一種降低飛機(jī)蒙皮回彈的裝置及工藝

柏玲磊，周 遨，趙坤民

（合肥工業(yè)大學(xué) 工業(yè)與裝備技術(shù)研究院，安徽 合肥 230009）

一種降低飛機(jī)蒙皮回彈的裝置及工藝

柏玲磊，周 遨，趙坤民

（合肥工業(yè)大學(xué) 工業(yè)與裝備技術(shù)研究院，安徽 合肥 230009）

拉伸成形是飛機(jī)蒙皮的基本成形方法。結(jié)合蒙皮拉伸成形回彈過大的缺陷及影響因素，設(shè)計了一種振動輔助拉伸成形裝置，分析了施加振動減小回彈的機(jī)理并提出了振動輔助拉伸成形的工藝方法。以單曲度蒙皮拉伸成形為例，通過數(shù)值仿真模擬，分析了施加振動對成形蒙皮零件回彈的影響，結(jié)果表明施加振動后回彈量明顯減小，最大回彈值由1.44mm降到0.75mm，成形質(zhì)量顯著提高。

振動；飛機(jī)蒙皮；拉伸成形；回彈；數(shù)值模擬

拉伸成形（簡稱拉形）是常見的金屬板材成形方式，在航空航天結(jié)構(gòu)件尤其是飛機(jī)蒙皮成形中廣泛應(yīng)用。板料在拉伸成形過程中極易產(chǎn)生應(yīng)力集中現(xiàn)象，這些應(yīng)力隨著成形過程的結(jié)束并不會完全消失，而會殘留下來一部分，形成殘余應(yīng)力，導(dǎo)致成形的蒙皮零件產(chǎn)生較大的回彈。回彈問題在蒙皮成形過程中不可避免。目前針對蒙皮回彈過大的問題，人們一直沒有好的解決方法，仍然依靠多次拉形試模獲得的經(jīng)驗來確定合適的拉形工藝參數(shù)，從而盡可能減小回彈。

減小成形蒙皮零件的殘余應(yīng)力是有效降低回彈的關(guān)鍵。在現(xiàn)有的蒙皮拉伸成形設(shè)備上，通過改變原有結(jié)構(gòu)，加入激振器裝置，在成形過程中，通過激振器的振動帶動模具振動，可有效減小板料內(nèi)部的殘余應(yīng)力，達(dá)到降低回彈的目的。

1 振動輔助拉伸成形裝置

在現(xiàn)有飛機(jī)蒙皮拉伸成形設(shè)備基礎(chǔ)上，通過改進(jìn)結(jié)構(gòu)并引入振動輔助[1-3]設(shè)備，組成滿足工藝要求的振動輔助拉伸成形裝置。該裝置由拉伸設(shè)備與成形機(jī)構(gòu)組成，具體如圖1、圖2所示。在成形過程中施加振動，可能會對拉伸設(shè)備造成一定的影響，從而降低設(shè)備本身的使用壽命。為解決這一問題，對傳統(tǒng)蒙皮設(shè)備[4-5]進(jìn)行改進(jìn)。將傳統(tǒng)的整體式拉伸成形設(shè)備中拉伸設(shè)備與成形機(jī)構(gòu)進(jìn)行分離。

圖1 振動輔助拉伸成形裝置

圖2 成形機(jī)構(gòu)

如圖1所示，在拉伸設(shè)備的中間位置設(shè)置有中空區(qū)，在中空區(qū)內(nèi)放置有互不接觸的成形機(jī)構(gòu)，在振動時，可以保護(hù)拉伸設(shè)備本身，并保證能量有效傳遞。同時為達(dá)到振動效果，在成形機(jī)構(gòu)中引入激振器裝置。圖2是成形機(jī)構(gòu)。在模具兩側(cè)內(nèi)部對稱設(shè)置有n對激振器；模具通過固定件與工作臺相連接；在模具和工作臺之間設(shè)置有彈性墊，從而形成成形機(jī)構(gòu)；該成形機(jī)構(gòu)通過設(shè)置彈性墊阻止了振動傳遞到工作臺上，減少了能量流失。同時，在實(shí)際工作環(huán)境中，還減小了振動產(chǎn)生的噪聲。需要說明的是，激振器數(shù)量根據(jù)具體成形蒙皮件的成形力大小而定。對于激振器的固定形式，本裝置中考慮到要安裝固定在模具兩側(cè)內(nèi)部，所以未采用常見的夾鉗剛性固定方式，而是采用了螺栓連接方式。

2 振動輔助拉伸成形工藝

2.1 工藝機(jī)理

成形蒙皮是對稱零件，其在拉伸成形過程中的受力狀態(tài)，可以用圖3所示的對稱板幾何形狀來表達(dá)。其中，r為中間平面曲率半徑，θ為彎曲角，在施加振動過程中，相當(dāng)于給板料提供了一個交變載荷F。

圖3 蒙皮成形機(jī)理圖

這里引入應(yīng)力函數(shù) ψ，假設(shè) φ=F（r）sinθ，則該方程應(yīng)滿足平面應(yīng)變問題應(yīng)力函數(shù)方程▽4φ=0，據(jù)此可以推出應(yīng)力

式中：σθ——切向應(yīng)力；

τrθ——剪切應(yīng)力。

下面來確定式中C值。極坐標(biāo)下應(yīng)變公式為

式中：εθ——切向應(yīng)變；

rrθ——剪切應(yīng)變；

μr——徑向位移；

μθ——切向位移。

由方程（1）、（2）、（3）、（4）和虎克定律，可推得平面應(yīng)變公式

式中：υ——泊松比；

G——剪切彈性模量。

由此得

在拉伸成形過程中由于施加了振動，相當(dāng)于給板料提供了疊加的位移[6]，假設(shè)從板料開始受力到最終成形（假設(shè)最終成形時如圖3所示板料幾何形狀圓心角為θ0）板料所受的疊加位移為b。

