动力总成飞轮壳疲劳强度分析

第第页摘要发动机动力总成中飞轮壳断裂问题日益凸显出来而引发人们越来越多的关注，现发现某型号四缸四冲程柴油机上市后一段时间后飞轮壳出现断裂情况，对其进行改进后需要知道其是否已经符合标准且适应市场需求，现有必要对其进行疲劳强度分析。但飞轮壳运行工况和工作环境比较复杂，实际情况的边界条件难以确定，造成仿真分析的精度难以保证，所以本文主要的研究内容包含对飞轮壳进行边界条件的确定，从而以此为基础进行抗拉强度分析和疲劳强度分析，即分别对飞轮壳螺栓施加螺栓预紧力、向X+、X-方向的振动，向Y+、Y-方向的振动、向Z+、Z-方向的振动这七个工况的应力分布云图计算分析和疲劳安全系数的计算和分析。飞轮壳出现断裂时不仅仅影响发动机正常工作，甚至会出现发动机损坏的问题，所以飞轮壳疲劳强度分析不管是对发动机的寿命还是驾驶员的安全来说，都显得尤为重要。关键词：发动机，飞轮壳，疲劳强度。AbstractMoreandmoreattentionhasbeenpaidtotheproblemofflywheelshellfractureinenginepowertrain.Ithasbeenfoundthattheflywheelshellofacertainmodeloffour-cylinderfour-strokedieselenginecrackedafteraperiodoftimesinceitcameintomarket.Itneedstobeimprovedtoseeifitmeetsthestandardsandmarketrequirements.Itisnecessarytoanalyzethefatiguestrengthofthestructure.Buttheoperatingconditionandworkingenvironmentoftheflywheelshellarecomplicated.TheboundaryconditionsoftheactualsituationaredifficulttodetermineItisdifficulttoensuretheaccuracyofsimulationanalysis'sthemaincontentofthispaperincludesthedeterminationofflywheelshellboundaryconditions.Basedonthis,tensilestrengthanalysisandfatiguestrengthanalysisarecarriedout.Thestressdistributionandfatiguesafetyfactoroftheflywheelshellboltundersevenworkingconditionsarecalculatedandanalyzed,suchaspre-tighteningforce,X+,X+,Y+,Z+,Z+.Fatiguestrengthanalysisofflywheelshellisveryimportantnotonlyforthelifeofenginebutalsoforthesafetyofdriver.Keywords:engine,flywheelhousing,fatiguestrength目录TOC\t"一级标题,1,二级标题,2,三级标题,3"\h6875摘要 129991第一章绪论 512431.1研究背景及意义 5190451.2.国内外研究现状 6272742.2振动疲劳研究现状 930071.3.本文主要研究设计 10264691.3.1.本文主研究内容 1025781.3.2.研究方案 1026338第二章有限元模型前处理 1343162.1.概述 13258202.2.模型的组成及建立 13311062.3.模型前处理设置 16139092.4本章小结 2518810第三章应力计算结果分析 26177593.1.概述 26151403.2.关于不同工况下的位移形变 26166793.3.飞轮壳应力计算结果 28199953.4本章小结 332933第4章疲劳强度分析 3490174.1.概述 34141154.2参数的设定 34188654.2.1.材料Haigh图 34182654.2.2.材料S-N曲线图 3535484.2.3.材料属性卡片创造 3675654.3.疲劳安全系数 3781254.4本章小结 3913461第五章总结与展望 40220805.1.总结 40310635.2.展望 40第一章绪论1.1研究背景及意义动力总成中的飞轮壳是执行离合器功能的重要部件，其作用是调整发动机输出扭矩的峰值，让传动装置得以平稳接受和传递动力。然而，在长期高速运转过程中，飞轮壳的疲劳强度容易出现问题，这会严重影响发动机的性能和使用寿命，甚至可能导致车辆意外事故。因此，对飞轮壳的疲劳强度进行分析和优化是非常重要的。在传统的分析方法中，通常采用经验工程公式和试验等方法来对飞轮壳的疲劳强度进行分析，但是这种方法在适用性和准确性方面受到很大的限制，不能真实地反映飞轮壳的真实疲劳强度情况。