王 玲,董恩國(guó),武大偉

(1.沈陽(yáng)飛機(jī)工業(yè)(集團(tuán))有限公司 制造工程部，沈陽(yáng) 110136;2.沈陽(yáng)航空航天大學(xué) 航空制造工藝數(shù)字化國(guó)防重點(diǎn)學(xué)科實(shí)驗(yàn)室，沈陽(yáng) 110136)

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鈦合金型材拉彎模具仿真分析與優(yōu)化

王 玲1,董恩國(guó)2,武大偉2

(1.沈陽(yáng)飛機(jī)工業(yè)(集團(tuán))有限公司 制造工程部，沈陽(yáng) 110136;2.沈陽(yáng)航空航天大學(xué) 航空制造工藝數(shù)字化國(guó)防重點(diǎn)學(xué)科實(shí)驗(yàn)室，沈陽(yáng) 110136)

典型型材拉彎過(guò)程中因存在回彈而不利于模具的設(shè)計(jì)制造，通過(guò)經(jīng)驗(yàn)法給出拉彎回彈值并進(jìn)行修模后，所拉彎成形的零件不符合制造技術(shù)要求，需要反復(fù)試驗(yàn)且有很大的不確定性，存在制造風(fēng)險(xiǎn)。用有限元仿真技術(shù)對(duì)鈦合金型材進(jìn)行拉彎變形過(guò)程進(jìn)行仿真分析，結(jié)合鈦合金材料的特點(diǎn)，歸納分析型材在拉彎變形過(guò)程中的參數(shù)變化，找出影響拉彎回彈的一些主要因素，從而對(duì)拉彎軌跡進(jìn)行優(yōu)化，改變了以經(jīng)驗(yàn)為主的設(shè)計(jì)模式。通過(guò)試驗(yàn)驗(yàn)證，提升了設(shè)計(jì)效率與可靠性，縮短模具設(shè)計(jì)制造周期，對(duì)成形加工工藝起到很好的推動(dòng)作用。

鈦合金型材；拉彎；有限元；模擬；優(yōu)化

拉彎是彎曲塑性加工中一種特殊成形工藝，其成形原料多為金屬型材，因該成形工藝簡(jiǎn)單、易操作、模具造價(jià)低，型材成型件重量輕、強(qiáng)度高、美觀，成形零件被廣泛應(yīng)用于航空航天、火車、汽車等領(lǐng)域。這些領(lǐng)域一般對(duì)成形質(zhì)量、精度要求較高，而質(zhì)量、精度的高低又與回彈量的大小直接相關(guān)，所以型材拉彎成形時(shí)對(duì)回彈的精確控制就顯得十分重要。對(duì)于鈦合金拉彎型材的成形回彈問(wèn)題可以經(jīng)過(guò)多次穩(wěn)定熱處理加以解決，但模具復(fù)雜、造價(jià)高，冷狀態(tài)安裝零件困難，熱處理時(shí)間長(zhǎng)，特別是對(duì)飛機(jī)質(zhì)量要求越來(lái)越高的航空制造業(yè)，多次穩(wěn)定熱處理后必定會(huì)導(dǎo)致材料性能的降低以及生產(chǎn)周期過(guò)長(zhǎng)，這是不被接受的，所以鈦合金拉彎型材拉彎的精準(zhǔn)制造研究成為必然趨勢(shì)。

