汽油機動力性能多目標優化及試驗研究

張勇,高勇,茍奎,王曉勇,陳泯旭

(1.重慶理工大學車輛工程學院,重慶 400054;2.重慶理工大學汽車零部件先進制造技術教育部重點實驗室,重慶 400054)

進氣道是工質進入氣缸的必經通道,合理的進氣道設計能夠提高發動機流量系數[1],利用CFD模擬計算,進行缸內流場分析可以評判進氣道的性能,找到相應的優化方案[2]。與激光粒子圖像速度場測量儀(PIV)和氣道穩流試驗臺相比,CFD可以比較準確地計算缸內氣體的瞬時流動速度,有效節省發動機性能優化成本,結合試驗修正可以高效準確地設計、優化發動機性能[3]。

Surendra Gaikwad等[4]通過精準的三維模型及CFD仿真分析,對不同氣門升程進行了研究,結果表明瞬態分析能對氣門峰值時的流態等進行詳細分析,有助于進氣道的設計、優化。梁源飛等[5]通過CAD與CFD相結合的方法對進氣道進行研究,研究表明使用切向氣道、增大氣道傾角,能夠提升缸內湍流動能,改善燃燒效率,從而提高了發動機的動力性,降低了油耗。詹樟松等[2]通過CFD及氣道穩流試驗等分析了進氣道,通過優化進氣道氣門斜角,定量分析了進氣道流量系數、缸內渦流比等,提升了4氣門汽油機動力性。李向榮[6]通過研究分段噴射及渦流匹配改善了發動機的燃油經濟性,證明適當的渦流匹配能夠改善缸內燃燒效率,減少有害物質的排放。衛海橋等[7]在不改動進氣口的前提下,以進氣口中心線為基準,將進氣道向上旋轉2°,改善了湍流強度。發動機各參數之間存在著復雜的耦合關系,傳統的算法難以解決發動機的優化問題,遺傳算法從串集開始搜索,覆蓋面大,利于全局擇優,能夠較好地解決發動機全局優化問題[8]。

本研究首先進行了大量單因素對發動機性能影響的基礎研究,采用DOE方法分析了多因素對發動機外特性的影響,分析結果響應擬合度較高;其次采用遺傳算法對發動機高速大負荷工況下的工作性能進行了多目標優化;然后對進氣道流動特性進行了CFD分析,確定了改進進氣道結構的方案;最后搭建了進氣道穩流試驗臺和發動機試驗臺,對不同方案進行了對比驗證。

1 發動機模型建立及驗證

發動機基本參數見表1,據此建立了發動機一維模型。圖1示出發動機一維仿真與原機試驗外特性對比。由圖1知,一維仿真與試驗測試結果誤差在5%范圍內[9-10],滿足工程應用要求,模型可以用于后續的優化設計。

表1 發動機基本參數

2 關鍵參數的多目標優化

2.1 響應面曲面擬合

前期對空氣濾清器的容積、進氣道的長度與直徑、進排氣道流量系數、排氣道的長度與直徑、消聲器的結構、壓縮比、配氣相位、進排氣門升程等單因素對發動機性能的影響進行了研究分析。結果表明:增加進氣延遲角會提升發動機中高速工況的動力性,7 500 r/min時,每增加5°氣延遲角可提升功率2.15%;進氣凸輪最大升程的增加對發動機高轉速工況有積極影響,7 500 r/min時,進氣凸輪最大升程每增加0.2 mm可提升功率0.8%;壓縮比的增加不但有利于動力性能的提升,而且對燃油經濟性也有一定幫助,壓縮比增大0.5可提升功率大約3%,降低燃油消耗率2%。對于汽油機,一般將壓力升高率定在175～250 kPa/(°),通過仿真計算可知,壓縮比為10.3時最大壓力升高率為234 kPa/(°),已接近理論上汽油機工作柔和的極限值,發動機發生爆震的可能性極大。

發動機的各個參數不是獨立影響發動機性能的,通常是多個參數共同影響[11],因此需要對發動機的參數進行多目標分析。DOE是分析自變量和因變量關系的數理統計方法,本研究采用DOE試驗分析,將進氣延遲角、進氣凸輪最大升程、壓縮比作為多變量因子。通過拉丁超立方抽樣方法對4 000 r/min,5 500 r/min,7 500 r/min 3個轉速工況進行分析,將試驗區間分為等大小的互不重疊的子區間,再從子區間隨機抽樣。拉丁超立方抽樣能夠降低因抽樣造成數據庫缺失帶來的試驗誤差,具有較高的準確性[12]。圖2示出4 000 r/min下進氣延遲角與壓縮比對功率的響應面。由圖2可以看出,隨著壓縮比及進氣延遲角的增加,功率呈上升的趨勢,并沒有出現功率最大的極值點。根據之前的分析,壓縮比不能無限增大,所以優化范圍選取是合理的。