近年来，随着计算机技术的不断发展，有限元分析等计算机模拟方法逐渐成为了研究人员关注的焦点。通过有限元分析，可以更真实地模拟飞轮壳在实际工作过程中的受力情况，从而充分考虑各种因素对疲劳寿命的影响。随着我国经济建设的高度发展，机械设备的需求量也在逐年增加，机械设备显然已经成为了我们生活中不可或缺的一部分。在我们的日常生活中，最典型的代表就是汽车，现代汽车的普及率已经达到了一个很高的数值，因此对汽车零部件的疲劳强度分析显得尤为重要，而设备零件失效问题日益凸显出来，其中飞轮壳的疲劳强度就是一个典型性的问题。对飞轮壳的疲劳强度分析，就要引入一个问题,振动问题的引入，机械振动是物体以某一位置为中心所作的往复运动[1],而飞轮壳的振动影响量显然就是汽车行驶时发动机的振动，这种情况属于是机械系统的共振，这些振动会对飞轮壳产生不同程度的破坏，直接的影响到飞轮壳的寿命，所以说，飞轮壳的疲劳强度分析大多数都是与振动有关的。发动机飞轮壳是汽车发动机、离合器、变速箱连接的过渡性零件，即动力总成系统的过渡性零件，所以共振而产生的交变载荷总会使飞轮壳产生断裂。主要工况就是飞轮壳上有缸体悬置点和起动机的安装连接点，而汽车在行驶过程中，气缸内气体的燃烧和气缸连续不断的做工产生的作用力和不平衡惯性力对飞轮壳产生的冲击和刺激，此外还有汽车行驶换挡过程的冲击力和行驶过程中路面随机载荷的飞轮壳产生的影响[2-4]。总的来说，动力总成的共振需要飞轮壳进行过渡传递到车架，而路面的随机激励也通过飞轮壳传递到动力总成上。汽车在行驶过程中，飞轮壳就要受到这两种情况的影响，所以飞轮壳表面会出现过早的断裂，这不仅影响到了汽车其他零部件的稳定性，更给汽车造成了安全隐患，因此动力总成飞轮壳疲劳强度分析的研究背景在于提高飞轮壳的疲劳强度和耐久性，减少发动机故障和车辆事故的发生率。同时，本研究也可以为后续的疲劳强度预测、优化设计等提供理论基础和参考依据，对于推动汽车工业的科技进步和提高汽车的品质和安全性具有重要意义。1.2.国内外研究现状1961年Ford汽车公司的BollingerRH提出了几点建议来减小动力总成弯曲振动对壳体的影响[5]：将壳体的制造工艺由铸造改为锻造；取消壳体与变速箱之间的连接，使它们成一个整体；动力总成悬置位置的优化，以及吸振器的选用等。1981年工程师TapacobAR根据试验的实际情况，研究了动力总成弯曲振动与壳体开裂之间的关系，得出的结论是动力总成的弯曲振动是壳体开裂的唯一原因，弯曲振动的主要激振力是发动机曲轴高速转动时不平衡质量引起的离心惯性力[6]。而对于近些年来国外高校的飞轮壳研究具有以下几个例子以下是飞轮壳疲劳强度分析国外研究现状的一些例子：日本东京大学的研究人员开展了对超高速飞轮壳的疲劳性能研究。他们开发了一种适用于复杂应变情况的疲劳分析方法，包括多理论和多尺度方法，提高了疲劳分析的精度。该研究为提高飞轮系统的可靠性和安全性提供了理论依据。德国慕尼黑工业大学的研究人员开发了一种新型的螺旋腓型钢飞轮壳，该壳在疲劳寿命方面具有优越的性能。他们通过使用复合材料来减轻壳体重量，以提高其耐久性和可靠性，并采用多种实验室试验方法来验证其性能。美国麻省理工学院的研究人员开发了一种新型的飞轮壳材料，称作高熔点高强度钛合金。该材料具有较高的熔点和强度，还具有良好的疲劳性能，能够在高温和高速环境下使用。他们使用有限元分析方法进行了疲劳强度分析，并验证了该材料的高性能。加拿大渥太华大学的研究人员开展了对飞轮壳疲劳寿命的仿真研究。他们使用了有限元分析方法来模拟壳体和底部钉片的应力分布，进而计算出壳体的疲劳寿命。他们研究发现，飞轮壳的设计和材料选择对疲劳寿命有着重要的影响。综上，国外研究者们通过采用不同的研究方法和技术，对飞轮壳的疲劳强度进行了深入研究。这些研究为提高飞轮壳的疲劳寿命、降低故障率和提高发动机的可靠性提供了理论和实验基础，并且对于推动汽车工业的技术进步和优化设计具有重要意义。上世纪80年代以来，随着我国轿车在国内的大规模普及，特别是在20世纪90年代后，随着汽车工业的迅速发展，与轿车配套的零部件如飞轮壳体等，也在国内得到了广泛应用，这些零部件在运行过程中由于质量问题、安装问题或使用环境等因素的影响，导致其发生开裂，这一问题已成为国内工程技术人员普遍关心的问题。冯振东教授通过对壳体裂纹产生的原因进行了分析，并给出了相应的解决方案。他从两个方面对壳体裂纹产生的原因进行了分析：首先，在一定速度下，传动系统的固有频率与引擎的某个频率之间产生了一种弯曲共振，而这种共振又会导致壳体裂纹的产生。冯振东和邬惠乐[7]在对数据进行分析时采用了谱分析的方法，对不同形式的减振措施效果进行了研究。吕振华[8]采用试验方法，对车辆动力组件的弯曲振动进行了研究，并从改变联结和支撑刚度、改变激励方式等方面对其进行了分析，这对于降低车辆动力组件的振动具有重要的现实意义。1994年隋军[9]对传动系统各部分进行了分析，并对其进行了理论分析，得出了传动系统的自振频率及模态。经过研究，发现导致飞轮壳损坏的最主要的原因是动力总成的弯曲振动。通过大量的实验分析，也已经对这种模拟方法的可行性进行了验证，这种方法可以快速、高效的解决动力传动系弯曲振动的问题。