大厚度双曲度铝合金飞机蒙皮拉伸成形工艺优化
大厚度双曲度铝合金飞机蒙皮拉伸成形
工艺优化
摘要：在飞机生产过程中，蒙皮拉伸成形工艺得到广泛应用，高质量和高精度的蒙皮建，能够确保飞机的使用年限和飞行性能。目前随着新一代飞机综合性能的不断提升，对飞机气动外形和精度的要求也越来越高，传统的蒙皮拉形已经无法满足当前蒙皮件的高要求，亟待对飞机蒙皮拉伸成形工艺予以优化处置。因此，文章结合实例，就大厚度双曲度铝合金飞机蒙皮拉伸成形工艺优化展开相关探讨。
关键词：大厚度双曲度；铝合金；飞机蒙皮；拉伸成形；工艺优化
在航空工业中，飞机蒙皮是常用的大尺寸板材。拉伸成形是制造这些零件最常用的工艺之一。与其他成形工艺类似，由于卸载后材料的回弹，很难精确成形双曲线形状的铝合金板材零件，特别是对于厚度较大的复杂面板。近年来，随着国内外航天产品的发展，对蒙皮拉伸成形的成形质量提出了更高的要求。
1 大厚度双曲度铝合金飞机蒙皮拉伸成形工艺难点分析
某飞机蒙皮零件是常规铝合金蒙皮零件，原材料为2024-O铝合金，最终状态为T-42铝合金，毛坯尺寸为1110mm-6010mm，厚度为6mm。有两个波状凸起部分（图2中的区域B和C），区域B和区域C是复杂的多曲面，区域A是该部分的主体，区域A的主体是单曲度（图1中的区域A）。
图1 蒙皮零件示意图
这种形状不能用常规的拉伸成形方法加工出两个突出的零件，在成型时必须
添加压力机构，并使用多次拉伸成形技术。现有数据表明，采用增大压力设备制
造的外罩部件最大的直径为1115mm*3892mm，而其厚度为4.06mm。其成型工艺中
的一个重要问题就在于模具的成型精度能否达到设计的标准。产生贴模度的主要
原因有二：（1）在拉伸成形时，板材自身即不能充分贴合；（2）卸荷回弹。这
种外型蒙皮件在成型过程中使用了压力加力机构，其压紧性的原因是第二种原因，所以，降低弹性是解决问题的重点。这种外罩部件的外形尺寸大、壁厚大，加工
工艺一般在一段较长的时间（工厂称之为新淬火状态），因此，数值仿真存在如
下困难。从生产实践来看，生产过程中存在的问题是产品的粘合性，所以本文着
重探讨了加工过程中各因素对产品的影响。拉伸成形过程中，拉伸速率缓慢，属
半静形，对应力的作用不大；以拉伸成形的方式和张力值为最佳工艺条件，对其
进行了仿真对比。
根据生产实践，本文提出了如下的成型方法：预拉伸成形—完全退火—拉伸
成形—不完全退火—拉伸成形—切边。在数值仿真中，每次成形工序完成后，将
得到的板材形状视为下一阶段的初始形态，并将相应的热处理条件下的物料参数
进行再分配，进行下一阶段的成型仿真。为了缩短生产时间和降低成本，工厂提
出了两种二次拉伸的工艺方案。
2拉伸成形工艺数值模拟和优化
通过仿真计算，可以快速有效地确定蒙皮件的材质参数对其的作用，并能准
确地预报出其在拉伸过程中的变形和回弹情况，从而为以后的产品制造工作奠定
基础。
在多次拉伸过程中，每次加工完成后，将板材卸下来，并将成品的外形确定
为下一次成型工序。但对热处理后的物料进行了再加工，并进行了仿真分析。与
压边机的压边机控制方法相似，外加压力的加压可分为两种：移位调节和压力调节，其中的移位调节就是对上模的偏移量进行调节，在上模的压力作用下，下模
的闭模间隔等于或稍大于板材的厚度，并将此间隔维持为伸展状态。如果压模间
隔过长，将导致板材不完全贴模，降低成形精度，过小将导致拉伸，导致板材变薄、产品表面品质下降。而压紧模式，是将一定的压力作用于上模具，将板材粘
结，再通过拉紧来减小卸荷后的反弹。模具的上模压力是此工艺中的一个关键因素，如果太大，就可能产生类似于变形调节间隔太短的问题，如果太小，就会引
起模具不充分、回弹大等问题。在实际应用中，由于是采用了压力调节，因此，
在此基础上，也以此方法进行了数值仿真（见附图2）。首先通过对模具的变形
进行数值仿真，分析模具的压力分布，从而得出模具的合理压力，从而为液压系
统的仿真奠定理论依据。
图2 拉伸成形工艺有限元模型
2.1位移控制
由于板材厚度为6mm，因此选择上下模的模具间距为6.2和7.0mm进行模拟，拉伸速度为8mm min-1，拉伸量为60mm。
2.1.1合模间距为7.0mm时的结果
平均上模压力为1500kN，应力在350至385m P.a之间。有效厚度大部分减
少至约5.95mm，厚度基本均匀。最大值为3.4mm，出现在两个凸起附近。
2.1.2合模间距为6.2mm时的结果
峰值上模式压力增加至2500kN，板材大部分区域的厚度减少至约5.8mm，应
力在350至420MPa之间，存在缺陷，最大法向回弹体积为1.0mm，出现在两个凸
起附近。可以知道，当模式间距为7.0mm时，合适的上模式压力约为1000kN。
2.2压力控制
根据位移控制，合适的上模式压力约为1000kN。通过压力控制进行模拟。首先，使用50100和1500kN的三种上模式压力进行模拟，并以上述模式压力为
1000kN时的模拟结果为例进行分析，而其他上模式压力类似。已知上下模式之间
的最小间距为6.12mm。当上模具压力在200-1000KN之间时，增加模具压力可以
有效地改善成型效果，提高成型度。此后，影响逐渐减弱。超过1200kN后，基
本无影响。但是，上模压力太大，不会造成材料的局部表面缺陷，一般建议不超
过1000kN。
2.3拉伸量的影响
根据拉伸加工的基本原理，结合生产实践和生产实践，确定了第一次拉伸
60mm，第二次拉伸90 mm；对120，150，175和200mm的5个实例进行了仿真分析；各种拉伸情况下的仿真结果如表格5所示，其中的弹性系数是部件的有效部位。成型后，将不需的毛料切割开来，这样，在对仿真资料进行整理和解析时，
以实际部件的部件为基准。
3模具型面补偿
因为板料材料很厚（6mm），所以在拉制过程中具有很大的回弹力，甚至当
张紧力达到175mm时，也有很大的回弹性。为此，对铸件的形状进行了数值仿真。通过对工件进行模压校正，使工件与设计表面的最大误差值从2.33mm降到
2.15mm，大多数部件的误差在0.64mm以下。通过对模具进行补偿，得到的模具
型表面是以网格为基础的，可以把它转化成 CAD的模具修改、补偿和生产加工。
在此基础上，对铸件进行了二次拉深，第一次拉深60mm，第二次拉深175mm；最
大的正截面回弹不超过0.72mm。
综上所述，本文根据不同的产品特性，选择了相应的有限元参数，并对其进
行了较为全面的数值仿真。采用数值模拟方法，得出了模具加压、拉伸强度对加
载回弹的作用，得出了最佳的工艺参比值,利用模具型面补偿方法，可以有效地
降低零件的回弹率，并利用模型面的补偿来改善产品的成型质量。
参考文献
[1]马悦森.双曲度蒙皮拉形过程的仿真分析及轨迹优化[D].吉林大学,2019.
