)行加密，部分網(wǎng)格如圖3所示。對網(wǎng)格獨(dú)立性進(jìn)行檢測，確定模型的整體網(wǎng)格單元數(shù)量為6.0×106左右。使用Fluent 15.0，采用3D、Pressure Based求解器，引用隱式方程求解，進(jìn)行穩(wěn)態(tài)計(jì)算。

圖3 局部網(wǎng)格加密

利用劉佳鑫[16]的實(shí)驗(yàn)結(jié)果驗(yàn)證該仿真結(jié)果的有效性。圖4所示為管片散熱器試驗(yàn)原始數(shù)據(jù)和通過數(shù)值模擬得到的換熱系數(shù)和壓力損失的對比曲線圖。結(jié)果表明，換熱系數(shù)h的平均偏差為2.32%，壓力損失ΔP的平均偏差為2.51%，仿真結(jié)果與試驗(yàn)原始數(shù)據(jù)吻合較好。

圖4 仿真和試驗(yàn)數(shù)據(jù)驗(yàn)證

2 翼型翅片性能研究

工程車用散熱器一般工作在環(huán)境比較惡劣的條件下，在改善散熱的問題上一方面需要考慮增大換熱量的同時(shí)盡可能減小壓力損失的增加；另一方面則需要考慮沙塵、樹葉等因素對散熱器進(jìn)風(fēng)口及流道內(nèi)空氣的堵塞問題。然而翼型翅片相比波紋翅片、鋸齒翅片和渦發(fā)生器的改善方法解決了這類問題。翼型翅片結(jié)構(gòu)在增加換熱性能的同時(shí)，由于翼型的流動(dòng)性能較好，對空氣的阻力影響不大；同時(shí)與扁平翅片類似，不容易沉積雜物，有效地降低了散熱器的管理成本和增加了散熱器的使用壽命。

翼型翅片散熱器單元體結(jié)構(gòu)如圖5所示，分別在五排熱管的中間位置沖壓出翼型凸起，主要為了對管片散熱器在空氣流通的方向進(jìn)行擾流，以達(dá)到增強(qiáng)換熱的目的。具體翼型的控制方程參考文獻(xiàn)[17]，結(jié)構(gòu)參數(shù)如表1所示。

圖5 翼型翅片模型

表1 翼型翅片的部分結(jié)構(gòu)參數(shù)

采用相同的仿真模擬條件對翼型翅片單元體模型進(jìn)行數(shù)值仿真，并與原始扁平翅片進(jìn)行對比分析。如圖6所示為入口流速6 m/s時(shí)扁平翅片與翼型翅片的單元體溫度云圖。由圖6可知，在氣體橫向流經(jīng)第二排熱管的時(shí)候，在翼型翅片附近氣體溫度明顯有升高的趨勢；在氣體縱向流經(jīng)方向上能更加明顯看出氣體在翅片附近的高溫區(qū)域明顯變寬，說明空氣與翅片的熱交換更加充分。這可能是因?yàn)橐硇统崞沟每諝庠诹鲃?dòng)方向上由平流向湍流轉(zhuǎn)化，空氣與翅片之間更充分的接觸，換熱更明顯。在圖中還觀察到翼型翅片出口處溫度為75.36 ℃，比扁平翅片高出3.62%。

圖6 改善前后單元體溫度云圖

圖7所示為空氣流速6 m/s時(shí)的扁平翅片和翼型翅片的單元體速度云圖。由圖7可知，兩者的速度云圖分布規(guī)律大致相同，但在空氣橫向方向上明顯看出翼型翅片結(jié)構(gòu)在翼型重心附近處的速度顯著升高，這可能是因?yàn)榭諝庠诖颂幣c翅片充分換熱，使得空氣溫度升高，從而空氣受熱膨脹引起速度升高。在空氣橫向方向上與原始扁平翅片相比能明顯看出翼型頭部處速度降低，在翼型重心附近速度顯著升高，翼型尾部速度無明顯變化。這可能是因?yàn)橄啾缺馄匠崞?，翼型翅片在頭部位置處對空氣的阻力影響較為明顯，但由于翼型結(jié)構(gòu)的空氣流動(dòng)性較好，使得空氣在流經(jīng)翼型翅片時(shí)與翅片充分換熱，速度升高，從而達(dá)到在翼型翅片尾部附近與原始扁平翅片相同的速度分布趨勢。

