CN107695207A - 一种飞机发动机唇口下半段拉深成形方法 - Google Patents

Abstract

一种飞机发动机唇口下半段拉深成形方法，根据零件理论模型设计拉深成形工艺模型，该工艺模型包含凸出型面和两侧的法兰边，凸出型面的上部与零件的理论模型一致，凸出型面的下部是延伸的补充面，该补充面由理论模型的切向延伸面与法兰边的垂直延伸面组成；在工艺模型两侧的法兰边上设计压延筋的中心线：其模具包含凹模、压边圈和凸模；所述的压边圈与工艺模型的法兰边匹配，压边圈的上表面设有凸出的与中心线对应的压延筋；其凹模上设有成型腔，凹模与压边圈的对接面上设有与压延筋对应的压延槽；凸模型面与工艺模型的凸出型面相同。

Description

一种飞机发动机唇口下半段拉深成形方法

技术领域

本申请涉及飞机制造技术，具体是一种拉深成形方法，尤其适用于大型飞机发动机唇口下半段精确贴模拉深成形。

背景技术

航空发动机由于其工作环境受高速、高压气流、共振等复杂载荷的影响，因此对起整流作用的发动机唇口制造贴模精度要求极高。为满足气动外形需求，大型飞机发动机唇口一般设计为圆滑过渡的变截面抛物线形状，且选择高强度材料；产品形状及选材决定了发动机唇口成形贴模工艺性较差，长期以来只能带应力强行装配，对飞行带来极大的安全隐患。

在板料拉深成形领域，提升高强度材料贴模精度一直是国内外汽车、航天、航空等制造业的核心技术，对保证装配质量及飞行安全非常重要。为了降低高强度材料人工切割余料难度，避免人为施加外力导致形变；激光无应力、高精度切割运用越来越普遍；但要求各处贴模均匀，且自然状态不贴合度小于0.5mm。飞机发动机唇口传统拉深成形易产生应力松弛、边缘松动、贴模效果差等缺陷，难以满足激光切割高精贴模要求。尤其是曲率、截面变化大、高强材料的复杂拉深件(如发动机唇口下半段)精确贴模难度极高；不得不采取传统施加外力切割余料的方法，进一步加剧了产品变形，给后续校形贴模带来了极大挑战。

发明内容

为了克服发动机唇口下半段因曲率、截面变化大引起变形不均匀、松边、回弹、导致贴模效果差方面的缺陷。本申请的目的在于提供一种适用于飞机发动机唇口下半段的拉深成形方法；该拉深方法变形均匀、贴模效果好，可满足激光切割要求。

一种飞机发动机唇口下半段拉深成形方法，该零件为近似C形的抛物线变截面形状，已知零件的理论模型，其拉深成形方法实施步骤如下：

1)根据零件的理论模型设计零件的拉深成形工艺模型，该工艺模型包含凸出型面和两侧的法兰边，凸出型面的上部与零件的理论模型一致，凸出型面的下部是延伸的补充面，该补充面由理论模型的切向延伸面与法兰边的垂直延伸面组成；

2)在工艺模型两侧的法兰边上设计压延筋的中心线：首先在工艺模型上建立多个截面，每个截面与工艺模型形成交线，在两侧法兰边的交线上分别选择压延筋中心线的构造点，两侧构造点分别与垂直延伸面等距，计算每个截面上两构造点之间的实际长度与其直线距离的差值。再将该差值除以两构造点之间的直线距离，形成每个截面上两侧构造点的阈值。调整每个截面上构造点的位置使所有截面两侧构造点的阈值接近，最后用样条曲线圆滑过渡连接法兰边两侧的所有构造点，在工艺模型法兰边的两侧形成压延筋中心线；

3)根据上述的工艺模型设计零件的拉深成形模具，其模具包含凹模、压边圈和凸模；所述的压边圈与工艺模型的法兰边匹配，压边圈的上表面设有凸出的与中心线对应的压延筋；其凹模上设有成型腔，凹模与压边圈的对接面上设有与压延筋对应的压延槽；凸模型面与工艺模型的凸出型面相同；

4)根据上述的工艺模型设计展开毛料，对该展开毛料通过上述的拉深成形模具实施拉深成形；所述的拉深成形分两次进行，首次拉深到垂直延伸面顶端停止，将半成品毛料热处理软化排出内应力，再进行二次补拉深到最终深度即可。

本申请的有益效果在于：

1)本申请采取各截面延伸比接近的拉深方法，使各截面塑性变形均匀，可减少成形卸载后应力松弛、边缘松动，改善贴模效果。

2)本申请采取首次较大变形拉深，热处理后较小变形补拉深，既可降低材料加工硬化、内应力聚集引起的卸载或切割后应力重组导致的形变。

为了确保本申请技术方案正确理解及实施，下面结合附图对本申请作进一步解释。

附图说明

图1是飞机发动机唇口下半段零件理论模型示意图。

图2是工艺模型及压延筋中心线设计原理示意图。

图3是工艺模型截面示意图

图4是拉深过程示意图

图5是拉深校正贴模原理示意图

图中编号说明：1理论模型、2工艺模型、3凸出型面、4法兰边、5切向延伸面、6垂直延伸面、7中心线、8截面、9交线、10构造点、11实际长度、12凹模、13压边圈、14凸模、15压延筋、16成型腔、17压延槽、18凸模型面。