由于（μr）θ=π-（μr）θ=0=b，所以由（7）式可得

這樣解得

將（10）式代入（1）、（2）中，最終可以得到

由上式可以看出應(yīng)力受到施加振動產(chǎn)生的交變載荷影響，當(dāng) σθ＞σs時（σs為材料的屈服極限），零件即會發(fā)生塑性形變，使殘余應(yīng)力峰值降低，從而減小回彈。

2.2 工藝方法

本工藝方法中，拉伸設(shè)備通過自身的夾鉗夾住板料兩側(cè)并放置于模具上表面，通過液壓缸驅(qū)動夾鉗按照加載軌跡進(jìn)行拉伸，同時啟動激振器使其帶動模具與板料同時振動，直到成形過程結(jié)束。

本工藝實(shí)施方法中，需要重點(diǎn)指出的是，所施加的振動頻率是低頻率，這在技術(shù)上是可行的。低頻振動輔助的好處在于可以減小板料內(nèi)部的殘余應(yīng)力，降低回彈，也可以減小板料與模具之間的摩擦力，使板料變形更加充分、均勻，保證蒙皮成形質(zhì)量。同時要保證拉伸設(shè)備與激振器同步工作。

3 單曲度蒙皮拉伸成形仿真

3.1 仿真模型

本次仿真中以單曲度蒙皮橫向拉伸成形為例，材料選擇鋁合金2024系列，板料長度2m，寬度 1m，厚度2mm。如圖4所示。由于蒙皮零件為對稱結(jié)構(gòu)，在仿真中取1/2模型作為研究對象。仿真軟件為Dynaform。

在仿真約束條件及參數(shù)設(shè)定中，板料定義為彈塑性體，模具定義為剛體；板料與模具的剪切摩擦因子定義為0.18；運(yùn)動速度設(shè)置為5000mm/s。

圖4 單曲度蒙皮

3.2 仿真結(jié)果

仿真結(jié)果主要是輸出無振動與施加低頻振動的對比回彈結(jié)果云圖。其中無振動拉伸成形過程是模具不動，通過夾鉗的拉伸包覆運(yùn)動使板料成形；施加的低頻振動，是等效給模具加載一個正弦曲線的位移，來達(dá)到模具帶動板料振動的效果。施加正弦曲線的頻率是低頻，本仿真選擇在50Hz以內(nèi)，振幅選擇為幾個毫米。結(jié)果如圖5所示。圖5a為無振動回彈云圖，圖5b為低頻振動回彈云圖。

為了定量分析二者回彈大小，以零件對稱中心為坐標(biāo)原點(diǎn)，取沿寬度方向（如圖5b中截面線）對稱切面上的點(diǎn)為測量點(diǎn)。結(jié)果如圖6所示。從圖中可以發(fā)現(xiàn)施加低頻振動后回彈量明顯減小，最大回彈值由1.44mm降到0.75mm，效果十分顯著。

圖5 回彈對比云圖

圖6 回彈量對比

4 結(jié)論

本文設(shè)計了一種振動輔助拉伸成形裝置，從工藝機(jī)理分析上證明了將低頻振動應(yīng)用于飛機(jī)蒙皮拉伸成形中具有可行性，并給出了裝置具體的工藝方法。通過仿真分析發(fā)現(xiàn)：施加低頻振動，蒙皮零件的回彈得到明顯改善。為飛機(jī)蒙皮拉伸成形提供了一種新的思路。

[1]王家鵬.超聲振動輔助成形本構(gòu)模型理論及其實(shí)驗研究[D].上海：上海交通大學(xué)，2015.

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[3]劉 揚(yáng).振動消除殘余應(yīng)力的原理[J].湖南工業(yè)大學(xué)學(xué)報，1996，（1）：69-75.

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[6]蘆亞萍.振動消除殘余應(yīng)力機(jī)理分析及試驗研究[D].浙江：浙江大學(xué)，2002.

A device and process of reducing springback of aircraft skin

BAI Linglei,ZHOU Ao,ZHAO Kunmin
（Industry and Equipment Technology Institute,Hefei University of Technology,Hefei 230009,Anhui China）

Stretch forming process is the primary manufacturing method for aircraft skin.Avibration-assisted stretch forming device has been designed by combination of too much springback during skin stretching process.The principle of small springback by applying vibration has been analyzed.The technical process of vibration-assisted stretch forming has been put forward.Taking the single curvature skin stretch forming as an example,the influence of the applied vibration on the springback of the skin parts has been analyzed by numerical simulation.The results show that the maximum springback value has been cut down from 1.44mm to 0.75mm after being applied the vibration.The forming quality has been obviously improved.

Vibration;Aircraft skin;Stretch forming;Springback;Numerical simulation

TG386.3

A

10.16316/j.issn.1672-0121.2017.04.026

1672-0121（2017）04-0089-03

2017-03-23；

2017-05-12

國家自然科學(xué)基金資助項目（11472072）

柏玲磊（1991-），男，碩士在讀，主要研究方向板料成形數(shù)值模擬與工藝優(yōu)化。E-mail：hfutllbai@sina.com；趙坤民（1971-），男，博士，教授，博士研究生導(dǎo)師，國家第八批“千人計劃”引進(jìn)專家。主要研究方向金屬沖壓成形回彈分析與控制、智能材料與結(jié)構(gòu)的基礎(chǔ)研究等。E-mail：kmzhao@dlut.edu.cn