[2]房涛涛,李晓星,郎利辉.大厚度双曲度铝合金飞机蒙皮拉伸成形工艺优化[J].锻压技术,2021,46(01):29-36+42.
[3]张程鹏.飞机蒙皮拉伸成形力学分析及振动辅助优化[D].吉林大学,2019.
飞机前缘蒙皮数字化精确拉形技术
飞机前缘蒙皮数字化精确拉形技术 蒙皮类零件是飞机上的主要零件类型之一，在机身、尾段、机翼、压力舱以及引擎舱等关键部位大量采用。随着现代飞机性能指标要求的不断提高，飞机设计中的蒙皮零件形状日趋复杂，结构尺寸大、相对厚度小、结构刚度差外，而且外形复杂、截面上有凸有凹，成形时金属变形极不均匀。要保证合格的零件，不允许出现破裂、局部起皱、粗晶和滑移线等成形缺陷，这使得成形难度随之增加。 在航空工业中，拉伸成形（简称拉形）是常用的板料成形方法，拉形是飞机蒙皮类零件的主要成形方式之一，在飞机制造业中有着重要的地位。拉形一般是通过设备上央持毛料的夹钳与拉形模具的相对运动，最终获得模具型面的曲面形状。 国外对蒙皮拉形的研究内容包括拉伸成形的基础机理、解析分析和有限元模拟以及回弹补偿修模，并开发了自动化程度较高的蒙皮拉形过程分析软件S3F。在国内，蒙皮拉形技术的系统研究工作主要集中在航空主机厂和北京航空航天大学，从复杂蒙皮拉形工艺技术、镜面蒙皮成形机理、有限元仿真软件开发、工艺参数优化和工艺设计与制造系统软件开发等方面进行了研究。 为了提高生产能力和工艺水平，以满足日益增加的蒙皮生产需要，上海飞机制造公司引进了国外先进的数控蒙皮拉形设备。随后又针对特定设备开发了相应的工艺设计软件，能够根据设定的毛料尺寸、延伸率和包覆角等工艺参数，给出用于有限元仿真的输入文件以及设备相应的数控代码，既可以利用商业有限元软件对拉形过程进行模拟仿真，又可以直接进行生产试验。这些设备和技术的改进，在很大程度上提高了生产效率，在实现蒙皮零件的数字化生产方向上迈出了坚实的一步。 飞机前缘类蒙皮零件具有曲率半径小、生产精度要求高等特点，且在生产中一般使用铝合金T料进行拉伸成形。拉伸过程中卸载回弹引起的不贴模问题是制约前缘蒙皮成形精度的主要问题。基于面向FET600数控拉伸机的飞机蒙皮拉形数字化制造系统软件ASSFCAE FET600，选择典型机翼前缘蒙皮零件为应用实例，进行有限元模拟分析和生产性试验研究，找出蒙皮回弹较小的工艺参数组合，并进行生产性试验验证，可达到指导生产，实现精确成形的目的。 总体分析研究方案如图1所示，具体步骤是：(1)确定材料模型，建立板料和工装模型；(2)设计拉形方案，确定拉形控制参数；(3)对拉形过程进行模拟，并对模拟结果进行分析；(4)进行生产性试验；(5)总结前缘蒙皮拉伸成形的工艺经验。 机翼前缘蒙皮的拉形过程一般分为预拉、包覆拉伸和补拉等步骤，每个步骤中需要设计不同的延伸率、包覆角以及加载模式等参数。由于前缘蒙皮的模具型面相对比较简单，加载模式对成形结果影响不大，补拉终止时的包覆角以贴模为准，故取值固定，变化不大。因此，只考虑以下因素的影响：预拉延伸率δ1、包覆拉伸的延伸率δ2、包覆终止时的包覆角θ2、补拉的延伸率δ3。由于延伸率值为各阶段拉伸长度之和，为了减小延伸率之间的相互影响，正交试验的延伸率参数设定为各阶段延伸率的增量。结合生产经验和前期工艺分析，两个较好方案的设计成形参数如表1所示。两个方案的区别主要在于补拉前的包覆角度位置。
大厚度双曲度铝合金飞机蒙皮拉伸成形工艺优化
大厚度双曲度铝合金飞机蒙皮拉伸成形 工艺优化 摘要：在飞机生产过程中，蒙皮拉伸成形工艺得到广泛应用，高质量和高精度的蒙皮建，能够确保飞机的使用年限和飞行性能。目前随着新一代飞机综合性能的不断提升，对飞机气动外形和精度的要求也越来越高，传统的蒙皮拉形已经无法满足当前蒙皮件的高要求，亟待对飞机蒙皮拉伸成形工艺予以优化处置。因此，文章结合实例，就大厚度双曲度铝合金飞机蒙皮拉伸成形工艺优化展开相关探讨。 关键词：大厚度双曲度；铝合金；飞机蒙皮；拉伸成形；工艺优化 在航空工业中，飞机蒙皮是常用的大尺寸板材。拉伸成形是制造这些零件最常用的工艺之一。与其他成形工艺类似，由于卸载后材料的回弹，很难精确成形双曲线形状的铝合金板材零件，特别是对于厚度较大的复杂面板。近年来，随着国内外航天产品的发展，对蒙皮拉伸成形的成形质量提出了更高的要求。 1 大厚度双曲度铝合金飞机蒙皮拉伸成形工艺难点分析 某飞机蒙皮零件是常规铝合金蒙皮零件，原材料为2024-O铝合金，最终状态为T-42铝合金，毛坯尺寸为1110mm-6010mm，厚度为6mm。有两个波状凸起部分（图2中的区域B和C），区域B和区域C是复杂的多曲面，区域A是该部分的主体，区域A的主体是单曲度（图1中的区域A）。 图1 蒙皮零件示意图
这种形状不能用常规的拉伸成形方法加工出两个突出的零件，在成型时必须 添加压力机构，并使用多次拉伸成形技术。现有数据表明，采用增大压力设备制 造的外罩部件最大的直径为1115mm*3892mm，而其厚度为4.06mm。其成型工艺中 的一个重要问题就在于模具的成型精度能否达到设计的标准。产生贴模度的主要 原因有二：（1）在拉伸成形时，板材自身即不能充分贴合；（2）卸荷回弹。这 种外型蒙皮件在成型过程中使用了压力加力机构，其压紧性的原因是第二种原因，所以，降低弹性是解决问题的重点。这种外罩部件的外形尺寸大、壁厚大，加工 工艺一般在一段较长的时间（工厂称之为新淬火状态），因此，数值仿真存在如 下困难。从生产实践来看，生产过程中存在的问题是产品的粘合性，所以本文着 重探讨了加工过程中各因素对产品的影响。拉伸成形过程中，拉伸速率缓慢，属 半静形，对应力的作用不大；以拉伸成形的方式和张力值为最佳工艺条件，对其 进行了仿真对比。 根据生产实践，本文提出了如下的成型方法：预拉伸成形—完全退火—拉伸 成形—不完全退火—拉伸成形—切边。在数值仿真中，每次成形工序完成后，将 得到的板材形状视为下一阶段的初始形态，并将相应的热处理条件下的物料参数 进行再分配，进行下一阶段的成型仿真。为了缩短生产时间和降低成本，工厂提 出了两种二次拉伸的工艺方案。 2拉伸成形工艺数值模拟和优化 通过仿真计算，可以快速有效地确定蒙皮件的材质参数对其的作用，并能准 确地预报出其在拉伸过程中的变形和回弹情况，从而为以后的产品制造工作奠定 基础。 在多次拉伸过程中，每次加工完成后，将板材卸下来，并将成品的外形确定 为下一次成型工序。但对热处理后的物料进行了再加工，并进行了仿真分析。与 压边机的压边机控制方法相似，外加压力的加压可分为两种：移位调节和压力调节，其中的移位调节就是对上模的偏移量进行调节，在上模的压力作用下，下模 的闭模间隔等于或稍大于板材的厚度，并将此间隔维持为伸展状态。如果压模间 隔过长，将导致板材不完全贴模，降低成形精度，过小将导致拉伸，导致板材变薄、产品表面品质下降。而压紧模式，是将一定的压力作用于上模具，将板材粘
