CN114769363A - 一种航天用板条零件手工快速消除成形内应力方法 - Google Patents

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Abstract

本发明公开了一种航天用板条零件手工快速消除成形内应力方法，包括如下步骤：将零件夹持于胎膜上，用顶块对椭球体型面翻边上沿端面断面部位进行顶校收形，使型面翻边与胎膜紧密贴合；将胎膜上取下零件的椭球体型面翻边部位平放于修正平台上，加力压贴于平台表面，用榔头紧贴零件弯曲角一侧距R根部10 mm处，沿赤道弧长方向由零件中心向两头分别进行敲击放形、修正校形，再对另一侧平面底部以同样的方法进行校形修正。本发明降低了开裂报废风险，效率提高，降低了生产制造成本。

Description

一种航天用板条零件手工快速消除成形内应力方法
技术领域
本发明属于装备制造领域，涉及一种航天用板条零件手工快速消除成形内应力方法。
背景技术
航空航天及相关行业内，板条类钣金零件较为常见，其主要功能为保护或隔离作用。此类零件规格较多，形状各异，有的带缺口，有的不带缺口，多采用厚度为2.0～2.5 mm的LF6防锈铝材料进行加工。零件翻边存在椭球体型面与赤道弧度双曲面，有着尺寸精度要求高的特点。
传统的成形方法主要有两种：一是利用胎模，使用常规冷作成形工具手工翻边拔缘成形。二是通过模具拉深或橡皮囊液压，结合胎模修正校形而成。第一种方法在实际产品研制生产过程中使用比较普遍，主要是成本低，受环境影响因素较小，但效率极低。第二种方法受专用设备和模具的限制，成本极高，同时设备初成形后，消除内部应力还需要进行成型机或手工校形工序，才能满足设计要求。
上述两种方法成形板条类钣金零件均分为两个阶段，即毛坯成形阶段及消除内部应力校形阶段。在初成形去除工艺余量后都需要进行手工去应力校形，来满足设计给出的尺寸精度要求，存在大量收形与放形工作。由于此类零件采用LF6防锈铝材料加工，材料在半冷作硬化状态下塑性尚可，在冷作硬化状态下塑性不好。所以校形时敲击次数越少，越有利于零件的成型，随着敲击次数的增加材料变得越来越硬，便无法完成精准校形工作，甚至产生裂纹产品报废。
此类零件手工去应力校形长期存在一些问题：1.加工效率不高，校形难度会随着设计图纸转角的角度变小而变大，操作者时常因无法精确的找到校形点位，而使产品型面内部应力变的混乱，反而进一步增加了修正校形难度。即使熟练的操作者加工一件此类零件产品一般耗时都超过2～3个小时，新手耗时更长。2.由于手工校形是使用冷作钣金常用工具为铝榔头、铅条、顶块等反复敲打成形，劳动强度较高。3.对操作者技能水平要求很高，收放点位的精准控制难度较大，操作经验不足或稍有不慎就会产生裂纹使产品报废，零件的加工效率完全取决于操作人员的个人能力。4.存在翻边椭球体型面与赤道弧度贴胎间隙以及底平面间隙要求难保证，回弹大、锤击痕迹较多的问题。这些问题长期存在得不到有效解决。
发明内容
本发明的目的是克服现有技术的不足，提供一种航天用板条零件手工快速消除成形内应力方法。
为了达到上述目的，本发明采用了下列技术方案：
一种航天用板条零件手工快速消除成形内应力方法，包括如下步骤：
A、将零件夹持于胎膜上，用顶块对椭球体型面翻边上沿端面断面部位进行顶校收形，使型面翻边与胎膜紧密贴合；
B、将胎膜上取下零件的椭球体型面翻边部位平放于修正平台上，加力压贴于平台表面，用榔头紧贴零件弯曲角一侧距R根部10 mm处，沿赤道弧长方向由零件中心向两头分别进行敲击放形、修正校形，再对另一侧平面底部以同样的方法进行校形修正。
作为优选方式，还包括步骤C1：将零件放置于平台及胎模上，检测其平面度及与胎膜贴合间隙情况，未达到要求的，重复前面步骤A、B，步骤B中敲击的部位调整到零件板厚的另一面进行。