“十一五”數(shù)字化工程以來(lái)，金屬型材的拉彎成形制造也在逐步變化，正朝著數(shù)字一體化，高效率、高精度方向發(fā)展。有限元仿真分析應(yīng)用也得到有效推廣,我們?cè)谀承吞?hào)飛機(jī)研制中應(yīng)用ABAQUS軟件對(duì)鈦合金型材拉彎模具的設(shè)計(jì)進(jìn)行了仿真分析與優(yōu)化。通過(guò)試驗(yàn)驗(yàn)證，提升了設(shè)計(jì)效率與可靠性，從而縮短了模具設(shè)計(jì)制造周期。長(zhǎng)期以來(lái)依賴經(jīng)驗(yàn)設(shè)計(jì)，傳統(tǒng)產(chǎn)品拉彎加工過(guò)程中的工藝分析與模具工裝設(shè)計(jì)制造主要依靠設(shè)計(jì)者的經(jīng)驗(yàn)。先根據(jù)型材數(shù)模的形狀、尺寸和材料性能參數(shù)等憑經(jīng)驗(yàn)給出拉彎回彈值(一般偏大)來(lái)進(jìn)行拉彎模具的設(shè)計(jì)制造，之后要經(jīng)歷一個(gè)反復(fù)進(jìn)行拉彎的試模、調(diào)模、修模過(guò)程。雖然最終也能生產(chǎn)出合格的拉彎零件，但經(jīng)此方法拉彎成形的零件不符合現(xiàn)代制造技術(shù)的高效要求，并且反復(fù)試模、調(diào)模、修模過(guò)程中存在很大的不確定性，具有制造風(fēng)險(xiǎn)。同時(shí)，此過(guò)程造成大量人力消耗，資源的浪費(fèi)，不僅延長(zhǎng)了產(chǎn)品的研發(fā)時(shí)間，還增加了生產(chǎn)成本。關(guān)于型材的研究雖有悠久的歷史，但復(fù)雜異形截面型材拉彎成形研究目前尚處于起步階段。國(guó)外研究集中在挪威科技大學(xué)、美國(guó)德克薩斯州大學(xué)、德國(guó)埃爾蘭根大學(xué)以及法國(guó)雷諾、德國(guó)奧迪、美國(guó)通用等大型汽車公司。國(guó)內(nèi)研究剛剛起步，燕山大學(xué)在成形設(shè)備方面做出了一些成果，北京航空航天大學(xué)跟法國(guó)雷諾汽車公司合作，采用試驗(yàn)和數(shù)值模擬方法進(jìn)行研究。工作型材種類繁多，截面形狀多種多樣，同種型材的厚度和力學(xué)性能分散性比較大，同板材拉彎成形相比型材拉彎除存在起皺拉裂和回彈等共同現(xiàn)象外，還存在截面畸變和非對(duì)稱截面型材易產(chǎn)生的縱向扭曲等特殊問(wèn)題，中性層內(nèi)移問(wèn)題也更加突出。建立理論分析模型相當(dāng)困難，目前以試驗(yàn)和數(shù)值模擬為主，至今文獻(xiàn)上缺少足夠的實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)數(shù)值，模擬結(jié)果的精度有待檢驗(yàn)。

1 鈦合金型材拉彎成形過(guò)程仿真與優(yōu)化

1.1 典型產(chǎn)品

采用某航空產(chǎn)品板彎型材零件做為研究對(duì)象，型材截面為Z形，為非對(duì)稱截面型材，鈦合金材料TC2-M，厚度1.2 mm，展開(kāi)料長(zhǎng)度1 700 mm，數(shù)模見(jiàn)圖1所示。

圖1 型材零件數(shù)模

此類型鈦合金型材零件均是在常溫狀態(tài)下拉彎成形，零件回彈大，單邊可達(dá)到15 mm，因此后續(xù)熱處理工序難度大。使用模擬仿真軟件時(shí)，鉗口路徑參數(shù)與仿真軟件的匹配情況，仿真時(shí)產(chǎn)生的不確定因素，回彈量的不唯一性，都會(huì)影響工裝的準(zhǔn)確度，必須通過(guò)仿真、試驗(yàn)驗(yàn)證，根據(jù)型材拉彎零件成形后與理論的偏差值，反復(fù)對(duì)工裝進(jìn)行修正回彈設(shè)計(jì)、制造，最終達(dá)到型材的精準(zhǔn)成形。

1.2 材料模型建立

材料為T(mén)C2-M，厚度為1.2 mm，材料性能參數(shù)如表1所示，模型見(jiàn)圖2所示。通過(guò)曲線擬合的數(shù)據(jù)處理方法，獲得的材料真實(shí)應(yīng)力應(yīng)變曲線如圖3所示。

表1 TC2-M基本性能參數(shù)

在實(shí)際彎曲加工過(guò)程中，板料內(nèi)部如果帶有初始?xì)堄鄳?yīng)力，將與彎曲應(yīng)力發(fā)生疊加，對(duì)板料的回彈產(chǎn)生一定的影響。由于傳統(tǒng)的回彈理論都沒(méi)有考慮初始?xì)堄鄳?yīng)力的影響，本文基于平面應(yīng)變假設(shè)，采用服從Mises屈服準(zhǔn)則和線性強(qiáng)化材料模型，推導(dǎo)了考慮初始?xì)堄鄳?yīng)力的板料彎曲回彈角近似公式，如式(1)所示。

