CN111331014A - 飞机型材自阻电加热增量式自由弯曲成形夹具及成形方法 - Google Patents

Abstract

一种飞机型材自阻电加热增量式自由弯曲成形夹具及成形方法，将飞机型材两端分别与型材截面相适应的夹具夹持。由电极连接装置连通夹具与型材接触部分内嵌的铜电极片，使型材通电后自阻电加热，并通过工业机械臂带动弯曲夹具和固定夹具的对该飞机型材实施分段扭转弯曲，直至飞机型材空间形状引导线符合设计要求。本发明弯曲成形变形周期短，效率高；在每一个增量步内，只需要加热该增量步内的型材，不需要防氧化保护，且能耗低；每个增量步内型材温度场分布均匀，变形抗力低，所需设备吨位小；不需要设计、制造刚性模具，就可以满足复杂空间形状引导线飞机型材的弯曲成形；通过工业机器人实现飞机型材弯曲和扭转，通用性好。

Description

飞机型材自阻电加热增量式自由弯曲成形夹具及成形方法

技术领域

本发明涉及飞机型材弯曲成形领域，具体是一种飞机型材自阻电加热增量式的自由弯曲成形方法。

背景技术

为满足轻量化设计要求，飞机型材具有三维空间引导线，传统的飞机型材弯曲需要刚性模具，经过反复修模才能达到生产设计要求，生产周期长。随着难成形材料在飞机型材弯曲零件的广泛应用，一般的室温弯曲成形方法难以满足这类型材弯曲零件的成形要求，因此生产中常用热弯曲的方法实现这类型材的弯曲成形。在这种热弯曲成形过程中，广泛采用整体加热型材和模具的方法，导致能耗高、成本高。因此需要一种降低能耗及成本的无模型材自由弯曲成形技术来生产这类型材弯曲零件，而现有无模自由弯曲技术手段多针对管材弯曲成形。因此本发明提出了一种周期短、效率高、能耗低且不使用整体模具的飞机型材自阻电加热增量式自由弯曲成形的方法，该方法在内嵌电极片夹具的约束下，通过工业机器人机械臂增量式送料以及弯曲、扭转，实现空间引导线型材零件的无模自由弯曲成形，适用于小批量飞机型材弯曲零件的生产。

在公开号为CN107755490A的发明创造中公开了一种马氏体钢3D自由弯曲成形装置及方法，采用弯曲模与球形轴承三维曲面运动对管材挤出截面进行弯曲操作，配合感应加热装置提高成形质量。但该发明成形过程中有弯曲模的限制，采用感应加热方式，加热装置体积较大，限制了增量步的步长，难以采用小增量步，进而影响管材成形精度。

发明内容

为克服现有技术中存在的需要刚性模具、周期长、能耗高、增量步长度受限的不足本发明提出了一种飞机型材自阻电加热增量式自由弯曲成形夹具及成形方法。

本发明所成型的飞机型材的横截面为T形，其上端的水平板为弦板，弦板下的竖直板为腹板，并且该腹板位于弦板宽度方向的二分之一处。

本发明中所述夹具包括弯曲夹具和固定夹具，并且该弯曲夹具和固定夹具配合使用。所述弯曲夹具包括支撑板、侧压支撑板、侧压挡板、两组液压装置、型材腹板电极连接器、型材弦板电极连接器、所述框架由U形框和盖板组成。所述两组液压装置的机构相同，分别由液压缸、液压杆和法兰组成，其中的第一组液压装置水平的安装在所述框架一个侧立板上，第二组液压装置竖直的安装所述盖板上；所述侧压挡板固定在所述框架内下横梁的上表面和所述框架的另一个侧立板的内表面；所述侧压支撑板与侧压挡板并排且固定在第一组液压装置中法兰上，可在第一组液压装置的带动下沿所述框架内下横梁横向移动。所述支撑板位于所述侧压支撑板与侧压挡板的上方。所述型材腹板电极连接器位于所述侧压支撑板与侧压挡板相邻的侧表面之间，并固定在所述框架下横梁长度方向的中心处，在所述侧压挡板上表面安装有型材弦板电极连接器；连接柄固定在所述框架下横梁的下表面，并位于所述型材腹板电极连接器的下方；所述支撑板的下表面、侧压支撑板的内侧表面和侧压挡板的内侧表面分别嵌装有铜电极片。所述固定夹具和弯曲夹具结构相同，装夹方式相同。

所述第一组液压装置水平的安装在所述框架一个侧立板上；该组液压装置中的液压杆穿过该框架的侧立板伸入框架内，并使位于该液压杆端头的法兰的端面与所述侧压支撑板的侧边贴合。所述第二组液压装置竖直的安装所述盖板上；该组液压装置中的液压杆穿过该盖板伸入框架内，并使位于该液压杆端头的法兰与支撑板的上表面固连。