作为优选方式，还包括步骤C2：将放形范围沿零件宽度方向增加为两排或三排，与R根部距离等距增加至20mm或30mm。
作为优选方式，所述步骤B中，敲击点间距为13～15mm，敲击力度由零件中间向两头移动时逐渐降低。
进一步优选，所述步骤C2中，沿长度方向敲击点位间距二排时为26～30mm，三排时为52～60mm，每排敲击点位交错排列。
进一步优选，还包括步骤D1：零件放形后翻边角度变小的，将零件扣放于胎膜上，敲击转角R根部直至与胎膜贴合。
进一步优选，还包括步骤D2：零件放形后翻边角度变大的，将零件放置于适配的V型铁上用顶块顶校至角度符合要求。
进一步优选，还包括步骤D3：零件放形后赤道弧度变大的，敲击零件底平面内侧R根部直至与胎膜贴合。
进一步优选，还包括步骤D4：零件放形后赤道弧度变小的，锤击底平面外侧材料边缘处达到贴胎效果。
工作原理：由于零件存在一定的赤道弧度，在板条类零件拔缘翻边整个过程是搂弯收边钣金加工工艺。平板材料在弧形拔缘翻边时，翻边处材料属于收缩变形，整个型面内部存在较大的张应力，在去除胎膜的束缚力后底平面会发生拱翘、翻边椭球体型面角度与赤道弧度变大等现象。该现象的主要原因是，胎膜的束缚力不足以完全使材料的变形达到塑性强度变形，存在大量回弹的材料组织，零件翻边顶部材料长度收缩不到位，与翻边R根部材料存在明显的拉扯力。
手工校形方法首先是消除零件翻边型面角度产生回弹，其普遍偏大，与胎膜存在一定间隙，步骤A通过铝制直形顶块（平头型）的顶校，使材料组织发生收缩变形，从而与胎膜完全贴合。同时也使翻边上沿端面顶部的组织发生弯曲变形而收缩变短，起到对翻边上沿材料沿赤道弧长度方向均匀收缩校形的作用。
再将靠近弯曲角R根部附近的材料，通过放形的方法使材料在敲击下变薄，从而变长，使材料向两侧流动伸展，当根部材料长度与翻边顶部材料长度比值达到平衡理论比值时，应力就会逐渐消失，零件便可到达稳定状态。在这个过程中必须将转角R两边的材料同步进行放形，也就是翻边与底平面相关部位，才能收到好的效果，不然会越敲越乱迟迟无法完成校形工作。在这个放形过程中翻边角度及赤道弧度也会不断变化，需要随时控制弧度及角度符合要求，同时材料变薄最小厚度极限尺寸同样需要符合设计要求。
本发明解决了现有技术在翻边初成形后手工去应力校形过程中，因无法精准的确定校形部位而带来，加工效率低、劳动强度高、平面度差、角度回弹大不易贴胎等问题。本发明使校形效率提高了近10倍，保证了翻边加工及表面质量，消除了开裂报废现象。本发明在充分分析板条类零件冷作成形材料变形原理的基础上，结合钣金加工工具结构特点，合理设计敲击点位组合结构，通过反复实践找到的解决办法。精准确定校形部位及校形顺序方法，通过对指定部位材料的放形与收形，控制材料向正确的方向流动，15～20分钟可实现快速的完成产品手工去应力校形工作。通过实践证明，这种板条零件手工快速去成形应力校形方法，是一种非常适用于航天航空相关行业板条类钣金件零件翻边手工去应力校形的全新方法。
本发明具有以下优点：
1、提高了生产效率：现有第二阶段校形加工一件产品时间为2～3个小时，本发明只需要15～20分钟，生产效率提高近10倍，对此类加工人员技能水平要求也有所降低，新手按此方法也可轻松完成加工。
2、提高成形质量：此方法成形的零件一致性较好，表面锤击痕迹明显减少。
3、降低了生产成本：降低了开裂报废风险，效率提高，降低了生产制造成本。
附图说明
图1为本发明弯边两侧放形敲击点位示意图；
图2为本发明胎膜结构示意图。
图中：1.圆柱销，2.型胎，3.压板。
具体实施方式
