汽車翼子板成形仿真與回彈補償研究

蔣磊 張雄飛 龔熙 廖敏 冉奧陽 張淳波

（東風本田汽車有限公司新車型中心，武漢 430056）

1 前言

沖壓回彈是汽車覆蓋件成形過程中不可避免的缺陷[1]，其與諸多因素有關，如材料力學性能、工序數模造型、板料幾何形狀、沖壓模具結構、成形工藝參數等[2]，這也就使得汽車覆蓋件的回彈難以準確預測和有效控制。回彈的存在不僅會嚴重影響零件尺寸精度，還會導致零件表面產生深度為幾十到上百微米的微觀凹陷，從而降低零件表面質量[3]。對于汽車覆蓋件而言，滿足容差的尺寸精度和光潔連續(xù)的表面質量是整車獲得良好商品性的必要條件之一[4]。因此，回彈的精準預測以及合理控制對于整車商品性的保證至關重要。

翼子板作為汽車最重要的覆蓋件之一，其與側圍外板、前門外板、后門外板共同構成車身側面輪廓，除了滿足功能要求之外，還需要對周邊諸如前門、前大燈、前保險杠、發(fā)動機罩等眾多零件進行公差吸收，尺寸精度要求較高[5]。此外，翼子板產品結構具有形狀復雜、曲率變化大、特征棱線圓角小、成形深度不均勻特點，相對于其他覆蓋件回彈控制難度更大[6]。

為降低翼子板沖壓回彈，近年來業(yè)內專家展開了一些研究。韋榮發(fā)等提出一種基于變壓邊力的拉延回彈控制方法，在成形初期采用小壓邊力，成形后期采用大壓邊力，基本消除了翼子板回彈，將尺寸合格率由88.2%提升至92.6%[7]。賈文博等運用AutoForm 對汽車翼子板進行成形工藝數值模擬以及回彈補償，利用補償后的數據對模具型面進行優(yōu)化，從而將翼子板的回彈矢量控制在-0.7～0.9 mm[8]。閆巍等采用拉延工藝補充面增加儲料筋、后工序翻邊應用夾料結構以及減少整形量的方法來控制翼子板回彈，將翼子板回彈矢量降低至±2 mm 以內[9]。鞏倫慶等利用BP 神經網絡建立翼子板回彈預測模型，揭示了曲率半徑的變化對翼子板回彈的影響，減少了回彈對翼子板尺寸精度的影響[10]。夏燦添等利用AutoForm 對翼子板進行回彈分析和回彈補償，基于最終工序的回彈仿真結果對全工序實施同等補償，使翼子板A 面尺寸合格率達到90%[11]。蔣磊等通過最小有效壓料面設計、壓料板圓角避空等手段消除壓料板閉合帶來的塑性變形，提高了翼子板全工序回彈仿真的準確性，并通過全工序回彈補償降低了翼子板回彈矢量，零件裝配部位尺寸偏差全部控制在±0.5 mm 以內[12]。上述研究雖然實現了對翼子板沖壓回彈較為準確的預測，并在一定程度上提高了零件的尺寸合格率，但回彈仿真與回彈補償均是以工況相對穩(wěn)定為前提條件。然而，在實際沖壓生產中，一方面不同批次的板料其力學性能不盡相同，另一方面壓邊力、摩擦系數等工藝參數也會隨著環(huán)境的變化和時間的推移而發(fā)生改變，而工況的波動對于回彈仿真精度的影響較為顯著[13]。因此，為了進一步提高翼子板回彈仿真精度，有必要對翼子板沖壓成形工況的穩(wěn)定性，即沖壓工藝的穩(wěn)健性進行分析。

鑒于以上現狀，本研究以東風本田某SUV 車型翼子板為研究載體，首先利用CATIA 軟件設計翼子板全工序工藝模面；然后借助AutoForm 軟件進行全工序成形仿真以及穩(wěn)健性分析，根據成形仿真結果優(yōu)化工藝參數，確保翼子板在工況波動時依然能夠良好成形；最后在工藝穩(wěn)健的基礎上展開全工序回彈仿真與回彈補償，并獲得了預測更加精準的仿真結果和尺寸合格率更高的成形零件。

