CN111375716B - 一种薄壁高筋飞机窗框构件空间包络成形方法 - Google Patents

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Abstract

本发明涉及一种薄壁高筋飞机窗框构件空间包络成形方法，包括以下步骤：S1、锻件设计；S2、坯料设计；S3、包络模设计；S4、将坯料放入约束模中，包络模作空间包络运动，包络模和约束模沿轴向发生相对运动并靠近，在包络模和约束模共同作用下坯料发生连续增量塑性变形；S5、顶出机构顶出步骤S4中成形的锻件；S6、对锻件进行飞边切除处理。本发明可以实现连续增量塑性变形，材料利用率高、成形力小、生产成本低，可以细化构件内部的组织晶粒，形成完整的流线，提升构件的机械性能。本发明避免了坯料在成形过程中产生高筋充不满的缺陷，保证了成形精度。

Description

一种薄壁高筋飞机窗框构件空间包络成形方法
技术领域
本发明涉及空间包络成形领域，更具体地说，涉及一种薄壁高筋飞机窗框构件空间包络成形方法。
背景技术
薄壁高筋飞机窗框构件具有腹板薄、筋条薄且高、质量轻、强度高、承载能力强的特点，是飞机等航空航天装备的关键承力构件，该类构件的制造加工是国际研究热点。目前，薄壁高筋飞机窗框构件主要采用铣削进行制造。但是，铣削加工不仅材料利用率低，生产效率低，而且不能制造高性能的薄壁高筋飞机窗框构件。
发明内容
本发明要解决的技术问题在于，提供一种薄壁高筋飞机窗框构件空间包络成形方法，实现了薄壁高筋飞机窗框构件高性能高效率低成本制造。
本发明解决其技术问题所采用的技术方案是：构造一种薄壁高筋飞机窗框构件空间包络成形方法，所述薄壁高筋飞机窗框构件包括腹板和筋板，成形方法包括以下步骤：
S1、锻件设计：在飞机窗框构件腹板内外两侧设计多台阶飞边得到飞机窗框锻件，其余位置不留加工余量；
S2、坯料设计：坯料为环状的板材，坯料外径尺寸比约束模型腔底部相应位置尺寸大0.1～0.3mm，其内径尺寸比约束模型腔底部相应位置尺寸小 0.1～0.3mm；
S3、包络模设计：包络模为非回转非对称锥体，其工作型面由两个内外凸台组成，两个内外凸台的顶面分别用于成形飞机窗框锻件内外侧腹板，两个内外凸台的缝隙用于成形飞机窗框锻件筋板；内凸台顶面内侧为多台阶状，外凸台顶面外侧为多台阶状，两个内外凸台的多台阶分别用于成形飞机窗框锻件内外两侧多台阶飞边；飞机窗框锻件上表面任意一点坐标
Figure RE-GDA0002447919620000021
和对应的包络模表面点坐标
Figure RE-GDA0002447919620000022
满足以下关系式：
Figure RE-GDA0002447919620000023
其中，ε是包络模锥角；
S4、空间包络成形：将坯料加热后放入约束模中，包络模绕空间包络中心作空间包络运动，包络模和约束模沿轴向发生相对运动并相互靠近，在包络模和约束模共同作用下坯料发生连续增量塑性变形；空间包络成形过程中，包络模顶面对坯料进行辗压，大部分金属首先径向流动逐渐形成多台阶飞边，而较少金属轴向流动充填包络模缝隙；当多台阶飞边完全形成时，此时金属轴向流动充填筋板，直至飞机窗框锻件筋板和腹板分别由包络模缝隙和包络模顶面连续多道次包络辗压成形，与飞机窗框锻件高筋相对的型面由约束模连续多道次辗压成形；
S5、锻件顶出：约束模内设置顶出机构，顶出机构包括大顶杆、顶料块和多根小顶杆，顶料块放置于约束模垫板中；顶料块下方为大顶杆，上方为多根小顶杆，大顶杆推动顶料块，顶料块推动多个小顶杆，小顶杆将飞机窗框锻件整体顶出，多个小顶杆环形分布在与飞机窗框锻件高筋相对的位置；
S6、切边：飞机窗框锻件高筋放入切边下模，切边上模下行将飞机窗框锻件多台阶飞边切除。
上述方法中，空间包络成形方法采用的成形装置包括：包络模、包络模垫板、包络模芯套、约束模、约束模垫板和约束模芯套，所述包络模垫板、包络模芯套、约束模芯套、约束模垫板自上而下分布且几何中心位于同一轴线；包络模固定于包络模芯套中，约束模固定于约束模芯套中；包络模与约束模之间的间隙为多台阶形；所述约束模垫板和约束模内部设置顶出机构。
上述方法中，空间包络中心位于飞机窗框锻件中心轴线上且不低于飞机窗框锻件腹板上表面，空间包络中心在整个包络成形过程中保持位置不变。
上述方法中，空间包络成形过程中包络模始终倚靠在飞机窗框锻件上表面并绕空间包络中心作包络运动，且包络模任一母线与坯料对应接触位置在空间包络成形过程中始终保持不变。
上述方法中，约束模型腔侧壁为0.2～0.5°的倒锥。
实施本发明的薄壁高筋飞机窗框构件空间包络成形方法，具有以下有益效果：
(1)本发明薄壁高筋飞机窗框构件空间包络成形方法可以实现连续增量塑性变形，材料利用率高、成形力小、生产成本低。
(2)本发明薄壁高筋飞机窗框构件空间包络成形方法可以细化构件内部的组织晶粒，形成完整的流线，提升构件的机械性能。
(3)本发明薄壁高筋飞机窗框构件空间包络成形方法避免了坯料在成形过程中产生高筋充不满的缺陷，保证了成形精度。