所述支撑板长度方向的中心与所述型材腹板电极连接器宽度方向的中心位于一垂直面上。所述两组液压装置的中心线的延长线空间相交并相互垂直。

型材腹板电极连接器包括直线电机、电极连接块和腹板电极支撑架。所述腹板电极支撑架的外形为横置的L形，在该腹板电极支撑架的竖直板上安装有直线电机，并使该直线电机的输出轴位于腹板电极支撑架水平板的上方；该直线电机的输出轴轴端固连有电极连接块。在所述直线电机的输出轴上套装有弹簧挡块。所述弹簧挡块由弹簧与挡块组合而成，具体是将该弹簧一端的端面固定在挡块的表面。装配时，将待弹簧套装在所述直线电机的输出轴上，并使该挡块的端面与所述电极连接块的内表面接触。腹板处电机连接器通过直线电机的移动完成铜电极片的连通和断开。

所述型材弦板电极连接器的结构与所述型材腹板电极连接器的结构相似，不同之处在于，该型材弦板电极连接器中的直线电机安装在腹板电极支撑架的水平板上，并使该直线电机的输出轴位于腹板电极支撑架竖直板的一侧。弦板处电机连接器通过直线电机的移动完成铜电极片的连通和断开。

本发明提出的使用所述飞机型材自阻电加热增量式自由弯曲成形夹具成形的具体过程是：

第一步：确定飞机型材自由弯曲成形的参数。

所述型材自由弯曲成形的参数包括增量步长度L、所有增量步装夹偏角θ_Gi、弯曲角度θ_Yi、扭转角度θ_Xi和理论通电电流I。

所述确定型材自由弯曲成形的参数的具体过程是：

Ⅰ确定增量步长度：根据型材厚度确定增量步长度L的值。飞机型材的厚度为b＝2mm，设置增量步长度L与型材厚度相同。

Ⅱ提取各增量步的装夹偏角：

根据形心计算公式计算飞机型材截面形心。以飞机型材一端截面的弦板上表面两个端点和截面形心为端点作三角形。通过CATIA软件选择所述三角形为轮廓，选择经过所述弦板任意一个端点的三维曲线为中心曲线，得到三角形的三维模型。以得到的三维模型中过所述飞机型材截面形心的三维曲线，即得到形心引导线。该形心引导线的长度等于型材长度，且在型材自由弯曲过程中不发生变化。所述形心引导线包含该形心引导线上所有节点的几何信息；所述几何信息包括坐标、主法矢、副法矢、切矢、挠率和曲率。

将该形心引导线分为n段加工段，每个加工段长度与所述增量步的长度L相同；以各加工段的起止点处为节点。

提取所述形心引导线上所有节点处的曲率k_i、挠率K_i；提取节点处型材截面腹板方向与主法矢的夹角，该夹角为装夹偏角θ_Gi。所述i为各加工段的序号，i＝1,2,3……n。第i－1个节点是第i段加工段的起点，第i个节点是第i段加工段的终点。

Ⅲ确定弯曲角度：从所述形心引导线中提取曲率，计算各加工段型材绕Y轴弯曲角度，具体过程是：

根据公式(1)计算第i段加工段型材绕Y轴弯曲角度：

θ_Yi＝L×k_i (1)

公式(1)中θ_Yi表示的是第i段加工段型材绕Y轴弯曲角度，L为增量步长度，单位为mm，k_i为第i段加工段曲率。

Ⅳ确定扭转角度：从所述形心引导线中提取挠率，计算所有加工段型材绕X轴扭转角度。

根据公式(2)计算第i段加工段型材绕X轴扭转角度：

θ_Xi＝L×K_i (2)

公式(2)中θ_Xi表示的是第i段加工段型材绕X轴扭转角度，L为增量步长度，单位为mm，K_i为第i段加工段挠率。

第二步：装夹飞机型材。

在支撑板和侧压支撑板卸载的状态下，飞机型材穿过固定夹具和弯曲夹具的内部，第i段加工段(i＝1)的起点在X方向与固定夹具齐平。

从所述各节点的装夹偏角θ_Gi中选择第i-1＝0节点处型材截面腹板方向与主法矢的夹角θ_Gi-1。固定夹具在工业机械板的带动下以1°/min的速度绕X轴转动θ_Gi-1。调整所述弯曲夹具与固定夹具之间的间距为一个加工段的长度。

所述弯曲夹具和固定夹具中的支撑板和侧压支撑板在所述两组液压装置的推动下，紧贴飞机型材表面。

第三步：飞机型材通电。

所述飞机型材通电时，通过弯曲夹具的腹板处电极连接装置和固定夹具的弦板处电极连接装置中的电极连接块分别连通相邻的铜电极片；将弯曲夹具上弦板处电极连接装置中的电极连接块通过导线连接直流电源的负极，将固定夹具上弦板处电极连接器中的电极连接块通过导线与直流电源的正极连接。

将设定1123.15K输入PID温度控制器中，PID温度控制器输出端连接直流电源。直流电源产生不同的电流，对加工段型材进行自阻电加热。通过红外测温仪对加工段型材进行实时测温，每隔0.1s采集一个温度数据，温度数据经过信号转换器连接PID温度控制器反馈信号输入端。加工段型材温度达到1123.5K开始弯曲成形。

第四步：弯曲成形。

从第一步确定的弯曲角度和扭转角度中选择当前增量步对应的型材绕Y轴弯曲角度θ_Yi和绕X轴扭转角度θ_Xi。根据θ_Yi和θ_Xi的正负确定转动方向。

如果θ_Yi为正数，工业机械臂带动弯曲夹具绕Y轴顺时针弯曲|θ_Yi|，否则逆时针弯曲。如果θ_Xi为正数，工业机械臂带动弯曲夹具绕X轴顺时针扭转|θ_Xi|，否则反向扭转。