具体实施方式

参照附图1，图1展现的是飞机发动机唇口下半段的理论模型1，其结构近似C形状且为变截面的抛物线形状。高强度材料变截面、变曲率形状现有拉深方法主要产生如下缺陷；一是各截面拉深延伸比差异较大变形程度不一致，成形应力松弛、边缘松动影响贴模精度；二是材料强度高，变形抗力大，塑性变形不足，影响贴模精度；三是材料变形加工硬化，卸载应力释放引起回弹难修复。

为了克服上述发动机唇口下半段成形缺陷，参照附图1至附图5，其采取的技术方案如下：

1)根据理论模型1设计拉深成形工艺模型2，该工艺模型2包含凸出型面3和两侧的法兰边4，凸出型面3的上部与零件的理论模型1一致，凸出型面3的下部是延伸的补充面。该补充面由理论模型的切向延伸面5与法兰边的垂直延伸面6组成，注意此处垂直延伸面6的高度一般为约10％工艺模型2的总高度。

2)在工艺模型2两侧的法兰边4上设计压延筋中心线7，首先在工艺模型2上建立多个截面8，每个截面8与工艺模型2形成交线9，在两侧法兰边的交线9上分别选择压延筋中心线的构造点10，两侧构造点10分别与垂直延伸面6等距，计算每个截面上两构造点之间的实际长度11与其直线距离的差值。(注意此处实际长度11为两侧构造点10到垂直延伸面6间距、两侧垂直延伸面6和切向延伸面5的长度、理论模型1截面弧长累加之和。)再将该差值除以两构造点10之间的直线距离，形成每个截面上两侧构造点10的阈值。调整每个截面上构造点10的位置使所有截面8两侧构造点10的阈值接近，最后用样条曲线圆滑过渡连接法兰边4两侧的所有构造点10，在工艺模型法兰边4的两侧形成压延筋中心线7。

3)根据上述的工艺模型2设计零件的拉深成形模具，其模具包含凹模12、压边圈13和凸模14。所述的压边圈13与工艺模型的法兰边4匹配，压边圈13的上表面设有凸出的与压延筋中心线对应的压延筋15；其凹模12上设有与垂直延伸面6对应的长方形成型腔16，凹模12与压边圈13的对接面上设有与压延筋15对应的压延槽17；凸模型面18与工艺模型2的凸出型面3相同。

4)通过上述的拉深成形模具对板料实施分次拉深成形，首次拉深到垂直延伸面6顶端，即变形量约90％停止；将半成品热处理软化排出内应力后，二次补拉深到最终深度，校正热处理形变即可。

为了便于本领域人员正确理解，需要补充解释以下三点：一是“阈值”是反应截面8上两构造点10之间板料形变程度的数值，在本领域主要应用于工艺方案设计优化；在此处要求“阈值”要略小于材料延伸率，其目的是既确保塑性变形充分又防止破裂。二是利用压延筋15具备高阻力效应，即变形所需阻力主要由压延筋15提供，通过控制各截面上两构造点10的阈值接近，可达到塑性形变均匀效果。三是垂直延伸面6的作用，是使首次变形区域始终紧贴凸模型面18，便于补拉深过程中校正贴模；同时半成品热处理排出内应力后，通过垂直延伸面6较小塑性变形量的校正补拉深，可降低新内应力产生，既提高拉深贴模精度，又缓解内应力聚集，降低切割后应力释放变形目的。

Claims (2)

1.一种飞机发动机唇口下半段拉深成形方法，该零件为近似C形的抛物线变截面形状，已知零件的理论模型，其拉深成形方法实施步骤如下：

1)根据零件的理论模型设计零件的拉深成形工艺模型，该工艺模型包含凸出型面和两侧的法兰边，凸出型面的上部与零件的理论模型一致，凸出型面的下部是延伸的补充面，该补充面由理论模型的切向延伸面与法兰边的垂直延伸面组成；

2)在工艺模型两侧的法兰边上设计压延筋的中心线：首先在工艺模型上建立多个截面，每个截面与工艺模型形成交线，在两侧法兰边的交线上分别选择压延筋中心线的构造点，两侧构造点分别与垂直延伸面等距，计算每个截面上两构造点之间的实际长度与其直线距离的差值，再将该差值除以两构造点之间的直线距离，形成每个截面上两侧构造点的阈值，调整每个截面上构造点的位置使所有截面两侧构造点的阈值接近，最后用样条曲线圆滑过渡连接法兰边两侧的所有构造点，在工艺模型法兰边的两侧形成压延筋中心线；

3)根据上述的工艺模型设计零件的拉深成形模具，其模具包含凹模、压边圈和凸模；所述的压边圈与工艺模型的法兰边匹配，压边圈的上表面设有凸出的与中心线对应的压延筋；其凹模上设有成型腔，凹模与压边圈的对接面上设有与压延筋对应的压延槽；凸模型面与工艺模型的凸出型面相同；

4)根据上述的工艺模型设计展开毛料，对该展开毛料通过上述的拉深成形模具实施拉深成形。

2.如权利要求1所述的飞机发动机唇口下半段拉深成形方法，其特征在于，所述的拉深成形分两次进行，首次拉深到垂直延伸面顶端停止，将半成品毛料热处理软化排出内应力，再进行二次补拉深到最终深度即可。