附图说明
下面将结合附图及实施例对本发明作进一步说明，附图中：
图1是薄壁高筋飞机窗框构件示意图；
图2是薄壁高筋飞机窗框锻件示意图；
图3是坯料示意图；
图4是包络模示意图；
图5是约束模示意图；
图6是薄壁高筋飞机窗框构件空间包络成形示意图。
具体实施方式
为了对本发明的技术特征、目的和效果有更加清楚的理解，现对照附图详细说明本发明的具体实施方式。
本发明薄壁高筋飞机窗框构件空间包络成形方法用于成形制造高筋飞机窗框构件，薄壁高筋飞机窗框构件的结构如图1所示，薄壁高筋飞机窗框构件包括腹板和筋板，薄壁高筋飞机窗框构件长和宽分别为500mm和400mm，内孔长和宽分别为380mm和280mm，腹板厚度为3.5mm，筋高为30mm，最大筋厚为4.5mm，最小筋厚为2mm。薄壁高筋飞机窗框构件空间包络成形方法包括以下步骤：
S1、锻件设计：在飞机窗框构件腹板内外两侧设计多台阶飞边得到飞机窗框锻件，本实施例中台阶数为4，外侧每段台阶长度为4mm，内侧每段台阶长度为2.5mm，其余位置不留加工余量，薄壁高筋飞机窗框锻件的结构如图2 所示；
S2、坯料10设计：坯料10为环状的板材，坯料10外径尺寸比约束模2 型腔底部相应位置尺寸大0.1～0.3mm，本实施例中为0.1mm，其内径尺寸比约束模2型腔底部相应位置尺寸小0.1～0.3mm，本实施例中为0.1mm，其厚度根据坯料10与锻件体积不变原则确定，本实施例中为5mm，坯料10的结构如图3所示；
S3、包络模1设计：包络模1为非回转非对称锥体，其工作型面由2个内外凸台组成，2个内外凸台的顶面分别用来成形飞机窗框锻件内外侧腹板， 2个内外凸台的缝隙用来成形飞机窗框锻件高筋。内凸台顶面内侧设计成多台阶状，外凸台顶面外侧设计成多台阶状，2个内外凸台的多台阶分别用来成形飞机窗框锻件内外两侧多台阶飞边。飞机窗框锻件上表面任意一点坐标
Figure RE-GDA0002447919620000041
和对应的包络模1表面点坐标
Figure RE-GDA0002447919620000042
满足以下关系式：
Figure RE-GDA0002447919620000043
其中，ε是包络模1锥角，本实施例中为177°，包络模1的结构如图4 所示；
S4、空间包络成形：将坯料10加热迅速放入预热的约束模2中，约束模 2的结构如图5所示，预热的包络模1绕空间包络中心作空间包络运动，包络模1和约束模2沿轴向发生相对运动并靠近，本实施例中相对运动速度v为 2mm/s，为在包络模1和约束模2共同作用下坯料10发生连续增量塑性变形，如图6所示。为了提高飞机窗框锻件高筋的充填性，包络模1和约束模2内外两侧均设计多台阶并与飞机窗框锻件多台阶飞边相匹配。空间包络成形过程中，包络模1顶面对坯料10进行辗压，大部分金属首先径向流动逐渐形成多台阶飞边，而较少金属轴向流动充填包络模1缝隙。当多台阶飞边完全形成时，产生了大的径向流动阻力，此时金属主要轴向流动用于高筋充填，直至飞机窗框锻件高筋和腹板分别由包络模1缝隙和包络模1顶面连续多道次包络辗压成形，与飞机窗框锻件高筋相对的型面由约束模2连续多道次辗压成形；
S5、锻件顶出：约束模2内设置顶出机构，顶出机构包括大顶杆7、顶料块8和多根小顶杆9，顶料块8放置于约束模垫板6中；顶料块8下方为大顶杆7，上方为多根小顶杆9，大顶杆7推动顶料块8，顶料块8推动多个小顶杆9，小顶杆9将飞机窗框锻件整体顶出，多个小顶杆9环形分布在与飞机窗框锻件高筋相对的位置。6个小顶杆9环形分布在与飞机窗框锻件高筋相对的位置，至少在四个转角和长边的中点各布置一个小顶杆9，保证飞机窗框锻件顶出受力均匀；
S6、切边：飞机窗框锻件高筋放入切边下模，切边上模下行将飞机窗框锻件多台阶飞边切除。
进一步的，空间包络成形装置包括：包络模1、包络模垫板3、包络模芯套4、约束模2、约束模垫板6和约束模芯套5，包络模垫板3、包络模芯套4、约束模芯套5、约束模垫板6自上而下分布且几何中心位于同一轴线；包络模 1固定于包络模芯套4中，约束模2固定于约束模芯套5中；包络模1与约束模2之间的间隙为多台阶形；所述约束模垫板6和约束模2内部设置顶出机构。
进一步的，空间包络中心位于飞机窗框锻件中心轴线上且不低于飞机窗框锻件腹板上表面。空间包络中心在整个包络成形过程中保持位置不变。
进一步的，包络模1始终倚靠在飞机窗框锻件上表面并绕空间包络中心作包络运动，且包络模1任一母线与坯料10对应接触位置在空间包络成形过程中始终保持不变。
进一步的，约束模2型腔侧壁设计成0.2～0.5°的倒锥，本实施例中为 0.2°，防止飞机窗框锻件翘曲变形和粘在包络模1上。
上面结合附图对本发明的实施例进行了描述，但是本发明并不局限于上述的具体实施方式，上述的具体实施方式仅仅是示意性的，而不是限制性的，本领域的普通技术人员在本发明的启示下，在不脱离本发明宗旨和权利要求所保护的范围情况下，还可做出很多形式，这些均属于本发明的保护之内。