确定第i段(i＝1)加工段飞机型材弯曲和扭转的转动方向后，固定夹具保持固定，弯曲夹具在工业机械臂的带动下以1°/min的速度带动第i段加工段(i＝1)飞机型材先弯曲到θ_Yi角度，再扭转到到θ_Xi角度。第i段加工段(i＝1)型材弯曲到θ_Yi角度，再扭转到θ_Xi角度即可。

所述型材自由弯曲时，工业机械臂的弯曲载荷F为：

F＝σ_T×S (3)

公式(9)中，F表示弯曲载荷，单位为N。σ_T表示型材材料在设定温度T下的屈服应力，单位为MPa。S为飞机型材的截面面积，单位为mm²。

第五步：型材断电卸载。

关闭直流电源后卸载弯曲夹具和固定夹具上的所有电极连接装置，最后卸载且回位弯曲夹具和固定夹具。

第六步：型材进给。

固定夹具在X向保持固定；型材沿X方向进给送料；每次进给送料的程度为一个加工段的长度。新的装夹点为第i个节点。

第七步：对各加工段的弯曲成形。

重复第二步所述装夹飞机型材的过程、第三步所述飞机型材通电的过程、第四步弯曲成形的过程、第五步型材断电卸载的过程、第六步型材进给的过程，完成新装夹的下一加工段的自阻电加热自由弯曲成形。

不断重复所述型材进给和新装夹的加工段的自阻电加热自由弯曲成形的过程，直至引导线所有加工段完成自由弯曲，使型材整体变形符合设计要求。

第八步：卸载。自由弯曲变形完成后，切断电源，待型材冷却后，卸载弯曲夹具、固定夹具，取出型材。得到自由弯曲成形的飞机型材。

本发明的原理是增量步内型材两端通过与型材截面相适应的夹具夹持；使用电极连接装置连通夹具与型材接触部分内嵌的铜电极片和直流电源，型材通电后进行自阻电加热，通过工业机械臂带动弯曲夹具弯曲、扭转和固定夹具的扭转，型材实现自由弯曲成形，型材移至下一增量步进行自阻电加热自由弯曲成形，直至型材空间形状引导线符合设计要求。自阻电加热增量式自由弯曲成形变形周期短，效率高；在每一个增量步内，只需要加热该增量步内的型材，不需要防氧化保护，且能耗低；每个增量步内型材温度场分布均匀，变形抗力低，所需设备吨位小；不需要设计、制造刚性模具，就可以满足复杂空间形状引导线飞机型材的弯曲成形；通过工业机器人实现飞机型材弯曲和扭转，通用性好。

首先根据飞机型材截面设计、制造与截面相适应的夹具，夹具内部由支撑板接触型材，外部框架包括U形框和盖板。夹具装夹型材时通过液压装置施加力夹紧型材。电极连接装置用于连通夹具支撑板与型材接触面内嵌的铜电极片和直流电源，由直线电机、弹簧挡块、电极连接块和电极支撑架构成，其中电极支撑架根据型材自阻电加热时电极连接块与夹具外部框架的相对位置设计。夹具分为固定夹具和弯曲夹具，两组夹具结构相同，装夹方式相同，且连接工业机械臂方式相同。根据型材厚度确定增量步后，从待成形型材零件三维模型中导出形心引导线几何信息，按照增量步的长度将形心引导线均匀分段，导出对应节点型材截面几何信息，通过提取形心引导线各节点曲率、挠率和型材各节点法面和腹板中心面的交线与节点处主法矢的夹角，计算每个增量步内型材的弯曲角度、扭转角度和装夹偏角。每一增量步内，型材通过工业机械臂分别带动固定夹具按照装夹偏角扭转、弯曲夹具按照弯曲角度和扭转角度转动，完成一个增量步的自由弯曲。型材在未弯曲型材长度方向送料，送料步长为一个增量步的大小，使得固定夹具和弯曲夹具之间为下一个增量步的型材。两夹具间型材进行自阻电加热自由弯曲成形，直至型材整体变形符合设计要求。

本发明克服了现有飞机型材弯曲成形中需要刚性模具、周期长、能耗高、增量步长度受限的不足，无需刚性模具，并且周期短、能耗低、效率高、通用性好的特点。

附图说明

图1是夹具的三维结构示意图；

图2是图1的主视图；

图3是起始夹具装夹位置示意图；

图4是型材单增量步内自由弯曲变形示意图；

图5是型材腹板电极连接器结构示意图；

图6是型材弦板电极连接器结构示意图；

图7是型材腹板电极连接器结构二维示意图；

图8是型材弦板电极连接器结构二维示意图；

图9是型材腹板电极支撑架三维示意图；

图10是型材弦板电极支撑架三维示意图；

图11是侧压挡板三维示意图；

图12是侧压支撑板三维示意图；

图13是弹簧挡块三维示意图；

图14是型材截面形心的位置示意图；

图15是型材自由弯曲变形数学原理示意图；

图16是形心引导线的示意图；

图17是型材自由弯曲变形流程图。

图18是型材自阻电加热温度控制框图。

图中：1.飞机型材；2.弯曲夹具；3.固定夹具；4.连接柄；5.工业机械臂连接器；6.液压缸；7.液压杆；8.法兰；9.侧压支撑板；10.侧压挡板；11.U型框；12.盖板；13.支撑板；14.铜电极片；15.直线电机；16.弹簧挡块；17.电极连接块；18.腹板电极支撑架；19.弦板电极支撑架；20.直流电源；21.工业机械臂；22.红外测温仪放置平台；23.底座；24.型材腹板电极连接器；25.型材弦板电极连接器；26.弦板端点；27.形心；28.三维曲线；29.形心引导线。

