基于Miner理論的汽車翼子板疲勞破壞研究

摘要：針對(duì)汽車翼子板路試開(kāi)裂問(wèn)題，分析了翼子板沖壓成形和裝配過(guò)程中產(chǎn)生的殘余應(yīng)力，研究了殘余應(yīng)力對(duì)疲勞破壞的影響。基于Miner理論對(duì)翼子板安裝點(diǎn)附近的工藝缺口進(jìn)行優(yōu)化，降低了裝配過(guò)程中產(chǎn)生的應(yīng)力集中，有效提高了翼子板的疲勞壽命。該方法不需要基于路譜的疲勞仿真，在解決翼子板疲勞開(kāi)裂問(wèn)題的同時(shí)，為快速分析并解決工程問(wèn)題提供了思路和理論依據(jù)。

關(guān)鍵詞：翼子板 沖壓成形 應(yīng)力集中 疲勞破壞

中圖分類號(hào)：TH162 " 文獻(xiàn)標(biāo)志碼：B " DOI： 10.19710/J.cnki.1003-8817.20230354

Investigation of Automobile Fender Fatigue Cracking Based on the Miner Theory

Sui Xueyong1， Wang Aiguo1， Zhao Kunmin1，2

（1. Hozon New Energy Automobile Co.， Ltd.， Jiaxing 318000; 2. Dalian University of Technology， Dalian 116024）

Abstract： In order to solve the cracking problem of automobile wing during road test， this paper analyzes the residual stresses of the Fender produced during the stamping and assembly processes， and studies the influence of residual stress on fatigue failure. The process notch near the fender mounting point is optimized based on the Miner theory to reduce the stress concentration during the assembly process， which effectively improves the fatigue life of the Fender. The problem of fatigue cracking of the Fender is solved without the fatigue simulation based on the road spectrum. This paper provides ideas and theoretical basis for rapid analysis and solution of engineering problems.

Key words： Fender， Stamping forming， Stress concentration， Fatigue failure

1 前言

汽車翼子板的外觀質(zhì)量和尺寸精度要求均較高，在沖壓過(guò)程中經(jīng)常出現(xiàn)棱線滑移、起皺、開(kāi)裂等缺陷。黃源燾[1]通過(guò)更改拉深造型和增加側(cè)壓料板改善翼子板與機(jī)蓋匹配的外觀R角，夏燦添等人[2]介紹了翼子板銳棱模具的設(shè)計(jì)和制造方法，余海兵[3]提出了汽車翼子板尖角沖壓模具投料困難的解決方法，蔣磊等人[4]通過(guò)全工序仿真預(yù)測(cè)并規(guī)避了主棱線滑移等潛在缺陷。

翼子板需要與發(fā)動(dòng)機(jī)罩、前保險(xiǎn)杠、側(cè)圍板、前門(mén)板及前照燈等零部件匹配。曹倩[5]在3DCS基礎(chǔ)上分析了發(fā)動(dòng)機(jī)罩與翼子板的平整度偏差，諸波[6]分析了翼子板單件尺寸與車身裝配的關(guān)系。

在車輛行駛過(guò)程中，翼子板支架總成受到循環(huán)性彎曲變形及疲勞損傷。張光磊等人[7]分析翼子板支架總成的自由模態(tài)與靜態(tài)特性，得出了其固有頻率及振型，劉海江[8]介紹了翼子板結(jié)構(gòu)剛度模態(tài)分析與優(yōu)化方法，岳冬冬等人[9]分析了導(dǎo)致重型載貨汽車翼子板支架發(fā)生斷裂的原因。

翼子板通常通過(guò)螺栓與發(fā)動(dòng)機(jī)罩鉸鏈、前縱梁、門(mén)檻及A柱下段連接，車輛在不同道路上行駛會(huì)引起車身變形，使這些連接點(diǎn)產(chǎn)生交替應(yīng)變，長(zhǎng)期累積會(huì)最終導(dǎo)致疲勞破壞。張怡等人[10]對(duì)轎車翼子板固定結(jié)構(gòu)斷裂問(wèn)題進(jìn)行研究，通過(guò)疲勞斷裂區(qū)域應(yīng)力數(shù)據(jù)采集確定了改進(jìn)方向，并利用Miner線性法定量給出了改進(jìn)措施，取得了很好的效果。