航空铝合金特种成形方法
航空铝合金常规成形方法包含铸造，锻造，焊接，挤压，轧制等方法。然而，随着航空铝合 金应用范围的不断扩大，航空结构件日渐复杂，各种特种成形方法不断出现。今天，材料+ 小编带你来盘点航空铝合金特种成形方法的各种方法。 爆炸成形 炸药可以释放巨大的能量，虽然大多数炸药的爆炸都带有毁灭性，但如果合理的利用炸药的 能量就可以制造我们需要的产品零件。 常用爆炸成形法方法是模具和工件都浸没在水中，金属板材由一环形夹固定在模具内，将模 具形腔内的空气抽去使其成为真空状态，炸药放置在工件和形腔之间。同时炸药与工件保持 一定的距离，炸药放置在深水里面，爆炸时产生的冲击波通过水传到工件，并使工件在模具 形腔内成形，这种高能率成形方法还能用于厚度比较大的板材。 如北美航空公司用爆炸加工法生产了“土星”宇宙火箭助推器用的直径10m(33ft)的2014铝合 金球形封头瓜瓣零件，航空通用动力公司也用此法生产了厚度为3.175mm(0.125in)直径 1371mm(54in)的AMS6434高强度钢封头。中国研制了最大厚度40～50mm、直径3m的大形 封头。 金属爆炸加工引人注目之处在于：能源不受限制，设备投资少，应用非常广泛。 譬如，可以把炸药做成各种形状，以适应待成形零件轮廓所需要的爆炸压力分布。可以方便 地改变炸药的放置位置或选用不同品种的炸药将压强从几千兆帕降低到一般压力加工的数值。如果要求增大能量，只须增加炸药量即可。爆炸成形示意图如下所示：
爆炸成形周期长，适合尺寸较大且不尽相同的小批量零部件的生产。爆炸成形的模具可以选 用便宜或易成形材料，但也可以制成可长久使用的模具，模具材料包括：铝、木材、混泥土、塑料铁和钢。如果用弹性模量低的材料（如塑料）制作的模具，在成形过程中将大大降低金 属板的回弹量，从而保证成形工件更高的精度。 炸药的用量取决于系统类型和成形部件所需的压力大小，爆炸时所产生的冲击波向各方向传播，而大部分冲击波的能量没有被工件吸收。 另外有一种罐装弹药或桶装弹药的密闭系统，这种系统通常用于制造比喷射系统更小的零件，所有的能量都作用在模腔的内壁上，罐装弹药所释放的能量迫使金属板材按照模腔内壁形状 成形。 使用爆炸成形时，安全很重要，特别是在密闭系统中，所以模具失效是一个需高度关注的问题。
飞机蒙皮制孔分析探讨及应用探究
飞机蒙皮制孔分析探讨及应用探究 [内容摘要]本文简要的介绍了飞机前缘缝翼的结构。针对其结构特点及制孔现状，提出新的制孔方案。同时对装配中的制孔问题进行了分析。本文介绍的工艺方案和工艺方法为以后的新机研制积累了宝贵的经验。 关键词：蒙皮；制孔；大量 引言 部件装配为了满足生产要求，考虑到复杂曲面蒙皮与结构连接中存在大量的划线制孔，内部结构零件难以带导孔，装配型架上也无法设置大量钻模，为实现装配生产效率的提高，产品质量的稳定，工人劳动强度的降低带来了很大困扰。故研究复杂曲面制孔方案，共同解决双曲面蒙皮制孔难题。 1. 结构概述 飞机部件由加强肋、梁、普通隔板、蒙皮等零件构成。其中加强肋为机加零件，隔板、蒙皮等为钣金零件。飞机部件为密肋结构，每隔设置一块普通隔板，每段含普通隔板几十个。且与蒙皮连接的有大量紧固件产品孔位。 1. 蒙皮连接情况 2.1蒙皮连接情况 蒙皮主要包含以下连接： 1）上翼面化铣蒙皮与内蒙皮的连接； 2）上翼面蒙皮组件与普通隔板的连接； 3）下翼面蒙皮与普通隔板的连接。
表1蒙皮主要连接情况 1. 制孔过程现状 3.1蒙皮制孔过程 在定位上蒙皮前，需要在飞机蒙皮组合型架上先将外层较厚度的化铣蒙皮与内层蒙皮组合到一起。目前蒙皮组合时，初孔钻制包含以下工作：1）在蒙皮组合型架上定位好化铣蒙皮和内层蒙皮；2）将内层蒙皮轮廓划在化铣蒙皮上，然后取下内层蒙皮；3）按内层蒙皮轮廓，以及化铣棱线位置在化铣蒙皮上划线。 3.2 普通隔板及梁的划线钻制 由于部件采用密肋结构，每段结构安装几十个普通隔板，因此上、下翼面蒙皮与隔板连接紧固件数量庞大。然而，由于截面为“Z”字形，上下翼面同时带较大弧度，且弯边上还带“下陷”的钣金零件隔板，在零件成形前将导孔制出难以保证最终导孔位置。因此，目前装配时，仍需要对大量的普通隔板进行划线制孔工作。
铝锂合金蒙皮零件镜像铣加工技术研究
铝锂合金蒙皮零件镜像铣加工技术研究 摘要：蒙皮零件镜像铣加工的柔性装夹及数控铣切技术介绍，主要是结合国产大型蒙皮镜像铣设备,对蒙皮类零件镜像铣厚度数控加工的铣切工艺研究。飞机机身蒙皮类零件厚度数控加工铣切轮廓时的典型特点为零件薄，曲率大，易振颤。最后，针对飞机机身铝锂合金蒙皮零件的特点，对飞机铝锂合金蒙皮零件的镜像铣加工应用进行了简单介绍。 关键词：飞机蒙皮镜像铣加工柔性装夹数控铣切厚度控制震颤 1.机身蒙皮 机身蒙皮是飞机的外形零件，既有单曲也有双曲，尺寸较大且形状复杂。蒙皮零件也是机身重要承力结构件，对飞机结构重量的影响极大。因受力情况不同，一块蒙皮上不同部位应力不同，所以机身蒙皮一般设计为变厚度，在应力小的区域减薄，能大大减少飞机重量。飞机变厚度蒙皮的加工，传统的方法是采用化铣加工。近年来，国际上一些飞机制造公司与设备制造厂商合作，探讨以数控加工代替化铣的新工艺，研制了一种新型多功能蒙皮精确铣系统—镜像铣，能精确完成蒙皮零件的下陷铣切、内外轮廓铣切和制孔，能加工生产变厚度的铝合金蒙皮，来逐步试验代替传统的化学铣切加工方法，且镜像铣加工无环境污染问题，符合绿色加工工艺要求。镜像铣解决了双曲蒙皮等塑性变形零件无法展开铣的问题，同时也解决了厚度较厚蒙皮零件真空吸附无法展平的问题，突破了普通数控铣的瓶颈。但由于镜像铣设备自身限制，在镜像铣加工过程中，对于小尺寸双曲蒙皮零件往往无法在常规方式下完成加工［1］。 2.镜像铣介绍 2.1飞机蒙皮镜像铣削原理 镜像铣设备为五坐标高速数控机床（铣头与顶撑共两套装置）与柔性装夹系统（或类似功能夹具）的集成系统，主要用于飞机蒙皮零件正反面下陷区及蒙皮
