CN106734486A - 一种双向拉伸的航空钣金件冲压成形方法及其模具 - Google Patents

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Abstract

一种双向拉伸的航空钣金件冲压成形方法：首先完成外部向下拉伸，因所需压边力较小约为2MPa，压边较窄，走料容易，外围法兰边不易起皱；之后再进行中间向上拉伸，外部已拉伸部位起到周向硬筋作用，能有效限制零件起皱。一种双向拉伸的航空钣金件冲压成形模具，其由上模和下模两大部分构成；其中，下模构成如下：下模座(1)、压盘(2)、下凹模(3)、下凸模(4)；上模构成如下：上模座(5)、压边圈(6)、上凸凹模(7)、复位结构(8)组成。本发明实现了零件整体成形快速制造；效率高，成本低，其具有可预期的较为巨大的经济价值和社会价值。

Description

一种双向拉伸的航空钣金件冲压成形方法及其模具
技术领域
本发明属于，具体涉及一种双向拉伸的航空钣金件冲压成形方法及其模具。
背景技术
双向拉伸的航空钣金件为高温合金板材为原材料的冲压件，该类零件两个方向均有拉伸量，且拉伸量较大，要求的成形表面质量高，零件表面不允许有波棱、开裂等缺陷，见图1、图2。双向拉伸类航空钣金件一次成型难度较大，由于一次凸凹模合模成型，毛料走料困难，极易出现拉裂，起皱等情况，目前双向拉伸的航空钣金件冲压成形工艺为：将该零件分解成两个零件分别拉伸成形，见图3、图4。对零件①车外圆加工和零件②车内圆加工后，将两零件焊接为一个整体，见图5。该种加工方法对车加工精度要求较高，两零件对接缝隙宽度不允许大于0.2mm，且焊接加工过程容易产生焊接变形，焊缝凸起需打磨与零件表面齐平，严重影响零件形面及表面质量，影响零件强度。此外，现有的制造工艺路线附带X光检查、焊后热处理、腐蚀及打磨焊缝等多道工序，制造成本较高，生产周期过长。人们迫切希望获得一种技术效果优良的双向拉伸的航空钣金件冲压成形方法及其模具。
发明内容
本发明的目的是提供一种技术效果优良的双向拉伸的航空钣金件冲压成形方法及其模具。以便解决双向拉伸类航空钣金件需分解成型后焊接为一个整体的技术缺陷，实现航空钣金件整体二次冲压成形；以便明显改善零件形面及表面质量，避免了焊缝的存在对零件质量的影响，同时降低该零件的制造成本及生产周期。
本发明提供了一种双向拉伸的航空钣金件冲压成形方法；其特征在于：依次要求如下：
首先，进行计算和仿真模拟得知：只进行一次凸凹模合模，当压边力小于4MPa时，零件外围法兰边起皱严重，压边力大于4MPa时零件走料困难容易产生拉伸裂纹，故故使用一次凸凹模合模难以实现零件的拉伸成型；研究发现，首先完成外部向下拉伸，因所需压边力较小约为2MPa，压边较窄，走料容易，外围法兰边不易起皱；之后再进行中间向上拉伸，外部已拉伸部位起到周向硬筋作用，能有效限制零件起皱；通过前述研究和分析，能够确定优选的航空钣金件冲压成形过程；
所述双向拉伸的航空钣金件冲压成形方法，其特征在于：双向拉伸的航空钣金件冲压成形方法中，在前述首先进行计算和仿真模拟的基础上，进入下一步：
其次，计算零件拉伸过程、毛料走料方式及毛料尺寸计算，根据对零件成形过程的模拟，第一步拉伸零件外围法兰边向内走料，完成第一步拉伸零件外围法兰边向内走料约8mm；第二步拉伸，零件由内部圆孔处向外走料，完成第二步拉伸内部圆孔半径扩大6mm±1mm，经计算初步确定零件成形所需毛料形状及具体尺寸，见图6；
再次，设计、制造并使用拉伸成形模具，见图7；该模具由上模和下模两大部分构成；其中，下模构成如下：下模座1、压盘2、下凹模3、下凸模4；上模构成如下：上模座5、压边圈6、上凸凹模7、复位结构8组成；下凸模4与下模座1固定连接且下凸模4布置在下模座1内腔中；下模座1外侧还设置有用于向下压紧下模座1外边沿并对其在竖直方向进行限位的环状的压盘2；下凹模3下部还连接着液压机顶杆10；