目前，關(guān)于汽車翼子板可靠性路試后的開(kāi)裂問(wèn)題探測(cè)度不高，特別是在數(shù)據(jù)發(fā)布前一般無(wú)法有效預(yù)知。通常的做法是在整車狀態(tài)下進(jìn)行路譜計(jì)算機(jī)輔助工程（Computer Aided Engineering，CAE）疲勞仿真，探測(cè)車身的疲勞損傷值，對(duì)金屬翼子板會(huì)進(jìn)行抗凹CAE分析。對(duì)工藝過(guò)程導(dǎo)致的應(yīng)力集中問(wèn)題工況，由于各車型結(jié)構(gòu)不一，缺乏具體的工況及目標(biāo)值。翼子板屬于薄板覆蓋件，沒(méi)有內(nèi)部骨架支撐，只有安裝點(diǎn)的支架，安裝點(diǎn)區(qū)域在工藝過(guò)程中極有可能出現(xiàn)應(yīng)力集中問(wèn)題。

基于實(shí)車在可靠性路試中出現(xiàn)的疲勞破壞問(wèn)題，分析沖壓成形工藝和裝配工藝產(chǎn)生的殘余應(yīng)力，結(jié)合車輛行駛導(dǎo)致零部件疲勞破壞與應(yīng)力的關(guān)系，在不需要基于路譜的疲勞仿真基礎(chǔ)上解決翼子板疲勞開(kāi)裂問(wèn)題。

2 問(wèn)題描述

某款新能源電動(dòng)車的工程樣車在可靠性路試過(guò)程中，試制部門(mén)拆車發(fā)現(xiàn)翼子板局部出現(xiàn)裂縫。經(jīng)現(xiàn)場(chǎng)確認(rèn)，開(kāi)裂點(diǎn)為翼子板與車身A柱連接點(diǎn)附近的工藝缺口區(qū)域，開(kāi)裂從缺口底部開(kāi)始，延伸至內(nèi)部棱線處，長(zhǎng)度大約5 mm，如圖1所示。對(duì)不同路試?yán)锍痰能囕v進(jìn)行排查，發(fā)現(xiàn)在路試?yán)锍碳s1×104 km時(shí)，個(gè)別翼子板出現(xiàn)了微裂紋，路試?yán)锍?×104 km時(shí)全部翼子板均出現(xiàn)了裂紋并且生銹。試驗(yàn)場(chǎng)的模擬路況有搓衣板路、比利時(shí)路、凹坑路、鵝卵石路、砂石路、共振路以及高速環(huán)路等組成。

由于開(kāi)裂在可靠性路試開(kāi)始一段里程后產(chǎn)生，可確定是在交變載荷作用下疲勞損傷導(dǎo)致，開(kāi)裂處出現(xiàn)了應(yīng)力集中。如圖2所示，剛下線的白車身缺口處修邊質(zhì)量良好，無(wú)裂紋出現(xiàn)，但是出現(xiàn)了局部鼓包。為探究導(dǎo)致路試開(kāi)裂的原因及低成本、高效的解決方案，對(duì)翼子板的沖壓、裝配及路試作全面分析。

3 沖壓過(guò)程分析

翼子板的材質(zhì)選擇厚度為0.65 mm的熱鍍鋅鐵合金鍍層的軟鋼薄板DC54D+ZF，其屈服強(qiáng)度為120～200 MPa，抗拉強(qiáng)度為260～350 MPa，各向異性指數(shù)大于1.8，加工硬化指數(shù)大于0.2，斷后伸長(zhǎng)率A大于36%。

單個(gè)翼子板除需滿足剛度和強(qiáng)度要求外，還要滿足較高的尺寸精度要求，因?yàn)橐碜影迮c發(fā)動(dòng)機(jī)罩、前門(mén)板、裙邊飾板、A 柱下段等多個(gè)部件配合，其相互之間的裝配間隙和面差都有嚴(yán)格的尺寸公差要求。