具体实施方式

本实施例是一种用于横截面为T形的飞机型材自阻电加热增量式自由弯曲成形的夹具。

所述夹具包括弯曲夹具2和固定夹具3，并且该弯曲夹具和固定夹具配合使用。

所述飞机型材1的横截面为T形，其上端的水平板为弦板，弦板下的竖直板为腹板，并且该腹板位于弦板宽度方向的二分之一处。

所述弯曲夹具2包括支撑板13、侧压支撑板9、侧压挡板10、两组液压装置、U形框11和盖板12。所述盖板固定在所述U形框的上端面，共同组成了框架。所述两组液压装置的机构相同，分别由液压缸6、液压杆7和法兰8组成。所述侧压挡板10固定在所述框架内下横梁的上表面和所述框架的另一个侧立板的内表面；所述侧压支撑板与侧压挡板9并排且固定在横向液压装置中法兰上，可在第一组液压装置的带动下沿所述框架内下横梁横向移动。所述型材腹板电极连接器24固定在所述框架的下横梁上，并位于该下横梁长度方向的中心处、所述侧压支撑板与侧压挡板相邻的侧表面之间。在所述侧压挡板10上表面安装有型材弦板电极连接器25。所述两组液压装置中的第一组液压装置水平的安装在所述框架一个侧立板上；该组液压装置中的液压杆7穿过该框架的侧立板伸入框架内，并使位于该液压杆端头的法兰8的端面与所述侧压支撑板9的侧边贴合。所述两组液压装置中的第二组液压装置竖直的安装所述盖板12上；该组液压装置中的液压杆7穿过该盖板伸入框架内，并使位于该液压杆端头的法兰8与支撑板13的上表面固连。该支撑板13位于所述侧压支撑板9与侧压挡板10的上方。所述支撑板长度方向的中心与所述型材腹板电极连接器24宽度方向的中心位于同一垂直面上。所述两组液压装置的中心线的延长线空间相交并相互垂直。在所述框架下横梁的下表面固定有连接柄4，并使该连接柄位于所述型材腹板电极连接器24的下方。所述工业机械臂连接器5固定在该连接柄上；工业机械臂连接器5上的法兰与安装在底座23上的工业机械臂21连接。

所述支撑板13的下表面、侧压支撑板的内侧表面和侧压挡板的内侧表面分别嵌装有铜电极片14。

所述弯曲夹具2中各组成部件的X向的厚度不大于所述框架的厚度。工作时，所述飞机型材坯料转入该弯曲夹具中，并使该飞机型材坯料的腹板位于所述侧压支撑板9与侧压挡板10相邻表面之间的间距中，使该飞机型材坯料的弦板位于支撑板13下表面与所述侧压支撑板上表面和侧压挡板上表面之间的间距中。通过水平安装的液压杆推动侧压支撑板9沿Y向水平移动，使该飞机型材坯料腹板的两侧表面分别与该侧压支撑板的内侧表面和侧压挡板的内侧表面贴紧，从而将该飞机型材坯料腹板加紧。通过竖直安装的液压杆推动支撑板13向负Z向竖直移动，使该飞机型材坯料弦板的下表面与所述侧压支撑板上表面和侧压挡板上表面贴紧，从而将该飞机型材坯料弦板加紧。

固定夹具3和弯曲夹具2结构相同，装夹方式相同，连接工业机械臂21的方式相同。在弯曲夹具2和固定夹具3中，支撑板13、侧压支撑板9和侧压挡板10直接与飞机型材1接触，接触面内嵌铜电极片14。

所述侧压支撑板9为方形板件，采用钢材料制成。在该侧压支撑板的上表面和该侧压支撑板与所述侧压挡板10相邻的侧表面均镶嵌有内嵌铜电极片14。

所述侧压挡板10以为采用钢材料制成的方形板件。在该侧压挡板的上表面和该侧压挡板与所述侧压支撑板相邻的侧表面亦镶嵌有内嵌铜电极片14。

型材腹板电极连接器24包括直线电机15、电极连接块17和腹板电极支撑架18。所述腹板电极支撑架的外形为横置的L形，在该腹板电极支撑架的竖直板上安装有直线电机15，并使该直线电机的输出轴位于腹板电极支撑架水平板的上方；该直线电机的输出轴轴端固连有电极连接块17。在所述直线电机的输出轴上套装有弹簧挡块16。所述弹簧挡块16由弹簧与挡块组合而成，具体是将该弹簧一端的端面固定在挡块的表面。装配式，将待弹簧套装在所述直线电机的输出轴上，并使该挡块的端面与所述电极连接块17的内表面接触。腹板处电机连接器24通过直线电机15的移动完成铜电极片14的连通和断开。