上凸凹模7和上模座5也固定连接为一体，上凸凹模7外侧还设置有用于向上勾住上模座5外边沿并对其在竖直方向进行限位的环状的压边圈6；压边圈6与上模座5之间还设置有受压且始终有相对远离趋势的复位结构8；下模座1和上模座5之间还设置有升降动作机构9用以控制二者之间相对靠近或者远离的平动动作；
在进行航空钣金件冲压成形操作时，液压机顶杆10将下凹模3顶起，将环形毛料(参见图6)放到下凹模3的环形槽内定位，升降动作机构9带动上凸凹模7和上模座5即上模下行，压边圈6与下凹模3接触，液压机顶杆10上行将复位结构8压缩；上凸凹模7和上模座5即上模继续下行直到复位结构8完全被压缩；待压边圈6与上模座5完全接触，完成第一步拉伸，见图8；升降动作机构9继续下行，上凸凹模7与下凹模3接触，液压机顶杆10被压缩，下凹模3被压下行，下凸模4相对升起，进入上凸凹模7型腔内，此时下凹模3起到压边圈6的作用，防止零件起皱，直到完全合模，完成第二步拉伸，见图9。
所述双向拉伸的航空钣金件冲压成形方法，其特征在于：复位结构8具体是压缩弹簧组。
本发明还要求包括一种双向拉伸的航空钣金件冲压成形模具，应用在双向拉伸的航空钣金件冲压成形方法中；其特征在于：所述双向拉伸的航空钣金件冲压成形模具由上模和下模两大部分构成；其中，下模构成如下：下模座1、压盘2、下凹模3、下凸模4；上模构成如下：上模座5、压边圈6、上凸凹模7、复位结构8组成；下凸模4与下模座1固定连接且下凸模4布置在下模座1内腔中；下模座1外侧还设置有用于向下压紧下模座1外边沿并对其在竖直方向进行限位的环状的压盘2；下凹模3下部还连接着液压机顶杆10；
上凸凹模7和上模座5也固定连接为一体，上凸凹模7外侧还设置有用于向上勾住上模座5外边沿并对其在竖直方向进行限位的环状的压边圈6；压边圈6与上模座5之间还设置有受压且始终有相对远离趋势的复位结构8；下模座1和上模座5之间还设置有升降动作机构9用以控制二者之间相对靠近或者远离的平动动作；
在进行航空钣金件冲压成形操作时，液压机顶杆10将下凹模3顶起，将环形毛料放到下凹模3的环形槽内定位，升降动作机构9带动上凸凹模7和上模座5即上模下行，压边圈6与下凹模3接触，液压机顶杆10上行将复位结构8压缩；上凸凹模7和上模座5即上模继续下行直到复位结构8完全被压缩；待压边圈6与上模座5完全接触，完成第一步拉伸，见图8；升降动作机构9继续下行，上凸凹模7与下凹模3接触，液压机顶杆10被压缩，下凹模3被压下行，下凸模4相对升起，进入上凸凹模7型腔内，此时下凹模3起到压边圈6的作用，防止零件起皱，直到完全合模，完成第二步拉伸，见图9。
复位结构8优选具体是压缩弹簧组。
采用本发明所述的双向拉伸的航空钣金件冲压成形方法和模具，可以实现双向拉伸的航空钣金件冲压成形，解决了之前该类零件必须分解为两个单独零件拉伸后焊接成形的技术难题，实现了零件整体成形快速制造；也同时还解决了零件拉裂、型面不合格等问题。本发明所述的成形工艺及模具较改进前能够省去1道冲压成形工序、2道车加工工序和1道焊接工序，省去焊后热处理、腐蚀、X光检查及打磨焊缝等工序，提高零件的制造效率3倍以上，降低零件制造工艺成本70％以上。其具有可预期的较为巨大的经济价值和社会价值。
附图说明
下面结合附图及实施方式对本发明作进一步详细的说明：
图1为双向拉伸的航空钣金件结构示意简图主视图；
图2为与图1对应的双向拉伸的航空钣金件结构示意简图俯视图；
图3为传统方法分解成两个零件分别拉伸的零件分解部分之一；
图4为与图3配合的使用传统方法分解成两个零件分别拉伸的零件分解部分之二；
图5为与图2图3配合的使用传统方法分解成两个零件分别拉伸后零件焊接为一个整体的结构示意简图；
图6为实施例1双向拉伸的航空钣金件拉伸成形前的毛料示意图；