飞机蒙皮制造工艺流程
飞机蒙皮制造工艺流程 英文回答： Aircraft skin manufacturing processes involve several steps to ensure the production of high-quality and durable skins for airplanes. These processes include material selection, surface preparation, forming, joining, and finishing. Material selection is a crucial step in aircraft skin manufacturing. Different materials, such as aluminum alloys, composite materials, and titanium alloys, are chosen based on the specific requirements of the aircraft. For example, aluminum alloys are commonly used due to their lightweight and corrosion-resistant properties. Once the material is selected, the surface preparation process begins. This involves cleaning the material to remove any dirt, grease, or contaminants that could affect the adhesion of coatings or paints. Surface preparation
双曲度大尺寸机身蒙皮零件拉伸成形工艺研究
双曲度大尺寸机身蒙皮零件拉伸成形工艺研 究
摘要：金属板材成形回弹现象是影响蒙皮零件成形精度的重要因素之一，对回弹变形提前预测能有效控制回弹缺陷的产生。近年来随着计算机仿真模拟应用的发展，在拉伸成形零件的成形回弹预测中，回弹数值模拟技术的运用成为一种重要且有效的分析手段。 关键词：拉伸；回弹；模拟 1 引言 飞机外表面蒙皮外形多为单向双曲度型面，通常采用拉伸成形。但某大尺寸飞机的机身蒙皮，由于机身后部急剧拉高、机身底部与起落架舱交汇、顶部与机翼交汇等原因，造成部分蒙皮曲度变化较复杂，外形存在异向双曲情况，即纵向曲度与横向曲度相反。此类曲度方向相异的蒙皮在采用拉伸成形的工艺方法进行加工时，需对成形工装的外形、成形过程中回弹等方面进行工艺分析[2]。 2 正文 本文选用大尺寸飞机机身下部一块异向双曲蒙皮作为典型试验案例，此类蒙皮零件生产中采用：拉伸—包覆—拉伸的成形方式。蒙皮成形工装采用铝合金铸造基体，型面选取可加工塑料涂敷后用数控设备加工到最终控制尺寸。一般的同向双曲蒙皮采用型面为凸面的工装拉伸成形，通过对异向双曲蒙皮进行变形模拟受力分析，此类零件采用凹模拉形时，从等效应力分布云图上看，在零件范围内的应力布较均匀，回弹量较小，更有利于获取合格零件。为达到的良好成形效果，异向双曲蒙皮工装结构外形，采用视觉显示为凹模的工装型面。 图1 凹模工装图2 等效应力分布云图 传统回弹的模拟有两种基本方法，无模法和有模法。无模法理论认为零件回弹主要属
于弹性问题,可以通过将等效节点力反向加载计算出回弹的最终结果。该方法采用全量法有限元理论进行求解。采用有模法进行仿真时,为了精确模拟零件的非线性卸载过程,必须基于增量型有限元理论采用逐步迭代求解,由于涉及细微增量步和接触摩擦非线性迭代过程,导致计算效率非常低下。许多计算表明,这两种方法用来分析回弹问题得到的计算结果几乎是完全一样的。 此蒙皮零件的成形过程为弹塑性变形，受材料回弹影响，零件最终成形后型面实际外形与工装型面存在一定差异。在工艺参数及模具型面确定的情况下，利用分析较准确且较快捷的无模方法，选择一个横向截面考察其回弹量，其中截面为板料的纵向中心位置，如图3所示，可以准确获取各个节点的回弹量，如图4所示。 图3横向截面路径图4截面回弹前后对比u2的值 将毛料卸载前后的位移作为回弹的优化目标，根据回弹计算结果对拉伸工艺参数进行优化，优化算法采用遗传算法，优化模型如下： 目标函数： 其中y1为设计变量对应的一组回弹量, y2为符合工艺要求的回弹量。 设计变量:单边预拉型长度t1、包覆模具上升位移t2、补拉长度：t3 约束条件:贴膜间隙≤0.5mm 取值范围：100mm≤t1≤150mm, 180mm≤t2≤200mm,40mm≤t3≤80mm 实验最终得到最优工艺参数为单边预拉长度为180mm,模具上升180mm,单边补拉长度为80mm，最大的回弹值 0.43mm。 3 结束语 通过理论分析、数值模拟及工艺试验相结合的方法，合理选择模具结构及拉伸成形工艺参数，能够满足此类蒙皮零件的成形需求，达到设计外形精度，确保了异向双曲大尺寸机
铝型材拉伸工艺
铝型材拉伸工艺 引言 铝型材是一种常见的金属材料，广泛应用于建筑、交通工具、电子设备等领域。铝型材的力学性能很大程度上取决于其制造工艺，其中拉伸工艺是一种重要的加工方式。本文将介绍铝型材拉伸工艺的原理、过程和影响因素。 一、拉伸工艺的原理 拉伸是一种将金属材料沿特定方向施加外力，使其发生塑性变形的工艺。铝型材拉伸工艺通过施加拉伸力，使铝材发生塑性变形，从而改变其形状和性能。拉伸工艺的原理是利用材料的塑性变形特性，使原始材料变为所需形状的铝型材。 二、拉伸工艺的过程 铝型材拉伸工艺通常包括以下几个步骤： 1. 材料准备：选择合适的铝合金材料，并根据需求进行预处理，如清洗、退火等。 2. 模具设计：根据产品的形状和尺寸要求，设计合适的模具。 3. 加热：将铝型材加热至一定温度，使其达到适宜的塑性变形温度。 4. 拉伸：将加热后的铝型材放入模具中，施加拉伸力，使其发生塑
