CN112474984B - 一种飞机帽型整流罩钣金件拉深成形方法 - Google Patents

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Abstract

本发明公开了一种飞机帽型整流罩钣金件拉深成形方法，先用第一拉深模将展开状态的毛料成形为过渡状态，拉深高度为总高度的1/2，所述第一拉深模的凸模与过渡形状的零件形状契合；然后采用第二拉深模将过渡形状的毛料成形至最终状态，所述第二拉深模的凸模与最终状态的零件形状契合。本发明所采用的过渡形状为零件顶部形状不变，拉深深度约为总深度的一半，解决了这类“帽型”零件过渡形状选取困难的难题。本发明通过增大毛料与模具凸模的接触面积，抑制了第二次拉深时零件的顶部破裂。本发明通过两次拉深工序，减小每次拉深时的悬空高度，避免了侧面起皱的发生。本发明终成形工序采用已成形零件顶部外形定位，不需要专门零件定位装置。

Description

一种飞机帽型整流罩钣金件拉深成形方法
技术领域
本发明属于钣金件成形的技术领域，具体涉及一种飞机帽型整流罩钣金件拉深成形方法。
背景技术
拉深成形是将平板毛料在凸模压力带动下，经过凹模圆角流动进入凹模腔内，包裹在凸模表面上形成空心体零件，或将空心体毛坯件尺寸改变获得新的空心体零件的钣金成形工艺。如图1所示，飞机“帽型”整流罩钣金件是典型拉深件。该零件母线多采用直线、圆弧、样条线圆滑过渡，型面不规则，外观类似锥面。
如图2所示，在成形时，凸模拉动板料进入凹模型腔内，由于零件的锥形外形，使得凸模与凹模之间出现较大的拉深间隙，此部位的毛料处于悬空状态，由于失去模具约束成形时极易发生失稳起皱。为了抑制侧面悬空起皱，需要适当增大压边力。然而，由于凸模顶部区域面积小，凸模与材料接触面小，成形过程中凸模顶部区域毛料易发生破裂。
对于这种形状的曲面零件，当高径比较大（0.4<h/d<0.7）时，一般采用取中间工序过渡形状多次拉深的方法来成形。通过分析不难发现，造成拉深成形过程中出现材料悬空的原因是由于零件顶部与口部直径相差太大。凸模圆角接触零件顶部，凹模圆角接触零件口部，这种尺寸差就使拉深过程中部分材料处于悬空状态；造成拉深成形过程中出现材料破裂的原因是凸模顶部与板料接触面积小，该部位材料抗破裂能力低。如果通过合理设置中间工序减少凸模顶部、凹模口部直径差，同时增大凸模顶部与毛料的接触面积，拉深成形条件就能得到改善。由于其形状不规则，拉深工艺参数很难确定，中间工序过渡形状多借助现有经验和有限元仿真多次优化才能确定，模具设计周期长、难度大，因此该类零件多次拉深成形在生产中一直是影响生产进度的瓶颈问题。
该类零件与锥形零件类似，因此现有技术多借鉴锥形零件的成形方法。现有技术中，中等深度锥形件（0.4<h/d<0.6）多采用两工序成形，首次拉深常成形为大圆角或半球形圆筒件，二次拉深成形出零件最终形状，毛料如图3所示。
对于更复杂的锥形零件多采用近似形状过渡法进行多次拉深成形。如专利公开号为：CN 106734487 A，专利名称为“一种深锥台型零件的多道次拉深成形方法”的中国发明专利，其技术方案为：S1、根据表面积不变法，将侧壁是锥面的深锥台型零件转化为口部尺寸相同的侧壁是直避的盒型件，由展料所得的长圆毛坯经（k-1）道拉深工序，得到长圆筒形件，再经第k道工序拉深成盒形件；S2、将盒型件拉深为最终的锥台型零件，锥面从底部开始成形，在各道工序中，锥面逐渐加大，直至成形。这种先“圆”后“方”最后“锥”的成形工艺，解决了深锥台型零件在拉深成形过程中出现的开裂、起皱等问题，降低了零件在成形过程中的废品率，提高生产效率。但是采用该方法取过渡形状在实际应用中仍十分复杂，需要极高的专业技能水平。
发明内容
本发明的目的在于提供一种飞机帽型整流罩钣金件拉深成形方法，旨在解决帽型整流罩钣金件多次拉深成形时过度形状选取困难带来的成形难题。
本发明主要通过以下技术方案实现：一种飞机帽型整流罩钣金件拉深成形方法，先用第一拉深模将展开状态的板料成形为过渡状态，拉深高度为总高度的1/2，所述第一拉深模的凸模与过渡形状的零件形状契合；然后采用第二拉深模将过渡形状的板料成形至最终状态，所述第二拉深模的凸模与最终状态的零件形状契合。
为了更好地实现本发明，进一步地，首次拉深前板料处于展开状态，通过第一拉深模的压边圈上设置的定位装置进行定位，板料在第一拉深模的凹模、压边圈、凸模的共同作用下，成形出过渡形状。
为了更好地实现本发明，进一步地，将成形后的过渡形状顶部定位，套装于第二拉深模的凸模上，过渡形状的板料在第二拉深模的凹模、压边圈、凸模的共同作用下，成形零件最终形状。
为了更好地实现本发明，进一步地，主要包括以下步骤：
步骤S100：采用第一拉深模形成零件过渡形状：先形成零件顶部，拉深高度为总高度的1/2；首次拉深前板料处于展开状态，通过第一拉深模的压边圈上设置的定位装置进行定位，板料在第一拉深模的凹模、压边圈、凸模的共同作用下，成形出过渡形状；
步骤S200：采用第二拉深模成形零件最终形状：将成形后的过渡形状顶部定位，套装于第二拉深模的凸模上，过渡形状的板料在第二拉深模的凹模、压边圈、凸模的共同作用下，成形零件最终形状。