图7为双向拉伸的航空钣金件冲压成形复合冲压模具示意图；
图8为完成第一步拉伸模具及零件状态示意图；
图9为完成第二步拉伸模具及零件状态示意图。
具体实施方式
实施例1
本实施例的目的是提供一种技术效果优良的双向拉伸的航空钣金件冲压成形方法及其模具。以便解决双向拉伸类航空钣金件需分解成型后焊接为一个整体的技术缺陷，实现航空钣金件整体二次冲压成形；以便明显改善零件形面及表面质量，避免了焊缝的存在对零件质量的影响，同时降低该零件的制造成本及生产周期。
本实施例提供了一种双向拉伸的航空钣金件冲压成形方法；依次要求如下：
首先，进行计算和仿真模拟得知：只进行一次凸凹模合模，当压边力小于4MPa时，零件外围法兰边起皱严重，压边力大于4MPa时零件走料困难容易产生拉伸裂纹，故故使用一次凸凹模合模难以实现零件的拉伸成型；研究发现，首先完成外部向下拉伸，因所需压边力较小约为2MPa，压边较窄，走料容易，外围法兰边不易起皱；之后再进行中间向上拉伸，外部已拉伸部位起到周向硬筋作用，能有效限制零件起皱；通过前述研究和分析，能够确定优选的航空钣金件冲压成形过程；
双向拉伸的航空钣金件冲压成形方法中，在前述首先进行计算和仿真模拟的基础上，进入下一步：
其次，计算零件拉伸过程、毛料走料方式及毛料尺寸计算，根据对零件成形过程的模拟，第一步拉伸零件外围法兰边向内走料，完成第一步拉伸零件外围法兰边向内走料约8mm；第二步拉伸，零件由内部圆孔处向外走料，完成第二步拉伸内部圆孔半径扩大6mm±1mm，经计算初步确定零件成形所需毛料形状及具体尺寸，见图6；
再次，设计、制造并使用拉伸成形模具，见图7；该模具由上模和下模两大部分构成；其中，下模构成如下：下模座1、压盘2、下凹模3、下凸模4；上模构成如下：上模座5、压边圈6、上凸凹模7、复位结构8组成；下凸模4与下模座1固定连接且下凸模4布置在下模座1内腔中；下模座1外侧还设置有用于向下压紧下模座1外边沿并对其在竖直方向进行限位的环状的压盘2；下凹模3下部还连接着液压机顶杆10；
上凸凹模7和上模座5也固定连接为一体，上凸凹模7外侧还设置有用于向上勾住上模座5外边沿并对其在竖直方向进行限位的环状的压边圈6；压边圈6与上模座5之间还设置有受压且始终有相对远离趋势的复位结构8；下模座1和上模座5之间还设置有升降动作机构9用以控制二者之间相对靠近或者远离的平动动作；
在进行航空钣金件冲压成形操作时，液压机顶杆10将下凹模3顶起，将环形毛料(参见图6)放到下凹模3的环形槽内定位，升降动作机构9带动上凸凹模7和上模座5即上模下行，压边圈6与下凹模3接触，液压机顶杆10上行将复位结构8压缩；上凸凹模7和上模座5即上模继续下行直到复位结构8完全被压缩；待压边圈6与上模座5完全接触，完成第一步拉伸，见图8；升降动作机构9继续下行，上凸凹模7与下凹模3接触，液压机顶杆10被压缩，下凹模3被压下行，下凸模4相对升起，进入上凸凹模7型腔内，此时下凹模3起到压边圈6的作用，防止零件起皱，直到完全合模，完成第二步拉伸，见图9。
复位结构8具体是压缩弹簧组。
本实施例还涉及一种双向拉伸的航空钣金件冲压成形模具，应用在双向拉伸的航空钣金件冲压成形方法中；所述双向拉伸的航空钣金件冲压成形模具由上模和下模两大部分构成；其中，下模构成如下：下模座1、压盘2、下凹模3、下凸模4；上模构成如下：上模座5、压边圈6、上凸凹模7、复位结构8组成；下凸模4与下模座1固定连接且下凸模4布置在下模座1内腔中；下模座1外侧还设置有用于向下压紧下模座1外边沿并对其在竖直方向进行限位的环状的压盘2；下凹模3下部还连接着液压机顶杆10；
上凸凹模7和上模座5也固定连接为一体，上凸凹模7外侧还设置有用于向上勾住上模座5外边沿并对其在竖直方向进行限位的环状的压边圈6；压边圈6与上模座5之间还设置有受压且始终有相对远离趋势的复位结构8；下模座1和上模座5之间还设置有升降动作机构9用以控制二者之间相对靠近或者远离的平动动作；