性变形。 5. 冷却：待铝型材冷却至室温后，取出模具，完成拉伸工艺。 三、影响拉伸工艺的因素 铝型材拉伸工艺的成败与以下因素密切相关： 1. 材料性质：铝合金的成分、晶粒结构和热处理状态等对拉伸工艺有重要影响。 2. 拉伸速度：拉伸速度的大小会影响铝型材的塑性变形程度和成形效果。 3. 模具设计：模具的形状、尺寸和表面光洁度对铝型材的成形质量有影响。 4. 拉伸力：拉伸力的大小与方向会直接影响铝型材的塑性变形和应力分布。 5. 加热温度：加热温度的选择要考虑到铝型材的熔点和塑性变形温度。 6. 冷却方式：冷却方式的选择会影响铝型材的内部结构和性能。 四、常见问题及解决方法 在铝型材拉伸工艺中，常常会遇到一些问题，如产生裂纹、变形不
铝合金材料的可加工性及成形性研究
铝合金材料的可加工性及成形性研究 铝合金是一种广泛应用于工业制造中的材料。它具有轻质、高强度、韧性好、耐蚀性强等优点，因此被广泛应用于航空、汽车、电子等领域。但是，铝合金材料的可加工性及成形性仍然是一个值得研究的课题，因为在加工和成形过程中容易出现许多问题。 首先，铝合金材料的可加工性对于材料的制造过程非常重要。可加工性好的材料可以更加容易地进行加工和成形，从而降低了生产成本，提高了生产效率。铝合金的强度高、硬度大，可以应用于高速切削和冲压成形等加工过程。但是，随着加工过程的持续进行，材料的塑性会不断下降，导致加工难度增加，失败率增高。为了提高铝合金材料的可加工性，可以从以下几个方面入手： 一、优化材料成分。通过调整铝合金的成分，优化其组织结构，可以使其具有更好的可塑性和延展性，从而提高其可加工性。 二、优化加工工艺。采用合适的加工工艺，如合理的切削速度和切削深度，可以降低加工强度，提高加工效率。由于铝合金材料的导热性较好，因此在加工过程中需要采用适当的冷却方式，避免加工温度过高导致材料塑性急剧下降。 三、加强材料表面处理。通过表面处理，如氧化、电镀等方式，可以降低表面粗糙度，提高表面质量，从而提高材料的可加工性。 铝合金的成形性也是一个需要研究的问题。铝合金材料在各种成形过程中易出现的问题包括板料过度翘曲、拉拔过程中出现晶间裂纹等。为了提高铝合金材料的成形性，可以采取以下措施： 一、优化材料的成分。通过调整铝合金的成分，优化其组织结构，可以使其具有更好的可塑性和延展性，从而提高其成形性。
二、优化成形工艺。采用合适的成形工艺，如一次性拉伸成型、喷铸成型等方式，可以使铝合金材料在成形过程中达到最佳状态，从而提高其成形性。三、加强材料表面处理。通过表面处理，如电镀、氧化等方式，可以保护铝合金材料表面，减少表面受损，从而提高其成形性。 综上所述，铝合金材料的可加工性及成形性对于工业制造至关重要。虽然铝合 金材料具有良好的机械性能，但材料加工和成形过程中仍然存在许多问题需要解决。通过优化材料成分、优化加工工艺、加强材料表面处理等方式，可以有效提高铝合金材料的可加工性及成形性。未来，铝合金材料的应用领域将会越来越广泛，我们有理由相信，在材料制造领域的探索研究中，铝合金材料的可加工性及成形性将会得到更加深入的研究和优化，为工业制造发展贡献更大的力量。
复杂超薄镂空蒙皮成形方法研究
复杂超薄镂空蒙皮成形方法研究 摘要：蒙皮制造是飞机零件制造中的关键技术之一。针对ARJ21机型的超薄镂空蒙皮制造展开技术攻关。介绍了ARJ21机型超薄镂空蒙皮的结构及工艺性，拉伸中存在的困难与解决措施，优化拉伸超薄蒙皮的工装材料。讨论化铣减薄与拉伸成形工序安排的优缺点。针对镂空外形加工引入了化学铣切方案。介绍了真空铣切夹具的工作原理。铣切试验中为解决镂空蒙皮的密封与夹持问题，我们从密封效果、加工效率、时间与经济成本等考虑探索最优夹持固定方案。 关键词：镂空，超薄，拉伸成形，密封，套贴 1. 引言 蒙皮作为飞机的重要外覆盖件，具有形状复杂不易成形，加工协调多，生产周期长等特点。蒙皮制造又是飞机制造中一项关键技术[1]。超薄镂空蒙皮是 ARJ21机型中比较特殊的一类蒙皮，为横截面倒U形的超薄拉伸蒙皮，蒙皮内部镂空类似窗花。具有外形复杂，钢性差、强度低的特点。需要与外蒙皮粘接在一起共同组成垂尾前缘覆盖件。此类结构蒙皮无以往现成加工经验可借鉴，ARJ项目是商飞的第一个具有自主知识产权的机型，肩负着为中国航空崛起而探路的任务。我们必须对蒙皮的加工方法进行试验、研究、突破、创新。否则此蒙皮的加工效率与质量必然影响整机的装配进度。 1. 零件加工工艺分析
蒙皮材料为：2024 O，厚度：0.4mm，要求交付状态为自然时效T42状态。此零件外形结构如下图所示： 图1 镂空蒙皮结构示意图 零件结构分析：此蒙皮外形具备典型的拉伸蒙皮结构特征。其顶部与两侧边呈90°角度，过渡R角小而且在纵向R角呈双曲度变化，拉伸时延伸率大不易贴胎。并且此蒙皮在外表面涂敷0.2mm的胶膜与外蒙皮粘接共同组成ARJ垂尾前缘蒙皮，故蒙皮外形制造精准要求高。 零件外形加工：零件镂空部位加工困难，手工切割劳动强度大，公差大，零件薄容易出现变形折痕。而数控铣切方式又无法设计出适合镂空结构的真空夹具密封结构。零件无法夹持固定铣切。 3.工艺方案制定 3.1 成形方案-拉伸 前文已分析此零件成形方案是拉伸成形。蒙皮零件的拉伸成形质量与很多拉伸工艺参数有关, 如拉伸力、模具材料、模具结构等[2]。考虑到零件厚度薄、外形变化大、成形时延伸率大的特点，我们安排零件进行两次拉伸即预拉伸成形-固溶处理-拉伸成形。针对此零件超薄且带有包铝层的特点，拉伸工装我们选用树脂材料。树脂材料具有表面光滑硬度低，不易擦伤零件表面的优点。对于镂空
基于ANSYS的蒙皮拉形钳口轨迹优化技术研究
基于ANSYS的蒙皮拉形钳口轨迹优化技术研究 韩志仁;周叔阳;刘宝明;高铁军 【摘要】拉形机钳口轨迹是决定飞机蒙皮拉形质量优劣的关键因素之一.蒙皮拉形前,在有限元仿真软件上对拉形过程进行模拟仿真是必不可少的步骤,所以,简化仿真过程中的参数设置、快速调整与优化轨迹参数显得尤为重要.结合ANSYS有限元仿真软件,用参数化脚本语言Tcl/Tk对其进行二次开发,建立了蒙皮拉形钳口轨迹优化系统的ANSYS模块.实验表明模块为蒙皮拉形钳口轨迹快速调整与优化缩短了模拟仿真的时间,并为实际生产提供依据,降低了产品研制成本,提高了飞机蒙皮拉伸成形质量和生产效率. 【期刊名称】《沈阳航空航天大学学报》 【年(卷),期】2017(034)001 【总页数】5页(P15-19) 【关键词】二次开发;飞机蒙皮;加载轨迹;轨迹优化 【作者】韩志仁;周叔阳;刘宝明;高铁军 【作者单位】沈阳航空航天大学航空制造工艺数字化国防重点学科实验室,沈阳110136;沈阳航空航天大学航空航天工程学部(院),沈阳 110136;沈阳航空航天大学航空航天工程学部(院),沈阳 110136;沈阳航空航天大学航空制造工艺数字化国防重点学科实验室,沈阳 110136;沈阳航空航天大学航空航天工程学部(院),沈阳110136 【正文语种】中文