圖2 材料主要成形性能數(shù)據(jù)

圖3 TC2-1.2 mm材料真應(yīng)力塑性應(yīng)變曲線

(1)

式(1)中，αε為卸載前型材彎曲角度(rad)，Iw為型材截面對(duì)中性軸w的慣性矩(mm4)，E為彈性模量，M為型材截面內(nèi)應(yīng)力對(duì)型材慣性軸回彈后曲率半徑的彎矩，ρε為型材截面彎矩和應(yīng)變中性層曲率半徑。

基于有限元軟件ABAQUS進(jìn)行了殘余應(yīng)力板料彎曲回彈仿真對(duì)比分析。理論計(jì)算與仿真結(jié)果具有較好的一致性，驗(yàn)證了理論模型的正確性。研究結(jié)果表明，殘余應(yīng)力和厚度對(duì)板料回彈均有較大影響：沿寬度方向，不同初始?xì)堄鄳?yīng)力處的板料回彈并不均勻；增大初始?xì)堄鄳?yīng)力峰值和減小板料厚度均使不同初始?xì)堄鄳?yīng)力處板料的回彈差值增大。考慮到包辛格效應(yīng)，經(jīng)過(guò)研究表明，當(dāng)先拉后彎鈑金零件時(shí)，包氏效應(yīng)有利于降低回彈，但是由于預(yù)拉伸量較小，或反向加載區(qū)域較小，其影響一般不大。對(duì)于先彎后拉，包氏效應(yīng)不利于減小回彈，但由于應(yīng)變中性層曲率半徑與內(nèi)彎矩的變化相互制約，其影響也不大。

1.3 邊界條件

回彈是鈑金零件成形的主要缺陷，回彈量取決于成形工藝過(guò)程、成形模具等因素，通過(guò)對(duì)成形工藝過(guò)程的調(diào)整，雖然能在一定程度上減小回彈量，但是效率低且不能完全消除回彈的影響；通過(guò)對(duì)控形型面的修正來(lái)實(shí)現(xiàn)對(duì)回彈的補(bǔ)償，使得回彈后的工件形狀與所需要的零件形狀盡量一致，理論上可以徹底消除回彈對(duì)零件的影響。因此，零件精確成形制造的關(guān)鍵技術(shù)不在于模具的加工精度，而在于設(shè)計(jì)模型和在工藝過(guò)程基礎(chǔ)上預(yù)測(cè)和補(bǔ)償內(nèi)應(yīng)力所產(chǎn)生的回彈變形，從而建立工藝模型作為成形模具設(shè)計(jì)的依據(jù)。

采用軌跡點(diǎn)控制方式模擬，在拉彎過(guò)程中，為了保持材料的張緊狀態(tài)，在彎曲過(guò)程中，使型材軸向拉力保持穩(wěn)定。因此，在預(yù)拉階段，對(duì)型材軸向施加拉力；彎曲階段，模具固定不動(dòng)，通過(guò)拉彎夾頭的軌跡運(yùn)動(dòng)控制型材端部的轉(zhuǎn)動(dòng),以此來(lái)實(shí)現(xiàn)對(duì)位移控制拉彎成形的動(dòng)作仿真；補(bǔ)拉階段，控制型材軸向的拉力增加，以使得型材能進(jìn)一步貼模，減小回彈。

1.4型材拉彎工藝有限元建模過(guò)程

利用ABQUS軟件進(jìn)行建模及仿真，分析過(guò)程如圖4所示。模型由3部分組成：型材、左右?jiàn)A鉗和成形模具。型材為變形體，板料和模具的網(wǎng)格共劃分為7554個(gè)單元和4787個(gè)節(jié)點(diǎn)，夾鉗和成形模具為剛體。型材與模具之間摩擦系數(shù)為0.1，接觸力的計(jì)算采用罰函數(shù)法。

1.5 建立有限元模型

對(duì)型材采用C3D8R實(shí)體單元，截面劃分為2 mm標(biāo)準(zhǔn)。沿型材長(zhǎng)度方向可變形部分為5 mm標(biāo)準(zhǔn)，以保證靜態(tài)回彈收斂。模具和夾持端部分定義為剛體。采用庫(kù)倫摩擦定律處理型材與模具間的摩擦接觸，摩擦系數(shù)取為μ=0.1，建立的有限元模型見(jiàn)圖5所示。