在进行航空钣金件冲压成形操作时，液压机顶杆10将下凹模3顶起，将环形毛料放到下凹模3的环形槽内定位，升降动作机构9带动上凸凹模7和上模座5即上模下行，压边圈6与下凹模3接触，液压机顶杆10上行将复位结构8压缩；上凸凹模7和上模座5即上模继续下行直到复位结构8完全被压缩；待压边圈6与上模座5完全接触，完成第一步拉伸，见图8；升降动作机构9继续下行，上凸凹模7与下凹模3接触，液压机顶杆10被压缩，下凹模3被压下行，下凸模4相对升起，进入上凸凹模7型腔内，此时下凹模3起到压边圈6的作用，防止零件起皱，直到完全合模，完成第二步拉伸，见图9。
复位结构8具体是压缩弹簧组。
采用本实施例所述的双向拉伸的航空钣金件冲压成形方法和模具，可以实现双向拉伸的航空钣金件冲压成形，解决了之前该类零件必须分解为两个单独零件拉伸后焊接成形的技术难题，实现了零件整体成形快速制造；也同时还解决了零件拉裂、型面不合格等问题。本实施例所述的成形工艺及模具较改进前能够省去1道冲压成形工序、2道车加工工序和1道焊接工序，省去焊后热处理、腐蚀、X光检查及打磨焊缝等工序，提高零件的制造效率3倍以上，降低零件制造工艺成本70％以上。其具有可预期的较为巨大的经济价值和社会价值。

Claims (5)

1.一种双向拉伸的航空钣金件冲压成形方法；其特征在于：依次要求如下：首先完成外部向下拉伸，因所需压边力较小约为2MPa，压边较窄，走料容易，外围法兰边不易起皱；之后再进行中间向上拉伸，外部已拉伸部位起到周向硬筋作用，能有效限制零件起皱。
2.按照权利要求1所述双向拉伸的航空钣金件冲压成形方法，其特征在于：计算零件拉伸过程、毛料走料方式及毛料尺寸计算，根据对零件成形过程的模拟，第一步拉伸零件外围法兰边向内走料，完成第一步拉伸零件外围法兰边向内走料约8mm；第二步拉伸，零件由内部圆孔处向外走料，完成第二步拉伸内部圆孔半径扩大6mm±1mm，经计算初步确定零件成形所需毛料形状及具体尺寸；
再次，使用拉伸成形模具，该模具由上模和下模两大部分构成；其中，下模构成如下：下模座(1)、压盘(2)、下凹模(3)、下凸模(4)；上模构成如下：上模座(5)、压边圈(6)、上凸凹模(7)、复位结构(8)组成；下凸模(4)与下模座(1)固定连接且下凸模(4)布置在下模座(1)内腔中；下模座(1)外侧还设置有用于向下压紧下模座(1)外边沿并对其在竖直方向进行限位的环状的压盘(2)；下凹模(3)下部还连接着液压机顶杆(10)；
上凸凹模(7)和上模座(5)也固定连接为一体，上凸凹模(7)外侧还设置有用于向上勾住上模座(5)外边沿并对其在竖直方向进行限位的环状的压边圈(6)；压边圈(6)与上模座(5)之间还设置有受压且始终有相对远离趋势的复位结构(8)；下模座(1)和上模座(5)之间还设置有升降动作机构(9)用以控制二者之间相对靠近或者远离的平动动作；
在进行航空钣金件冲压成形操作时，液压机顶杆(10)将下凹模(3)顶起，将环形毛料放到下凹模(3)的环形槽内定位，升降动作机构(9)带动上凸凹模(7)和上模座(5)即上模下行，压边圈(6)与下凹模(3)接触，液压机顶杆(10)上行将复位结构(8)压缩；上凸凹模(7)和上模座(5)即上模继续下行直到复位结构(8)完全被压缩；待压边圈(6)与上模座(5)完全接触，完成第一步拉伸；升降动作机构(9)继续下行，上凸凹模(7)与下凹模(3)接触，液压机顶杆(10)被压缩，下凹模(3)被压下行，下凸模(4)相对升起，进入上凸凹模(7)型腔内，此时下凹模(3)起到压边圈(6)的作用，防止零件起皱，直到完全合模，完成第二步拉伸。
3.按照权利要求3所述双向拉伸的航空钣金件冲压成形方法，其特征在于：复位结构(8)具体是压缩弹簧组。