【中图分类】TG386 蒙皮是构成飞机气动外形的主要零件,其成形质量的优劣直接影响飞机的气动性能和使用寿命[1-2]。在飞机蒙皮制造中，拉伸成形技术作为飞机钣金的一种基本成形方法应用十分广泛[3-4]。在飞机蒙皮拉形工艺中，有许多因素影响蒙皮的成形质量，如材料、热处理和拉形工艺参数等，而拉形机钳口的轨迹参数对蒙皮成形质量的影响最大，最难控制[5]。拉形机钳口轨迹是指针对具体的拉形专用设备夹钳和工作台随时间变化的空间运动轨迹，拉形机钳口直接带动着蒙皮的拉伸与变形，所以运动轨迹是否合理直接影响着蒙皮的变形过程和变形结果，决定着蒙皮件的成形质量[6-7]。随着计算机CAE技术的发展，飞机蒙皮拉形工艺前，先在计算机有限元仿真软件上对其拉形过程进行模拟仿真成为必不可少的步骤，也为实际生产中各种参数的设定提供了依据[8-9]。然而，在用仿真软件进行模拟仿真时，有很多仿真参数需要手动设置，如：单元类型、实常数、各模型材料属性和网格划分等，这些参数在每次仿真前都要手动设置，耗时费力；在钳口轨迹优化方面，虽然有不少学者提出了优化方案与算法[10-11]，但都是针对普遍情况而言，若遇到实际与理论不相符的情况时，则无法快速地对钳口轨迹进行调整与优化并查看仿真结果，影响工作效率。因此，急需建立一套蒙皮拉形钳口轨迹优化系统，结合ANSYS等有限元仿真软件，实现快速进行钳口轨迹优化、参数设置和得到仿真结果的功能。本文以ANSYS有限元仿真软件的蒙皮拉形仿真过程为基础，对蒙皮拉形钳口轨迹优化系统的ANSYS模块开发进行研究[12-13]，设计ANSYS模块交互式界面，设置仿真流程，并进行实例验证。 蒙皮拉形的加载方式主要有3种：持续拉伸、包覆-拉伸、拉伸-包覆-拉伸[14]，以某单凸双曲度蒙皮持续拉伸为例，研究蒙皮拉形时的钳口轨迹确定方法、优化过程和仿真流程。 1.1 钳口轨迹截面线的确定方法
薄壁曲面飞机蒙皮零件成形分析及加工
薄壁曲面飞机蒙皮零件成形分析及加工 中航西安飞机工业集团股份有限公司，陕西西安 710089 摘要：目前，航空工业已经从传统的人工生产向现代化的机械化发展，而在 飞机的整体构造中，钣金零件占了很大比例，其生产的好坏将直接关系到飞行器 的性能和使用年限。 关键词：薄壁曲面；蒙皮零件；蒙皮切边 引言：本文从薄壁曲面飞机蒙皮零件成形分析及加工角度出发，对飞机蒙皮 成形方法，橡皮囊成形，柔性多点模具，蒙皮切边等展开了深入的探讨，以期提 高飞机钣金零件的质量。 一、薄壁曲面零件数字化制造中存在的问题 （1）缺乏专业的数控编程技术 薄壁曲面高速加工数控程序设计的关键技术就是刀具的设计与产生，通过调 研发现，常规的刀具难以承受较大的冲击载荷，这是当前高速薄壁曲面加工面临 的最大问题。目前，高速加工刀具轨道存在着两个问题，一是刀轨上的尖角不光顺，二是光顺后的刀轨不能连续。它的缺点是：生产周期较长，工程质量较差， 效率较低。 （2）缺乏合理的加工方式和夹具 薄壁曲面工艺中缺少一个适合的曲面零件夹持，这将极大地影响薄壁曲面 零件的加工质量和效率。另外，在高速加工过程中，如果运用不合理的切削方法，会直接降低刀具的切割效率，减少刀具的使用寿命，降低刀具的切割速度，减少 切削力和震动，低频率会严重影响工件的表面粗糙度，因此，在高速切削过程中，可以有效地避免传统加工中出现的共振现象，这种方法非常适用于薄壁强度较低 的工件。另外，按照上述方法，在加工刚性差的工件时，高速切削方法，不但提 高了加工效率，而且还提高了加工的质量和精度[1]。 二、优化薄壁曲面零件数字化制造技术的有效策略
在常规的加工工艺中，为减少和消除各种因素对工件变形的影响，提高加工 的精度和质量，需采用多个工序来消除加工应力，从而提高了加工费用以及加工 时间。为此，通过集中优化工艺措施与方法，以提高工艺效率、提高产品质量、 缩短工期、节约生产成本，已成为优化工艺的关键。 （1）高精度和高质量 高速切削技术对高速切削加工设备的需求很大，其加工精度远高于一般数控 加工，且加工效率更高。在加工时，由于振动、刀具刃口的质量和材质的问题， 会对工件的表面质量造成很大的影响。相对于一般的刀具，高速刀具具有快速的 加工速度、快速的材料变形和不容易变形的表面。其次，由于高速切削需要高要 求的动平衡，所以，所生产的产品质量和精度都很高，而且加工效率也相对较高。 （2）自由曲面真空夹具技术 薄壁曲面零件夹具是薄壁件加工工艺中的关键技术，它直接关系到薄壁件的 质量和效率。在实际加工中，由于缺乏适当的夹具，导致了工件的不稳定，从而 影响了工件的加工质量[2]。同时，曲面夹具也有一个共同的缺点，那就是要使 夹头与弯曲表面的接触刚度达到一定的平衡，这样就很难保证大量的接触点之间 的平衡，这就给夹具的设计带来了极大的困难，同时对曲面夹具的要求也越来越高。 三、橡皮囊成形 橡皮囊成形的基本原理是将橡皮囊作为一个弹性凹模（凸模），然后利用囊 腔内的液体对模具进行挤压成形。在此工艺中，橡皮囊起到了软模具的作用，在 成形时，设计者仅需设计出半模，而不需复杂的模具装配工序，利用该工艺可缩 短模具制作时间，减少生产成本。该工艺不但可以独立成形，而且可以一次成形，多个零件在同一时间内成形，即使零件的数目很大，也能保证产品的表面质量， 并能适应各种材料的厚度[3]。橡胶囊一步逆成形法是一种以对数应变和全塑性 变形为基本原理的橡胶囊成形法，其基本原理是在已完成的零件上反复迭代，以 求出零件上的各结点，由此得到原始板材的初始形态。
双曲度蒙皮纵向拉形过程模拟技术研究