所述型材弦板电极连接器25的结构与所述型材腹板电极连接器24的结构相似，不同之处在于，该型材弦板电极连接器中的直线电机15安装在腹板电极支撑架的水平板上，并使该直线电机的输出轴位于腹板电极支撑架竖直板的一侧。弦板处电机连接器24通过直线电机15的移动完成铜电极片14的连通和断开。

当铜电极片14与直流电源20连通时，所述固定夹具3和弯曲夹具2上的各电极连接块在直线电机15推动以及弹簧挡块16施加力的作用下，分别紧贴铜电极片14，从而使固定夹具3上弦板处电极连接器25中电极连接块17通过导线与电源正极连接，弯曲夹具2上弦板处电极连接器25中电极连接块17通过导线与电源负极连接。电源连接装置卸载时直线电机15收缩，带动弹簧挡块16离开电极连接块17。

本实施例中，在装夹弯曲夹具2和固定夹具3时，首先在支撑板13和侧压支撑板9卸载的条件下将飞机型材1沿长度穿过弯曲夹具2和固定夹具3之间的间距，使得飞机型材1腹板处于侧压支撑板9和侧压挡板10之间，弦板位于支撑板13的下方，同时飞机型材当前增量步的起点处作截面与固定夹具3的YZ面保持平行；通过第二组液压装置使得支撑板13紧贴飞机型材表面；通过第一组液压装置使得侧压支撑板9紧贴飞机型材表面。弯曲夹具2和固定夹具3卸载时，在液压缸6收缩液压杆7带动法兰8的作用下，支撑板13和侧压支撑板9分别从Z向和Y向靠近夹具外部框架。

本实施例还提出了一种所述飞机型材自阻电加热增量式自由弯曲成形方法，具体过程是：

第一步：确定飞机型材自由弯曲成形的参数。

所述型材自由弯曲成形的参数包括：增量步长度、所有增量步装夹偏角、弯曲、扭转角度和理论通电电流。

1、确定增量步长度：根据型材厚度确定增量步长度L的值。飞机型材1的厚度为b＝2mm，设置增量步长度L与型材厚度相同。

2、提取各增量步的装夹偏角：

通过CATIA软件打开设计人员提供的待成形飞机型材的三维数模文件。根据形心计算公式计算飞机型材截面形心。以飞机型材一端截面的弦板上表面两个端点和截面形心为端点作三角形。在飞机型材一端的截面上绘制包含截面形心27和弦板上部两个端点26的三角形；-

选择CATIA软件中的“肋”命令。在“肋”命令的对话框中选择所述三角形为轮廓，选择经过弦板任意一个端点的三维曲线28为中心曲线，得到三角形的三维模型。

从得到的三维模型中选中经过型材截面形心27的三维曲线，另存为三维零件，即得到形心引导线29。

将该形心引导线分为n段加工段，每个加工段长度与所述增量步的长度L相同；以各加工段的起止点处为节点。形心引导线29的长度在型材自由弯曲过程中不发生变化，形心引导线的长度等于型材长度。

所述形心引导线29包含该形心引导线上所有节点的几何信息；所述几何信息包括坐标、主法矢、副法矢、切矢、挠率和曲率。

提取所述形心引导线上所有节点处的曲率k_i，挠率K_i，提取节点处型材截面腹板方向与主法矢的夹角，该夹角为装夹偏角θ_Gi。所述i是序号，i＝1,2,3……n。第i-1个节点是第i段加工段的起点，第i个节点是第i段加工段的终点。

3、确定弯曲角度：从所述形心引导线29中提取曲率，计算所有加工段型材绕Y轴弯曲角度，具体过程是：

根据公式(1)计算第i段加工段型材绕Y轴弯曲角度：

θ_Yi＝L×k_i (4)

公式(1)中θ_Yi表示的是第i段加工段型材绕Y轴弯曲角度，L为增量步长度，单位为mm，k_i为第i段加工段曲率。

4、确定扭转角度：从所述形心引导线29中提取挠率，计算所有加工段型材绕X轴扭转角度。

根据公式(2)计算第i段加工段型材绕X轴扭转角度：

θ_Xi＝L×K_i (5)

公式(2)中θ_Xi表示的是第i段加工段型材绕X轴扭转角度，L为增量步长度，单位为mm，K_i为第i段加工段挠率。

第二步：装夹飞机型材。

在支撑板17和侧压支撑板9卸载的状态下，飞机型材1穿过固定夹具3和弯曲夹具2的内部，第i段加工段(i＝1)的起点在X方向与固定夹具3齐平，如图1所示。

从第一步提取的各节点装夹偏角θ_Gi中选择第i-1＝0节点处型材截面腹板方向与主法矢的夹角θ_Gi-1。固定夹具3在工业机械臂21的带动下以1°/min的速度绕X轴转动θ_Gi-1。调整所述弯曲夹具2与固定夹具3之间的间距为一个加工段的长度。