4.一种双向拉伸的航空钣金件冲压成形模具，应用在双向拉伸的航空钣金件冲压成形方法中；其特征在于：所述双向拉伸的航空钣金件冲压成形模具由上模和下模两大部分构成；其中，下模构成如下：下模座(1)、压盘(2)、下凹模(3)、下凸模(4)；上模构成如下：上模座(5)、压边圈(6)、上凸凹模(7)、复位结构(8)组成；下凸模(4)与下模座(1)固定连接且下凸模(4)布置在下模座(1)内腔中；下模座(1)外侧还设置有用于向下压紧下模座(1)外边沿并对其在竖直方向进行限位的环状的压盘(2)；下凹模(3)下部还连接着液压机顶杆(10)；
上凸凹模(7)和上模座(5)也固定连接为一体，上凸凹模(7)外侧还设置有用于向上勾住上模座(5)外边沿并对其在竖直方向进行限位的环状的压边圈(6)；压边圈(6)与上模座(5)之间还设置有受压且始终有相对远离趋势的复位结构(8)；下模座(1)和上模座(5)之间还设置有升降动作机构(9)用以控制二者之间相对靠近或者远离的平动动作；
在进行航空钣金件冲压成形操作时，液压机顶杆(10)将下凹模(3)顶起，将环形毛料放到下凹模(3)的环形槽内定位，升降动作机构(9)带动上凸凹模(7)和上模座(5)即上模下行，压边圈(6)与下凹模(3)接触，液压机顶杆(10)上行将复位结构(8)压缩；上凸凹模(7)和上模座(5)即上模继续下行直到复位结构(8)完全被压缩；待压边圈(6)与上模座(5)完全接触，完成第一步拉伸；升降动作机构(9)继续下行，上凸凹模(7)与下凹模(3)接触，液压机顶杆(10)被压缩，下凹模(3)被压下行，下凸模(4)相对升起，进入上凸凹模(7)型腔内，此时下凹模(3)起到压边圈(6)的作用，防止零件起皱，直到完全合模，完成第二步拉伸。
5.按照权利要求4所述双向拉伸的航空钣金件冲压成形模具，其特征在于：复位结构(8)具体是压缩弹簧组。
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Cited By (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN107695238A (zh) * 2017-11-07 2018-02-16 首都航天机械公司 重型火箭发动机负角度集合器上盖成形方法及装置
CN109967603A (zh) * 2019-03-07 2019-07-05 北京中益宏宇工贸有限公司 一次性成型二阶梯汽车钣金件的模具及成型方法
CN110605334A (zh) * 2019-10-31 2019-12-24 凌云西南工业有限公司 压盘模具
CN111085615A (zh) * 2019-12-04 2020-05-01 北京动力机械研究所 一种高温合金小内径环形深槽构件的成形模具及成形工艺

Citations (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
SU1362541A1 (ru) * 1986-05-14 1987-12-30 Ростовский-На-Дону Завод-Втуз При Производственном Объединении "Ростсельмаш" Им.Ю.В.Андропова Штамп дл выт жки
CN101767153A (zh) * 2010-01-29 2010-07-07 华中科技大学 一种复合成形模具
CN103567295A (zh) * 2013-10-11 2014-02-12 中航飞机股份有限公司西安飞机分公司 一种钣金零件的拉深成形方法及成形装置
GB2505774A (en) * 2013-08-13 2014-03-12 Daimler Ag Multi stage press device workpiece locating former