为了更好地实现本发明，进一步地，适用于两次拉深成形的中等深度锥形件，0.4<h/d<0.6。
本发明的有益效果：
1)本发明所采用的过渡形状为零件顶部形状不变，拉深深度约为总深度的一半，解决了这类“帽型”零件过渡形状选取困难的难题。
2)本发明通过增大毛料与模具凸模的接触面积，抑制了第二次拉深时零件的顶部破裂。
3)本发明通过两次拉深工序，减小每次拉深时的悬空高度，避免了侧面起皱的发生。
4）本发明终成形工序采用已成形零件顶部外形定位，不需要专门零件定位装置。
附图说明
图1为帽型曲面钣金件截面示意图；
图2为帽型曲面钣金件拉深过程示意图；
图3为中等深度锥形件成形过程示意图；
图4为飞机帽型整流罩钣金件拉深成形工艺步骤图；
图5为飞机帽型整流罩钣金件拉深成形过程示意图；
图6为实施例3中飞机帽型整流罩钣金件拉深成形步骤仿真示意图；
图7为实施例3中飞机帽型整流罩钣金件拉深成形有限元仿真模型剖面示意图；
图8为实施例3中零件过渡形状厚度分布云图；
图9为实施例3中零件过渡形状成形极限图；
图10为实施例3中零件最终形状厚度分布云图；
图11为实施例3中零件最终形状成形极限图。
其中：1-凹模，2-压边圈，3-凸模，4-板料，5-悬空区域。
具体实施方式
实施例1：
一种飞机帽型整流罩钣金件拉深成形方法，先用第一拉深模将展开状态的板料4成形为过渡状态，拉深高度为总高度的1/2，所述第一拉深模的凸模3与过渡形状的零件形状契合；然后采用第二拉深模将过渡形状的板料4成形至最终状态，所述第二拉深模的凸模3与最终状态的零件形状契合。
如图2所示，在成形时，凸模3拉动板料进入凹模1型腔内，由于零件的锥形外形，使得凸模3与凹模1之间出现较大的拉深间隙，此部位的板料4处于悬空区域5，由于失去模具约束成形时极易发生失稳起皱。为了抑制侧面悬空起皱，需要适当增大压边力。然而，由于凸模3顶部区域面积小，凸模3与材料接触面小，成形过程中凸模3顶部区域板料4易发生破裂。
本发明所采用的过渡形状为零件顶部形状不变，拉深深度约为总深度的一半，解决了这类“帽型”零件过渡形状选取困难的难题。本发明通过增大板料4与模具凸模3的接触面积，抑制了第二次拉深时零件的顶部破裂。本发明通过两次拉深工序，减小每次拉深时的悬空高度，避免了侧面起皱的发生。本发明终成形工序采用已成形零件顶部外形定位，不需要专门零件定位装置。
实施例2：
一种飞机帽型整流罩钣金件拉深成形方法，如图4、图5所示，包括两工序，涉及两套成形模具。图4中上方的图为零件过渡形状，该过渡形状仅成形出零件顶部，将零件其余部分展平至凸缘区域，图4中下方的图为零件最终形状。主要包括以下步骤：
1）工序Ⅰ：先成形零件过渡形状，具体为：先成形零件顶部，拉深高度约为零件总高度的一半，即约h/2。如图5所示，首次拉深前板料4处于展开状态，通过第一拉深模的压边圈2上设置的定位装置进行定位。板料4在第一拉深模的凹模1、压边圈2、凸模3的共同作用下，成形出过渡形状。
2）工序Ⅱ：成形零件最终形状。如图5所示，第二次拉深前板料4为过渡形状。以第一拉深模成形后的零件过渡形状顶部定位，将其套放于第二拉深模的凸模3上。板料4在第二拉深模的凹模1、压边圈2、凸模3的共同作用下，成形零件最终形状。
本发明所采用的过渡形状为零件顶部形状不变，拉深深度约为总深度的一半，解决了这类“帽型”零件过渡形状选取困难的难题。本发明通过增大板料4与模具凸模3的接触面积，抑制了第二次拉深时零件的顶部破裂。本发明通过两次拉深工序，减小每次拉深时的悬空高度，避免了侧面起皱的发生。本发明终成形工序采用已成形零件顶部外形定位，不需要专门零件定位装置。
实施例3：
一种飞机帽型整流罩钣金件拉深成形方法，零件材料为1Cr18Ni9Ti，材料厚度为1mm。如图6所示，首次拉深先成形零件顶部，拉深高度约为零件总高度的一半，第二次拉深成形出零件最终形状。
如图7所示，在有限元建模时，在三维造型CAD软件CATIA中建立两成形工序模具、板料的几何模型并以igs格式导入仿真软件PAMSTAMP中。
如图8、图9所示，结合零件厚度分布云图（零件最大减薄率约25%）、成形极限图（无破裂情况；法兰及圆角有起皱趋势，试模时可通过适当增大压边力抑制），该工序可以顺利拉深成形。
如图10、图11所示，结合零件厚度分布云图（零件最大减薄率约35%）、成形极限图（无破裂情况；法兰及圆角有起皱趋势，试模时可通过适当增大压边力抑制），可以成形出合格零件。
本发明仅适用于两次拉深成形的中等深度锥形件（0.4<h/d<0.6）。
本发明所采用的过渡形状为零件顶部形状不变，拉深深度约为总深度的一半，解决了这类“帽型”零件过渡形状选取困难的难题。本发明通过增大板料4与模具凸模3的接触面积，抑制了第二次拉深时零件的顶部破裂。本发明通过两次拉深工序，减小每次拉深时的悬空高度，避免了侧面起皱的发生。本发明终成形工序采用已成形零件顶部外形定位，不需要专门零件定位装置。
以上所述，仅是本发明的较佳实施例，并非对本发明做任何形式上的限制，凡是依据本发明的技术实质对以上实施例所作的任何简单修改、等同变化，均落入本发明的保护范围之内。