2 翼子板全工序工藝設計

圖1 為東風本田某SUV 車型翼子板產品數模及沿周截面圖，其在車身坐標系X、Y、Z軸3 個方向的投影尺寸為982 mm×169 mm×773 mm，料厚t=0.65 mm，材質為JAC270D-45/45，與寶鋼DC54D+ZF 材料性能相當，力學性能參數如表1 所示。

表1 材料力學性能參數

根據翼子板與周邊其他零件的配合關系，將其沿周劃分為A、B、C、D、E、F、G 七個區(qū)域，代表車身側面造型特征的腰線和輪眉線采用了銳利化設計，棱線圓角分別為R7 和R5。通過截面圖分析，對翼子板各區(qū)域成形工藝進行逐一規(guī)劃，并基于短工序需求最大限度對工序內容進行集成。由圖1 中A-A截面圖可知，A區(qū)域安裝結構面與外表面夾角為80°，在沖壓方向下存在一定負角，需要在后工序側整形，一級臺階成形深度為25 mm，二級成形深度為56 mm，整形量較大，為抑制整形過程中的起皺趨勢，需采用夾料整形工藝，同時法蘭部位還存在多個安裝孔和定位孔，孔徑和位置度要求較高，需先整形后沖孔，通過采用彈性整形機構可實現沖孔與整形的同序化，因此A區(qū)域成形工藝為：拉延→修邊→側整形+側沖孔。由圖1 中B-B截面圖可知，B區(qū)域為簡單法蘭結構，與外表面夾角達到105°，可直接在沖壓方向下翻邊成形，因此B區(qū)域成形工藝為拉延→修邊→翻邊。由圖1 中C-C截面圖可知，C區(qū)域為“平直法蘭+半圓型加強筋”式結構，平直法蘭部位可一次拉延成形到位，后續(xù)側修邊即可，而半圓型加強筋與法蘭面夾角僅75°，需要先過拉延后側整形，和A區(qū)域一樣，C區(qū)域平直法蘭部位還存在3 個安裝孔和2 個基準孔，對孔徑和位置度也同樣有著較高的要求，由于法蘭部位直接拉延成形，后續(xù)基本不會發(fā)生形變，為了縮短工序可將沖孔與修邊復合，先沖孔后整形，因此C區(qū)域成形工藝為拉延→側修邊+側沖孔→側整形。由D-D截面圖可知，D區(qū)域同樣為簡單法蘭結構，與外表面夾角為72°在沖壓方向下存在負角，在拉延、修邊之后需要側翻邊成形，因此D區(qū)域成形工藝為：拉延→側修邊→側翻邊。由EE截面圖可知，E區(qū)域法蘭較寬達到28 mm，與外表面夾角僅為48°，需要先過拉延后側翻邊，同時該區(qū)域還存在3 個孔徑和位置度要求相對較低的過孔，可考慮將沖孔與修邊進行復合，以實現工序縮短的目的，因此E區(qū)域成形工藝為：拉延→修邊+沖孔→側翻邊。由F-F截面圖可知，F區(qū)域法蘭與外表面夾角為102°，同樣可直接在沖壓方向下翻邊成形，此外該區(qū)域還存在1 個安裝孔和2 個鉚接孔，孔徑和位置度精度要求較高，安裝孔在拉延成形后直接沖出，鉚接孔沖孔方向與沖壓方向夾角過大，則需要在翻邊后進行側沖孔，采用沖孔凸模穿越翻邊凹模鑲塊的模具結構可實現翻邊與側沖孔的同序化，因此F區(qū)域成形工藝為：拉延→修邊+沖孔→翻邊+側沖孔。由G-G截面圖可知，G區(qū)域法蘭與外表面夾角為108°，同時外表面還存在8個輪眉飾板安裝孔，而法蘭部位則存在4 個內翼子板安裝孔，8 個輪眉安裝孔在拉延成形后直接沖出即可，4 個內翼子板安裝孔需要在法蘭翻邊成形后進行側沖孔，可參照F區(qū)域采用沖孔凸模穿越翻邊凹模鑲塊的模具結構，因此G區(qū)域成形工藝為：拉延→修邊+沖孔→翻邊+側沖孔。