张建文[10]做了动力传动系的试验模态分析，根据试验结果也得出了和隋军一样的结论。高云凯[11]通过建立有限元模型的方法，计算了某型客车动力总成弯曲振动的固有频率和振型，分析了它对壳体结构参数的影响，为壳体结构的改进提供了参考。21世纪以来，国内的飞轮壳体疲劳强度分析再上新的台阶，以下是国内飞轮壳疲劳强度分析研究现状的一些例子：某汽车制造公司的研究人员通过建立飞轮壳的三维有限元模型，并采用方法加以处理，利用多重网格技术进行求解。通过疲劳寿命的仿真分析，为飞轮壳的实际应用提供了重要的理论指导。某大学的研究人员对铝合金飞轮壳的疲劳试验进行了系统研究，分析了疲劳寿命与载荷历程、应力波形等因素之间的关系，并对铝合金飞轮壳的疲劳可靠性进行了评估。该研究为飞轮壳的材料选型和工艺调控提供了依据。某研究所的研究人员对自主研制的混动汽车发动机的铸钢飞轮壳进行了疲劳试验，获得了其疲劳寿命曲线并分析了其失效模式。该研究为提高铸钢飞轮壳的疲劳强度，进一步减轻汽车整车重量，提高燃油经济性，提供了实验数据和理论支持。某高等院校的研究人员通过改进传统的材料疲劳试验方法，依据飞轮壳受力情况，建立铝合金飞轮壳的疲劳寿命试验方法。该方法能够模拟飞轮壳在工作状态下的应力和应变，更准确地评估其疲劳寿命。近五年也有很多研究成果出炉，2017年，吴雪峰、徐萍[12]等人对飞轮壳的断裂问题进行了分析，并在此基础上，对飞轮壳进行了物理化学分析，并与其它主机厂家的上端约束相比较，得出了飞轮壳出现裂纹的主要原因是由于结构设计的强度不够，以及上端约束不够，因此，他们提出了在飞轮壳薄弱部位增设加强肋、上端约束的方法来改善这一缺陷。在2020年，王丽凤[13]在对飞轮壳进行了模态计算和分析之后，得出结论，并不是因为谐振而产生的裂缝，她以此为依据，展开了一次有限元分析，用7个步骤，对飞轮壳进行了应力分布、静力和疲劳安全系数的计算，并对飞轮壳中出现的问题进行了详细的分析，并给出了相应的改善方案。顾伟、李明[14]等人于2020年完成了柴油机飞轮壳体的轻量化优化设计，并进行了两种材料的静态强度比较计算及动态系统的模态计算。胡国权[15]于2021年通过控制单变量方法，研究了固溶改性与时效改性对飞轮壳体机械性能与显微结构的影响。杨铭、丁保安[16]等人于2022年针对一台轻型自卸汽车发动机在使用中经常发生的飞轮外壳裂纹问题，通过对飞轮外壳及离合器外壳的有限元建模，进行受力计算，通过对整车动力总成的噪声、振动及声振粗糙度进行测量及模态分析，对其失效机制进行了深入研究。对传动系统的柔体模态、变速箱与后桥的传动比进行了优化，并开展了模态与振动测试与实车测试。对飞轮壳体裂纹故障的有效改善。在2022年，陈员娥、施雷[17]等人利用ANSYS软件，完成了飞轮壳体的静态力学分析，明确了其受力位置及受力状态，并对其进行了再设计，使其在关键位置的受力得到了有效提高，并顺利地解决了其破裂的难题。综上，国内研究者对飞轮壳疲劳强度分析进行了多方位的深入研究，从建立模型到采用先进的分析方法，还通过材料测试和设计优化等方式寻求提高飞轮壳疲劳强度的手段，为提高飞轮壳的疲劳寿命和汽车性能提供了理论和技术支持。随着我们人类技术的发展，有限元分析的方法逐步的进入到汽车的研究之中，其优势在于可以快速的搭建物理模型，然后进行仿真计算，为系统后面的设计以及改进提供数据参考。但是此过程并不能单单的只用有限元方法，其必须尽量的与实际贴合，而动力总成的复杂工作环境并不能准确的测定实际的边界条件，好多数据必须经过一次次的实验而测出尽可能贴切实际的值，然后进一步进行有限元分析，所有有限元分析方法还是有误差存在的[18-19]。2.2.振动疲劳研究现状国内外在研究疲劳方面已经产生了大量新的研究方法和疲劳成果,1963年国外就有了关于超高周疲劳局部应力的详细分析[20]。但关于振动疲劳的研究较少，由于试验条件和设备等多方面因素的影响，振动疲劳试验的研究更少以至于无法验证理论结果。提到振动疲劳概念的文献中也没有对其给出一个确定的定义，以及它与静态疲劳的区别和界限[21-24]。基础振动的加载方式在振动疲劳试验中受到了广泛的应用，应用最多的是对悬臂梁进行的振动疲劳试验。肖寿庭等[25]利用电磁振动台的特点对多件典型小试件（悬臂梁）进行了振动疲劳试验，获得了LY12-CZ铝合金悬臂梁的S-N动态疲劳曲线；潘丽华和杨瑞成[26]以铝合金壳体结构为研究对象做了随机扫描振动试验，得到了适用于LY12-CZ的寿命修正因数；顾超林[27]采用激振器直接对加筋板进行了共振疲劳试验节约了试验成本。振动疲劳在国外一直都是一个非常重要的研究领域，目前已经有很多成果被取得。在美国，NASA（美国国家航空航天局）一直在进行振动疲劳方面的研究，他们主要关注的是如何通过模拟空气动力学环境对空间飞行器进行振动疲劳测试，以确保航天器在长时间飞行中的安全性能。在欧洲，德国的FraunhoferSCAI（FraunhoferScientificComputingandAppliedMathematicsInstitute）也是一个致力于研究振动疲劳的机构。他们的研究覆盖了从振动吸收器的设计到高速列车的振动控制。