Ю А Куликов - Исследование аэродинамического сопротивления охлаждающего устройства нагнетательного типа - страница 1

Страницы:
1  2 

УДК 629.113

Куликов Ю. А., Томачинский Ю. Н., Быкадоров В. В.

ИССЛЕДОВАНИЕ АЭРОДИНАМИЧЕСКОГО СОПРОТИВЛЕНИЯ ОХЛАЖДАЮЩЕГО УСТРОЙСТВА НАГНЕТАТЕЛЬНОГО ТИПА

Рассматриваются аэродинамические процессы в элементах воздушного тракта охлаждающих устройств нагнетательного типа двигателей автомобилей.

Ключевые слова: охлаждающее устройство, радиатор, вентилятор, аэродинамика, сопротивле­ние.

Постановка задачи. Автомобили, эксплуатируемые в Украине, оборудованы охлаждающими устройствами всасывающего и нагнетательного типа. Основное отличие в энергетических процессах движения охлаждающего воздуха - в системах всасываю­щего типа вентилятор располагается за радиатором и перемещает воздух, нагретый в радиаторе; в охлаждающих устройствах нагнетательного типа вентилятор располагается перед радиатором и перемещает закрученный поток воздуха с температурой окружаю­щей среды к радиатору, интенсифицируя его теплорассеивание; динамические потери на выходе из системы определяются фронтальным сечением радиатора, которое значитель­но больше сечения, ометаемого лопастями вентилятора (рис. 1) [1].

в I II III   IV  V     VI VII

I       2   З і 5      6 7

I II III

Рис. 1. Схема аэродинамического тракта охлаждающего устройства нагнетательного типа двигате­ля автомобиля:

1 - облицовочная решетка; 2 - коллектор (конфузор); 3 - обечайка вентилятора; 4 - вентилятор; 5 - кожух вентилятора; 6 - радиатор; 7 - диффузор; 0-0 - сечение перед облицовочной решеткой; I­II - канал между облицовочной решеткой и коллектором (конфузором); - коллектор (конфу­зор); III-IV - вентилятор; IV-V - кожух; V-VI - радиатор; VI-VII - диффузор; VII-VII - сечение за

диффузором

При создании охлаждающих устройств необходимо проведение расчетных исс­ледований, в т.ч. аэродинамического сопротивления тракта и процессов теплопередачи в радиаторе, что позволяет определить затраты мощности на привод вентиляторов, пере­мещающих воздушный поток. Для ее определения необходимо знать требуемый расход воздуха и сопротивление аэродинамического тракта. Расход воздуха определяется в ре­зультате теплового расчета [2], а аэродинамическое сопротивление - как сумма потерь в основных элементах тракта (рис. 1).

Анализ исследований. При исследовании охлаждающих устройств транспорт­ных машин (автомобилей, тепловозов и др.) в работах [3, 4] одним из основных вопро­сов является изучение сопротивления аэродинамического тракта. Для проведения расче­тов охлаждающих устройств нагнетательного типа требуются исследования, учитываю­щие особенности работы охлаждающего устройства такого типа (уменьшение затрат мощности на привод вентиляторов: они работают на «холодном» воздухе; более равно­мерное поле скоростей воздушного потока, нагнетаемого и закрученного вентилятором, перед фронтом радиатора, его интенсивная турбулизация, увеличивающая теплорассеи-вание в атмосферу; снижение динамических потерь воздушного потока на выходе из устройства за счет увеличенного сечения), определение аэродинамических характерис­тик вентиляторных установок для создания научных основ расчета.

Цель статьи. Целью работы является исследование аэродинамического сопро­тивления элементов воздушного тракта охлаждающего устройства нагнетательного ти­па.

Результаты исследований. Эффективная работа охлаждающего устройства двигателя внутреннего сгорания достигается совершенством радиатора, вентиляторной установки и аэродинамического тракта, который обеспечивает минимальное аэродина­мическое сопротивление.

