基於有限元模具型面回彈補償的壁板蠕變時效成形方法
2023-07-21 15:40:51 1
專利名稱：基於有限元模具型面回彈補償的壁板蠕變時效成形方法
技術領域：
背景技術：
蠕變時效成形技術是為成形複雜外形零件特別是整體壁板零件而發展起來的一項技術，即利用金屬的蠕變特性，將成形與時效同步進行的一種成形方法。與傳統成形工藝相比，該成形方法提高了材料強度，降低了殘餘應力，增強耐應力腐蝕能力，延長了零件的使用壽命，適於成形可時效強化型合金的整體帶筋和變厚度大曲率複雜外形和結構的整體壁板構件。該項技術被認為是下一代飛機特別重要的金屬成形工藝之一。隨著軍、民用航空對大型高性能飛機日益迫切的需求，該成形工藝將在製造大型複雜整體壁板中發揮其獨特優勢。在我國大飛機項目的研製中具有廣泛的應用前景。由於蠕變時效成形技術受到材料本身時效周期的限制，無法將工件內已有的彈性變形全部轉變為塑性變形，成形後存在一定的回彈量，因此回彈量控制是影響蠕變時效成形質量的關鍵問題。目前在現代飛機設計製造中，為提高飛機整體氣動性能，許多零件外·形都很複雜，如蒙皮表面帶有不同曲率和厚度，同時還具有複雜的內部結構，如整體加強凸臺、口框、肋及筋條等，且飛機壁板零件尺寸大。傳統的基於理論解析以及試驗的試錯法，即通過成形零件與目標零件之間的對比對模具進行試驗，根據偏差修改模具，修模的過程將反覆進行直到做獲得的零件外形滿足設計要求。該方法需要大量的反覆試驗和修模，耗費大量的人力和物力。另一方面，針對大型複雜外形壁板該方法已無法反映整體零件的回彈特性，不利於零件的精確成形。
發明內容
本發明提出一種針對複雜外形整體壁板的蠕變時效成形方法，特別是建立了基於有限元數值模擬法進行回彈控制，可大量減少工藝試驗和修模次數、降低成本。技術方案(I)基於ABAQUS有限元軟體對蠕變時效成形過程進行有限元計算。a)在CATIA中提取目標零件外蒙皮表面作為目標成形零件S，模具Ti (i=0、l、2、…)(當初始計算時Ttl=S),展開後的平板零件為P，並保存為*.iges文件。b)在有限元分析軟體中讀入模具Ti (i=0、l、2、…)的iges文件以及零件P的iges文件。c)將模具Ti (i=0、l、2、…)設置為剛體，零件P設置為變形體。分別對零件P和模具Ti (i=0、l、2、…)進行網格劃分。d)將蠕變應變材料模型賦予零件P的每個單元形成有限元模型。其中蠕變應變材料模型可選用Norton—Baliley螺變本構方程,其方程形式如下所示ε =A O mtn其中A和m、η是與溫度有關的材料常數，m大於1，η大於O小於或等於1，它們可由不同應力和溫度下的單軸蠕變拉伸曲線確定。根據金屬蠕變拉伸及持久試驗方法進行蠕變拉伸試驗，並採用最小二乘法擬合試驗數據，得到A和m、η值。e)螺變時效成形過程中零件P與模具Ti (i=0、l、2、…)之間採用Coulomb摩擦模型，摩擦係數k=0.廣0.3。模具Ti (i=0、l、2、…)設置為剛體並且固定。回彈計算時需將零件P與模具Ti (i=0、l、2、…)之間的接觸取消。f)進行蠕變時效成形有限元模擬，獲得成形後的零件Fi (i=0、l、2、…)。