翼子板的沖壓過(guò)程分為先后4道工序（Operation，OP），即拉延OP10、修邊+沖孔OP20、翻邊+整形OP30、翻邊+沖孔OP40。翼子板的沖壓線一般為自動(dòng)化線，生產(chǎn)節(jié)拍為8～12沖次/min，4個(gè)工序的壓機(jī)滑塊形成均設(shè)置為900 mm，模具與板料的摩擦因數(shù)為0.13左右，其余工藝參數(shù)包括壓邊力、成形力、壓邊圈行程、鑲塊行程等按照各工序的要求分別單獨(dú)設(shè)置。

對(duì)翼子板來(lái)說(shuō)，拉延工序關(guān)系著零件成形質(zhì)量的優(yōu)劣，由于整體變形量大、后工序翻邊，進(jìn)而發(fā)生開(kāi)裂、起皺和回彈，因此拉延工序非常重要。進(jìn)行全工序的仿真分析來(lái)驗(yàn)證翼子板成形工藝的優(yōu)點(diǎn)。使用Autoform軟件進(jìn)行仿真分析，先確定工藝參數(shù)，然后定義分析精度。拉伸單元格的類型分析精度選用FV，拉伸單元格類型選用厚度方向11個(gè)積分點(diǎn)的彈塑性殼單元EPS11。

沖壓成形工藝經(jīng)過(guò)仿真分析和優(yōu)化，成形性良好無(wú)開(kāi)裂發(fā)生，成形過(guò)程未出現(xiàn)波紋和起皺現(xiàn)象，A級(jí)表面塑性變形充分滿足不低于3%減薄率的要求。工藝缺口附件區(qū)域的減薄率及成形極限如圖3所示，無(wú)開(kāi)裂風(fēng)險(xiǎn)。板料在拉延和翻邊過(guò)程中會(huì)發(fā)生塑性變形，內(nèi)部應(yīng)力較大，但是開(kāi)模回彈后，大部分應(yīng)力會(huì)釋放，部分殘余應(yīng)力保留在翼子板內(nèi)。缺口處的殘余應(yīng)力分布如圖4所示，其中主應(yīng)力為83.6 MPa，次應(yīng)力為30.2 MPa，均低于材料的屈服強(qiáng)度。

4 裝配過(guò)程分析

翼子板在車身車間經(jīng)過(guò)3個(gè)步驟進(jìn)行安裝：

a.預(yù)裝階段，以前門(mén)位置為基準(zhǔn)，把翼子板匹配預(yù)裝到前縱梁上，初步固定翼子板，使其在車身位置保持穩(wěn)定；

b.安裝階段，用輔助安裝夾具將翼子板精準(zhǔn)定位到車身上，按照機(jī)艙蓋側(cè)前縱梁支架、前門(mén)側(cè)A柱支架、前保險(xiǎn)杠支架、A柱上部側(cè)圍的順序依次緊固連接翼子板的螺栓；

c.調(diào)整階段，操作人員手動(dòng)檢查機(jī)艙蓋、前門(mén)和側(cè)圍匹配間隙和面差，并用工具合理調(diào)整，直到滿足翼子板的裝配精度要求。

在翼子板安裝過(guò)程中，準(zhǔn)確安裝翼子板的前提是將翼子板準(zhǔn)確地定位到車身上。車身通常按照從后向，即后門(mén)、前門(mén)、翼子板的順序安裝。在安裝翼子板時(shí)，首先利用型面間隙塊確保翼子板與前門(mén)的平整度和間隙，然后通過(guò)輔助安裝夾具的定位銷和型面塊將翼子板定位到發(fā)動(dòng)機(jī)罩和前保險(xiǎn)杠處的位置，并通過(guò)定位銷定位輔助夾具到車身前部縱梁上，進(jìn)而精確定位翼子板在車身上的位置。