Для описания движения воздушного потока в охлаждающем устройстве нагне­тательного типа (рис. 1) воспользуемся уравнениями движения Навье-Стокса для нес­жимаемой жидкости в декартовой системе координат для стационарного процесса:

Р| o>

do x

+ U y

do x

+oz

 

dx

 

dy

 

dz

do y dx

+ U y

doy

dy

+oz

doy

dz

doz

+oy

doz

+oz

doz

dx

 

dy

 

dz

:pg>

pgz

_ dP

dx

dp

dP

dz

d2 o x    d2 ox    d2 o x

[dx2

dy2

dz2

f 2 d 2 o y

d2oy

d2oy

dx2

V

+ *2

dz2

d 2 oz

2          2 ^ + d oz  + d oz I

dx2    dy2 dz2

(1)

x

x

где p - плотность, кг/м ;

m - динамическая вязкость, Па-с;

ox, oy, oz - составляющие скорости в направлении осей Х, Y и Z соответственно, м/сек;

g - ускорение свободного падения, м/сек2; Р - давление, Н/м2.

В уравнениях (1) 4 неизвестных, поэтому необходимо добавить уравнение нера­зрывности (сплошности)

dx      dy dz

(2)

При исследовании аэродинамических процессов в радиаторе добавляется урав­нение энергии:

dt        dt dt

o x--+ o y--+ o z — = a

dx     y dy dz

Ґ

d2t    d2t d2t

dx2

dy2 dz2 (3)

де а =--коэффициент температуропроводности, м2/с,

Рср

1 - коэффициент теплопроводности, Вт/(м-°С); Ср - удельная теплоемкость, Дж/(кг-°С);

t - температура, К,

и дифференциальное уравнение теплоотдачи, получаемое на основе законов Ньютона-Рихмана и Фурье,

a = -

tc -1 _dt_ & 0y=О1

(4)

1

где a - коэффициент теплоотдачи от поверхности тела (радиатора) к среде, должна быть равна теплоте, подводимой к поверхности теплопроводностью;

= gradt - температурный градиент, — . dn м

tc - температура стенки, К; t - температура жидкости, К.

Такая система является сложной и решается только в простейших случаях при значительных упрощениях и допущениях [5, 6]. Данная система уравнений описывает целый класс процессов и ее конкретизация по отношению к рассматриваемой задаче требует присоединения к ней следующих условий однозначности:

- геометрических (геометрическая характеристика объекта);

- физических - р, 1, Ср и др. (процессы протекают при постоянной температу-

t2 +12    - ,

ре кроме радиатора: в радиаторе - t = , t2 и t2 - температура воздуха на входе

и выходе из радиатора соответственно, К);

- временные (процесс стационарный);

- граничные условия третьего рода, описываемые уравнением (4). Очевидно, что на коротких участках до вентилятора - пограничный слой отсут­ствует (разрушается). Режим движения воздушного потока определяется числом Рейно-

льдса Re = ud, где dэ - эквивалентный диаметр канала, v - кинематическая вяз­кость жидкости, м2/с.

Вентилятор закручивает поток воздуха, который направляется к радиатору. Можно предположить, что на участке между вентилятором и радиатором отсутствует пограничный слой; режим движения турбулентный.

Ввиду сложности решения системы уравнений (1) получены решения для отно­сительно простых случаев, когда многие члены уравнений можно приравнять нулю и применить соответствующие упрощения и допущения. Такое решение получено для ла­минарного движения потока между плоскими стенками и в круглой трубе [7]. Первое может быть применено для теоретического описания движения воздушного потока меж­ду охлаждающими пластинами в радиаторе.

т-г г-  , dux dux

При течении воздушного потока в круглой трубе (рис. 2) Uy , uz, —— и ——

dx dt

равны нулю. Если рассматривается стационарное движение на большом расстоянии от входа в трубу, уравнение для проекции скорости u на ось Х принимает вид:

dp

dx

2 2 d ux + d ux

dy2 dz2

течения

Рис. 2. Схема течения воздушного потока в круглой трубе

Решение данной задачи упрощается, если использовать цилиндрические коор­динаты, для которых, как показано на рис. 2:

y = rcos8 ; z = rsin8 .