數(shù)值模擬過(guò)程包含預(yù)拉伸、彎曲和補(bǔ)拉3個(gè)過(guò)程。預(yù)拉伸過(guò)程在材料兩端緩慢加上一定的拉力使界面應(yīng)力達(dá)到屈服狀態(tài)，采用靜態(tài)隱式求解算法，直接通過(guò)位移達(dá)到預(yù)拉結(jié)果；彎曲過(guò)程保持預(yù)拉力的大小不變，方向始終沿軸線方向，這一階段用顯式求解；補(bǔ)拉過(guò)程直接在材料兩端加載比預(yù)拉伸更大的拉力，采用隱式求解，宏命令參數(shù)設(shè)置如圖6所示。

圖4 型材拉彎分析過(guò)程

圖5 有限元模型

圖6 宏命令參數(shù)設(shè)置

在用軟件進(jìn)行型材拉彎數(shù)值模擬時(shí)，左右?jiàn)A鉗的運(yùn)行軌跡曲線決定了板料的運(yùn)動(dòng)狀態(tài),所以需對(duì)該曲線進(jìn)行優(yōu)化。該軌跡曲線有3個(gè)自由度，分別用X、Y、Z的移動(dòng)自由度，鎖定繞X、Y、Z軸的旋轉(zhuǎn)自由度，軌跡曲線如圖7所示。

圖7 夾鉗軌跡曲線

1.6 型材拉彎數(shù)值模擬結(jié)果分析

零件成形后的切向應(yīng)力分布如圖8所示，從圖8中可以看出，零件的兩端受到的切向應(yīng)力較大，因此，此處為零件成形時(shí)的危險(xiǎn)區(qū)域，容易引起破裂失效。

圖8 型材應(yīng)力分布

零件成形后的切向應(yīng)變分布如圖9所示，從圖9中可以看出，零件的兩端受到的切向應(yīng)變較大，因此，此處容易引起破裂失效。此外，零件的中部區(qū)域的切向應(yīng)力為負(fù)值，因此，此處容易引起起皺失效。在實(shí)際生產(chǎn)過(guò)程中，應(yīng)通過(guò)加大預(yù)拉力或者適當(dāng)施加補(bǔ)拉來(lái)防止起皺失效的產(chǎn)生。

圖9 型材應(yīng)變分布

采用標(biāo)準(zhǔn)靜力隱式算法Standard模塊對(duì)拉彎成形的回彈過(guò)程進(jìn)行數(shù)值分析，將成形零件結(jié)果文件導(dǎo)入回彈分析步，提交分析得到回彈結(jié)果?；貜椊Y(jié)果如圖10所示。分析最大回彈為18.56 mm，以此為依據(jù)進(jìn)行工裝設(shè)計(jì)。通過(guò)對(duì)型材回彈量的分析，可以評(píng)估拉彎模的回彈修正量是否恰當(dāng)，是否滿足合格的校形余量。

圖10 數(shù)值模擬方法的回彈結(jié)果

2 工藝試驗(yàn)

2.1 設(shè)備

型材拉彎工藝實(shí)驗(yàn)在Cyril Bath公司生產(chǎn)的數(shù)控V30-300張臂式型材拉彎?rùn)C(jī)上進(jìn)行，采用NCC數(shù)字控制系統(tǒng)，拉彎成形過(guò)程采用力控制模式，Z型材拉彎成形過(guò)程如圖11所示。