圖7 改善前后單元體速度云圖

通過分析翼型翅片與扁平翅片的單元體溫度與速度云圖，可以發(fā)現(xiàn)翼型翅片結(jié)構(gòu)在翅片附近明顯增大了與空氣之間的換熱，但是對空氣的流動(dòng)性的影響僅僅在翼型的頭部的小范圍內(nèi)，幾乎可以忽略不計(jì)。所以采用的綜合評價(jià)因子對散熱器換熱性能的評價(jià)的方法[10-11,13]對原始扁平翅片結(jié)構(gòu)與翼型翅片結(jié)構(gòu)進(jìn)行對比，結(jié)果如圖8所示。由圖8可知，進(jìn)氣速度為2 m/s時(shí)綜合評價(jià)因子相差最明顯，翼型翅片比扁平翅片高出14.57%，隨著速度增加，相差越來越??；進(jìn)氣速度為12 m/s時(shí)翼型翅片比扁平翅片高出5.73%。這可能是因?yàn)楫?dāng)速度較低時(shí)空氣經(jīng)過翼型頭部附近對空氣的沖擊阻力較小，且空氣與翅片間的換熱也較為明顯；當(dāng)速度逐漸升高時(shí)，空氣流經(jīng)翼型翅片時(shí)產(chǎn)生的空氣阻力明顯增加，使得空氣逐漸偏離翼型翅片表面，換熱效果不明顯。

圖8 改進(jìn)前后綜合評價(jià)因子對比

3 不同因素的影響研究

通過研究翼型翅片的結(jié)構(gòu)組成與沖壓位置，分別考慮三種翼型類型、翼型方案布置和翼型位置對翼型翅片的換熱系數(shù)與壓力損失的影響，從而設(shè)計(jì)三因素三水平的正交實(shí)驗(yàn)以尋找相對最優(yōu)的翼型翅片的配置方案。其中三種因素變化的結(jié)構(gòu)簡圖如圖9所示。

圖9 三種影響因素變化

3.1 三種因素變化對換熱系數(shù)的影響

圖10所示為三種因素變化的情況下對換熱系數(shù)的影響?？傮w看來翼型種類和翼型方案對換熱系數(shù)的影響較大，翼型的位置對換熱系數(shù)的影響較小。其中翼型方案2相對其他兩種方案的換熱系數(shù)更大，速度為6 m/s時(shí)方案2的換熱系數(shù)比方案3高出約1.1%，這可能是因?yàn)榉桨?對氣體的導(dǎo)流作用更加明顯；翼型類型NACA0025對換熱系數(shù)的影響最為明顯，速度為6 m/s時(shí)相比NACA0015翼型高出約1.4%，這可能是由于NACA0025翼型的換熱面積較大，換熱效果更明顯；翼型的位置變換對換熱系數(shù)幾乎沒有影響。

圖10 三種因素對換熱系數(shù)的影響

3.2 三種因素變化對壓力損失的影響

圖11所示為三種因素變化的情況下對壓力損失的影響?？傮w看來翼型種類和翼型方案對壓力損失的影響較大，翼型的位置對壓力損失的影響較小。其中翼型方案2相對其他兩種方案的壓力損失更大，在速度6 m/s時(shí)方案2的壓力損失比方案1高出約4.8%，這可能是因?yàn)榉桨?對氣體的流動(dòng)阻力較大；翼型類型NACA0025對換熱系數(shù)的影響最為明顯，在速度6 m/s時(shí)相比NACA0015翼型高約3.6%，這可能是由于NACA0025翼型的面積較大，空氣阻力較為明顯；翼型的位置變換對換熱系數(shù)的影響幾乎沒有。