在亚洲，日本同样积极地开展着振动疲劳研究，并在该领域具有相当的经验。他们致力于开发高性能振动控制技术，以提高汽车、机器人和高速铁路等的运行效率和安全性能。总体来说，振动疲劳的研究在国外得到了极大的关注和支持，涉及的领域也非常广泛，从航空航天、汽车工业、机器人到高速铁路等等。在国内，振动疲劳也是一个非常重要的研究领域。许多科研机构和高校都在进行相关研究。比如，中国航空工业集团公司的公司级振动疲劳实验室、南京航空航天大学的振动疲劳实验室以及机械工程国家重点实验室等机构，都是国内振动疲劳研究的代表。此外，中国的汽车、航空航天、高铁等行业也纷纷开展了振动疲劳研究，以保证产品的安全性、可靠性和寿命。例如，长安汽车公司与第二炮兵工程学院合作开展了高频振动疲劳试验，中国高铁更是将振动控制技术作为了重要研究方向。与国际研究相比，国内振动疲劳研究还有着一定的差距，需要加大投入和创新，提高国内的振动疲劳研究能力。但是随着我国制造业的不断发展和技术的进步，相信在不久的将来，我国在振动疲劳领域的研究必将会取得更为显著的成果。1.3.本文主要研究设计1.3.1.本文主研究内容1.背景调查。2.有限元模型及边界条件。3.材料属性及疲劳分析参数。4.结果分析。5.总结及建议1.3.2.研究方案首先去了解一下发动机的装配过程，在学校涉及到的理论方面知识远远大于时间方面的知识，深入了解了发动机的装配过程后，去现场观察整个动力总成部分再整车上的安装，如图1.1，图1.2所示，尤为注意其固定方式，这会涉及到边界条件的设置。之后找到要进行分析的发动机整体模型，最好是动力总成部分全部包括，然后将模型导入到要用到的某软件，在此软件中进行模型得到网格划分，网格划分之前有一个重要部分就是几何面的清理，几何清理的好坏直接影响的后续2D网格划分的精度，同时也会直接影响到结果所以几何清理非常重要，网格划分先画出2D网格然后再进行2D网格各项标准的检查，符合标准直接生成3D网格。生成3D网格后进行动力总成各部分的属性和材料进行定义，材料属性定义完成后进行边界条件的输入，边界条件的输入要尽量的与汽车运行实际工况贴合，边界条件输入完成后建立接触，螺栓连接接触，螺栓与面接触等等，建立接触后建立应力面网格，然后找到螺栓预紧力集中点——三点确定一个圆心的方法，然后建立Set集方便施加重力加速度，接下来创建约束，创建预紧力的大小方向和整体的重力加速的大小方向，最后创立计算步骤和输出文件，建立完成后整个模型的前处理基本完成，直接导出计算即可。后处理为导出的模型进行数据信息排查，排查无误后进行计算，算出来的文件导入到某软件中去进行结果查看。记录后进行疲劳强度分析，分析完成后进行总结生成改进方案。然后进行论文部分的编写第一章为绪论，介绍关于飞轮壳疲劳强度分析的选题背景及依据，国内外疲劳分析的研究现状以及本文运用的主要方法和设计方案。第二章为建立有限元模型以及边界条件，有限元模型的建立是指通过对实际工程结构进行离化，将其分解为多个小单元，并通过单元刚度矩阵和组装矩阵的计算建立其数学模型。在有限元分析方法中，边界条件是指在建立数学模型时规定各单元的节点之间的位移、力、温度、电势等变量受到何种限制或作用。边界条件的多少和准确性直接影响到计算结果的准确性，因此，合理的边界条件设置对于有限元分析方法的应用至关重要。此章包含几何建模，网格划分，材料属性的设置，边界条件的设置。第三章为飞轮壳应力计算结果分析，通过应力分布云图查看的方式，分析飞轮壳受力情况是否满足其材料的屈服极限。第四章为飞轮壳的疲劳强度分析，通过计算飞轮壳疲劳安全系数的方式分析飞轮壳是否满足市场需求。第五章进行总结以及展。图1.1图1.2第二章有限元模型前处理2.1.概述有限元分析软件的核心是它的求解器模块，它常用来做静态和类似静态问题的分析，如静力学分析，稳态问题分析，热力耦合问题分析等问题，包括很多非结构问题。有限元分析求解方法是使复杂问题简单化，将其化简成多个简单问题进行求解的一种方法它先把模型看成由有限单元组成的连续域。先使单元求出近似的解，然后再进行进一步的推算来求出相对于整个模型来说更准确的解所以有限元分析法并不能得出绝对正确的解，但是如今的有限元分析方法能够得到的足够精确的解已经能够满足我们现在工程技术的需求。随着现在科学技术的发展，使得有限元方法高度集成化，求解遇到的强度问题也变得简单起来，所以其成为了现在工程技术开发既实用又不可或缺的一种方法。有限元分析模型的基本思路是将一个比较复杂的结构或工件分割成若干个较小的离散单元，将每一个单元视为一个简单的结构，从而能够根据单元来对结构的整体行为进行描述。在此基础上，提出了一种基于网格的网格划分方法，并将网格划分为若干节点。2.2.模型的组成及建立动力总成指的是车辆上产生动力，并将动力传递到路面的一系列零部件组件。广义上包括发动机，变速箱，驱动轴，差速器，离合器等等，但通常情况下，动力总成，一般仅指发动机，变速器，以及集成到变速器上面的其余零件，现基于此轻卡动力总成进行组件的建立各组件如下图所示。图2-1图2-2本文所研究某型号柴油机飞轮壳体模型如图2-1所示，飞轮壳体断裂影响因素少不了动力总成各个部分的影响，图2-2为与飞轮壳相连接的起动机，由图可见起动机由几个组件拼接而成，此目的是为了使该起动机的重心与实际上的起动机重心尽量一致。