柴油機飛輪殼子模型法強度分析與結(jié)構(gòu)改進

宮繼儒 李德華 曲文靜 劉寬 高坤

摘要：為解決柴油機臺架耐久試驗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，對飛輪殼進行靜力學分析和高周疲勞強度分析；基于子模型法分析各部分結(jié)構(gòu)對飛輪殼強度影響，根據(jù)分析結(jié)果對飛輪殼結(jié)構(gòu)進行優(yōu)化。結(jié)果表明：試驗臺架對發(fā)動機狀態(tài)有較大影響，在進行試驗時應(yīng)充分考慮臺架各部件對發(fā)動機的影響并加以防控；螺栓連接的根部疲勞強度較低，易形成初始裂紋，進一步導致疲勞破壞；增加飛輪殼連接螺栓的旋合長度、改進搭子中間結(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；疲勞強度分析；靜力學分析

中圖分類號： TK421文獻標志碼：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.柴油機飛輪殼子模型法強度分析與結(jié)構(gòu)改進［J］.內(nèi)燃機與動力裝置，2023，40（1）：31-36.

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0引言

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

工程中大多數(shù)斷裂問題往往是各種因素綜合導致的疲勞斷裂，本文中針對某柴油機飛輪殼在臺架耐久試驗中出現(xiàn)的斷裂故障，運用子模型法對飛輪殼模型進行高周疲勞分析，分析該飛輪殼臺架試驗故障的原因，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，并通過仿真和試驗進行驗證。

1高周疲勞強度分析

1.1分析模型建立

某柴油機在臺架試驗中頻繁出現(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靜力學分析

靜力學分析是進行疲勞分析的基礎(chǔ)，通過靜力學分析確定疲勞分析所需要的變應(yīng)力狀態(tài)，同時通過靜力學結(jié)果對斷裂原因進行初步判斷[5-7]。靜力學分析中考慮螺栓預(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)力和材料屈服強度為評價準則對結(jié)果進行評價，極端工況即z-加速度工況下的靜力學分析結(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一步增大，實際情況下應(yīng)注意該部分的強度。

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

1.3疲勞強度分析

通過FEMFAT軟件對飛輪殼進行高周疲勞強度分析，選用靜力學分析中的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)的疲勞強度計算參數(shù)[8-10]。疲勞強度計算主要考慮應(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行分析。此外，與靜力學分析結(jié)果類似，2種方案在下部搭子部位疲勞強度差別明顯，帶有排氣管路的飛輪殼在搭子根部疲勞強度明顯偏低，實際中應(yīng)格外注意。

2子模型法疲勞強度分析

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)生疲勞裂紋進而擴展到整個搭子后導致的。為確定螺紋連接處的疲勞強度，對螺紋周圍連接的模型進行精細建模，考慮到實際計算資源及計算效率，運用子模型法進行計算。

子模型法允許對模型關(guān)注區(qū)域進行精細建模，該區(qū)域的網(wǎng)格可以劃分得很細，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行疲勞強度計算，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。這是因為臺架排氣管路對飛輪殼搭子螺栓連接根部的疲勞強度影響較大，且該部位和實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展到搭子根部所致。

綜合以上分析，可知導致飛輪殼搭子斷裂的原因為：1） 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改進方案與驗證

3.1改進方案

針對飛輪殼搭子斷裂原因，結(jié)合實際臺架安裝及整機布置情況，提出改進方案：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。改進前、后結(jié)構(gòu)對比如圖8所示。

3.2仿真及試驗驗證

在臺架裝配方案下對改進后的飛輪殼進行仿真驗證，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。

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

4結(jié)論

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

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

2）螺栓連接根部疲勞強度較低，形成初始裂紋后導致進一步的疲勞破壞，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）通過仿真與試驗驗證，增加螺栓旋合長度，改進搭子結(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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