該車型的翼子板與發(fā)動(dòng)機(jī)罩的設(shè)計(jì)間隙為3.5 mm，而在檢具上測(cè)量為6.0～7.0 mm，標(biāo)準(zhǔn)為（5.0±0.5） mm，翼子板上部中間和后上安裝點(diǎn)孔心在檢具上外偏3.0 mm，前上安裝點(diǎn)孔心內(nèi)偏2.0 mm以上，如圖5所示。根據(jù)現(xiàn)場(chǎng)工藝調(diào)查，安裝工人在裝配翼子板時(shí)為了保證與發(fā)動(dòng)機(jī)罩的間隙，當(dāng)前門(mén)側(cè)上、下安裝點(diǎn)固定后，會(huì)在前照燈安裝點(diǎn)處用力推翼子板靠近發(fā)動(dòng)機(jī)罩，推進(jìn)位移極限值約為5.9 mm，如圖6所示。這一裝配過(guò)程導(dǎo)致如圖2所示的A柱安裝點(diǎn)附件的工藝缺口處產(chǎn)生鼓包，但未發(fā)生。

可見(jiàn)翼子板在裝配過(guò)程發(fā)生了變形，至于是否發(fā)生了塑性變形以及應(yīng)力大小，要通過(guò)有限元仿真分析來(lái)判斷。使用ABAQUS軟件進(jìn)行靜力分析，約束條件為上下安裝點(diǎn)固定，前照燈處安裝點(diǎn)沿車身Y方向加載5.9 mm位移。翼子板在沖壓成形后內(nèi)部會(huì)存在殘余應(yīng)力，而殘余應(yīng)力主要分布在楞角處，大部分區(qū)域工藝缺口處的殘余應(yīng)力都很小，在模擬裝配過(guò)程進(jìn)行靜力分析時(shí)忽略了沖壓產(chǎn)生的殘余應(yīng)力和塑性變形，即使用DC04材料的原始力學(xué)性能和厚度。計(jì)算結(jié)果如圖7所示，缺口處最大應(yīng)力達(dá)到269.8 MPa，遠(yuǎn)超材料的平均屈服強(qiáng)度165 MPa。因此可以初步判斷，翼子板在調(diào)整線裝配時(shí)產(chǎn)生較大的殘余應(yīng)力在路試過(guò)程中產(chǎn)生交變，加快了疲勞破壞的發(fā)生。

5 疲勞破壞分析

疲勞破壞通常伴隨振動(dòng)發(fā)生，汽車在行駛時(shí)各零部件及連接位置均受到循環(huán)載荷和交變載荷的作用，零部件的薄弱處和上述連接部位經(jīng)歷多次循環(huán)載荷后會(huì)產(chǎn)生微裂紋，隨著車輛服役時(shí)間的增長(zhǎng)、行駛里程的增加，這些微裂紋會(huì)慢慢增大，到一定程度時(shí)會(huì)突然斷裂，致使結(jié)構(gòu)破壞。當(dāng)循環(huán)載荷較低時(shí)，零部件內(nèi)部和連接部位產(chǎn)生的應(yīng)力水遠(yuǎn)平低于材料的屈服應(yīng)力，彈性應(yīng)變是引起疲勞破壞的主要因素。如果循環(huán)載荷較高，產(chǎn)生的應(yīng)力水平接近屈服應(yīng)力，此時(shí)塑性應(yīng)變成為導(dǎo)致疲勞破壞的主要因素[10]。

疲勞破壞的過(guò)程可以視為損傷累積的過(guò)程，每一次交變載荷的變化都會(huì)影響到零部件，這些損傷會(huì)持續(xù)累積，當(dāng)超過(guò)零件的臨界損傷值時(shí)，結(jié)構(gòu)就會(huì)發(fā)生破壞。這些損傷量在裂紋形成階段和裂紋擴(kuò)展階段都具有線性疊加的特性，即每一個(gè)交變載荷產(chǎn)生的損傷量只與載荷本身的大小有關(guān)而與其他因素?zé)o關(guān)。

