基于CAE技術飛輪精度檢測裝夾系統的優化研究

李慶華,曲漠陶

(長春大學 機械與車輛工程學院，長春 130022)

飛輪是發動機中結構較簡單的零件之一，但是它對發動機有著十分重要的作用[1]，飛輪輪廓的制造精度對其使用功能和裝配性能有很大的影響。如果飛輪在制造生產時出現超差并未能被檢測出來，那么飛輪工作時就會失效，導致發動機不能正常工作，使得使用飛輪的機械設備整體安全系數降低，危及生命財產安全。

自上世紀七十年代初以來，我國就開始引進和研發三坐標測量機對飛輪精度進行檢測。自此之后，國內在測量技術方面也有十分大的進步，但與國外相比，在非接觸式檢測設備的研發和生產方面，我國進步還是非常緩慢的。三坐標測量機雖然具有較高的測量精度，但由于其特定的測量方式，不能滿足現場實時的測量要求，同時，由于三坐標測量機的價格昂貴和嚴格的使用環境條件要求，使其很難被廣泛推廣應用。因而無法滿足現代加工檢測精度的要求。傳統的對飛輪各部分參數檢測方法基本上是由專業檢測人員用抽檢法人工進行，工作效率低且檢測精度低，對檢測人員精力的消耗也很大，人工檢測也難以同時對多個指標進行檢測，這種傳統方法已不能滿足飛輪參數檢測，特別是對撓性飛輪參數高精度、高效率檢測生產的需求。因此，設計一種適應生產現場全自動在線檢測的快速檢測單一零件多項技術指標的儀器設備及系統，對撓性飛輪高效率生產、經濟效益提高乃至汽車安全性能提高有很大幫助[2]。本文利用CAE技術，結合撓性飛輪的生產制造特點，以及撓性飛輪相應技術指標的檢測方法，研究自動在線檢測撓性飛輪儀器設備中的飛輪裝夾系統。

1 撓性飛輪檢測裝夾系統設計方法

1.1 裝夾系統設計

為提高設備檢測效率，保證零件的檢測精度，滿足在線檢測的生產要求，需要設計專用裝夾系統。設計裝夾系統時應考慮以下幾個問題：(1)應盡可能選擇經過精加工后的平面為基準定位，這樣可以最大程度的保證位置精度；(2)夾緊力的作用點應布置在零件結構強度和剛性較好的位置，防止零件裝夾過程中的變形；(3)裝夾后應保證基準面的位置精度。

針對以上要求，設計分析的裝夾系統采用脹套方式進行定位，動力源選用氣動夾緊如圖1、圖2所示[3-4]。裝夾系統工作流程為：初始時脹緊氣缸4為伸出狀態，脹套11處于自由狀態下，伺服電機2處于靜止狀態。當待檢測飛輪的內孔進入脹套后，3個接近傳感器感測到飛輪底部，氣缸4的氣缸桿縮回，帶動脹套向下壓，脹套富有一定的彈性，并且沿錐面膨脹接觸到被檢測飛輪的內孔，使飛輪脹緊固定，然后伺服電機啟動，通過同步帶帶動主軸旋轉，設備開始進行公差檢測。

圖1 裝夾系統

圖2 裝夾系統三維圖及裝配圖(局部)

1.2 夾緊力計算

在裝夾系統設計中，需對夾緊機構強度最薄弱的環節進行校核。通過對夾具的結構分析，發現飛輪轉動時中心孔內緣所受的力與夾緊機構在徑向所提供的力有密切關系，是飛輪是否夾緊的關鍵，因而需計算出飛輪轉動開始時所受驅動力[5]。

飛輪繞中心軸轉動慣量為I=0.04198kg·m2，轉動時角加速度為β=6.67πrad/s2,所以得飛輪轉動時承受最大外力矩為：

MN=I·β=0.04198×6.67=0.280066Nm，

(1)

中心孔直徑為D=50mm，得飛輪受驅動力為：

(2)

根據檢測時兩接觸材料，選擇摩擦系數f=0.4；由所選氣缸得氣缸推出力F=2009.6N；根據幾何尺寸計算，氣缸所提供的摩擦力為：

F′N=F×cos80°×cos10°×f=137.46N，

(3)

所以F′N?FN，即裝夾力足夠保證飛輪穩固裝夾，該裝夾系統夾緊可靠[6]。

2 撓性飛輪變形有限元分析

由于撓性飛輪為薄壁零件，裝夾時施加到飛輪上的脹緊力會使飛輪產生變形。而對飛輪外緣的部分的圓跳動、端面的位置度、跳動等公差的檢測精度要求較高，所以對飛輪裝夾時的變形狀態進行有限元分析，研究這種裝夾方式對檢測結果的影響。