所述弯曲夹具2和固定夹具3中的支撑板13和侧压支撑板9在所述两组液压装置的推动下，紧贴飞机型材1表面。

第三步：飞机型材通电：

弯曲夹具2和固定夹具3上的腹板处电极连接装置24和弦板处电极连接装置25中的电极连接块17将相近内嵌的铜电极片14连通，之后将弯曲夹具2上弦板处电极连接装置25中的电极连接块17通过导线连接直流电源的负极，将固定夹具3上弦板处电极连接器25中的电极连接块17通过导线与直流电源20的正极连接。

将设定1123.15K输入PID温度控制器中，PID温度控制器输出端连接直流电源。直流电源产生不同的电流，对加工段型材进行自阻电加热。通过红外测温仪对加工段型材进行实时测温，每隔0.1s采集一个温度数据，温度数据经过信号转换器连接PID温度控制器反馈信号输入端。加工段型材温度达到1123.5K开始弯曲成形。

第四步：弯曲成形

从第一步确定的弯曲角度和扭转角度中选择当前增量步对应的型材绕Y轴弯曲角度θ_Yi和绕X轴扭转角度θ_Xi。根据θ_Yi和θ_Xi的正负确定转动方向。如果θ_Yi为正数，工业机械臂21带动弯曲夹具2绕Y轴顺时针弯曲|θ_Yi|，否则逆时针弯曲。如果θ_Xi为正数，工业机械壁21带动弯曲夹具2绕X轴顺时针扭转|θ_Xi|，否则反向扭转。确定第i段(i＝1)加工段飞机型材弯曲和扭转的转动方向后，固定夹具3保持固定，弯曲夹具2在工业机械臂21的带动下以1°/min的速度带动第i段加工段(i＝1)飞机型材先弯曲到θ_Yi角度，再扭转到到θ_Xi角度。第i段加工段(i＝1)型材先弯曲到θ_Yi角度，再扭转到θ_Xi角度即可。

型材弯曲时，工业机械臂21的弯曲载荷F为：

F＝σ_T×S (6)

公式(9)中，F表示弯曲载荷，单位为N。σ_T表示型材材料在设定温度T下的屈服应力，单位为MPa。S为飞机型材1的截面面积，单位为mm²。

工业机械臂21的第i段加工段扭矩计算如下：

W_i＝|θ_Xi|/L×G_T×I_n (7)

公式(10)中，W_i表示第i段加工段扭矩，单位为N·m。G_T表示型材材料的剪切模量，单位为GPa。I_n表示型材截面极惯性矩，单位为mm⁴。

第五步：型材断电卸载。

关闭直流电源20后卸载弯曲夹具2和固定夹具3上的所有电极连接装置，最后卸载且回位弯曲夹具2和固定夹具3。

第六步：型材进给。

固定夹具3在X向保持固定；型材沿X方向进给送料；每次进给送料的程度为一个加工段的长度。新的装夹点为第i个节点。

第七步：对各加工段的弯曲成形。

重复第二步所述装夹飞机型材的过程、第三步所述飞机型材通电的过程、第四步弯曲成形的过程、第五步型材断电卸载的过程、第六步型材进给的过程，完成新装夹的加工段的自阻电加热自由弯曲成形。

不断重复所述型材进给和新装夹的加工段的自阻电加热自由弯曲成形的过程，直至引导线所有加工段完成自由弯曲，使型材整体变形符合设计要求。

第八步：自由弯曲变形完成后，切断电源，待型材冷却后，卸载弯曲夹具、固定夹具，取出型材。得到自由弯曲成形的飞机型材。

Claims (10)

1.一种飞机型材自阻电加热增量式自由弯曲成形夹具，该飞机型材的横截面为T形，其上端的水平板为弦板，弦板下的竖直板为腹板，并且该腹板位于弦板宽度方向的二分之一处；其特征在于，所述夹具包括弯曲夹具和固定夹具，并且该弯曲夹具和固定夹具配合使用；所述弯曲夹具包括支撑板、侧压支撑板、侧压挡板、两组液压装置、型材腹板电极连接器、型材弦板电极连接器、所述框架由U形框和盖板组成；所述两组液压装置的机构相同，分别由液压缸、液压杆和法兰组成，其中的第一组液压装置水平的安装在所述框架一个侧立板上，第二组液压装置竖直的安装所述盖板上；所述侧压挡板固定在所述框架内下横梁的上表面和所述框架的另一个侧立板的内表面；所述侧压支撑板与侧压挡板并排且固定在第一组液压装置中法兰上，可在第一组液压装置的带动下沿所述框架内下横梁横向移动；；所述支撑板位于所述侧压支撑板与侧压挡板的上方；所述型材腹板电极连接器位于所述侧压支撑板与侧压挡板相邻的侧表面之间，并固定在所述框架下横梁长度方向的中心处，在所述侧压挡板上表面安装有型材弦板电极连接器；连接柄固定在所述框架下横梁的下表面，并位于所述型材腹板电极连接器的下方；所述支撑板的下表面、侧压支撑板的内侧表面和侧压挡板的内侧表面分别嵌装有铜电极片；所述固定夹具和弯曲夹具结构相同，装夹方式相同。