圖11 三種因素對壓力損失的影響

3.3 三種因素不同組合對綜合評價(jià)因子的影響

表2所示為通過田口法設(shè)計(jì)的L9(33)正交實(shí)驗(yàn)表。首先通過正交實(shí)驗(yàn)表建立相應(yīng)的物理模型，然后采用與原始翼型翅片相同的仿真條件對其進(jìn)行數(shù)值模擬，最后以進(jìn)氣口速度為6 m/s時(shí)的綜合評價(jià)因子大小作為方案優(yōu)劣的判定標(biāo)準(zhǔn)。通過標(biāo)準(zhǔn)正交實(shí)驗(yàn)的分析方法，分別求出每種因素的每個(gè)水平對應(yīng)的綜合評價(jià)因子的平均值(如I/3為第一種因素條件下第一種水平的綜合評價(jià)因子平均值)，通過因素不變每種水平的綜合評價(jià)因子的平均值大小分析每種因素下最優(yōu)的水平條件。最后得出最優(yōu)方案為翼型翅片采用方案2、翼型翅片類型為NACA0015和翼型翅片位置為左移2 mm。最后將最優(yōu)方案進(jìn)行數(shù)值仿真分析并與其他9組進(jìn)行對比，如圖12所示，其中最優(yōu)組合的改善最為明顯，相比原始翼型翅片模型在速度6 m/s時(shí)綜合評價(jià)因子高出約2.1%，相比正交實(shí)驗(yàn)組合中最小的高出約4.2%。最后通過求得每種因素下3個(gè)水平的綜合評價(jià)因子極差(R)得出3種因素對綜合評價(jià)因子的影響從大到小依次為翼型翅片類型、翼型翅片方案和翼型翅片位置。該研究為翼型翅片在工程車輛的散熱器中的應(yīng)用提供了經(jīng)驗(yàn)認(rèn)知。

4 結(jié)論

通過對工程車輛管片式散熱器單元體進(jìn)行CFD數(shù)值仿真分析，利用試驗(yàn)數(shù)據(jù)與仿真結(jié)果進(jìn)行對比；隨后采用翼型翅片代替原始扁平翅片的單元體模型進(jìn)行數(shù)值模擬，對比兩者的綜合評價(jià)因子；最后研究翼型方案、翼型類型和翼型位置對散熱器散熱性能的影響，并通過正交實(shí)驗(yàn)的方法找到其最優(yōu)組合。得出以下結(jié)論。

(1)驗(yàn)證表明，試驗(yàn)與仿真結(jié)果吻合程度較高，證明了該仿真方法的可信程度。

(2) NACA 0021翼型翅片結(jié)構(gòu)與扁平翅片結(jié)構(gòu)相比，具有更高的換熱能力，且對空氣阻力的影響并不顯著。在速度為2 m/s時(shí)改善效果最為明顯，綜合評價(jià)因子高出扁平翅片結(jié)構(gòu)14.57%；在速度為12 m/s時(shí)改善最小，綜合評價(jià)因子高出扁平翅片結(jié)構(gòu)5.73%。

表2 L9(33)正交實(shí)驗(yàn)及數(shù)據(jù)分析

注：∑為求和符號；I、II、III分別為正交實(shí)驗(yàn)中的每種因素的水平1、水平2、水平3的綜合評價(jià)因子；R為極差值。

圖12 正交實(shí)驗(yàn)綜合評價(jià)因子對比

(3)翼型翅片的種類和方案對換熱系數(shù)與壓力損失的影響較大，移動(dòng)位置對換熱系數(shù)和壓力損失的影響較小；最后得到方案2、翼型NACA0015和翼型左移2 mm的配置組合時(shí)的綜合評價(jià)因子最大，散熱性能改善最明顯，這為翼型翅片結(jié)構(gòu)在改善散熱器傳熱性能的后續(xù)研究提供了可視化的認(rèn)知。