何曉健，朱麗，張曉巍，吳偉平，王玨

沈陽飛機工業(yè)（集團）有限公司 遼寧沈陽 110850

1 序言

由于鈦合金質量輕、比強度和比斷裂韌度高、疲勞強度高、低溫韌性良好、耐腐蝕性能強等優(yōu)異的綜合性能，因此在航空航天、汽車、造船等工業(yè)部門獲得廣泛使用。同時，因為鈦合金板材強度很高，因此在常溫下成形時變形抗力大，易開裂，回彈嚴重，成形困難，故多采用熱成形工藝進行成形。

本文以TC4鈦合金板材的熱拉深成形和熱成形工藝為研究對象，擬采取兩種成形工藝相結合的方式來突破雙側負角度零件難加工、無法脫模的難題。期間設計熱拉深模具1套、熱成形模具2套，并結合成形工藝仿真來驗證該方案是否具備可行性。

2 零件工藝性分析

2.1 零件結構特點

該負角度鈦合金零件為某飛機的整流蒙皮，如圖1所示，采用厚度δ＝0.8mm的TC4板材成形，零件成形后外廓尺寸約為465mm×350mm×35mm。零件結構有如下特點。

圖1 整流蒙皮零件

1）零件外形較復雜，腹板和彎邊均為雙曲面。

2）零件前端兩側均存在負角度區(qū)域（見圖2），且角度最小處約為40°（見圖3）。

圖2 前端兩側負角度區(qū)域

圖3 負角度區(qū)域角度

2.2 零件工藝性分析

1）零件前端兩側彎邊與腹板之間均存在負角度區(qū)域，且角度過小，無法通過一次成形制備該零件。

2）彎邊與腹板之間圓角半徑為4.2mm，大于4倍板材成形最小彎曲半徑。

3 工藝方案討論

1）兩側負角度的鈦合金槽形零件很難通過一次熱成形。外形簡單的負角度零件可通過機床的水平側壓裝置輔助完成，但大型熱成形設備沒有側壓裝置；部分負角度零件可使用帶有將豎直力轉化為橫向力裝置的模具成形[1]，而此零件腹板和彎邊均為二次曲面，且夾角為變角度，因此方案不可行。

2）經對數(shù)模進行分析，蒙皮零件關于縱向剖面對稱，單從工藝角度考慮，可采用左右兩側分段成形，再通過激光焊接為整體的方法進行成形。但該零件設計方案為整體成形，沒有焊接信息，且焊接會造成零件性能有一定的下降，焊接變形也需熱校形來消除，因此所需模具數(shù)量沒有減少。

3）采用分步成形法，采取兩種成形工藝相結合的方式來突破雙側負角度零件難加工、無法脫模的難題，采取先預成形、再終成形的兩步成形工藝方法，即先進行熱拉深成形[2，3]，形成沒有負角度彎邊的槽形零件，然后分別對兩側負角度區(qū)域進行熱成形，得到最終零件。

4 成形過程模擬

通過工藝方案討論，分步成形方法工藝性較好，成形精度可以保證，可進行進一步研究討論。該工藝路線的成形過程模擬順序為：數(shù)模預處理→板料預成形→零件終成形→成形模擬仿真。

4.1 數(shù)模預處理

依據(jù)零件數(shù)模，提取零件外型面，隨后識別負角度區(qū)域，在零件彎邊上負角度和開角之間設置分離面，移除原負角度一側彎邊，隨后做出與腹板夾角＞90°的工藝補充面，結合模具的分模面，最終形成預成形模具（即熱拉深成形模具）的模面，如圖4所示。

圖4 熱拉深成形模具模面

4.2 板料預成形

板料預成形即鈦合金槽形零件的熱拉深成形。熱拉深模具由凸模、凹模、壓邊圈和導向板等組成，如圖5所示。利用凸凹模和壓邊圈的吊裝棒和壓板槽在設備上安裝定位，設備頂桿推壓邊圈上行與凹模夾緊合模，之后凹模、板料和壓邊圈下行與凸模合模成形腹板和無負角度彎邊的形狀。

圖5 熱拉深成形模具模型

4.3 零件終成形

零件的終成形通過使用熱成形的方法，對前端負角度區(qū)域分別進行成形。熱成形模具由上模、下模和導向板組成，如圖6所示。共需終成形模具2套，分別對兩側的負角度區(qū)域進行成形。

圖6 熱成形模具模型

4.4 數(shù)值模擬

熱成形工藝仿真，是利用PAM-STAMP等鈑金成形仿真軟件，將模具和板料模型轉化為有限元模型，通過輸入工藝參數(shù)和邊界條件后，提交計算機進行計算，以云圖和數(shù)據(jù)的形式顯示熱成形過程和結果的相關信息。工藝仿真可以預測板料成形趨勢及各種缺陷產生的位置和程度，可判斷工藝方案或工裝設計的合理性。

在本工藝方案中，使用PAM-STAMP 2G 2012軟件分別對預成形和終成形過程進行成形工藝仿真。

首先，對熱拉深過程進行工藝仿真，進行成形仿真前處理，包括熱拉深模具和板料模型導入、建立局部坐標系、調整網(wǎng)格法線方向，以及設定上模、下模和壓邊等成形屬性等。

工藝參數(shù)方面，設定熱拉深成形的溫度為750℃，摩擦系數(shù)為0.12，壓邊力為50kN。

其次，選擇求解器并進行求解計算，得到計算結果。通過模擬過程可以發(fā)現(xiàn)，當凸模剛開始上行10mm時，前端凸模圓角處等效塑性應變開始出現(xiàn)，如圖7a所示；當凸模上行20mm時，凸模圓角等效應變分布范圍增大，延凸模圓角方向延伸，如圖7b所示；當凸模行程為35mm時，凸模圓角等效應變繼續(xù)增大，凹模圓角處也出現(xiàn)塑性應變，如圖7c所示；當上模上行約50mm時，板料完全貼模，應變達到峰值，如圖7d所示。在整個熱拉深模擬過程中，等效應變均值較小，基本沒有產生缺陷的趨勢。

圖7 熱拉深過程等效塑性應變分布

同時，依據(jù)模擬結果，熱拉深成形后零件厚度分布較為均勻，沒有出現(xiàn)明顯的減薄或增厚現(xiàn)象，如圖8所示。拉深成形力隨凸模位移增加呈近似線性增大，如圖9所示。

圖8 熱拉深成形厚度分布

圖9 拉深成形力與凸模位移關系

最后，進行負角度區(qū)域的熱成形工藝仿真。將上一步熱拉深成形模擬結果以及熱成形模具模型導入到PAM-STAMP 2G 2012軟件中并進行前處理，熱成形溫度設定為750℃，進行求解計算，仿真結果如圖10所示。依據(jù)模擬結果，零件厚度分布均勻，沒有褶皺、破裂等缺陷，貼膜度高，滿足設計條件的要求。

圖10 熱成形厚度分布

5 結束語

通過上述研究，探索了一種利用分步成形的方法制備雙側負角度飛機蒙皮零件。這種分步成形的方法，可有效地解決負角度鈦合金蒙皮零件難以成形的問題；同時，采取先熱拉深、后熱成形的方法，可以提高蒙皮零件最終成形精度，提高產品質量。結合上述二級模擬仿真結果證明，該蒙皮零件成形效果良好，故方案可行。實際成形過程需熱拉深模具1套，熱成形模具2套。