从数学上看，重心的概念比较简单，但对于该起动机而言，其实际的重心与所期望的重心之间可能会有较大差异，所以在设计时需要将这个差异进行微调，使得该起动机的重心与实际上的起动机重心尽量一致。这样才能让模型更准确地计算图2-3图2-4图2-3所示为飞轮壳固定时所用的固定螺栓，螺栓的型号用颜色区分开来，其中黄色为M10螺栓，棕色的为M12螺栓，M10螺栓是用来连接飞轮壳与离合器壳，飞轮壳与起动机，飞轮壳与飞轮壳支架的，而M12螺栓是用来连接飞轮壳与柴油机缸体的。而柴油机缸体如图2-4所示，此为四分之一缸体图，由于并不分析缸体，为了是模型更简单方便，剩下的部分用线性元件来显示。图2-5图2-6图2-5所示的为动力总成的变速箱，其组件的组成分为不同的颜色，目的与上文中起动机的建立一样，定义各个组件不同的密度，使其质心位置与实际分析的某轻卡变速箱的质心位置尽可能的相贴合。离合器壳如图2-6所示，它是直接与飞轮壳相连接的。而整个动力总成主要是基于以上零件模型为基础进行建立的，有限元模型如下图2-7所示。图2-72.3.模型前处理设置（1）对模型结构进行离散化，这个过程把复杂结构离散化，就是对模型进行网格划分，这样的话所建立的模型就转化成了有限元分析所需要的单元网格节点模型，实现了将复杂问题转化成多个简单问题来求解的第一步。而本文中主要的研究对象是飞轮壳，所以网格划分方面对于别的部分相对于飞轮壳来说响度粗糙，而飞轮壳网格的划分要精细化，其原因是繁琐的划分可能导致过高的模型精度，会增加求解时间。相反，网格划分过于简单可能不足以准确描述结构的复杂行为。因此，网格划分的质量很大程度上影响模型的精度和求解时间。而网格划分是有限元分析中最为重要的一个环节，在有限元分析中，网格划分的好坏直接影响着分析结果的准确性和可信度。网格划分就是将复杂的结构划分为简单的、几何形态简单的小元素，每个小元素都能够用一组代数方程来描述，这些方程依赖于单元的形态和性质，以及应用于每个单元的边界条件。下图为划分网格结束后各零件单元网格数。图2.8图2.9图2.10图2.1所示为飞轮壳划分网格数，图2.2所示为起动机划分网格数，图2.3所示为发动机缸体划分网格数，飞轮壳网格709746个，起动机网格28659个，发动机缸体网格242725个。图2.11图2.4所示为M10螺栓和M12螺栓划分网格数，M10螺栓网格78848个，M12螺栓网格74880个，螺栓网格为六面体网格六面体网格是一种立方体单元网格，在三维有限元模型中非常常见。它的每个立方体单元由八个节点组成，而每个节点又对应一个自由度。六面体网格能够很好地反映从几何属性到物理属性的连续性，利于表达各向同性物质的力学特性和热传导特性。此外，六面体网格也有很好的数值稳定性和计算精度，是三维有限元分析中常用的网格格式。图2.12图2.13图2.14图2.15图2.5所示为离合器壳的划分网格数，图2.6，图2.7，图2.8所示为变速箱质心微调后组成的三部分的网格数，离合器壳的网格数为289731，变速箱第一部分的网格数为11786，变速箱第二部分的网格数为3344，变速箱第三部分的网格数为992。图2.16图2.9所示为整个模型的网格划分卡片，网格数为1513016。定义各个零件的材料属性，对零件的从材料属性赋值直接影响到计算结果的精确度，各个零件根据此柴油机制造情况，模型的材料属性参数表如表2-1所示。表2.1模型的材料属性参数表材料属性部件材料名称弹性模量（MPa）泊松比密度（t/mm3）1机体HT2501152000.267.2E-092飞轮壳HT2501152000.267.2E-093飞轮壳支架QT500-71620000.2937.0E-094变速箱YL113710000.33密度微调5起动机YL113710000.33密度微调6螺栓Steel2100000.37.8E-09由表2.1可知，机体与飞轮壳均是HT250，而变速箱和起动机材料均是YL113，但是密度值并没有标出材料密度正确的值，其原油是考虑到模型与实体具有细微的差别，所以将密度进行微调至与实体所一致的值。（3）设置所需的载荷和约束，荷载与约束对结构的性能起着很大的影响。荷载是指对结构对象施加力、剪力等，以模拟外部荷载，而约束是指将结构对象与周围环境联系起来，从而实现对其运动状态的控制。在有限元计算中，是否合理地设定了荷载与限制条件，直接关系到计算结果的精确度，进而关系到计算结果的可信度。约束和载荷的获得方式有很多种，可以是直接进行获取的，如已经很明确的位移条件和设计确定的方案参数（如螺栓力、转速等），而本文的模型中所提到的M10,M12螺栓预紧力就是属于这一获取方式。载荷和约束的获得可以是通过频繁多次的试验所测的可靠数值，如发动机零部件的运动学和动力学所需的发动机缸压曲线。也可以间接方法计算得到，比如采用变区间积分法求出气缸内壁沿高度分布的换热边界条件；对风冷柴油机气缸盖的换热边界条件进行研究，提出其火力面和冷却侧换热边界条件的计算方法，等等。