(2)確定新的模具型面g)讀入模具Ti (i=0、l、2、…)的有限元網格文件、目標成形零件S的有限元網格文件以及成形後的零件匕(i=0、l、2、…)的有限元網格文件。h)計算回彈後零件匕(i=0、l、2、…)與目標零件S的外形間隙δ，即回彈後零件與目標零件間的法向距離。i)外形間隙δ通過以下方法進行計算模具Ti (i=0、l、2、…)節點BN的法線到回彈後零件Fi (i=0、l、2、…)的單元面FE的距離(設定該距離為S1)和該法線到目標成形零件S的單元面SE的距離(設定該距離為δ2)的差值，即成形後零件Fi (i=0、l、2、…)與目標成形零件S的間隙為δ = S1-S20j)如果回彈後零件Fi (i=0、l、2、…)的所有單元面FE的最大間隙δ _小於或等於工程允許容差值，則結束，輸出模具Ti (i=0、l、2、…)的節點數據；否則進入下一步。k)對模具Ti (i=0、l、2、…)型面進行修正。I)對模具型面的修正方法為沿該模具法線反向在與δ呈比例係數為c=0. 5^1的位置生成新節點，此即為修正後模具Ti+1 (i=0、l、2、…)的節點AN。對模具Ti (i=0、l、2、…)所有節點BN的空間坐標進行修正，可獲得修正後的新模具Ti+1 (i=0、l、2、…)。m)以修正後的模具作為新模具Ti+1 (i=0、l、2、···)，重複(a)_ (g)步直到間隙滿足可允許的容差。(3)將以網格節點坐標形式表示的模具型面輸入到catia軟體中，採用QuickSurface Reconstruction功能進行曲面擬合,最後輸出修正後的模具型面。(4)根據以上修整的模具型面建立蠕變時效成形工裝。(5)將待加工零件放置在成形工裝上，採用整體封裝。(6)整體封裝完成後，進行抽真空，固定零件。(7)將模具連同零件放入熱壓罐中，設定成形溫度，開啟加壓系統繼續施加壓力使零件與模具表面貼合。之後開啟加熱系統，模具升溫，當溫度升高到材料時效溫度時，進入保溫狀態。(8)保溫結束後，降溫。當模具溫度降至50°C以下時，卸壓打開爐門取出零件及工裝。本發明具有的優點和有益效果，本發明採用基於有限元法確定模具型面，減少大量的工藝試驗和修模次數、降低成本。能夠實現對成形零件外形控制，並且提高成形精度；根據對成形件成形過程、回彈過程模擬計算所得到數據，對模具型面進行補償修正優化，使回彈後的零件達到或接近理想成形件外形，實現對蠕變時效成形過程模具外型面的自動優化。該成形方法可適用的壁板結構形式廣，除整體壁板零件外，焊接整體壁板也可採用該方法進行成形，還可有效降低焊接殘餘應力，增強耐應力腐蝕能力，延長零件的使用壽命。通過熱壓罐採用真空壓力加載可避免由於機械加載所產生的壓緊力不夠大且分布不均勻以及局部應力集中等問題。真空壓力加載可提供給零件足夠的且均勻的成形力，能夠很好控制零件的外形，特別適合具有複雜外形和結構的大型整體壁板構件的成形。
圖I是本發明蠕變時效過程有限元模型圖；圖2是本發明模具型面修正示意圖；圖3是本發明蠕變時效成形有限元模擬及工裝外形面的優化流程圖；圖4是本發明優化過程示意圖。
具體實施方式
(I)基於ABAQUS有限元軟體對蠕變時效成形過程進行有限元計算。a)在CATIA中提取目標零件外蒙皮表面作為目標成形零件S，模具Ti (i=0、l、2、…)(當初始計算時Ttl=S),展開後的平板零件為P，並保存為*. iges文件。b)在有限元分析軟體中讀入模具Ti (i=0、l、2、…)的iges文件以及零件P的iges文件。c)將模具Ti (i=0、l、2、…)設置為剛體，零件P設置為變形體。分別對零件P和模具Ti (i=0、l、2、…)進行網格劃分。d)將蠕變應變材料模型賦予零件P的每個單元形成有限元模型如圖I所示。其中螺變應變材料模型可選用Norton—Baliley螺變本構方程,其方程形式如下所示ε =A ο mtn其中A和m、η是與溫度有關的材料常數，m大於1，η大於O小於或等於1，它們可由不同應力和溫度下的單軸蠕變拉伸曲線確定。根據金屬蠕變拉伸及持久試驗方法進行蠕變拉伸試驗，並採用最小二乘法擬合試驗數據，得到A和m、η值。e)螺變時效成形過程中零件P與模具Ti (i=0、l、2、…)之間採用Coulomb摩擦模型，摩擦係數k=0.