圖1 某SUV車型翼子板產品數模

綜合上述翼子板各區(qū)域成形工藝規(guī)劃，得出翼子板全工序成形工藝方案如下。

a.OP10：拉延；

b.OP20：修邊+側修邊+沖孔+側沖孔；

c.OP30：翻邊+側翻邊+側整形+側沖孔。

然后基于工藝方案內容利用CATIA 軟件設計翼子板3D 沖壓工序數模，經投影得出如圖2 所示的詳細2D D/L 圖。

圖2 翼子板2D D/L圖

3 翼子板工藝穩(wěn)健性分析

汽車覆蓋件在批量沖壓生產過程中，工藝參數、材料性能等邊界條件并非一直保持恒定不變，各項關聯影響因素均會在一定范圍內發(fā)生波動，而這些波動則直接影響到零件的成形質量和連續(xù)生產的穩(wěn)定性。由于汽車覆蓋件的沖壓回彈與成形過程息息相關，當成形邊界條件發(fā)生變化時，勢必也會改變零件的回彈趨勢，從而影響回彈仿真和回彈補償的準確性。因此，在回彈分析之前必須先進行成形工藝穩(wěn)健性分析。

3.1 有限元模型建立

首先在CATIA 軟件中將翼子板各工序工藝數模、沖壓方向、板料線、修邊線、沖孔線、斜楔坐標系逐一另存為IGS 格式文件，然后全部導入至AutoForm 軟件中，之后依次進行仿真材料及板厚定義、沖壓方向設定、工序規(guī)劃、板料設計、工具體設定以及仿真精度設置。其中，工序規(guī)劃設定的工序數量和工序內容的排布應與D/L 圖完全保持一致，以保證成形工藝能夠最大限度還原和再現，完成設置所得到的翼子板全工序成形有限元模型如圖3 所示。

圖3 翼子板全工序成形有限元模型

根據東風本田翼子板成形仿真標準[14]以及沖壓車間的工藝條件，將摩擦系數設定為0.15、沖壓速度設定為1 000 mm/s、壓力機上滑塊運動行程設定為900 mm；壓邊力通過公式FB.H.=P×S[15]（式中，FB.H.為壓邊力，P為單位面積壓強，S為壓料區(qū)域面積；壓邊圈行程通過公式Cst=D+10（式中，Cst為壓邊圈行程，D為拉延成形深度）計算得出為90 mm。

3.2 工藝穩(wěn)健性分析

穩(wěn)健性分析是基于統計學原理，在前期沖壓工藝設計階段，對成形工藝裕度進行評價[16]，重點分析變形過程最為復雜的拉延序。在量產過程中影響拉延成形穩(wěn)健性的因素主要包括壓邊力、摩擦系數、屈服強度、抗拉強度以及厚向異性指數。利用AutoForm Sigma 模塊將各影響因素定義為噪聲因子，并分別進行噪聲變量區(qū)間和變量步距設置。其中，壓邊力上限設置為1 200 kN，下限設置為800 kN，變量步距為100 kN；摩擦因數上限設置為0.17，下限設置為0.13，變量步距為0.01；屈服強度和抗拉強度變量范圍均設置為90%～110%，變量步距為3.33%，同時抗拉強度與屈服強度同步變化；厚向異性指數上限設置為2.1，下限設置為1.7，變量步距為0.1。所有噪聲因子的詳細變量設置如圖4 所示。