2.2 工裝模具

按照仿真模擬修正的模具見(jiàn)圖12，型材端頭邊緣線處最大修正量18 mm，在300 mm范圍過(guò)度到0 mm，兩端對(duì)稱。

2.3 實(shí)驗(yàn)結(jié)果

零件拉彎工藝過(guò)程一般分為3步。首先用夾鉗夾住型材端部進(jìn)行預(yù)拉伸，拉伸力的大小一般使材料達(dá)到塑性變形。此時(shí)型材和成形模具并不接觸。然后夾鉗或模具移動(dòng)，模具和型材逐漸接觸并進(jìn)行彎曲成形。成形區(qū)域首先發(fā)生在型材中間，然后向型材兩端延伸。成形結(jié)束后施加補(bǔ)拉力，進(jìn)一步減小回彈力矩，提高零件成形精度。成形零件見(jiàn)圖13所示，對(duì)3組拉彎成形后的零件進(jìn)行測(cè)量，回彈量分別為18.21 mm、18.79 mm和17.96 mm，與模擬結(jié)果18.56 mm相比相差不大，實(shí)驗(yàn)結(jié)果與模擬結(jié)果基本一致，優(yōu)化方法具有可行性。經(jīng)過(guò)與檢驗(yàn)工裝對(duì)比，零件兩側(cè)頂部與工裝貼合良好，說(shuō)明通過(guò)鉗口軌跡優(yōu)化，結(jié)合仿真模擬，能夠?qū)崿F(xiàn)回彈預(yù)測(cè)，修正回彈，實(shí)現(xiàn)精準(zhǔn)成形。

圖11 典型型材拉彎成形過(guò)程

圖12 實(shí)際修正回彈的模具

圖13 第一次拉彎試驗(yàn)典型零件圖

3 結(jié)論

本文將有限元技術(shù)應(yīng)用于型材拉彎成形過(guò)程，改變了以經(jīng)驗(yàn)為主的設(shè)計(jì)模式，大大降低了反復(fù)修模的次數(shù)，通過(guò)計(jì)算機(jī)輔助技術(shù)，可以形成設(shè)計(jì)知識(shí)的有效積累，在成形加工工藝中起到很好的帶動(dòng)和推動(dòng)作用。

基于上述分析結(jié)果，可以獲得如下結(jié)論：

(1)通過(guò)對(duì)拉彎軌跡路徑的仿真與優(yōu)化，拉彎過(guò)程應(yīng)力值變小，回彈量可以預(yù)測(cè)，能夠?yàn)槟＞弑砻孢M(jìn)行回彈補(bǔ)償提供重要依據(jù)；

(2)型材回彈后殘余應(yīng)變值很小，最大殘余應(yīng)變小于技術(shù)規(guī)范所允許的數(shù)值。最大殘余應(yīng)變來(lái)自于型材兩端處，也就是說(shuō)越接近型材兩端殘余應(yīng)變?cè)酱?，越靠近模具近似中心線殘余應(yīng)變?cè)叫。?/p>

(3)型材橫剖面上的內(nèi)層材料已達(dá)到材料的屈服極限，符合拉彎成型工藝；

(4)型材回彈的位移量對(duì)于模具的修形提供了一定的參考依據(jù)。

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(責(zé)任編輯：吳萍 英文審校：林嘉)

Optimization for titanium alloy section mold during stretch-bending

WANG Ling1,DONG En-guo2,WU Da-wei2

(1.Manufacturing Engineering Department,Shenyang Aircraft Industry(group)Corporation LTD,Shenyang 110136,China;2.Key Laboratory of Fundamental Science for National Defence of Aeronautical Digital Manufacturing Process,Shenyang Aerospace University,Shenyang 110136,China)

Spring-back exists during stretch bending of typical profile,which is unfavorable for the designing and manufacturing of moulds.Even after repairing the moulds by application of empirical method which gives the spring-back value for tension bending,the parts for tension-bending forming are still not in conformity with the manufacturing technical requirements.Also,the repeated testing shall take risks due to great uncertainty titanium alloy section tension-bending forming process was analyzed by means of finite element simulation technology.Parameters variations were analyzed and summarized during stretch bending process in accordance with characteristics of titanium alloy.Main factors affecting the stretch bending and spring-back were summarized to optimize the stretch-bending locus,which changes the design process based on experience.The experiment shows that the design efficiency and reliability are improved,and the mould design and manufacturing cycle are shortened,which play a great role in promoting the forming processing craft.

titanium alloy profile;stretch bending;finite element;simulation;optimization

2015-03-26

國(guó)家重大科技專項(xiàng)子任務(wù)(項(xiàng)目編號(hào)：2013ZX04001-041-04)

王玲(1973-)，女，遼寧遼陽(yáng)人，研究員，主要研究方向：航空材料與先進(jìn)加工技術(shù),E-mail:wangling2235@163.com。

2095-1248(2015)05-0054-05

TG386.3

A

10.3969/j.issn.2095-1248.2015.05.007

機(jī)械與材料工程