廣0.3。模具Ti (i=0、l、2、…)設置為剛體並且固定。回彈計算時需將零件P與模具Ti (i=0、l、2、…)之間的接觸取消。f)進行蠕變時效成形有限元模擬，獲得成形後的零件Fi (i=0、l、2、…)。(2)確定新的模具型面。g)讀入模具Ti (i=0、l、2、…)的有限元網格文件、目標成形零件S的有限元網格文件以及成形後的零件匕(i=0、l、2、…)的有限元網格文件。h)計算回彈後零件匕(i=0、l、2、…)與目標零件S的外形間隙δ，即回彈後零件與目標零件間的法向距離。i)外形間隙δ通過以下方法進行計算模具Ti (i=0、l、2、…)節點BN的法線到回彈後零件Fi (i=0、l、2、…)的單元面FE的距離(設定該距離為S1)和該法線到目標成形零件S的單元面SE的距離(設定該距離為δ2)的差值，即成形後零件Fi (i=0、l、2、…)與目標成形零件S的間隙為δ = S1-S20如圖2所示。j)如果回彈後零件Fi (i=0、l、2、…)的所有單元面FE的最大間隙δ _小於或等於工程允許容差值，則結束，輸出模具Ti (i=0、l、2、…)的節點數據；否則進入下一步。k)對模具Ti (i=0、l、2、…)型面進行修正。
I)對模具型面的修正方法為沿該模具法線反向在與δ呈比例係數為c=0. 5^1的位置生成新節點，此即為修正後模具Ti+1 (i=0、l、2、…)的節點AN。對模具Ti (i=0、l、2、…)所有節點BN的空間坐標進行修正，可獲得修正後的新模具Ti+1 (i=0、l、2、…)。如圖2所示。m)以修正後的模具作為新模具Ti+1 (i=0、l、2、···)，重複(a)_ (g)步直到間隙滿足可允許的容差。蠕變時效成形有限元模擬及工裝外形面的優化流程圖見圖3。(3)將以網格節點坐標形式表示的模具型面輸入到catia軟體中，採用QuickSurface Reconstruction功能進行曲面擬合,最後輸出修正後的模具型面。(4)根據以上修整的模具型面建立蠕變時效成形工裝。
(5)將待加工零件放置在成形工裝上，採用整體封裝。(6)整體封裝完成後，進行抽真空，固定零件。(7)將模具連同零件放入熱壓罐中，設定成形溫度，開啟加壓系統繼續施加壓力使零件與模具表面貼合。之後開啟加熱系統，模具升溫，當溫度升高到材料時效溫度時，進入保溫狀態。(8)保溫結束後，降溫。當模具溫度降至50°C以下時，卸壓打開爐門取出零件及工裝。實施例以目標零件外形作為第一次初始模具型面，建立典型模擬件有限元分析模型，其中模具採用剛性殼單元R3D4進行離散；板料尺寸為751mmX761mmX3mm mm，採用大應變殼單元S4R進行離散。零件材料為鋁合金7075T651，蠕變應變材料模型可選用Norton—Baliley蠕變本構方程，根據金屬蠕變拉伸及持久試驗方法進行蠕變拉伸試驗，並採用最小二乘法擬合試驗數據，得到A和m、η值，材料基本參數如下表所示。
權利要求
1 .基於有限元模具型面回彈補償的壁板蠕變時效成形方法，其特徵是， (1)基於ABAQUS有限元軟體對蠕變時效成形過程進行有限元計算 a)在CATIA中提取目標零件外蒙皮表面作為目標成形零件S，模具Ti(i=0、l、2、…)(當初始計算時Ttl=S),展開後的平板零件為P，並保存為*. iges文件； b)在有限元分析軟體中讀入模具Ti(i=0、l、2、…)的iges文件以及零件P的iges文件； c)將模具Ti(i=0、l、2、…)設置為剛體，零件P設置為變形體。分別對零件P和模具Ti (i=0、l、2、…)進行網格劃分； d)將蠕變應變材料模型賦予零件P的每個單元形成有限元模型。