圖4 穩(wěn)健性噪聲因子變量設置

按照上述參數設置后的翼子板拉延成形穩(wěn)健性分析結果分別如圖5、6 所示。其中圖5 為翼子板拉延減薄率云圖和區(qū)域成形極限圖，圖6 為翼子板拉延最大失效云圖和噪聲因子影響主次順序。由圖5a 可知，翼子板拉延件產品面減薄率基本在3%以上，說明零件獲得了足夠的塑性變形，但在A 柱搭接區(qū)域（圖5a 成形域Ⅰ）、前大燈搭接區(qū)域（圖5a 成形域Ⅱ）、輪拱工藝補充面（圖5a 成形域Ⅲ）、前門下部搭接區(qū)域（圖5a 成形域Ⅳ）這四處存在極限減薄情況，通過圖5b～圖5e 所示的區(qū)域成形極限圖（Local FLD）可以看出成形域Ⅰ、Ⅱ、Ⅲ、Ⅳ均存在一定的開裂風險。由圖6a 可知，成形域Ⅰ、Ⅱ、Ⅲ、Ⅳ的最大失效略微超出0.8 的上限基準，通過圖6b～圖6e 所示的影響最大失效噪聲因子的主次順序可知，各噪聲因子受控百分比總和基本接近100%，說明成形過程無未知和不可控噪聲的額外影響，成形結果可信度高。同時，通過對比可知，影響成形域Ⅰ、Ⅱ、Ⅲ、Ⅳ拉延開裂的主要因素為壓邊力和摩擦因數。在實際生產中，通過降低壓邊力、提高模具工作部位表面光潔度以及采用鍍鉻、脈沖等離子體擴散（Pulse-Plasma Diffusion，PPD)等表面硬化處理可以解決由于壓邊力過和摩擦因數過大所導致的拉延開裂。此外，前期工藝設計階段，可通過增大工藝補充面凸、凹模圓角半徑和減小拉延筋阻力系數等方法來提高拉延成形裕度，消除開裂風險[17-18]。

圖5 減薄率云圖和區(qū)域成形極限圖

圖6 最大云圖和噪聲因子主次順序

3.3 全工序成形仿真

將翼子板拉延工藝優(yōu)化后的工序數模再次導入AutoForm 軟件，替換更新OP10 工具體，然后對全工序成形過程進行求解計算，得到最終成形仿真結果如圖7 所示。由圖7a 可知，翼子板各工序迭代次數均小于40 次，成形全過程收斂，運算可靠。由圖7b 所示的成形極限圖和圖7c 所示的成形性云圖可知，工藝優(yōu)化后的翼子板全工序成形充分，無開裂、起皺等缺陷，且具有較大的成形裕度，說明成形工藝已經較為穩(wěn)健，可基于全工序成形仿真結果展開回彈分析。

圖7 翼子板全工序成形仿真結果

4 翼子板全工序回彈分析

4.1 回彈仿真方案確定

翼子板在成形過程中受到凸模型面支撐，故而成形過程中的回彈是基于模具型面支撐的自由回彈；在全工序成形完成之后則要受到檢具的定位和夾持約束，因此最終工序的回彈是基于檢具約束的夾持回彈，同時為了防止夾持冗余造成回彈結果失真，最終工序的約束應以夾持最小為原則。全工序回彈仿真流程如圖8 所示。

圖8 翼子板全工序回彈仿真流程

4.2 自由回彈分析

在進行基于檢具約束的最小夾持回彈分析之前，需先確認各工序自由回彈狀態(tài)。自由回彈采用三點支撐法進行評價，支撐點盡量在回彈矢量最小區(qū)域選擇，且應均勻分布，確保三點能夠完全將制品支撐起來。翼子板三點支撐的點位坐標以及基于三點支撐的各工序自由回彈分析結果如圖9 所示。

圖9 翼子板自由回彈支撐點位與自由回彈結果

由圖9 所示自由回彈分析結果可知，OP10、OP30 由于存在變形工序內容，故而回彈矢量較大，OP20 僅存在修邊、沖孔后的應力釋放，故而回彈矢量較小。除前大燈配合部A 面區(qū)域以外，各工序自由回彈趨勢基本保持一致，可基于自由回彈分析結果展開最小夾持回彈分析。

4.3 最小夾持回彈分析

最小夾持方案一般應基于產品在檢具上的定位基準來確定，圖10 為翼子板檢具定位基準方案，h1～h3 為定位孔，均約束兩個方向的自由度，f1～f8為鎖附孔，均約束一個方向的自由度。對于翼子板而言，由于產品輪廓不規(guī)則、A 面造型起伏大，在成形過程中極易產生較大的扭曲變形，若完全按照檢具定位基準方案對產品施加約束，則會掩蓋部分真實回彈，從而使分析結果與實際回彈發(fā)生偏差。因此，在設置回彈約束時，應盡量避免出現對過大回彈強行抑制的現象，即回彈仿真的約束力和夾持力不得大于30 N。通過綜合分析，選取h1、h2、f1、f2、f4、f5、f7、f8、f9 作為翼子板最小夾持回彈的約束夾持點，其中h1、h2 為定位銷約束，定位銷直徑按照小于孔徑0.4 mm 設定；f1、f2、f3、f4、f5、f7、f8、f9 為夾頭，內表面支撐設置支撐，外表面設置夾持。