图2-8所示的是M10,M12螺栓的预紧力大小，预紧力大小计算公式为：其中T为螺栓拧紧的预紧力矩，d为螺纹的公称直径，k为拧紧力矩系数，d与k均可查表获得。图2.17M10螺栓施加的预紧力为31600N，M12螺栓施加的预紧力为49000N，如图2.10所示。而施加螺栓预紧力后，为保证预紧力施加稳定，不使模型发生偏移，需要施加1方向的约束（1方向即X正方向，而施加X正方向的原因是本文所用到的前处理软件默认施加的力的方向为X正方向）。具体约束情况如下图（图2.18）所示。图2.18分析步与接触的设置。本文的计算方式是分步加载法，一共需要设置七个分析步，分别为施加螺栓预紧力和X正方向，X负方向，Y正方向，Y负方向，Z正方向，Z负方向6个方向的振动载荷。分析步图如下图（图2.19）所示。图2.19而螺栓预紧力的情况已经说明过，其余6个方向上，施加不同的重力加速度进行计算，整体上施加5倍的重力加速度，实际试验过程中，起动机的振动相对来说大很多，所以起动机施加30倍的重力加速度，而在上下方向上的振动相对于前后左右稍大一些，所以上下方向施加6倍的重力加速度，如表2.2所示。表2.2振动工况表分析步载荷1螺栓预紧载荷2X（+）起动机30g、其余整体施加5g加速度3X（-）起动机30g、其余整体施加5g加速度4Y（+）起动机30g、其余整体施加5g加速度5Y（-）起动机30g、其余整体施加5g加速度6Z（+）起动机30g、其余整体施加6g加速度7Z（-）起动机30g、其余整体施加6g加速度接触是指两个或多个实体之间的相互作用。而接触的设置包括三个方面：接触算法、接触边界条件和接触检测。而本文主要设置的是接触边界条件，接触边界条件是指在接触中考虑到两个实体之间的表面，如类型、条件和参数等。其中的一些参数包括摩擦系数，粘着系数，分析结果的集合，等等。正确设置接触是保证分析准确性和完整性的关键之一。对于一个有多个响应部分的物体负荷而言,如若没有正确设置接触,那么可能会在接触区域之间产生剪切、碾压、撕裂等不正确的变形和应力。相反，良好的接触分析可以帮助工程师更准确的模拟系统行为特征，指导结构设计和材料优化。如图2.13所示为螺栓与接触面的接触，图2.14所示为螺栓与螺栓孔内面的接触。图2.13图2.14图2.15图2.16图2.15所示为缸体与飞轮壳的接触，图2.16所示为起动机与飞轮壳的接触。图2.17所示为飞轮壳与离合器壳的主面接触，图2.18所示为飞轮壳与离合器壳的啮合面接触。图2.15图2.16（5）模型边界设置，有限元分析边界条件设置的重要性非常高，因为它可以影响到计算结果的准确性和可靠性，进而影响到整个科学研究和工程应用的结果。在有限元分析中，边界条件是指模拟区域的边界上所施加的外加约束条件和荷载。边界条件对模拟结果的准确性和可靠性影响非常大。恰当的边界条件能够使得模拟结果与实验结果一致，并且能够预测材料在实际工作条件下的性能和行为。例如，在弹性材料的有限元分析中，边界条件决定了材料的受力情况，如果边界条件设置不当，就会导致计算结果与实际情况相差很大。类似的，在流体力学和热力学的有限元分析中，正确的边界条件能够影响到流体和热传导的流动和传热分布，从而使得计算结果更加准确和可靠。因此，在进行有限元分析时，边界条件的设置一定要经过仔细的考虑和验证，以确保计算结果的准确性和可靠性。关于模型坐标系的建立方面，坐标原点，X方向为曲轴中心与飞轮壳后端面交点沿着曲轴中心指向发动机风扇侧Y方向为水平指向发动机进气侧。Z方向为垂直指向发动机气缸盖侧。发动机样品质量为272.14Kg，样品质心坐标为（323.26，-13.16，101.38），单位为：mm，样品的转动惯量为8.638Kg·m·m，Ixx。变速箱样品质量为75Kg，样品质心位置坐标为（-330.8，-4.04，-33.8），单位为mm。起动机样品质量为5.8Kg，重心坐标为（1.314，67.256，16.089）单位为mm，转动惯量为（Ixx48573.102，Iyy10867.083，Izz42637.509）单位为Kg·m·m。变速箱后端悬置弹簧约束和机体支架弹簧约束如下图（图2.19）所示，弹簧刚度参考AVL经验值。与飞轮壳和支架相关的螺栓为六面体实体螺栓图2.19通过以上步骤，整个前处理过程已经完成。前处理的重要性在于决定了分析的准确性和可靠性：前处理的质量会直接影响到数值分析的准确程度和结果的可靠性。如果前处理不恰当，会导致模型存在错误，从而使得分析结果错误或不可信。提高分析的效率：前处理能够将几何模型转换为数学模型，并进行网格生成、边界条件设置等操作。这些操作可以使得分析变得更加高效和流畅。优化设计：前处理能够对模型进行优化，例如优化材料的选择和结构的设计，从而使得分析结果更加优秀。因此，前处理的重要性不能被忽视，它对于实际分析的成败和效果有着重要影响。2.4本章小结本章主要说明了有限元分析模型前处理，就是进行实际有限元分析之前，对模型进行建模、几何处理、网格剖分、材料属性定义、边界条件设置、约束条件定义等操作，从而构建出可用于进行有限元分析的数学模型。通过对模型前处理的描述，更加清晰的认证了模型前处理的重要性，也更明了模型前处理对分析结果可靠性与准确性的影响，模型前处理是整个有限元分析中疑点最多的部分，需要仔细检查模型前处理的准确性才可以进行下一步的分析计算。