柴油机飞轮壳子模型法强度分析与结构改进

宫继儒 李德华 曲文静 刘宽 高坤

摘要：为解决柴油机台架耐久试验过程中飞轮壳频繁断裂故障，建立有、无台架排气管路的飞轮壳计算模型，对飞轮壳进行静力学分析和高周疲劳强度分析；基于子模型法分析各部分结构对飞轮壳强度影响，根据分析结果对飞轮壳结构进行优化。结果表明：试验台架对发动机状态有较大影响，在进行试验时应充分考虑台架各部件对发动机的影响并加以防控；螺栓连接的根部疲劳强度较低，易形成初始裂纹，进一步导致疲劳破坏；增加飞轮壳连接螺栓的旋合长度、改进搭子中间结构后，飞轮壳断裂故障得到解决。

关键词：飞轮壳；子模型法；疲劳强度分析；静力学分析

中图分类号： TK421文献标志码：A文章编号：1673-6397（2023）01-0031-06

引用格式：宫继儒，李德华，曲文静，等.柴油机飞轮壳子模型法强度分析与结构改进［J］.内燃机与动力装置，2023，40（1）：31-36.

GONG Jiru， LI Dehua， QU Wenjing，et al. Strength analysis of the flywheel housing of a diesel engine based on submodel method and the structure improvement［J］.Internal Combustion Engine & Powerplant， 2023，40（1）：31-36.

0引言

可靠性是发动机开发过程中需要首要解决的重点问题之一，影响发动机可靠性问题的因素很多，包括材料、加工工艺、工况等，在台架试验中还应考虑台架对发动机的影响[1-2]。飞轮壳安装在发动机与变速箱之间，起到连接机体、防护和载体的作用。飞轮壳的可靠性关系到发动机的正常运转，出现故障时不仅影响发动机工作，严重时甚至导致发动机损坏。

工程中大多数断裂问题往往是各种因素综合导致的疲劳断裂，本文中针对某柴油机飞轮壳在台架耐久试验中出现的断裂故障，运用子模型法对飞轮壳模型进行高周疲劳分析，分析该飞轮壳台架试验故障的原因，考察台架结构对飞轮壳的影响，提出结构优化措施，并通过仿真和试验进行验证。

1高周疲劳强度分析

1.1分析模型建立

某柴油机在台架试验中频繁出现飞轮壳搭子断裂故障，断裂部位如图1所示。经初步分析，断裂原因可能是台架排气管路惯性力和飞轮壳搭子部位疲劳强度较低[3-4]，综合考虑飞轮壳与其他部件的连接关系，分别建立有、无台架排气管路的计算模型，模型中需考虑台架排气管路、管路支撑、排气尾管、涡轮增压器、排气管、齿轮室质量和连接刚度等影响，对非关注区域简化建模，细化飞轮壳搭子周围网格尺寸，有、无台架排气管路的飞轮壳有限元计算模型如图2所示。

飞轮壳搭子部位通过螺栓与排气尾管支架相连，飞轮壳与各相连部件之间定义正确的接触关系，并通过螺栓施加合适的预紧力，约束飞轮壳、齿轮室、机体截面以及台架排气管路支撑的6个方向自由度。涡轮增压器质量为13.9 kg，各部件材料如表1所示。

1.2静力学分析

静力学分析是进行疲劳分析的基础，通过静力学分析确定疲劳分析所需要的变应力状态，同时通过静力学结果对断裂原因进行初步判断[5-7]。静力学分析中考虑螺栓预紧力、加速度冲击载荷。螺栓预紧力为允许的最大预紧力，加速度冲击工况采用极端工况下的15g（g为自由落体加速度）加速度冲击载荷，具体载荷步如表2所示，其中由自由端指向飞轮端为x正方向，竖直向上为z正方向，y方向根据右手定则确定。

飞轮壳材料为ZL111，以Mises等效应力和材料屈服强度为评价准则对结果进行评价，极端工况即z-加速度工况下的静力学分析结果如图3所示。

由图3可知：飞轮壳断裂部位为上部的搭子，无排气管路时飞轮壳上部搭子部分最大等效应力为146 MPa，有排气管路时该部位最大等效应力为155 MPa，下部搭子倒角过渡处的疲劳强度满足要求。根据等效应力无法判断排气管路是否对断裂部分产生明显的强度削弱，但在下部搭子倒角过渡处出现材料屈服，且在有排气管路的情况下屈服范围进一步增大，实际情况下应注意该部分的强度。