圖10 翼子板定位基準方案

按照上述最小夾持方案設置回彈約束并再次提交求解計算，得到如圖11 所示的回彈約束力分析結果和圖12 所示的回彈矢量云圖。由圖11 可知，所有定位銷與夾頭的約束力均小于30 N，且未發(fā)生位移，表明最小夾持方案較為合理，未對零件的真實回彈造成過大的抑制，可基于回彈分析結果展開回彈逆向補償。由圖12 可知，除前門搭接區(qū)域以外，翼子板沿周配合區(qū)域回彈矢量均小于-1 mm 或大于+1 mm，不滿足±0.5 mm 的尺寸精度要求，需要進行回彈補償。

圖11 回彈約束力分析結果

圖12 翼子板最小夾持回彈矢量云圖

5 翼子板回彈補償

5.1 回彈補償策略

目前翼子板主要以對全工序沖壓模具型面進行補償為主，由于本研究中的翼子板在OP20 回彈較小，因此可考慮將該工序的回彈矢量疊加至OP10，然后在此基礎上對OP10 和OP30 展開補償。以往針對翼子板的回彈補償策略為局部型面補償，局部補償雖然運算時間短，在沖壓模具開發(fā)前期易于操作，但是補償精度相對較低，在后期沖壓模具調試階段需要根據零件實際回彈情況反復修模優(yōu)化，從而成為沖壓模具質量安定化最主要的阻礙因素之一。為了縮短沖壓模具開發(fā)周期，近年來對于翼子板的回彈補償逐步由局部型面補償轉變?yōu)槿兔嫜a償[19-20]。因此，本文采用全型面補償策略對翼子板進行回彈補償。

利用AutoForm 回彈補償模塊對回彈仿真文件進行克隆，然后基于最小夾持回彈結果依次對OP10、OP30 展開補償，其中A 面除棱線圓角以外的所有區(qū)域均設置為補償區(qū)域，工藝補充面設置為過渡區(qū)域，A 面棱線圓角和壓料面設置為固定區(qū)域，點擊計算即可獲得補償后的工具體型面。利用補償后的工具體型面啟動新一輪的回彈仿真，之后再基于本輪回彈分析結果啟動下一輪回彈補償，直至翼子板產品面配合區(qū)域的回彈矢量全部降低至±0.5 mm 的容差以內。至此，回彈補償迭代過程結束。最后，就可以將最后一輪回彈補償數據作為參考依據，在CATIA 軟件中對用于沖壓模具加工的工序數模展開手動補償。補償后的工序數模還需要檢查曲率連續(xù)性，對于A 面區(qū)域需要滿足G2 及以上連續(xù)，對于非A 面區(qū)域需要滿足G1及以上連續(xù)。CATIA 曲面連續(xù)性檢查主要采用等射線檢查和衍射檢查兩種方法，圖13a、圖13b 分別為最終補償后翼子板產品數模等射線檢查結果和衍射檢查結果。由圖13 可知，補償后的翼子板產品數模等射線分布均勻，無明顯彎折；衍射較為則較為平滑，無跨區(qū)域的突變衍射，說明補償數據可以滿足零件表明質量要求。

