柴油機(jī)飛輪殼子模型法強(qiáng)度分析與結(jié)構(gòu)改進(jìn)

宮繼儒 李德華 曲文靜 劉寬 高坤

摘要：為解決柴油機(jī)臺架耐久試驗(yàn)過程中飛輪殼頻繁斷裂故障，建立有、無臺架排氣管路的飛輪殼計算模型，對飛輪殼進(jìn)行靜力學(xué)分析和高周疲勞強(qiáng)度分析；基于子模型法分析各部分結(jié)構(gòu)對飛輪殼強(qiáng)度影響，根據(jù)分析結(jié)果對飛輪殼結(jié)構(gòu)進(jìn)行優(yōu)化。結(jié)果表明：試驗(yàn)臺架對發(fā)動機(jī)狀態(tài)有較大影響，在進(jìn)行試驗(yàn)時應(yīng)充分考慮臺架各部件對發(fā)動機(jī)的影響并加以防控；螺栓連接的根部疲勞強(qiáng)度較低，易形成初始裂紋，進(jìn)一步導(dǎo)致疲勞破壞；增加飛輪殼連接螺栓的旋合長度、改進(jìn)搭子中間結(jié)構(gòu)后，飛輪殼斷裂故障得到解決。

關(guān)鍵詞：飛輪殼；子模型法；疲勞強(qiáng)度分析；靜力學(xué)分析

中圖分類號： TK421文獻(xiàn)標(biāo)志碼：A文章編號：1673-6397（2023）01-0031-06

引用格式：宮繼儒，李德華，曲文靜，等.柴油機(jī)飛輪殼子模型法強(qiáng)度分析與結(jié)構(gòu)改進(jìn)［J］.內(nèi)燃機(jī)與動力裝置，2023，40（1）：31-36.

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0引言

可靠性是發(fā)動機(jī)開發(fā)過程中需要首要解決的重點(diǎn)問題之一，影響發(fā)動機(jī)可靠性問題的因素很多，包括材料、加工工藝、工況等，在臺架試驗(yàn)中還應(yīng)考慮臺架對發(fā)動機(jī)的影響[1-2]。飛輪殼安裝在發(fā)動機(jī)與變速箱之間，起到連接機(jī)體、防護(hù)和載體的作用。飛輪殼的可靠性關(guān)系到發(fā)動機(jī)的正常運(yùn)轉(zhuǎn)，出現(xiàn)故障時不僅影響發(fā)動機(jī)工作，嚴(yán)重時甚至導(dǎo)致發(fā)動機(jī)損壞。

工程中大多數(shù)斷裂問題往往是各種因素綜合導(dǎo)致的疲勞斷裂，本文中針對某柴油機(jī)飛輪殼在臺架耐久試驗(yàn)中出現(xiàn)的斷裂故障，運(yùn)用子模型法對飛輪殼模型進(jìn)行高周疲勞分析，分析該飛輪殼臺架試驗(yàn)故障的原因，考察臺架結(jié)構(gòu)對飛輪殼的影響，提出結(jié)構(gòu)優(yōu)化措施，并通過仿真和試驗(yàn)進(jìn)行驗(yàn)證。

1高周疲勞強(qiáng)度分析

1.1分析模型建立

某柴油機(jī)在臺架試驗(yàn)中頻繁出現(xiàn)飛輪殼搭子斷裂故障，斷裂部位如圖1所示。經(jīng)初步分析，斷裂原因可能是臺架排氣管路慣性力和飛輪殼搭子部位疲勞強(qiáng)度較低[3-4]，綜合考慮飛輪殼與其他部件的連接關(guān)系，分別建立有、無臺架排氣管路的計算模型，模型中需考慮臺架排氣管路、管路支撐、排氣尾管、渦輪增壓器、排氣管、齒輪室質(zhì)量和連接剛度等影響，對非關(guān)注區(qū)域簡化建模，細(xì)化飛輪殼搭子周圍網(wǎng)格尺寸，有、無臺架排氣管路的飛輪殼有限元計算模型如圖2所示。

飛輪殼搭子部位通過螺栓與排氣尾管支架相連，飛輪殼與各相連部件之間定義正確的接觸關(guān)系，并通過螺栓施加合適的預(yù)緊力，約束飛輪殼、齒輪室、機(jī)體截面以及臺架排氣管路支撐的6個方向自由度。渦輪增壓器質(zhì)量為13.9 kg，各部件材料如表1所示。