圖2 進氣延遲角與壓縮比對功率的響應面

評價指標采用Adj.R-Sqr指標,通過項數修正的方差值表示,范圍為0～1,越接近1,說明模型精度越高[13]。其計算公式為

(1)

式中:n為試驗次數;k為項數;R2為方差值。

分別判斷最低燃油消耗率點4 000 r/min,5 500 r/min,標定功率點7 500 r/min 3個轉速段擬合的精度,結果見表2。由表2可知,各轉速工況下的Adj.R-Sqr值均大于0.9,擬合精度較高,滿足多目標優化條件。

表2 不同轉速各個響應的Adj.R-Sqr值

2.2 多目標參數優化

優化目標函數如下。

功率最大:

Pe=max[P(Cr,β,l)];

(2)

扭矩最大:

Te=max[T(Cr,β,l)];

(3)

燃油消耗率最低:

Be=min[B(Cr,β,l)]。

(4)

約束函數如下:

9.3≤Cr≤10.3;

(5)

23°≤β≤40°;

(6)

5.81 mm≤l≤6.8 mm。

(7)

式中:Pe為功率;Te為扭矩;Be為燃油消耗率;Cr為壓縮比;β為進氣延遲角;l為進氣凸輪最大升程。

利用經過驗證的徑向基函數建立響應面模型,結合優化算法在響應面上搜尋最優值;采用遺傳算法對發動機進行優化,優化目標為高速大負荷工況下發動機的動力性能。4 000 r/min,5 500 r/min,7 500 r/min 3個轉速的權重都取1時,雖然高轉速工況點性能有一定上升,但是4 000 r/min工況點的動力性下降,且此時壓縮比為優化范圍的最大值,不利于抑制發動機的爆震。通過多組數據分析,最后確定3個轉速的權重分別為0.2,0.5,0.3,優化后壓縮比適中,發動機全工況性能表現良好,在保證低轉速工況動力性的同時,中高轉速工況動力性提升較大。優化前后參數見表3。

表3 全局優化前后變量因子取值對比

圖3示出優化前后發動機外特性對比。由圖3可以看出:發動機的扭矩和功率在低轉速工況略有下降,但是在高轉速工況有較大的提升,特別是在5 500 r/min時扭矩提高了8.36%,6 500 r/min時功率提高了9.24%。燃油消耗率在3 500 r/min之前變化不大,但在3 500 r/min之后整體呈現下降趨勢,在8 000 r/min時下降了3.99%。可見,采用遺傳算法對發動機高速大負荷工況下的工作性能進行多目標優化,可明顯改善整機性能。

3 進氣道流場的數值模擬

3.1 原發動機進氣道建模

利用PROE對流場進行三維建模(見圖4)。拉長氣缸長度為2.5D(D為缸徑)以保證流場的穩定性;同時,為了避免單獨計算進氣道模型的湍流,進氣道處增加一個直徑1.5D的半球形穩壓箱;然后再進行網格劃分,并對進氣道及缸頭部分進行加密處理,網格單元總數約237萬個。

進氣道模型的入口邊界:給定氣流壓力100 kPa和固定溫度297 K。

出口邊界:給定靜壓邊界條件97 kPa。

湍流模型:標準κ-ε雙方程模型,收斂精度0.001。

3.2 計算結果與分析

計算得到不同氣門升程下的流場特性,仿真與試驗的流量系數對比見表4。

表4 流量系數對比

由表4可知:在氣門升程較大時,流量系數誤差較小,而在氣門升程較小時,誤差達到10%。造成這種誤差的原因是:1)小氣門升程時,氣門底部的局部流場梯度很大,誤差變大;2)當氣門升程較小時,流場橫截面積減小,流量系數較小,容易造成讀取誤差;3)小氣門升程時,擠流效應比較強;4)初始條件、邊界條件等模擬條件與真實情況有一定差異。雖然氣門升程較小時誤差較大,但誤差在正常范圍之內。

圖5示出氣門升程為1,3,5 mm時進氣道流場的壓力分布。從圖5可以看出,壓力整體分布合理,局部有突變現象。氣門升程為3 mm,5 mm時圖中圓圈部分局部壓力很大,這說明原進氣道設計存在缺陷,需要對結構進行改進。

圖6示出氣門升程為1,3,5 mm時發動機流場的速度跡線分布。從圖6可以看出:各氣門升程下,在進氣門兩側氣流速度差的作用下,進氣門下部形成了比較明顯的渦流。缸內靠近氣門處的氣流速度較高,存在一定的氣流倒流現象。這說明進氣道設計存在不合理之處,需要對結構進行改進。