有限元分析主要分為3個階段：前處理階段、加載求解階段、后處理階段。

2.1 前處理階段

(1)定義材料屬性：飛輪驅動盤部分材料定義為45號鋼；齒圈部分定義材料為45號鋼，高頻淬火處理。密度7.85g/cm3，彈性模量210GPa，泊松比0.269。

(2)數字模型建立及處理：飛輪零件圖如圖3所示，建立3D模型如圖4所示。為控制計算時間，結合飛輪的零件特點，對模型進行如下處理：①去除了6個加強突起；②去除了外緣6個長條工藝凸臺。

(3)網格劃分：采用有限元分析軟件中CTETRA(4)類型的網格劃分，網格劃分參數按表1所示定義。網格生成結果如圖5所示，共有192649個單元，62326個節點。

表1 網格劃分參數

2.2 加載求解階段

(1)約束：裝夾系統以脹套對飛輪中心孔內緣的支撐，及芯軸對飛輪底部的支撐為主要支撐，對飛輪底部施加滑動約束，對飛輪中心孔內緣施加圓柱形約束，對位置孔施加圓柱形約束。

(2)載荷：飛輪盤厚度為h=2.25mm，中心孔直徑D=50mm，得飛輪軸向載荷為：

(4)

載荷及約束加載位置情況如圖6所示，飛輪自重將在后處理過程中施加。

2.3 后處理階段

根據前處理及加載求解階段的設定，得到仿真結果如圖7、圖8所示，從仿真的結果可知，飛輪的最大應力σc=28.229MPa，在飛輪中心孔與定位孔中間，位置如圖7。45號鋼的屈服極限為σs=355MPa。可知σc?σs，即裝夾后飛輪最大應力遠遠小于屈服極限。

飛輪整體變形量最大為0.046mm，最大變形量位置處于飛輪定位孔對面一側，方向沿中心孔軸線豎直向上，如圖8所示。

由文獻[4]和文獻[7]可知，使用檢測設備檢測產品精度，要求檢測設備影響檢測精度理論值一般不超過產品公差1/10精度。從仿真結果得飛輪外緣由于裝夾產生的軸向變形使得飛輪端面變形之差達到0.044mm，而設備對端面平行度公差檢測要求為0.15mm。系統誤差已經接近公差允許范圍的1/3，按此方法裝夾的設備已經不適用檢測端面平行度，需要進行優化以減少系統誤差。

3 撓性飛輪裝夾系統優化分析

3.1 優化方案研究

由載荷及約束，結合圖7、圖8的分析可得，造成飛輪外緣變形的應力主要是源于脹套對飛輪中心孔的徑向壓力，變形經由飛輪盤腹由內而外逐漸增大，在飛輪外緣端面達到最大值[10]。應力最大處為飛輪中心孔與定位孔之間，最大應力為28.229MPa，與之對應沿飛輪徑向最外緣的變形量為0.002mm；而最大變形量位置處于飛輪最外緣背向定位孔一側，變形量最大為lmax=0.046mm，這是由于飛輪裝夾時定位銷對飛輪的約束，使得飛輪外緣的變形量減小[11]，根據飛輪的結構特點，擬定在飛輪中心孔周圍的10個連接孔加入定位銷的方式來研究減小飛輪變形量方法。

3.2 裝夾系統的優化

飛輪上10個連接孔繞中心孔均勻分布，與飛輪中軸的軸距為40.5625mm，孔徑為11.55mm，按對稱的方式有加入10根、5根、4根、2根定位銷4種排布方式進行研究。分別對4種方式建模、加載載荷及約束進行仿真分析，得到不同的排布方式下飛輪應力、變形的仿真結果如表2所示，表中最小變形量lmin前的負號代表與最大變形量lmax方向相反。從表2中可以看到4種方案都能夠滿足系統誤差不超過端面平行度公差的1/10即0.015mm的要求，且最大應力都小于屈服極限σs，因此選用系統誤差最小的夾緊優化結構，即插入5根限位銷的方式如圖9所示，作為優化后的裝夾系統結構，其仿真結果如圖10所示。

表2 優化后仿真結果

4 結語

本文對撓性飛輪脹緊裝夾狀態進行靜力學研究，運用有限元分析軟件建立了三維分析模型，并進行了部件仿真計算分析，分析了飛輪圓盤的應力和變形大小，結果表明，在僅依靠中心孔約束下，飛輪因變形產生的系統誤差超過了檢測設備的精度要求。結合飛輪本身的結構特點，對飛輪變形進行了特性分析，優化了檢測裝置的飛輪脹緊裝夾系統結構，利用飛輪中間的連接孔進行限位夾緊，并采用類比分析法進行研究，結果表明采用5根限位銷的方式，有效降低了檢測裝夾時的變形，這為生產實際提供了技術支持。