为了使本发明的目的、技术方案及优点更加清楚明白，以下结合实施例，对本发明进行进一步详细说明。应当理解，此处所描述的具体实施例仅仅用以解释本发明，并不用于限定本发明。
实施例1：
一种航天用板条零件手工快速消除成形内应力方法，包括如下步骤：
A、将零件夹持于胎膜（如附图1所示）上，用顶块对椭球体型面翻边上沿端面断面部位进行顶校收形，使型面翻边与胎膜紧密贴合；
B、将胎膜上取下零件的椭球体型面翻边部位平放于修正平台上，加力压贴于平台表面，如附图2所示，用榔头紧贴零件弯曲角一侧距R根部10 mm处，沿赤道弧长方向由零件中心向两头分别进行敲击放形、修正校形，再对另一侧平面底部以同样的方法进行校形修正。
还包括步骤C1：将零件放置于平台及胎模上，检测其平面度及与胎膜贴合间隙情况，未达到要求的，重复前面步骤A、B，步骤B中敲击的部位调整到零件板厚的另一面进行。
还包括步骤C2：将放形范围沿零件宽度方向增加为两排或三排，与R根部距离等距增加至20mm或30mm。
所述步骤B中，敲击点间距为13～15mm，敲击力度由零件中间向两头移动时逐渐降低。
所述步骤C2中，沿长度方向敲击点位间距二排时为26～30mm，三排时为52～60mm，每排敲击点位交错排列。
还包括步骤D1：零件放形后翻边角度变小的，将零件扣放于胎膜上，敲击转角R根部直至与胎膜贴合。
还包括步骤D2：零件放形后翻边角度变大的，将零件放置于适配的V型铁上用顶块顶校至角度符合要求。
还包括步骤D3：零件放形后赤道弧度变大的，敲击零件底平面内侧R根部直至与胎膜贴合。
还包括步骤D4：零件放形后赤道弧度变小的，锤击底平面外侧材料边缘处达到贴胎效果。
实施例2：
一种航天用板条零件手工快速消除成形内应力方法，包括如下步骤：
第1步骤：先把去除工艺余量的零件夹持与胎膜上，用铝制直形顶块（平头型）对椭球体型面翻边上沿端面断面部位，进行顶校收形，使型面翻边与胎膜紧密贴合。
第2步骤：从胎膜上取下零件将椭球体型面翻边部位平放于修正平台上，加力压贴于平台表面，用铝制榔头紧贴零件弯曲角一侧距R根部附近10 mm处，沿赤道弧长方向由零件中心向两头分别进行锤击放形修正校形，其锤击点间距为13～15mm，需注意掌握锤击力度由中间向两头移动时逐渐降低，总体放形长度还需要根据赤道弧度偏大偏小实际变形情况进行增减；再对另一侧平面底部以同样的操作手法进行校形修正。
第3步骤：使零件自由放置于平台及胎模上，检测其平面度及贴胎间隙情况，再根据情况重复前面两个步骤，但是第2步骤敲击的部位需调整到材料板厚的另一面进行，也就是材料两面要同时放形才可保证组织的均匀性，还可根据情况将放形范围沿零件宽度方向增加为两排或三排，其与R根部附近距离等距增加至20 mm及30mm处，但沿长度方向敲击点位间距二排为26～30mm，三排以此类推需逐渐翻倍增加，每排敲击点位还需交错排列。注意这个过程必须根据赤道弧度大小实际变形情况进行调整。
第4步骤：如放形后翻边角度变小，可直接扣放于胎膜上，敲击转角R根部可以达到贴胎效。如放形后翻边角度变大，可直接放置于适配的V型铁上用顶块（R型）顶校至要求角度即可。通过对零件贴胎间隙的不断检测，结合前面3个步骤直至零件符合设计要求；如放形后赤道弧度变小，可直接锤击底平面外侧材料边缘处达到贴胎效果。如放形后赤道弧度变大，可直接锤击底平面内侧R根部附近逐渐达到贴胎效果。
本发明校形工具有铝榔头、铝制直形顶块（一种头部带有适配的弧度R，一种是平头型）、校形胎膜，利用传统冷作钣金手工成形工具结合胎模及通用校形平台、V型铁，再按技术方案步骤进行操作，便可轻松快速的完成校形加工。
本发明并不局限于前述的具体实施方式。本发明扩展到任何在本说明书中披露的新特征或任何新的组合，以及披露的任一新的方法或过程的步骤或任何新的组合。