双曲度蒙皮纵向拉形过程模拟技术研究 顾伟;伍惠;金海霞;彭静文;李卫东;万敏 【摘要】目的：双曲度蒙皮主要通过可实现曲夹钳的纵向拉形方法成形，通过研究双曲率蒙皮纵拉过程模拟技术，对拉形机夹钳加载轨迹进行优化。方法主要针对蒙皮纵向拉形模拟中，板料在拉形机夹钳中的装夹和夹钳加载轨迹的设计等关键技术问题进行研究，给出了合理的处理方法，建立了相应的模型。结果应用有限元仿真软件进行仿真验证，并通过改变拉伸量和补拉量，对成形模拟结果进行了对比，优化了夹钳轨迹。结论通过拉形加载优化，提高了蒙皮零件贴模度，保证了蒙皮外形精度的要求。%Design of jaw path and clamping of sheet on stretch forming machine are the two key technical problems in longitude stretch forming process simulation of skin. The aim of this study was to optimize the jaw loading path through studying simulation technique on double-curvature skin in aircraft. The treatment of key technical problems were proposed and tested in FEM simulation software ABAQUS. By varying the amount of stretching and post-stretching and comparing forming simulation result, the jaw path is optimized. The springback of final part is reduced and the shape accuracy is im-proved through lading path optimization of longitude stretch forming. 【期刊名称】《精密成形工程》 【年(卷),期】2015(000)004 【总页数】6页(P57-61,75)
民用飞机壁板蒙皮及长桁布置结构优化设计
民用飞机壁板蒙皮及长桁布置结构优化设计 方阳;尹伟明;孟庆功;杨坤 【摘要】机身壁板是飞机结构设计的重要承载组件,轻量化、高效率、共通性设计及优化是民机设计关注的重点.首先提出一种耦合ABAQUS的Buckle分析及ISIGHT优化的设计方法,利用自编子程序获取ABAQUS屈曲特征值,将特征值输入ISIGHT中计算临界屈曲载荷,同步更新变量参数及ABAQUS文件并提交计算,迭代分析直至优化流程结束.采用上述方法考虑轴向压缩载荷情况,以壁板整体重量最小为优化目标,疲劳应力值为约束条件,对单曲度金属机身壁板的蒙皮厚度,长桁数量及长桁截面厚度等几何参数进行优化.在满足壁板结构承载能力及总重量最小条件下,综合考虑结构载重比,临界应力及壁板加筋比,对比分析出一组最优参数,并与工程算法结果对比吻合程度较好,两者相对误差为3.73％.该优化思路实现FEA平台与优化工作一体化,可用于复合材料壁板设计及结构件减重优化工作,一定程度上可缩短零组件设计周期. 【期刊名称】《民用飞机设计与研究》 【年(卷),期】2017(000)002 【总页数】7页(P67-73) 【关键词】机身壁板;优化设计;屈曲特征值;轴向压缩;有限元分析 【作者】方阳;尹伟明;孟庆功;杨坤 【作者单位】上海飞机设计研究院,上海201210;上海飞机设计研究院,上海201210;上海飞机设计研究院,上海201210;上海飞机设计研究院,上海201210
【正文语种】中文 【中图分类】V214.4 壁板结构通常是由蒙皮及长桁组合成的承载组件，对于一般壁板结构，受力类型有拉压载荷，面内气动及增压载荷等。壁板承载能力、稳定性(屈曲及压损性能)及结构效率与壁板蒙皮及长桁结构密切相关。孙为明[1]等分析加筋曲板受压载荷的后 屈曲承载能力及破坏模式得出长桁截面参数影响壁板轴压破坏许用值。何周理[2] 等在研究铝锂合金蒙皮加筋壁板的压缩破坏承载能力对比出挤压长桁-蒙皮结构的 承载能力要强于钣弯长桁-蒙皮结构。K.L. Tran et al.[3]总结出壁板蒙皮曲率半径 及加筋条截面几何参数对壁板线性屈曲及抗压强度极限有影响，王东[4]等在分析 曲线加筋壁板结构的一阶模态屈曲时得出曲筋加筋板比直筋加筋板稳定性更好。因此，如何优化壁板蒙皮、长桁截面参数及布置对提高壁板承载能力、屈曲性能及结构效率很关键，国内外已有许多学者做了该方面的研究工作，归纳起来，大体可分为工程算法、数值优化及实验方法。 Sridhar Chintapalli et al.[5]提出一种结构设计工程优化法，以压缩载荷情况下局部及整体屈曲时质量最小为条件，优化飞机翼盒上部蒙皮壁板的长桁数量，并应用到DLR-F6 风洞试验模型。M. Sadeghifar et al.[6]也以重量最小及最大轴向压缩 载荷为目标，采用遗传算法对长桁加筋圆柱形壳体结构进行屈曲分析，总结出长桁数量与壳厚度对稳定性的影响变化趋势相反，长桁截面尺寸比长桁数量对加筋结构重量及临界屈曲载荷的影响更明显。Nithin Kumar K C et al.[7]考虑长桁间距变化，分析整体平壁板的屈曲失效行为，得到一组满足单位重量效率最高的长桁间距。Sherif Farouk Badran et al.[8]采用多目标算法结合实数编码遗传算法优化Y形截面加筋壁板的几何参数，同样以整体壁板极限屈曲载荷和重量为目标，获得一组最优参数变量。王天龙[9]等采用Matlab软件优化机翼J形截面长桁加筋壁板结构，
航空铝合金航空结构件加工
航空铝合金航空结构件加工 科学技术日新月异，产业化大生产的浪潮也紧随其步。特别是航空航天领域的发展更是举世瞩目，航天产品的出现无疑是最恰当的。航空铝合金结构件的需求也与日俱增，一般的机械加工无法满足对产品的复杂性，材料的精密性，质量的合格性等新的要求，复合加工技术变应运而生。 一、航空铝合金结构件的产生 铝合金是飞机机体的主要结构用材，其发展应用与飞机的发展息息相关。航空铝合金结构件结构复杂是毋庸置疑的，其构成航天飞机的一些结构部件、航空飞机特别是军用和民用飞机的核心结构部件，承受超强的压力负荷，目的是维持机体形状完好，保持空气动力不变形，抗破损性极强，且耐腐蚀等。作为铝合金材质的特殊材料便被用在了航空结构件上。航空铝合金结构件有两个核心点需要关注：航空铝合金结构件的高质量加工和极高的生产效率，只有这样才会有新型的高性能零部件。 航空铝合金结构件主题思想是为现代化飞机和航空发动机服务的。铝合金结构件能够同时满足航天飞机与轻量发动机的迫切需求。因为航空产品需要维护，可靠性且高使用寿命长的航空铝合金结构件承担了这项任务。铝合金结构件零件的特征：结构壁厚度尺寸达到千分之一至十分之一;需从多个方面对该铝合金结构进行切削和加工;由于其复杂的结构，装夹的时候常常显得很不顺手。加工变形的情况在加工过程中也时有出现，另外对表面加工质量的拿捏也需谨慎。 二、复合加工技术运用 复合加工技术是对复合材料成型加工工艺设计的运用，其中包括对成型加工车间生产运营管理的要求。航空铝合金产品的成型出炉是一个漫长的过程，效率低下，外在的几何尺寸与表面的质量并不是稳定的，高费用，因此高效的精确加工需要对航空铝合金零部件的切削