Claims (5)

1.一种薄壁高筋飞机窗框构件空间包络成形方法，所述薄壁高筋飞机窗框构件包括腹板和筋板，其特征在于，成形方法包括以下步骤：
S1、锻件设计：在飞机窗框构件腹板内外两侧设计多台阶飞边得到飞机窗框锻件，其余位置不留加工余量；
S2、坯料设计：坯料为环状的板材，坯料外径尺寸比约束模型腔底部相应位置尺寸大0.1～0.3mm，其内径尺寸比约束模型腔底部相应位置尺寸小0.1～0.3mm；
S3、包络模设计：包络模为非回转非对称锥体，其工作型面由两个内外凸台组成，两个内外凸台的顶面分别用于成形飞机窗框锻件内外侧腹板，两个内外凸台的缝隙用于成形飞机窗框锻件筋板；内凸台顶面内侧为多台阶状，外凸台顶面外侧为多台阶状，两个内外凸台的多台阶分别用于成形飞机窗框锻件内外两侧多台阶飞边；飞机窗框锻件上表面任意一点坐标
Figure FDA0002289493110000011
和对应的包络模表面点坐标
Figure FDA0002289493110000012
满足以下关系式：
Figure FDA0002289493110000013
其中，ε是包络模锥角；
S4、空间包络成形：将坯料加热后放入约束模中，包络模绕空间包络中心作空间包络运动，包络模和约束模沿轴向发生相对运动并相互靠近，在包络模和约束模共同作用下坯料发生连续增量塑性变形；空间包络成形过程中，包络模顶面对坯料进行辗压，大部分金属首先径向流动逐渐形成多台阶飞边，而较少金属轴向流动充填包络模缝隙；当多台阶飞边完全形成时，此时金属轴向流动充填筋板，直至飞机窗框锻件筋板和腹板分别由包络模缝隙和包络模顶面连续多道次包络辗压成形，与飞机窗框锻件高筋相对的型面由约束模连续多道次辗压成形；
S5、锻件顶出：约束模内设置顶出机构，顶出机构包括大顶杆、顶料块和多根小顶杆，顶料块放置于约束模垫板中；顶料块下方为大顶杆，上方为多根小顶杆，大顶杆推动顶料块，顶料块推动多个小顶杆，小顶杆将飞机窗框锻件整体顶出，多个小顶杆环形分布在与飞机窗框锻件高筋相对的位置；
S6、切边：飞机窗框锻件高筋放入切边下模，切边上模下行将飞机窗框锻件多台阶飞边切除。
2.根据权利要求1所述的薄壁高筋飞机窗框构件空间包络成形方法，其特征在于，空间包络成形方法采用的成形装置包括：包络模、包络模垫板、包络模芯套、约束模、约束模垫板和约束模芯套，所述包络模垫板、包络模芯套、约束模芯套、约束模垫板自上而下分布且几何中心位于同一轴线；包络模固定于包络模芯套中，约束模固定于约束模芯套中；包络模与约束模之间的间隙为多台阶形；所述约束模垫板和约束模内部设置顶出机构。
3.根据权利要求1所述的薄壁高筋飞机窗框构件空间包络成形方法，其特征在于，空间包络中心位于飞机窗框锻件中心轴线上且不低于飞机窗框锻件腹板上表面，空间包络中心在整个包络成形过程中保持位置不变。
4.根据权利要求1所述的薄壁高筋飞机窗框构件空间包络成形方法，其特征在于，空间包络成形过程中包络模始终倚靠在飞机窗框锻件上表面并绕空间包络中心作包络运动，且包络模任一母线与坯料对应接触位置在空间包络成形过程中始终保持不变。
5.根据权利要求1所述的薄壁高筋飞机窗框构件空间包络成形方法，其特征在于，约束模型腔侧壁为0.2～0.5°的倒锥。
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