Claims (9)

1.一种航天用板条零件手工快速消除成形内应力方法，其特征在于，包括如下步骤：
A、将零件夹持于胎膜上，用顶块对椭球体型面翻边上沿端面断面部位进行顶校收形，使型面翻边与胎膜紧密贴合；
B、将胎膜上取下零件的椭球体型面翻边部位平放于修正平台上，加力压贴于平台表面，用榔头紧贴零件弯曲角一侧距R根部10 mm处，沿赤道弧长方向由零件中心向两头分别进行敲击放形、修正校形，再对另一侧平面底部以同样的方法进行校形修正。
2.根据权利要求1所述的一种航天用板条零件手工快速消除成形内应力方法，其特征在于，还包括步骤C1：将零件放置于平台及胎模上，检测其平面度及与胎膜贴合间隙情况，未达到要求的，重复前面步骤A、B，步骤B中敲击的部位调整到零件板厚的另一面进行。
3.根据权利要求1所述的一种航天用板条零件手工快速消除成形内应力方法，其特征在于，还包括步骤C2：将放形范围沿零件宽度方向增加为两排或三排，与R根部距离等距增加至20mm或30mm。
4.根据权利要求1所述的一种航天用板条零件手工快速消除成形内应力方法，其特征在于：所述步骤B中，敲击点间距为13～15mm，敲击力度由零件中间向两头移动时逐渐降低。
5.根据权利要求3所述的一种航天用板条零件手工快速消除成形内应力方法，其特征在于：所述步骤C2中，沿长度方向敲击点位间距二排时为26～30mm，三排时为52～60mm，每排敲击点位交错排列。
6.根据权利要求1、2或3所述的一种航天用板条零件手工快速消除成形内应力方法，其特征在于，还包括步骤D1：零件放形后翻边角度变小的，将零件扣放于胎膜上，敲击转角R根部直至与胎膜贴合。
7.根据权利要求1、2或3所述的一种航天用板条零件手工快速消除成形内应力方法，其特征在于，还包括步骤D2：零件放形后翻边角度变大的，将零件放置于适配的V型铁上用顶块顶校至角度符合要求。
8.根据权利要求1、2或3所述的一种航天用板条零件手工快速消除成形内应力方法，其特征在于，还包括步骤D3：零件放形后赤道弧度变大的，敲击零件底平面内侧R根部直至与胎膜贴合。
9.根据权利要求1、2或3所述的一种航天用板条零件手工快速消除成形内应力方法，其特征在于，还包括步骤D4：零件放形后赤道弧度变小的，锤击底平面外侧材料边缘处达到贴胎效果。
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Citations (19)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB211207A (en) * 1922-11-13 1924-02-13 Locomotive Firebox Co Flanging method and apparatus therefor
JPS5198658A (en) * 1975-02-27 1976-08-31 Kinzokuobijotaino etsujishorihoho
EP0176073A2 (en) * 1984-09-26 1986-04-02 Toyota Jidosha Kabushiki Kaisha Method of bending plate materials
JPH07246425A (ja) * 1994-03-10 1995-09-26 Toshiba Corp パイプの真円矯正方法
JP2000246351A (ja) * 1999-02-25 2000-09-12 Kyoei Kogyo Kk ヘミング加工方法及びそれに用いる装置
JP2004154786A (ja) * 2002-11-01 2004-06-03 Nissan Motor Co Ltd プレス成形方法及びプレス成形型
US20060070418A1 (en) * 2004-09-24 2006-04-06 Ewald Quell Flanging device and flanging method with component protection
CN202447430U (zh) * 2012-02-24 2012-09-26 山西大运汽车制造有限公司 后围纵梁整形靠模
CN202570860U (zh) * 2012-05-09 2012-12-05 山西大运汽车制造有限公司 短排半车身侧围内框翻边整形靠模
JP2015147241A (ja) * 2014-02-10 2015-08-20 日産自動車株式会社 ロールフランジ加工方法
CN107344191A (zh) * 2016-05-06 2017-11-14 哈尔滨飞机工业集团有限责任公司 一种z形截面零件分步成形的方法
CN107774779A (zh) * 2017-09-26 2018-03-09 陕西飞机工业（集团）有限公司 一种增加异型钣金零件延伸量的方法
CN207770521U (zh) * 2017-12-18 2018-08-28 中国航发贵州黎阳航空动力有限公司 一种带衬板多层钣金环形件焊接变形校正装置
CN110788240A (zh) * 2019-11-27 2020-02-14 田祥 一种汽车钣金连接件分级冲压成型方法
WO2021002425A1 (ja) * 2019-07-04 2021-01-07 日本製鉄株式会社 構造部材の製造方法及び製造装置
CN113231511A (zh) * 2021-06-03 2021-08-10 四川航天长征装备制造有限公司 一种盒型钣金件四角手工外拔缘快速成形方法
CN214236008U (zh) * 2020-12-12 2021-09-21 江西洪都航空工业集团有限责任公司 一种飞机钣金拉深类零件成形装置
CN215998167U (zh) * 2021-09-28 2022-03-11 上海实树汽车工程技术股份有限公司 一种冲压试制件弧面整形装置
CN114260650A (zh) * 2021-12-17 2022-04-01 江西洪都航空工业集团有限责任公司 一种飞机同向弯边窄长口零件钣金成形方法