圖13 回彈補償后的產品數模曲率連續(xù)性檢查結果

5.2 回彈補償結果

回彈補償后，需對全工序成形性和回彈進行重復確認，以防止產生由于工序數模型面發(fā)生變化而帶來的成形開裂、起皺、面品缺陷以及回彈矢量超出容差。將在CATIA 軟件中完成補償的工序數模再次導入AutoForm 軟件中提交計算，求解得到如圖14 成形質量相關的分析結果和如圖15 所示的回彈分析結果。開裂、起皺可分別通過減薄率和起皺因子進行判斷，面品缺陷則需要通過曲率分析和次應力來評價。由圖14a 所示的減薄率云圖可知，翼子板最終成形件各部位減薄率均小于25%，無開裂風險。由圖14b 所示的起皺因子云圖可知，翼子板最終成形件A 面區(qū)域起皺因子均小于0.005，非A 面區(qū)域起皺因子均小于0.03，無起皺風險。由圖14c 可知，翼子板最終成形件所有A面相鄰區(qū)域均無跨越式曲率突變，說明零件A 面連續(xù)性較好，無面畸變。由圖14d 可知，翼子板最終成形件最大次應力為-89.52 MPa，根據東風本田企業(yè)標準，當回彈后的次應力在-100～100 MPa之間時，產品外表面產生凹陷的風險較小，實際生產時零件A 面基本不會出現凹陷。由圖15 所示的回彈矢量云圖可知，進行全型面回彈補償后，翼子板最終成形件所有配合區(qū)域的回彈矢量均已至±0.5 mm 以內，達到了零件的尺寸公差要求。綜合以上分析結果可以發(fā)現，翼子板全型面回彈補償方案同時滿足了尺寸精度和表面質量的要求。

圖14 回彈補償后翼子板成形質量分析結果

圖15 回彈補償后翼子板回彈矢量云圖

6 回彈補償試模驗證

利用補償后的工序數模對翼子板全工序沖壓模具型面進行加工，并在基礎上展開沖壓模具部件拼裝和型面研配。在全工序沖壓模具型面研合率達到90%以上時，帶料試模獲得如圖16a 所示的翼子板拉延件和圖16b 所示的翼子板最終成形件。根據東風本田沖壓件質量審核準則分別對翼子板拉延件和最終成形件進行質量評審，判定試模樣件無開裂、起皺以及明顯的面品缺陷，零件質量基本合格。

圖16 翼子板試模樣件

將翼子板最終成形件按照定位順序安裝于檢具之上，利用GOM ATOS 藍光掃描系統對翼子板最終成形件進行全型面掃描，通過基準孔坐標擬合以及與產品數模對比，獲得如圖17 所示的掃描結果。零件沿周配合區(qū)域實際尺寸偏差在-0.331～0.448 mm 之間，均在±0.5 mm 的尺寸公差范圍以內，符合零件批量生產的尺寸精度要求。

圖17 翼子板最終成形件藍光掃描結果

對回彈補償前后的回彈矢量以及試模樣件掃描數據分別在相同位置點選獲取測量數值，從前保險杠配合區(qū)域開始，沿逆時針方向取點，并依次記為測點1～測點24，然后利用折線圖對數據進行對比分析，結果如圖18 所示。對比分析結果表明，翼子板實際試?；貜棤顟B(tài)與補償后的仿真結果基本吻合，且相較于補償前回彈優(yōu)化顯著，零件尺寸合格率大幅提升。

圖18 翼子板試模樣件掃描數據與回彈仿真數據對比

7 結論

a.通過穩(wěn)健性分析識別了影響翼子板拉延成形質量的主要因素，并基于穩(wěn)健性分析結果對成形工藝進行優(yōu)化，提升了翼子板成形裕度，保證了翼子板全工序成形仿真和回彈分析的穩(wěn)定性以及可靠性。

b.利用三點支撐法分析了翼子板全工序自由回彈趨勢，獲得了較為可信的自由回彈結果，在此基礎上根據產品在檢具上的定位基準，確定了翼子板最小夾持回彈方案，并進行了最小夾持回彈分析，基于回彈分析結果，采用全型面補償策略，對翼子板工序數模實施了回彈補償，從而有效降低了翼子板回彈。

c.通過實際帶料試模，驗證了翼子板全工序成形工藝的合理性和回彈補償的有效性。提高了翼子板零件的成形質量和尺寸合格率，減少了沖壓模具調試階段零件回彈所導致的修模工作量，縮短了沖壓模具質量安定化周期，對于同類零件的回彈控制以及沖壓模具短周期開發(fā)具有一定指導意義。