第三章应力计算结果分析3.1.概述计算结果计算流程首先确定载荷模式：在进行抗拉强度计算时，首先需要确定发动机飞轮壳所受到的载荷模式。发动机飞轮壳所受到的载荷包括由发动机输出的转矩、惯性力和温度变化等因素所产生的载荷。在计算分析过程中，需要综合考虑这些因素的影响。其次确定材料性能参数：发动机飞轮壳的材料通常是高强度钢铁，因此需要确定材料的强度参数，包括屈服强度、断裂强度和疲劳极限等因素。同时，还需要考虑材料的热膨胀系数、杨氏模量以及其他各种材料力学性能参数，以确保计算结果的准确性。最后分析计算结果：在进行抗拉强度计算时，需要建立相应的模型，采用有限元分析等方法对飞轮壳进行计算分析，并得出拉力值、应变值和安全系数等参数。这些参数可以与设计要求和标准进行比较，评估飞轮壳的安全性，确定是否需要进行进一步的优化设计。有限元分析计算结果分析的重要性主要表现在以下几个方面：（1）

验证模型的准确性：分析计算结果可以作为设计模型的准确性和可靠性的验证工具，进一步优化和改良模型设计，提高计算结果的准确度。（2）设计和优化：分析计算结果可以评估设计方案的性能，帮助工程师改进设计方案，以实现更好的产品性能和较低的制造成本。（3）风险评估：分析计算结果可以用于评估设计方案的风险，例如进行轻微修改可能会导致结构损坏或安全问题的复杂结构。（4）确定材料参数：分析计算结果可以用于确定材料参数，如材料强度、刚度等，这些参数对模型的准确性至关重要。（5）做出决策：分析计算结果可以帮助工程师识别潜在的问题和优化机会的位置，进而做出更明智的决策和行动。3.2.关于不同工况下的位移形变查看位移形变结果的目的是为了检查汽车动力总成在运行过程中的变形情况，包括各个零部件的变形程度和变形分布情况，以便评估其结构强度和性能，并对设计进行优化和改进。通过分析有限元模拟结果，可以确定哪些部件会承受较大的负载和应力，哪些部件需要增强强度，从而提高汽车的可靠性和安全性。此外，分析变形结果还可以评估零部件之间的配合情况，确保汽车动力总成的准确性和精度，为更好的汽车性能提供支持和指导。而下图分别是各个工况下动力总成的形变量。图3.1图3.2图3.3图3.1为X正方向整体施加五倍重力加速度后的形变量（起动机三十倍重力加速度），可见最大形变量为1.586mm。图3.2为X负方向整体施加五倍重力加速度后的形变量（起动机三十倍重力加速度），可见最大形变量为1.593mm。图3.3为Y正方向整体施加五倍重力加速度后的形变量（起动机三十倍重力加速度），可见最大形变量为8.888mm。图3.4图3.5图3.6图3.4为Y负方向整体施加五倍重力加速度后的形变量（起动机三十倍重力加速度），可见最大形变量为8.891mm。图3.5为Z正方向整体施加五倍重力加速度后的形变量（起动机三十倍重力加速度），可见最大形变量为3.348mm图3.6为Z负方向整体施加6倍重力加速度后的形变量（起动机三十倍重力加速度），可见最大形变量为3.351mm。形变的最大值大多集中在起动机处，主要原因是起动机施加的30倍重力加速度，而起动机与飞轮壳连接，所以飞轮壳肯定受其影响。由以上6图可以看出整体振动位移形变量处在合理范围内，整体的合理性才能分析零件的合理性。3.3.飞轮壳应力计算结果飞轮壳在运转时会受到较大的轴向拉力和压力，因此抗拉和抗压极限是评价其强度的重要指标。抗拉极限是指材料能够承受的最大拉力，抗压极限则是指材料能够承受的最大压力。当材料受到超过其抗拉或抗压极限的力时，就会发生破坏。在飞轮壳的设计和制造过程中，需要确定其所使用的材料的抗拉和抗压极限，然后计算出在预期使用条件下飞轮壳所受到的轴向力，并与其极限进行比较，以确保其能够安全地工作。因此，评价飞轮壳的强度时以材料的抗拉和抗压屈服极限为指标是很合理的。而本文的飞轮壳制造材料为HT250，HT250材料的抗拉极限是250MPa，所以计算应力分布云图必须要有250这一列，便于查看是否有位置超过强度极限。如下图所示为飞轮壳在不同工况下的应力分布情况云图，分别为X正方向，X负方向，Y正方向，Y负方向，Z正方向，Z负方向以及螺栓预紧力作用这几种工况。图3.7图3.8图3.9图3.10图3.11图3.12图3.13图3.7所示为施加螺栓预紧力时飞轮壳应力分布云图，图3.8所示为X正方振动整体施加5倍重力集中力起动机施加30倍重力集中力后飞轮壳的应力分布云图，图3.9所示为X负方振动整体施加5倍重力集中力起动机施加30倍重力集中力后飞轮壳的应力分布云图，图3.10所示为Y正方振动整体施加5倍重力集中力起动机施加30倍重力集中力后飞轮壳的应力分布云图，图3.11所示为Y负方振动整体施加5倍重力集中力起动机施加30倍重力集中力后飞轮壳的应力分布云图，图3.12所示为Z正方振动整体施加6倍重力集中力起动机施加30倍重力集中力后飞轮壳的应力分布云图，图3.13所示为Z负方振动整体施加5倍重力集中力起动机施加30倍重力集中力后飞轮壳的应力分布云图，由此七个工况的应力云图可以看出，每一个计算步所算出的应力分布值相差不是很大，且飞轮壳整体上所受应力均在250Mpa以下，符合其材料的抗拉强度要求基本上符合标准。