CN203972574U (zh) * 2014-05-28 2014-12-03 马鞍山市蓝华机械制造有限公司 一种汽车后梁拉深增厚装置
CN104384348A (zh) * 2014-11-28 2015-03-04 陕西宝成航空仪表有限责任公司 用于圆筒形金属零件一次性拉深成型的模具
CN204700137U (zh) * 2015-01-14 2015-10-14 燕山大学 带有悬空侧壁夹持装置的圆锥形零件拉深模
CN105107922A (zh) * 2015-08-06 2015-12-02 李侨志 桶体拉伸成型工艺及采用该工艺制成的桶体
CN105149455A (zh) * 2015-09-28 2015-12-16 华南理工大学 一种深筒形件拉深成形方法及其模具

Patent Citations (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
SU1362541A1 (ru) * 1986-05-14 1987-12-30 Ростовский-На-Дону Завод-Втуз При Производственном Объединении "Ростсельмаш" Им.Ю.В.Андропова Штамп дл выт жки
CN101767153A (zh) * 2010-01-29 2010-07-07 华中科技大学 一种复合成形模具
GB2505774A (en) * 2013-08-13 2014-03-12 Daimler Ag Multi stage press device workpiece locating former
CN103567295A (zh) * 2013-10-11 2014-02-12 中航飞机股份有限公司西安飞机分公司 一种钣金零件的拉深成形方法及成形装置
CN203972574U (zh) * 2014-05-28 2014-12-03 马鞍山市蓝华机械制造有限公司 一种汽车后梁拉深增厚装置
CN104384348A (zh) * 2014-11-28 2015-03-04 陕西宝成航空仪表有限责任公司 用于圆筒形金属零件一次性拉深成型的模具
CN204700137U (zh) * 2015-01-14 2015-10-14 燕山大学 带有悬空侧壁夹持装置的圆锥形零件拉深模
CN105107922A (zh) * 2015-08-06 2015-12-02 李侨志 桶体拉伸成型工艺及采用该工艺制成的桶体
CN105149455A (zh) * 2015-09-28 2015-12-16 华南理工大学 一种深筒形件拉深成形方法及其模具

Cited By (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN107695238A (zh) * 2017-11-07 2018-02-16 首都航天机械公司 重型火箭发动机负角度集合器上盖成形方法及装置
CN109967603A (zh) * 2019-03-07 2019-07-05 北京中益宏宇工贸有限公司 一次性成型二阶梯汽车钣金件的模具及成型方法
CN110605334A (zh) * 2019-10-31 2019-12-24 凌云西南工业有限公司 压盘模具
CN110605334B (zh) * 2019-10-31 2024-02-09 凌云西南工业有限公司 压盘模具
CN111085615A (zh) * 2019-12-04 2020-05-01 北京动力机械研究所 一种高温合金小内径环形深槽构件的成形模具及成形工艺

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