2.如权利要求1所述飞机型材自阻电加热增量式自由弯曲成形的夹具，其特征在于，所述第一组液压装置水平的安装在所述框架一个侧立板上；该组液压装置中的液压杆穿过该框架的侧立板伸入框架内，并使位于该液压杆端头的法兰的端面与所述侧压支撑板的侧边贴合；所述第二组液压装置竖直的安装所述盖板上；该组液压装置中的液压杆穿过该盖板伸入框架内，并使位于该液压杆端头的法兰与支撑板的上表面固连。

3.如权利要求1所述飞机型材自阻电加热增量式自由弯曲成形的夹具，其特征在于，所述支撑板长度方向的中心与所述型材腹板电极连接器宽度方向的中心位于一垂直面上；所述两组液压装置的中心线的延长线空间相交并相互垂直。

4.如权利要求1所述飞机型材自阻电加热增量式自由弯曲成形的夹具，其特征在于，型材腹板电极连接器包括直线电机、电极连接块和腹板电极支撑架；所述腹板电极支撑架的外形为横置的L形，在该腹板电极支撑架的竖直板上安装有直线电机，并使该直线电机的输出轴位于腹板电极支撑架水平板的上方；该直线电机的输出轴轴端固连有电极连接块；在所述直线电机的输出轴上套装有弹簧挡块；所述弹簧挡块由弹簧与挡块组合而成，具体是将该弹簧一端的端面固定在挡块的表面；装配时，将待弹簧套装在所述直线电机的输出轴上，并使该挡块的端面与所述电极连接块的内表面接触；腹板处电机连接器通过直线电机的移动完成铜电极片的连通和断开。

5.如权利要求1所述飞机型材自阻电加热增量式自由弯曲成形的夹具，其特征在于，所述型材弦板电极连接器的结构与所述型材腹板电极连接器的结构相似，不同之处在于，该型材弦板电极连接器中的直线电机安装在腹板电极支撑架的水平板上，并使该直线电机的输出轴位于腹板电极支撑架竖直板的一侧；弦板处电机连接器通过直线电机的移动完成铜电极片的连通和断开。

6.如权利要求1所述飞机型材自阻电加热增量式自由弯曲成形的夹具，其特征在于加工段型材的温度控制系统由具有PID温度控制功能的直流电源、红外测温仪和信号转换器组成；具有PID温度控制功能的直流电源调节输出电流，加热加工段型材；通过红外测温仪实时测量加工段型材温度，测得的温度数据经过信号转换器输入直流电源中PID温度控制器的反馈信号输入端，调节直流电源的输出电流，直至加工段型材加热到设定的温度。

7.一种使用权利要求1所述飞机型材自阻电加热增量式自由弯曲成形夹具的成形方法，其特征在于，具体过程是：

第一步：确定飞机型材自由弯曲成形的参数和极限载荷：

所述型材自由弯曲成形的参数包括增量步长度L、所有增量步装夹偏角θ_Gi、弯曲角度θ_Yi、扭转角度θ_Xi：极限弯矩Mu、极限扭矩T_max；

第二步：装夹飞机型材：

在支撑板和侧压支撑板卸载的状态下，飞机型材穿过固定夹具和弯曲夹具的内部，第i段加工段(i＝1)的起点在X方向与固定夹具齐平；

从所述各节点的装夹偏角θ_Gi中选择第i-1＝0节点处型材截面腹板方向与主法矢的夹角θ_Gi-1；固定夹具在工业机械板的带动下以1°/min的速度绕X轴转动θ_Gi-1；调整所述弯曲夹具与固定夹具之间的间距为一个加工段的长度；

所述弯曲夹具和固定夹具中的支撑板和侧压支撑板在所述两组液压装置的推动下，紧贴飞机型材表面；

第三步：飞机型材通电：

第四步：弯曲成形：

从第一步确定的弯曲角度和扭转角度中选择当前增量步对应的型材绕Y轴弯曲角度θ_Yi和绕X轴扭转角度θ_Xi；根据θ_Yi和θ_Xi的正负确定转动方向；

如果θ_Yi为正数，工业机械臂带动弯曲夹具绕Y轴顺时针弯曲|θ_Yi|，否则逆时针弯曲；如果θ_Xi为正数，工业机械臂带动弯曲夹具绕X轴顺时针扭转|θ_Xi|，否则反向扭转；

确定第i段(i＝1)加工段飞机型材弯曲和扭转的转动方向后，固定夹具保持固定，弯曲夹具在工业机械臂的带动下以1°/min的速度带动第i段加工段(i＝1)飞机型材以速度ω_Yi先弯曲到θ_Yi角度，再以速度ω_Xi扭转到θ_Xi角度；第i段加工段(i＝1)型材弯曲到θ_Yi角度，再扭转到θ_Xi角度即可；

第五步：型材断电卸载：

关闭直流电源后卸载弯曲夹具和固定夹具上的所有电极连接装置，最后卸载且回位弯曲夹具和固定夹具；

第六步：型材进给：

固定夹具在X向保持固定；型材沿X方向进给送料；每次进给送料的程度为一个加工段的长度；新的装夹点为第i个节点；

第七步：对各加工段的弯曲成形：

重复第二步所述装夹飞机型材的过程、第三步所述飞机型材通电的过程、第四步弯曲成形的过程、第五步型材断电卸载的过程、第六步型材进给的过程，完成新装夹的加工段的自阻电加热自由弯曲成形；