3.3 進氣道改進方案

進氣道流量系數會影響進缸充量,是影響發動機動力性的關鍵參數之一。提高流量系數的關鍵在于減小進氣道的流動阻力,所以需要減小阻流區域面積。由圓圈部分(見圖5)的壓力分布及速度跡線情況可知,該區域的流動存在較大問題,由于此處截面設計不合理,導致氣流在此處形成了較大的渦流,增加了流動損失與傳熱損失,使實際進入氣缸的流量偏低、流量系數偏小,所以理論上優化此處的橫截面形狀能夠改善流動情況。擬定通過加大進氣道入口兩側角度并優化過渡圓弧的方案降低流動阻力,增加進入氣缸的實際進氣量以提高流量系數。圖7示出改進前后進氣道形狀。

圖7 改進前后進氣道形狀

4 發動機改進后的試驗驗證

4.1 氣道穩流試驗

圖8示出氣道穩流試驗臺。不同氣門升程下鼓風機的空氣流動可以通過控制流量控制閥開度來進行控制,在這個過程中進氣道始終保持恒定的壓差。

圖8 氣道穩流試驗臺

圖9示出進氣道改進前后流量系數對比曲線。從圖9可以看出:加大進氣道入口兩側角度并優化過渡的圓弧的方案能夠有效降低流動阻力,改進后流量系數的試驗測試值與原氣道相比平均提高了4.38%,在氣門升程3 mm處最大提高了6.51%。在大氣門升程時流量系數提升較多,這是因為大氣門升程時實際流量較大,優化后的進氣道更有利于氣流流動,增加了實際進氣量;而小氣門升程時幾乎沒有提升,這是因為此時的實際流量較小,優化前的進氣道即可滿足要求,所以優化前后改變不大。綜上可知前述優化方案可行。

圖9 進氣道優化前后流量系數對比

渦流比采用AVL評價方法,測量位置為缸蓋底平面以下0.5倍缸徑處,渦流比[14]的計算公式如下:

(8)

式中:M為渦流動量計測得的動量矩;D為缸徑;Vh為氣缸容積;ρ為模擬氣缸內的空氣密度;C為活塞速度;Cm為活塞平均速度;Q為試驗測得的實際空氣流量。

圖10示出進氣道改進前后渦流比曲線。從圖10可以看出,進氣道改進后渦流比整體上有所減小,但僅在氣門升程2～3 mm處降幅較大,其余升程下差值較小,可以認為渦流比下降較小。進氣道優化后,既有一定的渦流強度,促進混合氣形成和燃燒,又解決了進氣道局部設計的不合理之處,減小了局部流動阻力,提高了進氣量,可在整個轉速范圍內提高發動機的動力性能。

圖10 進氣道優化前后渦流比對比

4.2 發動機臺架試驗

根據多目標優化結果和進氣道改進結果,擬定兩套優化方案(見表5)。圖11示出根據兩套優化方案加工樣機搭建的發動機試驗臺架。

表5 優化方案

圖11 發動機試驗臺架

圖12示出原機、優化方案一、優化方案二的外特性試驗結果對比。

方案二在燃油消耗率方面比方案一有整體的下降。與原發動機相比,方案二進氣道的流量系數整體提升4.38%,發動機的最大功率提高了10.96%,達到了6.68 kW,在6 500 r/min時,功率最大比原機提高了15.59%;最大扭矩提高了1.98%,達到了9.26 N·m,在8 500 r/min時,扭矩最大比原機提高了11.92%;燃油消耗率最大下降了3.33%。雖然方案二相較于方案一最大功率及扭矩提升不大,但是整體上有一定的提升,特別是高轉速工況提升較大,有效改善了高轉速動力性偏低的問題。通過臺架試驗進一步驗證了加大進氣道入口兩側角度并優化過渡圓弧的方案能夠增加流量系數,減小渦流過大帶來的能量損失,從而提高了動力性。

圖12 進氣道優化前后發動機外特性對比

5 結論

a) 以單因素分析為研究基礎,在此基礎上進行DOE分析對發動機性能進行多目標優化,試驗表明,通過優化進氣延遲角、進氣凸輪升程、壓縮比,能夠針對特定工況提高發動機的動力性能;

b) 通過CFD分析與穩流試驗相結合的方法優化進氣道結構(進氣道角度及過渡圓弧)可改善氣體流動特性,減小局部流動阻力,提高流量系數;

c) 流量系數的增加會伴隨渦流比的減小,雖然渦流比下降會影響缸內混合氣均質化的形成,但同時也會提升流量系數、增加缸內的充氣效率;對于發動機整體而言,流量系數增大的影響大于渦流比減小的影響就會更有利于提升發動機的動力性能。