Поэтому:

2 2

8 = arctg­

y

(6) (7)

(8) (9)

Обозначим через r, 8 , x соответственно радиальную, окружную и осевую ко­ординаты цилиндрической системы координат (рис. 2), через ur, uq , ux - составляю­щие скорости в направлении этих координат и выполним переход от прямоугольных координат к цилиндрическим [8]. Тогда для несжимаемой жидкости получим вместо (1) и (2) следующую систему уравнений:

r =~     ~   ^     r      x dx

dr     r d8

dp

:pgr+ dr

d2ur    1 dur    ur     1 d2ur    2 duq    d2ur ^ + "dt - r2" + r2 - r2 ^ + ^

dr2 + r

pl ui dr r d8

dx 15p

r d8

, j d2u8 і 1 _du8-_u8 + J_ d2u8 і _2_і d2u8 + m     2        - - r2 + r2 d82 + r2 d8 + dx2

dr2     r dr

dux , u8 dux

dr

r   d8 dx :pg> .dp.

dx

f d2ux    1 dux     1 d2ux    d2ux

+ ЦІ -T~ +--x + --т" +-о

dr2   r dr   r2 d82 dx2

(10)

и

r

L + ^- +--- +x = 0.

dr     r    r Ш dx

(11)

Для рассматриваемой задачи справедливы условия однозначности, указанные ранее относительно уравнений движения жидкости, представленных в декартовых коор­динатах.

В этом случае расчетная схема аэродинамического тракта охлаждающего уст­ройства нагнетательного типа соответствует рис. 3. Основные участки аэродинамичес­кого тракта представлены в виде цилиндров с соответствующими диаметрами, эквива­лентными по площади сечения каждому участку.

Xi

Хз

Направление течения

а) б) Рис. 3. Расчетная схема аэродинамического тракта, приведенного к цилиндрам с эквивалентными

диаметрами: а) общий вид, б) вид сбоку; 1 - облицовочная решетка; 2 - канал между облицовочной решеткой и коллектором; 3 - радиатор;

4 - диффузор;

Хь..., Х4 - длины участков - облицовочной решетки; канала между облицовочной решеткой и коллектором; радиатора и диффузора соответственно

Используя соотношения (6).. .(9) можно преобразовать уравнение (5) в эквива­лентное ему уравнение в цилиндрических координатах (для удобства записи у скорости о опущен индекс):

д 2о   1 до    1 д 2о    1 dp

dr2    r dr

дб2    m dx (12)

В силу симметрии течения относительно оси X, нциальное уравнение

д2 о дб2 = 0 , получается диффере-

d2o + 1 do = J_dp dr2   r dr   m dx : const (13)

или 1 d ( dp )   1 dp

--1 r I =--= const.

r dr ч dr 0   m dx

r

Интегрирование уравнения (14) при граничных условиях: do dr = 0 при r = 0, а

затем при граничных условиях: о = 0 и r = r позволяют получить уравнение Гагена-Пуазейля [7]:

о = ­4m dx Vl ;

(15)

или

8mo 32mo (16)

Уравнение (16) справедливо для ламинарного режима движения, при котором скорость изменяется по закону параболы [5], а отношение средней скорости к максима­льной для всей области докритических значений Рейнольдса величина постоянная, рав­ная:

-°°- = 0,5. о0

В таком случае уравнение (16) можно представить в виде:

(17)

о = Dpri2

о0 8m°0

или

4m°0 (18)

В охлаждающих устройствах нагнетательного типа в основном турбулентный режим движения воздушного потока, при котором кривая изменения скорости имеет вид усеченной параболы [5]. Вблизи стенки кривая изменяется круто, а в средней части се­чения - в турбулентном ядре потока - полого. Максимальная скорость наблюдается на оси трубы.

При турбулентном режиме отношение средней скорости к максимальной равно некоторой величине с, которая является функцией числа Рейнольдса (рис. 4) [5]:

— = с = f(Re). (19)

В интервале значений Рейнольдса Re = 67,843-103...464,44Т03 (lg Re =

4,83...5,67) графическую зависимость -°- = f(Re) можно заменить многочленом:

о0

— = _0,2568(lgRe)4 + 5,4936(lgRe)3 _ 44,046(lgRe)2 + 156,88(lgRe) _ 208,62 . (20) о0

0,8

Страницы:
1  2 


Похожие статьи

Ю А Куликов - Исследование аэродинамического сопротивления охлаждающего устройства нагнетательного типа

Ю А Куликов - Тепловой аккумулятор для предпускового разогрева двигателя автомобиля