根据静力学分析无法得到飞轮壳搭子断裂原因，需基于静力学分析结果进行高周疲勞计算。

1.3疲劳强度分析

通过FEMFAT软件对飞轮壳进行高周疲劳强度分析，选用静力学分析中的6个加速度冲击工况作为疲劳分析的应力状态，并设置相应的疲劳强度计算参数[8-10]。疲劳强度计算主要考虑应力梯度、平均应力、统计影响、修正海格图等因素，同时设置分散带为1.35，存活率为99.99%[11-14]。

不考虑螺纹孔处的影响，有、无排气管路2种方案的飞轮壳疲劳安全系数计算结果如图4所示。由图4可知：有、无排气管路飞轮壳的最小疲劳安全系数的位置均为上部搭子断裂部位，没有排气管路的飞轮壳的最小疲劳安全系数为1.42，有排气管路飞轮壳的最小疲劳安全系数为1.36，疲劳强度没有明显差别，且都满足基本疲劳安全系数大于1.1的要求。说明该部位搭子不是从外向内断裂，很大可能是从内部螺纹连接根部位置开始断裂，逐渐扩展到整个搭子，应对螺纹连接部位建立更加精确的模型进行分析。此外，与静力学分析结果类似，2种方案在下部搭子部位疲劳强度差别明显，带有排气管路的飞轮壳在搭子根部疲劳强度明显偏低，实际中应格外注意。

2子模型法疲劳强度分析

由于搭子根部位置和螺栓连接根部位置基本平齐，飞轮壳搭子断裂可能为螺纹根部产生疲劳裂纹进而扩展到整个搭子后导致的。为确定螺纹连接处的疲劳强度，对螺纹周围连接的模型进行精细建模，考虑到实际计算资源及计算效率，运用子模型法进行计算。

子模型法允许对模型关注区域进行精细建模，该区域的网格可以划分得很细，整体模型可以采用较粗的网格，并通过整体模型对子模型提供边界，减少大量分析成本的同时又能保证计算精度[15-18]。在螺纹根部连接位置采用更密的网格分布以精确模拟根部的疲劳特性，螺纹连接部分建立的子模型如图5所示。

通过子模型法及边界对螺栓连接部分子模型进行疲劳强度计算，有、无排气管路的螺栓连接部分子模型疲劳安全系数结果如图6、7所示。由图6、7可知：2种方案的螺栓连接根部疲劳强度差别较大，无排气管路方案的螺栓连接根部的疲劳安全系数为115，有排气管路下的疲劳安全系数为0.89，不满足疲劳安全系数大于1.1的工程需求。这是因为台架排气管路对飞轮壳搭子螺栓连接根部的疲劳强度影响较大，且该部位和实际断裂位置基本平齐，基本可以确定台架飞轮壳搭子的断裂为排气管路影响下从螺栓连接根部产生初始裂纹后逐步扩展到搭子根部所致。

综合以上分析，可知导致飞轮壳搭子断裂的原因为：1） 螺栓长度较小，螺栓连接根部基本与搭子根部平齐；2） 台架排气管路支撑刚度较低，排气管路对搭子的动力学作用较大；3） 无排气管路情况下，虽然螺栓连接根部疲劳安全系数相对有排气管路情况下较高，但是安全余量不大，仍存在疲劳断裂的可能。

3改进方案与验证

3.1改进方案

针对飞轮壳搭子断裂原因，结合实际台架安装及整机布置情况，提出改进方案：1）将该部位螺栓的旋合长度由10 mm增加到16 mm；2） 改进上、下2个搭子之间的结构，使中间部分结构与搭子表面平齐。改进前、后结构对比如图8所示。

3.2仿真及试验验证

在台架装配方案下对改进后的飞轮壳进行仿真验证，飞轮壳搭子外部及螺栓连接部分子模型内部的疲劳安全系数结果如图9、10所示。由图9、10可知：螺纹连接根部的疲劳安全系数为1.34，比原方案有了显著提升，且改进后下部搭子根部的疲劳安全系数也有较显著的提升。