Patent Citations (19)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB211207A (en) * 1922-11-13 1924-02-13 Locomotive Firebox Co Flanging method and apparatus therefor
JPS5198658A (en) * 1975-02-27 1976-08-31 Kinzokuobijotaino etsujishorihoho
EP0176073A2 (en) * 1984-09-26 1986-04-02 Toyota Jidosha Kabushiki Kaisha Method of bending plate materials
JPH07246425A (ja) * 1994-03-10 1995-09-26 Toshiba Corp パイプの真円矯正方法
JP2000246351A (ja) * 1999-02-25 2000-09-12 Kyoei Kogyo Kk ヘミング加工方法及びそれに用いる装置
JP2004154786A (ja) * 2002-11-01 2004-06-03 Nissan Motor Co Ltd プレス成形方法及びプレス成形型
US20060070418A1 (en) * 2004-09-24 2006-04-06 Ewald Quell Flanging device and flanging method with component protection
CN202447430U (zh) * 2012-02-24 2012-09-26 山西大运汽车制造有限公司 后围纵梁整形靠模
CN202570860U (zh) * 2012-05-09 2012-12-05 山西大运汽车制造有限公司 短排半车身侧围内框翻边整形靠模
JP2015147241A (ja) * 2014-02-10 2015-08-20 日産自動車株式会社 ロールフランジ加工方法
CN107344191A (zh) * 2016-05-06 2017-11-14 哈尔滨飞机工业集团有限责任公司 一种z形截面零件分步成形的方法
CN107774779A (zh) * 2017-09-26 2018-03-09 陕西飞机工业（集团）有限公司 一种增加异型钣金零件延伸量的方法
CN207770521U (zh) * 2017-12-18 2018-08-28 中国航发贵州黎阳航空动力有限公司 一种带衬板多层钣金环形件焊接变形校正装置
WO2021002425A1 (ja) * 2019-07-04 2021-01-07 日本製鉄株式会社 構造部材の製造方法及び製造装置
CN110788240A (zh) * 2019-11-27 2020-02-14 田祥 一种汽车钣金连接件分级冲压成型方法
CN214236008U (zh) * 2020-12-12 2021-09-21 江西洪都航空工业集团有限责任公司 一种飞机钣金拉深类零件成形装置
CN113231511A (zh) * 2021-06-03 2021-08-10 四川航天长征装备制造有限公司 一种盒型钣金件四角手工外拔缘快速成形方法
CN215998167U (zh) * 2021-09-28 2022-03-11 上海实树汽车工程技术股份有限公司 一种冲压试制件弧面整形装置
CN114260650A (zh) * 2021-12-17 2022-04-01 江西洪都航空工业集团有限责任公司 一种飞机同向弯边窄长口零件钣金成形方法

Non-Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
刘宇等: "翻边整形工艺对纵梁类制件精度的影响", 《模具制造》 *
张俊: "《汽车车身修复专门化》", 29 February 2004, 人民交通出版社 *
王立研等: "高超声速飞行器控制面热防护技术跟踪研究", 《宇航材料工艺》 *
白颖等: "大型飞机变曲率复杂框型钣金件成形研究", 《金属加工(冷加工)》 *
陈磊等: "板料凹弯边橡皮成形回弹分析与控制方法", 《塑性工程学报》 *

Also Published As

Publication number Publication date
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