不断重复所述型材进给和新装夹的加工段的自阻电加热自由弯曲成形的过程，直至引导线所有加工段完成自由弯曲，使型材整体变形符合设计要求；

第八步：卸载：

卸载弯曲夹具和固定夹具，取出型材；得到自由弯曲成形的飞机型材。

8.如权利要求7所述飞机型材自阻电加热增量式自由弯曲成形夹具的成形方法，其特征在于，第一步中确定型材自由弯曲成形的参数的具体过程是：

Ⅰ确定增量步长度：根据型材厚度确定增量步长度L的值；飞机型材的厚度为b＝2mm，设置增量步长度L与型材厚度相同；

Ⅱ提取各增量步的装夹偏角：

根据形心计算公式计算飞机型材截面形心；以飞机型材一端截面的弦板上表面两个端点和截面形心为端点作三角形；通过CATIA软件选择所述三角形为轮廓，选择经过所述弦板任意一个端点的三维曲线为中心曲线，得到三角形的三维模型；以得到的三维模型中过所述T型材截面形心的三维曲线，即得到形心引导线；该形心引导线的长度等于型材长度，且在型材自由弯曲过程中不发生变化；所述形心引导线包含该形心引导线上所有节点的几何信息；所述几何信息包括坐标、主法矢、副法矢、切矢、挠率和曲率；

将该形心引导线分为n段加工段，每个加工段长度与所述增量步的长度L相同；以各加工段的起止点处为节点；

提取所述形心引导线上所有节点处的曲率k_i、挠率K_i；提取节点处型材截面腹板方向与主法矢的夹角，该夹角为装夹偏角θ_Gi；所述i为各加工段的序号，i＝1,2,3……n；第i－1个节点是第i段加工段的起点，第i个节点是第i段加工段的终点；

Ⅲ确定弯曲角度：从所述形心引导线中提取曲率，计算各加工段型材绕Y轴弯曲角度，具体过程是：

根据公式(1)计算第i段加工段型材绕Y轴弯曲角度：

θ_Yi＝L×k_i (1)

公式(1)中θ_Yi表示的是第i段加工段型材绕Y轴弯曲角度，L为增量步长度，单位为mm，k_i为第i段加工段曲率；

Ⅸ确定扭转角度：从所述形心引导线中提取挠率，计算所有加工段型材绕X轴扭转角度；

根据公式(2)计算第i段加工段型材绕X轴扭转角度：

θ_Xi＝L×K_i (2)

公式(2)中θ_Xi表示的是第i段加工段型材绕X轴扭转角度，L为增量步长度，单位为mm，K_i为第i段加工段挠率；

Ⅴ确定型材成形过程中极限弯矩M_u：

M_u＝W_uσ_b (3)

公式(3)中，σ_b为材料强度极限，单位为GPa；W_u为塑性抗弯截面系数，单位为mm³；

公式(4)中，y为积分时面积微元dA到形心的纵坐标，单位为mm；

确保型材的极限弯矩小于数控工业机械臂的许用载荷；

Ⅵ确定型材成形过程中极限扭矩T_max：

公式(5)中，τ_max为材料的剪切屈服强度，单位为GPa；R为型材形心与最外层轮廓包络圆的半径，单位为mm；I_p为型材截面的极惯性矩，单位为mm⁴；

公式(6)中，ρ为积分时型材截面上面积微元dA到形心的半径，单位为mm；

确保型材的极限扭矩小于数控工业机械臂的许用载荷。

9.如权利要求7所述飞机型材自阻电加热增量式自由弯曲成形夹具的成形方法，其特征在于，所述飞机型材通电时，通过弯曲夹具的腹板处电极连接装置和固定夹具的弦板处电极连接装置中的电极连接块分别连通相邻的铜电极片；将弯曲夹具上弦板处电极连接装置中的电极连接块通过导线连接直流电源的负极，将固定夹具上弦板处电极连接器中的电极连接块通过导线与直流电源的正极连接；

将设定的型材变形温度T输入具有PID温度调节功能的直流电源中；直流电源调节输出电流，加热加工段型材；通过红外测温仪对加工段型材进行实时测温，每隔0.1s采集一个温度数据，测得的实时温度T_c经过信号转换器输入直流电源中PID温度控制器的反馈信号输入端，调节直流电源的输出电流，直至加工段型材加热到设定的型材变形温度T。

10.如权利要求7所述飞机型材自阻电加热增量式自由弯曲成形夹具的成形方法，其特征在于，所述型材自由弯曲时，工业机械臂的弯曲载荷F为：

F＝σ_T×S (3)

公式(9)中，F表示弯曲载荷，单位为N；σ_T表示型材材料在设定温度T下的屈服应力，单位为MPa；S为飞机型材的截面面积，单位为mm²；

工业机械臂的第i段加工段扭矩计算如下：

W_i＝|θ_Xi|/L×G_T×I_n (4)

公式(4)中，W_i表示第i段加工段扭矩，单位为N·m；G_T表示型材材料的剪切模量，单位为GPa；I_n表示型材截面极惯性矩，单位为mm⁴。

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