應(yīng)用如圖8所示的疲勞累積損傷理論Miner線性法則，其中σ為不同耐久狀態(tài)下對(duì)應(yīng)的應(yīng)力，N為耐久次數(shù)，σ1、σ2分別對(duì)應(yīng)為疲勞極限1、疲勞極限2，N1為疲勞極限σ1對(duì)應(yīng)的疲勞壽命（循環(huán)次數(shù)），N2為疲勞極限σ2對(duì)應(yīng)的疲勞壽命（循環(huán)次數(shù)）。C 和m為材料的疲勞參數(shù)，這些參數(shù)可以通過(guò)試驗(yàn)數(shù)據(jù)擬合得到，C為材料的疲勞強(qiáng)度系數(shù)（疲勞極限），m為疲勞強(qiáng)度指數(shù)。兩者滿足N×σm = C的關(guān)系，依據(jù)統(tǒng)計(jì)數(shù)據(jù)擬合可得m=4.3[10]，即：

N2/N1 = （σ1/σ2）4.3 （1）

由式（1）可見(jiàn)，降低翼子板缺口處的殘余應(yīng)力，進(jìn)而降低車輛行駛過(guò)程中產(chǎn)生的交變應(yīng)力，是提高疲勞壽命的有效途徑。

6 解決方案

翼子板工藝缺口在裝配過(guò)程中出現(xiàn)了應(yīng)力集中，裝配后出現(xiàn)具有殘余應(yīng)力的鼓包，路試中在道路沖擊交變載荷的作用下出現(xiàn)疲勞開(kāi)裂。需要對(duì)該工藝缺口進(jìn)行設(shè)變優(yōu)化，降低應(yīng)力集中，提出4種方案，如圖9所示。

這些方案均能改善缺口處的應(yīng)力集中，最大應(yīng)力在100～128 "MPa范圍的，均小于材料的屈服強(qiáng)度。從制造方面考慮，方案1的模具改動(dòng)量最少，因此決定采用方案1對(duì)缺口進(jìn)行優(yōu)化。圖10展示了缺口優(yōu)化后最大應(yīng)力云圖，極限加載的最大應(yīng)力為128.8 "MPa，小于材料的屈服強(qiáng)度。

將優(yōu)化前、后的最大應(yīng)力帶入式（1），可得：

N2/N1 = （269.8/128.8）4.3 = 24.03 （2）

原始缺口的疲勞破壞里程約為10 000 km，優(yōu)化后缺口的疲勞壽命為240 300 km，滿足設(shè)計(jì)要求。

由于沒(méi)有實(shí)測(cè)路譜載荷，為了近似模擬車輛路試中的扭轉(zhuǎn)工況，對(duì)比方案的優(yōu)劣，設(shè)定工況為：約束后軸兩側(cè)彈簧支撐點(diǎn)，約束1、2、3、5自由度；前減震器座左、右側(cè)反向加載10 000 N垂向載荷，如圖11所示。在此工況下，翼子板工藝缺口優(yōu)化前、后的最大應(yīng)力分別為156 MPa和92 MPa，均低于裝配產(chǎn)生的極限殘余應(yīng)力，因此仍采用式（2）預(yù)測(cè)優(yōu)化方案對(duì)疲勞壽命的提高影響。

如圖12所示，作為備選方案，將安裝面外偏3 mm，進(jìn)一步降低缺口處的殘余應(yīng)力，并在側(cè)圍安裝面與翼子板安裝面加涂隔振膠，同時(shí)取消安裝螺栓，以緩解車輛行駛產(chǎn)生的交變應(yīng)力。備選方案未實(shí)施。

為驗(yàn)證缺口優(yōu)化方案的有效性，將更改后的翼子板裝車進(jìn)行路試及臺(tái)架試驗(yàn)。在裝配時(shí)缺口處沒(méi)有出現(xiàn)局部鼓包，邊緣質(zhì)量良好沒(méi)有缺陷，如圖13所示。可靠性路試在海南進(jìn)行（4 000 km強(qiáng)化、4 000 km一般、4 000 km山路、18 000 km高環(huán)），30 000 km循環(huán)里程結(jié)束后無(wú)開(kāi)裂出現(xiàn)。同時(shí)進(jìn)行試驗(yàn)室臺(tái)架試驗(yàn)?zāi)M車輛行駛路況，試驗(yàn)中每10 000 km點(diǎn)檢確認(rèn)，試驗(yàn)到80 000 km點(diǎn)檢發(fā)現(xiàn)仍然無(wú)斷裂現(xiàn)象。