不难看出应力分布集中较大部分依然还是在飞轮壳圆角部分，但是已经得到了很大的改善。但是上图中不难看出，所受的最大应力值都超过了材料界限，分别为408.6Mpa，411.2MP，406.3Mpa，445.3Mpa，409.4Mpa，419.7Mpa，415.6Mpa，而所出现的红色危险区并没有出现在飞轮壳主面上，出现在了螺纹孔区域，如下图3.11所示（飞轮壳螺纹孔局部放大图），但是飞轮壳疲劳强度分析中不需要考虑螺纹孔附近的应力值过大，是因为通常情况下，螺纹孔附近的应力集中区域很小，且只有在安装螺栓时才会产生较大的应力。在运行时，由于应力作用的范围比较广，螺纹孔附近的应力集中状态已经被平均分散了，不会对整个结构的疲劳强度产生影响。因此，在飞轮壳疲劳强度分析中，通常将螺纹孔周围的部分简化为平均应力，而不必考虑螺纹孔附近的应力值过大。图3.11以上是分析飞轮壳的极限工况，分析飞轮壳的极限工况主要是考虑在受强烈冲击、振动、甚至是撞击等外力作用下，飞轮壳的安全性和可靠性能否得到保证。在实际应用中，如果飞轮壳不能承受极限工况，就会导致设备的故障或停机，严重影响生产效益。因此，对于飞轮壳的极限工况的分析和验证是非常必要的。而本文所分析的飞轮壳在这一方面的安全性和可靠性基本得以保证。3.4本章小结本章首先查看动力总成整体的位移形变云图，从位移形变云图可以看出，动力总成整体振动位移在合理范围内，无明显异常情况。然后本章继续查看本文主要分析目标飞轮壳的应力分布云图。从应力分布云图可以看出，飞轮壳体上的应力分布值小于其制造材料HT250的屈服强度250Mpa，因此从这一点可以得出初步结论：优化后的飞轮壳具有抵抗极限工况的能力，从这一方面已经符合市场需求。第4章疲劳强度分析4.1.概述疲劳强度分析（Fatiguestrengthanalysis），也称寿命分析，是一种工程分析方法。根据材料或结构在反复加载（循环载荷）下的抗疲劳性能，通过对材料或结构在循环载荷下的变形、应力和变形能量等参数的分析，确定其疲劳寿命和疲劳极限。疲劳强度分析在航空、汽车、船舶、工程机械等领域的产品设计和制造过程中具有广泛的应用，是保证产品安全可靠性的重要手段之一。就车辆而言，一般都会遇到加速、减速操作（如踩刹车）、通过路障或起伏路面时的震动、急转弯时的横向加速度的影响等情况。在此条件下，驱动系统将承受拉、压、弯、扭等多种复合载荷。其中，飞轮壳体是最重要的承载构件。对内燃机来说，飞轮壳体是内燃机曲轴上的主要受力部件，由于这种载荷是对飞轮壳长期施加的，因此，对其进行强度评估时，应根据其疲劳强度来确定，以保证飞轮壳的疲劳耐久性。4.2参数的设定4.2.1.材料Haigh图飞轮壳体的制造材料为HT250，所以要分型的材料为HT250，如下图4.1所示为HT250的Haigh图，Haigh图是用来说明在一定温度和应变速率下，金属或合金材料的塑性变形特性的曲线图。目前，人们普遍采用将材料的应力、应变作为坐标轴，将材料在一定温度、应变率下的塑性变形特性作为研究对象来描述。通过Haigh图，能够确定材料的流变性能、流动应力、局域化行为等重要的材料特征。在设计新材料时，Haigh图可用于对现有材料进行评估。当设计新材料时，必须先确定其流动应力，并将流动应力与其所受应力相比较，从而确定该材料的使用寿命。通过实验观测和模拟计算的数据，能够得出材料的应力应变关系。图4.1图中所示的曲线斜率表示流动应力，通过观察该图，可以直观的观察HT250的应力-应变曲线，HT250的塑性变形特征与飞轮壳的疲劳强度我直接的关系。4.2.2.材料S-N曲线图材料的S-N曲线是描述材料疲劳寿命的一种图表，S-N曲线通常表示疲劳极限和疲劳强度的关系。S-N曲线上的“S”表示应力的幅值，通常以材料极限强度的一定比例表示，例如约为强度的一半或一三分之一。而“N”则表示循环实验的次数，也就是材料所能承受的循环次数。S-N曲线是评估材料疲劳寿命和评估材料应用风险的重要工具之一。S-N曲线的斜率可以表示材料的疲劳强度系数，越陡峭的曲线通常代表更高的疲劳强度系数，意味着材料更具有抗疲劳能力。当材料的S-N曲线下降率的变化较大时，可能表明材料的疲劳敏感性增高，其疲劳寿命也会随之降低。S-N曲线是工程师和材料科学家用来评估材料在实际应用中的表现的重要工具。该曲线通过疲劳试验可以得到，并且可以通过不同的实验方法和负载条件来改变它。在实际应用中，S-N曲线可以提供设计寿命和安全系数等关键参数，帮助工程师选择合适的材料和设计方法，并预测材料在工作环境下的性能。材料的S-N曲线通常由两个关键部分组成：疲劳极限和初始裂纹阈值，下图4.2所示为飞轮壳制造材料HT250的S-N曲线图，材料的疲劳极限是指材料在进行循环加载时所能承受的最大应力，S-N曲线通常在疲劳极限附近转折，并且在该点之后，材料的疲劳寿命会急剧下降，由图可知HT250的疲劳极限点为1e+006。初始裂纹阈值是指材料中存在的初始裂纹所需的最小应力值。该点通常是S-N曲线的起始点，由图可知HT250的初始裂纹阈值是1e+001。S-N曲线下降的越快，材料的疲劳寿命就越短。通过对曲线的分析，可以预测材料在实际工