深腔類航空鈑金件成形工藝研究及應(yīng)用

王 媛 李志強(qiáng) 姚吉威

(航空工業(yè)成都飛機(jī)工業(yè)(集團(tuán))有限公司，四川 成都610092)

深腔類鈑金件是航空鈑金件中特殊的一類零件，在飛機(jī)上零件數(shù)量不多，結(jié)構(gòu)簡單，通常采用拉深成形方式。但由于拉深高度大，材料流動不足，在R區(qū)常常會發(fā)生開裂或起皺等缺陷，導(dǎo)致零件表面質(zhì)量差，報廢率高[3]。近年來，新一代飛機(jī)對零件表面質(zhì)量要求越來越高，同時，對產(chǎn)能提升和成本管控提出了更高要求。可見，采用傳統(tǒng)工藝的深腔類零件生產(chǎn)方式，已無法滿足新一代飛機(jī)對零件質(zhì)量，成形精度和制造成本的要求。同時，在鈑金件的制造中，一些新工藝的不斷推廣應(yīng)用，如充液成形等，為改善該類零件制造精度，降低加工缺陷，提供了契機(jī)。

1 飛機(jī)某深腔類底座零件工藝性分析

該零件材料為LY12M-δ1.5，毛料尺寸：300 mm×290 mm，零件結(jié)構(gòu)和外形尺寸如圖1所示。

從圖1可以看出，該底座零件屬于深腔類零件，該零件拉深深度h=27 mm，深度不高，但其法蘭較寬，法蘭最寬為65 mm。且要求裝配協(xié)調(diào)性好，零件需要鉚接，它的外形尺寸和型面貼模度是保證裝配的關(guān)鍵。且表面質(zhì)量要求非常嚴(yán)格，表面不允許有劃傷、壓痕和其他工具痕跡。

2 傳統(tǒng)成形方式-鋼模拉深成形

該零件展開料尺寸較大，拉深系數(shù)較小，采用普通拉深成形一次難以成形，目前工藝上采用三次剛模拉深成形，最后還需一套校形模，且中間需要多次退火工藝，工序復(fù)雜，模具成本高，成形質(zhì)量難以保證。同時，根據(jù)零件形狀特殊，拉深高度等特點(diǎn)，采用常規(guī)的拉深成形工藝方法，零件起皺嚴(yán)重且容易破裂，表面質(zhì)量差。

工藝流程：

下料—拉深成形(第一套模具)—退火—拉深成形(第二套模具)—退火—拉深成形(第三套模具)—退火—校正(校形模)—熱處理—修外形

某成形缺陷零件示意圖，如圖2所示。從圖中可以看出，該零件成形過程，易發(fā)生起皺，破裂等風(fēng)險。

3 深腔類零件充液成形工藝研究及應(yīng)用

通過傳統(tǒng)成形方式—鋼模拉深成形得出，該類零件展開尺寸大，拉深系數(shù)小，拉深阻力較大，工裝凸模圓角處易達(dá)到材料成形極限而產(chǎn)生破裂[4]。因此，為使零件能采用充液拉深成形工藝，添加必要的工藝補(bǔ)充面，將零件底部開口封閉，并添加R5的圓角過渡。同時，為保證零件成形高度，充液成形高度h最小應(yīng)為34 mm如圖3所示。

3.1 充液成形原理

板材充液拉深成形技術(shù)是指利用液體(油或水)作為傳力介質(zhì)，代替剛性的凹模直接作用于毛坯進(jìn)行成形的方法，見圖4所示[5]。與剛性模成形相比，充液拉深具有模具成本低、制造周期短、壽命長，板材成形極限高，工件尺寸精度高、回彈小、壁厚均勻、表面質(zhì)量好等特點(diǎn)。作為一種先進(jìn)的柔性成形方法，動態(tài)充液拉深技術(shù)在汽車等制造領(lǐng)域得到了快速的發(fā)展和廣泛的應(yīng)用[6]。適用于筒形、錐形、拋物形及盒形等變形程度超過普通拉深成形極限、加工結(jié)構(gòu)形狀復(fù)雜的零件，以及低塑性、難成形材料，如鋁合金等[7]。

3.2 有限元仿真分析

3.2.1 仿真模型構(gòu)建

在有限元分析軟件Dynaform中，建立分析模型如圖5所示，模型包括凸模、凹模、壓邊圈以及板料，此外，還需定義接觸條件和材料屬性(材料：LY12M,σb≤216 MPa，延伸率為δ=14%)。板料外形尺寸是通過有限元一步法計算而得，如圖6所示。