飞机铝合金深锥型面零件多道次充液拉深技术
飞机铝合金深锥型面零件多道次充液拉深技术 束飞;拓建峰;张宇岑;孟宝;韩金全;万敏 【摘要】目的：随着新一代飞机在隐身和战斗性能方面的提高，飞机钣金零件的复杂程度和制造精度要求也越来越高。对于深型腔复杂型面零件，充液拉深是一种有效的精密制造方法。方法针对难成形、复杂型面的某型飞机铝合金深锥零件，利用理论分析、有限元模拟和工艺试验相结合的方法，设计了多道次充液拉深技术方案，并建立有限元分析模型。基于等裕量函数法和零件锥面特征，分配并优化了不同道次的材料变形量。结果对多道次充液拉深成形过程中出现的起皱和破裂的失效形式进行了研究，分析了预成形高度，液室压力和压边力等关键工艺参数对零件成形质量的影响，获得了优化的预成形高度和液室压力加载轨迹。结论结果表明，提出的多道次充液成形技术能够实现复杂型面，大拉深比的铝合金零件的整体精确成形，采用优化的工艺参数能够成形出壁厚均匀，表面质量好，锥面精度高的零件。%With the continuous enhancement in stealth and combat performances of the new generation of aircraft, the com-plexity of aircraft sheet metal parts and the requirement of manufacturing accuracy are accordingly increasing. Hydrodynamic deep drawing (HDD) is an effective method for the fabrication of the sheet metal parts with deep cavity and complex surface configuration. Aiming at the precision fabrication of a complicated aluminum alloy part, the multi-stage HDD technology is proposed and investigated by using theoretical analysis, finite element (FE) simulation and process experiment, and its FE mod-els are established. Based on the equal margin function and the characteristics of the conical feature, the material deformation of the multi-stage process is allocated
大型飞机机身双曲度蒙皮纵向拉伸成形加载优化设计与试验研究
大型飞机机身双曲度蒙皮纵向拉伸成形加载优化设计与试验研 究 文松涛;曾斌;汪洋华;彭静文;李卫东;罗华 【摘要】目的：针对 C919大型客机机身双曲度蒙皮进行纵向拉形的加载轨迹优化与试验研究。方法应用蒙皮拉形工艺设计制造软件，采用优化设计的方法，对机身典型蒙皮零件进行纵向拉形加载轨迹设计；进行拉形过程的有限元仿真，判断设计的加载轨迹是否满足成形要求，将优化后的加载轨迹应用于实际零件成形；进行实际零件拉形试验，对毛料伸长与局部应变进行测量，与有限元仿真进行对比，验证有限元仿真的准确性。结果实际零件的毛料伸长与轨迹设计和有限元模拟的伸长量十分接近；将优化设计后的加载轨迹应用于实际零件的成形，获得了满足零件交付要求的蒙皮零件。结论通过加载优化设计与试验，验证了有限元模拟有较好的精度；通过加载轨迹优化与有限元模拟结合的拉形工艺设计方法，可以用于零件的实际生产。%Objective To study the optimization design method and production experiment on the longitude stretch forming loading path for double-curved fuselage skin of large aircraft. Methods Appling the optimal design method, The loading path of longitude stretch forming for double-curved fuselage skin of large aircraft has been optimized with XSTR Stretch software. The stretch process is simulated with FEM to evaluate the designed loading path. The optimized loading path has applied di-rectly for the actual part forming. The elongation and local strain of the blank is measured after the actual part stretch forming test and measurements compare with the FEM simulation to verify the accuracy of FEM. Results The elongation of actual forming part and FEM simulation is proximity and