1.2靜力學(xué)分析

靜力學(xué)分析是進(jìn)行疲勞分析的基礎(chǔ)，通過靜力學(xué)分析確定疲勞分析所需要的變應(yīng)力狀態(tài)，同時通過靜力學(xué)結(jié)果對斷裂原因進(jìn)行初步判斷[5-7]。靜力學(xué)分析中考慮螺栓預(yù)緊力、加速度沖擊載荷。螺栓預(yù)緊力為允許的最大預(yù)緊力，加速度沖擊工況采用極端工況下的15g（g為自由落體加速度）加速度沖擊載荷，具體載荷步如表2所示，其中由自由端指向飛輪端為x正方向，豎直向上為z正方向，y方向根據(jù)右手定則確定。

飛輪殼材料為ZL111，以Mises等效應(yīng)力和材料屈服強(qiáng)度為評價準(zhǔn)則對結(jié)果進(jìn)行評價，極端工況即z-加速度工況下的靜力學(xué)分析結(jié)果如圖3所示。

由圖3可知：飛輪殼斷裂部位為上部的搭子，無排氣管路時飛輪殼上部搭子部分最大等效應(yīng)力為146 MPa，有排氣管路時該部位最大等效應(yīng)力為155 MPa，下部搭子倒角過渡處的疲勞強(qiáng)度滿足要求。根據(jù)等效應(yīng)力無法判斷排氣管路是否對斷裂部分產(chǎn)生明顯的強(qiáng)度削弱，但在下部搭子倒角過渡處出現(xiàn)材料屈服，且在有排氣管路的情況下屈服范圍進(jìn)一步增大，實(shí)際情況下應(yīng)注意該部分的強(qiáng)度。

根據(jù)靜力學(xué)分析無法得到飛輪殼搭子斷裂原因，需基于靜力學(xué)分析結(jié)果進(jìn)行高周疲勞計算。

1.3疲勞強(qiáng)度分析

通過FEMFAT軟件對飛輪殼進(jìn)行高周疲勞強(qiáng)度分析，選用靜力學(xué)分析中的6個加速度沖擊工況作為疲勞分析的應(yīng)力狀態(tài)，并設(shè)置相應(yīng)的疲勞強(qiáng)度計算參數(shù)[8-10]。疲勞強(qiáng)度計算主要考慮應(yīng)力梯度、平均應(yīng)力、統(tǒng)計影響、修正海格圖等因素，同時設(shè)置分散帶為1.35，存活率為99.99%[11-14]。

不考慮螺紋孔處的影響，有、無排氣管路2種方案的飛輪殼疲勞安全系數(shù)計算結(jié)果如圖4所示。由圖4可知：有、無排氣管路飛輪殼的最小疲勞安全系數(shù)的位置均為上部搭子斷裂部位，沒有排氣管路的飛輪殼的最小疲勞安全系數(shù)為1.42，有排氣管路飛輪殼的最小疲勞安全系數(shù)為1.36，疲勞強(qiáng)度沒有明顯差別，且都滿足基本疲勞安全系數(shù)大于1.1的要求。說明該部位搭子不是從外向內(nèi)斷裂，很大可能是從內(nèi)部螺紋連接根部位置開始斷裂，逐漸擴(kuò)展到整個搭子，應(yīng)對螺紋連接部位建立更加精確的模型進(jìn)行分析。此外，與靜力學(xué)分析結(jié)果類似，2種方案在下部搭子部位疲勞強(qiáng)度差別明顯，帶有排氣管路的飛輪殼在搭子根部疲勞強(qiáng)度明顯偏低，實(shí)際中應(yīng)格外注意。

2子模型法疲勞強(qiáng)度分析

由于搭子根部位置和螺栓連接根部位置基本平齊，飛輪殼搭子斷裂可能為螺紋根部產(chǎn)生疲勞裂紋進(jìn)而擴(kuò)展到整個搭子后導(dǎo)致的。為確定螺紋連接處的疲勞強(qiáng)度，對螺紋周圍連接的模型進(jìn)行精細(xì)建模，考慮到實(shí)際計算資源及計算效率，運(yùn)用子模型法進(jìn)行計算。