3.2.2 工藝參數(shù)確定

在充液拉深成形時，整個成形過程分為以下幾個步驟：進(jìn)料→壓邊→加背壓→凸模下→卸載→脫模。在充液拉深成形中，需要確定的工藝參數(shù)包括：壓邊力、液室壓力加載曲線、拉深行程及摩擦系數(shù)等。對這些工藝參數(shù)進(jìn)行設(shè)計[8]。模具如凸模圓角半徑、凹模圓角半徑及毛料幾何尺寸可在模具設(shè)計階段確定。根據(jù)零件成形高度確定拉深行程，該零件工藝補(bǔ)充后成形高度為h=34 mm，因而拉深行程定為34 mm。液室壓力先平穩(wěn)增壓，在成形前期保壓的形式，如圖7a所示，加壓邊界如圖7b所示。

3.2.3 成形過程仿真與參數(shù)優(yōu)化

從圖8可以看出，該零件可采用充液拉深一次成形，但在凸模圓角處，易發(fā)生破裂等風(fēng)險。對成形后的零件進(jìn)行變薄率分析，如圖9所示，發(fā)現(xiàn)在圓角處的厚度為1.127 mm(該零件厚度為1.5 mm)，變薄率24.8%，無法滿足零件要求。

為減少零件變薄率，分析研究液室壓力對成形結(jié)果的影響，通過改變液室壓力，得到不同液室壓力對應(yīng)零件最小厚度分布情況如圖10所示?？梢?，零件底部減薄主要發(fā)生在0～8 mm成形初始階段，后期由于液室壓力的包覆作用，有效抑制零件底部進(jìn)一步減薄。同時，液室壓力要設(shè)置合適，液室壓力過低，不能將板料有效地包覆在凸模上，最小壁厚出現(xiàn)在凸模圓角處；液室壓力過高，將使凹模圓角處板料局部脹形，因而最小壁厚分布在凹模圓角處。

由于該零件法蘭較寬，展開料尺寸較大，拉深系數(shù)較小，為保證零件成功采用充液拉深成形，液室壓力設(shè)置要合適，從圖10可以看出，液室壓力選取35 MPa較為合適[9]。

4 深腔類零件充液成形工藝試驗(yàn)

按照液壓成形設(shè)備，設(shè)計工裝，并進(jìn)行工裝制造，工裝如圖11所示[10]。

根據(jù)有限元仿真結(jié)果，設(shè)定液室壓力，進(jìn)行工藝試驗(yàn)，經(jīng)加工出的零件如圖12所示?？梢姰a(chǎn)品表面質(zhì)量較好，成形精度高，無起皺，破裂等缺陷。此外，該零件利用充液一次成形，減少了2套成形工裝，節(jié)約了成本；取消了退火工序，縮短了加工周期。

表1 兩種成型方式加工工藝性對比

5 結(jié)語

針對航空深腔了鈑金件，傳統(tǒng)成形方式——鋼模拉深成形過程中，存在成形精度差，表面質(zhì)量差等缺點(diǎn)。提出采用深腔類鈑金件充液拉深成形技術(shù)。通過有限元仿真技術(shù)對該類零件充液拉深成形過程，進(jìn)行分析與研究，并利用試驗(yàn)驗(yàn)證，實(shí)現(xiàn)了深腔類航空鈑金件充液成形。可以得出以下結(jié)論：

驗(yàn)證了深腔類航空鈑金件充液成形的可行性，經(jīng)仿真分析得出了最優(yōu)成形工藝參數(shù)，實(shí)現(xiàn)了深腔類航空鈑金件充液成形仿真，具有極大的參考價值和指導(dǎo)意義。

經(jīng)工裝設(shè)計及成形過程試驗(yàn)，實(shí)現(xiàn)了深腔類航空鈑金件充液成形加工，成形后的零件表面質(zhì)量好，圓角處無開裂和起皺現(xiàn)象，表面無尺寸大于0.2 mm凹坑；成形精度高，摸具間隙小于0.5 mm；減少了2套工裝制造成本；取消了退火工序，零件生產(chǎn)周期減少了2天；縮短了工人校正時間，全部零件不需要大面積矯正，就可交付，降低了零件制造成本和縮短了零件生產(chǎn)周期。

充液成形技術(shù)作為一種新型鈑金成形工藝，通過深腔類航空鈑金件充液拉深成形過程的研究和工程化應(yīng)用，能夠在該類鈑金件成形工藝中，不斷推廣該類技術(shù)，對提高鈑金件的成形精度和表面質(zhì)量，降低該類零件制造成本，及大批量制造，具有重要意義。