在试验台架上对改进后的飞轮壳进行耐久试验，未出现搭子断裂故障，改进方案有效。

4结论

在考虑各部分结构对飞轮壳强度影响的前提下，基于子模型法对飞轮壳强度进行分析，分析了飞轮壳失效原因，提出了相应的优化措施，并进行了仿真和试验验证。

1）试验台架对发动机状态有较大影响，在进行试验时应充分考虑台架各部件对发动机的影响并加以防控。

2）螺栓连接根部疲劳强度较低，形成初始裂纹后导致进一步的疲劳破坏，设计时应选择合适的螺栓规格，并避开其它薄弱位置。

3）通过仿真与试验验证，增加螺栓旋合长度，改进搭子结构，使上、下搭子中间部分结构与搭子表面平齐可以解决台架试验过程中飞轮壳搭子断裂故障；子模型法可为解决其它类似的故障问题提供借鉴和参考。

参考文献：

[1]马培根.柴油机清洁度与可靠性问题浅析[J].机械研究与应用，2008（5）：9-12.

[2]胡金寿.论柴油机的可靠性增长[J].柴油机设计与制造，2002（2）：51-54.

[3]郝大亮，高志彬，陈守佳，等.某工程车发动机支架开裂问题研究与改进[J].常熟理工学院学报，2021，35（2）：24-26.

[4]陈诚.运用有限元分析汽车发动机支架疲劳试验[J].现代零部件，2010（8）：34-37.

[5]任杰锶.某轻卡变速箱的静力学仿真分析[J].汽车实用技术，2021，46（15）：108-112.

[6]DERUCHER K， PUTCHA C， KIM U，et al. Static analysis of determinate and indeterminate structures[M].Boca Raton，USA：CRC Press，2021.

[7]魏文涛，周盼.中型自卸车主车架设计与静力学分析[J].农业装备与车辆工程，2021，59（6）：130-134.

[8]LIANG Y J，DVILA C G，IARVE E V. A reducedinput cohesive zone model with regularized extended finite element method for fatigue analysis of laminated composites in Abaqus[J].Composite Structures，2021，275：114494.

[9]BRANCO R，PRATES P A，COSTA J D，et al. Notch fatigue analysis and crack initiation life estimation of maraging steel fabricated by laser beam powder bed fusion under multiaxial loading[J].International Journal of Fatigue，2021，153：106468.

[10]RUIZ M A D，PERRUSQUIA N L，CARMONA P C，et al.Fatigue analysis of AISI 8620 carburized steels using SEM[J]. Microscopy and Microanalysis，2021，27（S1）：2380-2382.

[11]ZHENG J C，ZHANG P W，ZHANG D H，et al. A multiscale submodel method for fatigue analysis of braided composite structures[J].Materials （Basel， Switzerland），2021，14（15）：4190.

[12]詹立力，張鹏，柳亮.牵引环疲劳断裂问题分析[J].汽车科技，2021（4）：54-57.

[13]刘尧，梁海波，刘成虎，等.基于FEMFAT的某牵引车车架台架疲劳分析[J].时代汽车，2021（3）：126-127.

[14]刘俊杰，高建红，刘伦伦，等.基于Femfat软件的风扇连接盘结构可靠性分析[J].柴油机设计与制造，2020，26（2）：15-17.

[15]李大涛，李燕，吕彭民.基于子模型法的钢锚箱结构强度分析[J].中外公路，2022，42（6）：105-108.

[16]范晨阳，夏昊，肖浩.基于有限元子模型法的架桥机主梁螺栓强度分析[J].起重运输机械，2021（3）：37-43.

[17]LIU J H，LIU Y B，LIU L，et al.Submodeling method to study the residual stress of TBCs near the interfacial asperity on a vane[J].Engineering Failure Analysis，2021，122：105220.

[18]SUN L F，CHEN Z L，LI J C，et al.Weld strength analysis of Tjoint segments of the metro crossing passage by the shield method based submodel[J].Materials Science Forum，2019，971：27-35.