子模型法允許對模型關(guān)注區(qū)域進(jìn)行精細(xì)建模，該區(qū)域的網(wǎng)格可以劃分得很細(xì)，整體模型可以采用較粗的網(wǎng)格，并通過整體模型對子模型提供邊界，減少大量分析成本的同時又能保證計算精度[15-18]。在螺紋根部連接位置采用更密的網(wǎng)格分布以精確模擬根部的疲勞特性，螺紋連接部分建立的子模型如圖5所示。

通過子模型法及邊界對螺栓連接部分子模型進(jìn)行疲勞強(qiáng)度計算，有、無排氣管路的螺栓連接部分子模型疲勞安全系數(shù)結(jié)果如圖6、7所示。由圖6、7可知：2種方案的螺栓連接根部疲勞強(qiáng)度差別較大，無排氣管路方案的螺栓連接根部的疲勞安全系數(shù)為115，有排氣管路下的疲勞安全系數(shù)為0.89，不滿足疲勞安全系數(shù)大于1.1的工程需求。這是因?yàn)榕_架排氣管路對飛輪殼搭子螺栓連接根部的疲勞強(qiáng)度影響較大，且該部位和實(shí)際斷裂位置基本平齊，基本可以確定臺架飛輪殼搭子的斷裂為排氣管路影響下從螺栓連接根部產(chǎn)生初始裂紋后逐步擴(kuò)展到搭子根部所致。

綜合以上分析，可知導(dǎo)致飛輪殼搭子斷裂的原因?yàn)椋?） 螺栓長度較小，螺栓連接根部基本與搭子根部平齊；2） 臺架排氣管路支撐剛度較低，排氣管路對搭子的動力學(xué)作用較大；3） 無排氣管路情況下，雖然螺栓連接根部疲勞安全系數(shù)相對有排氣管路情況下較高，但是安全余量不大，仍存在疲勞斷裂的可能。

3改進(jìn)方案與驗(yàn)證

3.1改進(jìn)方案

針對飛輪殼搭子斷裂原因，結(jié)合實(shí)際臺架安裝及整機(jī)布置情況，提出改進(jìn)方案：1）將該部位螺栓的旋合長度由10 mm增加到16 mm；2） 改進(jìn)上、下2個搭子之間的結(jié)構(gòu)，使中間部分結(jié)構(gòu)與搭子表面平齊。改進(jìn)前、后結(jié)構(gòu)對比如圖8所示。

3.2仿真及試驗(yàn)驗(yàn)證

在臺架裝配方案下對改進(jìn)后的飛輪殼進(jìn)行仿真驗(yàn)證，飛輪殼搭子外部及螺栓連接部分子模型內(nèi)部的疲勞安全系數(shù)結(jié)果如圖9、10所示。由圖9、10可知：螺紋連接根部的疲勞安全系數(shù)為1.34，比原方案有了顯著提升，且改進(jìn)后下部搭子根部的疲勞安全系數(shù)也有較顯著的提升。

在試驗(yàn)臺架上對改進(jìn)后的飛輪殼進(jìn)行耐久試驗(yàn)，未出現(xiàn)搭子斷裂故障，改進(jìn)方案有效。

4結(jié)論

在考慮各部分結(jié)構(gòu)對飛輪殼強(qiáng)度影響的前提下，基于子模型法對飛輪殼強(qiáng)度進(jìn)行分析，分析了飛輪殼失效原因，提出了相應(yīng)的優(yōu)化措施，并進(jìn)行了仿真和試驗(yàn)驗(yàn)證。

1）試驗(yàn)臺架對發(fā)動機(jī)狀態(tài)有較大影響，在進(jìn)行試驗(yàn)時應(yīng)充分考慮臺架各部件對發(fā)動機(jī)的影響并加以防控。

2）螺栓連接根部疲勞強(qiáng)度較低，形成初始裂紋后導(dǎo)致進(jìn)一步的疲勞破壞，設(shè)計時應(yīng)選擇合適的螺栓規(guī)格，并避開其它薄弱位置。

3）通過仿真與試驗(yàn)驗(yàn)證，增加螺栓旋合長度，改進(jìn)搭子結(jié)構(gòu)，使上、下搭子中間部分結(jié)構(gòu)與搭子表面平齊可以解決臺架試驗(yàn)過程中飛輪殼搭子斷裂故障；子模型法可為解決其它類似的故障問題提供借鑒和參考。

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