7 結(jié)束語(yǔ)

翼子板安裝點(diǎn)附近的工藝缺口在路試中開(kāi)裂屬于疲勞破壞問(wèn)題，疲勞開(kāi)裂里程與翼子板與車身骨架裝配引起的應(yīng)力集中有密切關(guān)系，優(yōu)化工藝缺口的形狀能夠降低應(yīng)力集中。當(dāng)翼子板由制造工藝產(chǎn)生的殘余應(yīng)力低于材料的屈服強(qiáng)度時(shí)，其疲勞壽命得到有效提高。

該方法通過(guò)模擬裝配工藝過(guò)程識(shí)別應(yīng)力集中，從而解決疲勞開(kāi)裂問(wèn)題，后續(xù)的項(xiàng)目將進(jìn)一步關(guān)注整車疲勞工況下翼子板局部應(yīng)力狀態(tài)。

參考文獻(xiàn)：

[1] 黃源燾. 改善翼子板與機(jī)蓋匹配的外觀R角質(zhì)量方案[J]. 模具工業(yè)， 2022， 48（11）： 37-41.

[2] 夏燦添，劉志強(qiáng)，黃義關(guān). 汽車覆蓋件翼子板銳棱模具應(yīng)用研究[J]. 鍛造與沖壓， 2022（16）： 52-54.

[3] 余海兵. 汽車翼子板尖角沖壓模具投料困難及制件表面缺陷的問(wèn)題研究[J]. 鍛造與沖壓， 2022（18）： 55-58.

[4] 蔣磊，馬培兵，王龍，等. 翼子板成形數(shù)值模擬與工藝優(yōu)化[J]. 鍛壓技術(shù)， 2021， 46（11）： 113-123.

[5] 曹倩. 基于3DCS的前蓋與翼子板平整度偏差分析[J]. 汽車實(shí)用技術(shù)， 2021， 46（5）： 166-168.

[6] 諸波. 翼子板單件尺寸與車身裝配關(guān)系分析[J]. 汽車與配件， 2018（5）： 72-74.

[7] 張光磊，張光金，姜偉健. 翼子板支架總成的疲勞強(qiáng)度與自由模態(tài)分析[J]. 汽車實(shí)用技術(shù)， 2018（17）： 103-105.

[8] 劉海江，肖麗芳.翼子板結(jié)構(gòu)剛度模態(tài)分析與優(yōu)化[J]. 機(jī)械設(shè)計(jì)與制造， 2009（1）： 4-6.

[9] 岳冬冬，張攀，劉治興，等. 重型卡車焊接類懸臂支架疲勞失效研究[J]. 汽車實(shí)用技術(shù)， 2019（13）： 212-214+225.

[10] 張怡，陳吉清. 轎車翼子板疲勞斷裂改進(jìn)對(duì)策研究[J]. 制造業(yè)自動(dòng)化， 2015， 37（8）： 82-85.

作者簡(jiǎn)介：隨學(xué)永（1980—），男，學(xué)士學(xué)位，中級(jí)工程師，研究方向?yàn)檐嚿碓O(shè)計(jì)。

通訊作者：趙坤民（1971—），男，博士學(xué)位，高級(jí)工程師，研究方向?yàn)檐嚿碓O(shè)計(jì)與制造。

基金項(xiàng)目：國(guó)家自然科學(xué)基金（51775160）

參考文獻(xiàn)引用格式：

隨學(xué)永，王愛(ài)國(guó)，趙坤民. 基于Miner理論的汽車翼子板疲勞破壞研究[J]. 汽車工藝與材料， 2024（8）： 12-17.

SUI X Y， WANG A G， ZHAO K M. Investigation of Automobile Fender Fatigue Cracking Based on the Miner Theory[J]. Automobile Technology amp; Material， 2024（8）： 12-17.