Claims (2)

1.一种飞机帽型整流罩钣金件拉深成形方法，其特征在于，先用第一拉深模将展开状态的板料（4）成形为过渡状态，拉深高度为总高度的1/2，所述第一拉深模的凸模（3）与过渡形状的零件形状契合；然后采用第二拉深模将过渡形状的板料（4）成形至最终状态，所述第二拉深模的凸模（3）与最终状态的零件形状契合；包括以下步骤：
步骤S100：采用第一拉深模形成零件过渡形状：先形成零件顶部，拉深高度为总高度的1/2；首次拉深前板料（4）处于展开状态，通过第一拉深模的压边圈（2）上设置的定位装置进行定位，板料（4）在第一拉深模的凹模（1）、压边圈（2）、凸模（3）的共同作用下，成形出板料（4）的过渡形状；
步骤S200：采用第二拉深模成形零件最终形状：通过成形后的具有过渡形状的板料（4）的顶部进行定位，将具有过渡形状的板料（4）套装于第二拉深模的凸模（3）上，过渡形状的板料（4）在第二拉深模的凹模（1）、压边圈（2）、凸模（3）的共同作用下，成形零件最终形状。
2.根据权利要求1所述的一种飞机帽型整流罩钣金件拉深成形方法，其特征在于，适用于两次拉深成形的中等深度锥形件。
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