其中蠕變應變材料模型可選用Norton—Baliley螺變本構方程,其方程形式如下所示 ε =A ο mtn 其中A和m、η是與溫度有關的材料常數，m大於1，η大於O小於或等於1，它們可由不同應力和溫度下的單軸蠕變拉伸曲線確定。根據金屬蠕變拉伸及持久試驗方法進行蠕變拉伸試驗，並採用最小二乘法擬合試驗數據，得到A和m、η值； e)螺變時效成形過程中零件P與模具Ti(i=0、l、2、…)之間採用Coulomb摩擦模型，摩擦係數k=0.廣0.3。模具Ti (i=0、l、2、…)設置為剛體並且固定。回彈計算時需將零件P與模具Ti (i=0、l、2、…)之間的接觸取消。
f)進行蠕變時效成形有限元模擬，獲得成形後的零件Fi(i=0、l、2、…)； (2)確定新的模具型面 g)讀入模具Ti(i=0、l、2、…)的有限元網格文件、目標成形零件S的有限元網格文件以及成形後的零件Fi (i=0、l、2、…)的有限元網格文件； h)計算回彈後零件匕(i=0、l、2、…)與目標零件S的外形間隙δ，即回彈後零件與目標零件間的法向距離； i)外形間隙δ通過以下方法進行計算模具Ti(i=0、l、2、…)節點BN的法線到回彈後零件Fi (i=0、l、2、…)的單元面FE的距離(設定該距離為S1)和該法線到目標成形零件S的單元面SE的距離(設定該距離為δ2)的差值，即成形後零件Fi (i=0、l、2、…)與目標成形零件S的間隙為δ = S1-S20 j)如果回彈後零件匕(i=0、l、2、…)的所有單元面FE的最大間隙δ_小於或等於工程允許容差值，則結束，輸出模具Ti (i=0、l、2、…)的節點數據；否則進入下一步； k)對模具Ti (i=0、l、2、…)型面進行修正； I)對模具型面的修正方法為沿該模具法線反向在與S呈比例係數為c=0. 5^1的位置生成新節點，此即為修正後模具Ti+1 (i=0、l、2、···)的節點AN。對模具Ti (i=0、l、2、···)所有節點BN的空間坐標進行修正，可獲得修正後的新模具Ti+1 (i=0、l、2、…)； m)以修正後的模具作為新模具Ti+1 (i=0、l、2、…)，重複(a)- (g)步直到間隙滿足可允許的容差； (3)將以網格節點坐標形式表示的模具型面輸入到catia軟體中，採用QuickSurfaceReconstruction功能進行曲面擬合,最後輸出修正後的模具型面； (4)根據以上修整的模具型面建立蠕變時效成形工裝； (5)將待加工零件放置在成形工裝上，採用整體封裝；(6)整體封裝完成後，進行抽真空，固定零件； (7)將模具連同零件放入熱壓罐中，設定成形溫度，開啟加壓系統繼續施加壓力使零件與模具表面貼合。之後開啟加熱系統，模具升溫，當溫度升高到材料時效溫度時，進入保溫狀態； (8)保溫結束後，降溫。當模具溫度降至50°C以下時，卸壓打開爐門取出零件及工裝。·
全文摘要
本發明屬於金屬鈑金成形技術領域，涉及一種基於有限元模具型面回彈補償的壁板蠕變時效成形方法。本發明採用基於有限元法確定模具型面，減少大量的工藝試驗和修模次數，能夠實現對成形零件外形控制，並且提高成形精度；根據對成形件成形過程、回彈過程模擬計算所得到數據，對模具型面進行補償修正優化，使回彈後的零件達到或接近理想成形件外形，實現對蠕變時效成形過程模具外型面的自動優化。該成形方法可適用的壁板結構形式廣，除整體壁板零件外，焊接整體壁板也可採用該方法進行成形，還可有效降低焊接殘餘應力，增強耐應力腐蝕能力，延長零件的使用壽命。
文檔編號G06F17/50GK102930115SQ20121046629
公開日2013年2月13日 申請日期2012年11月16日 優先權日2012年11月16日
發明者曾元松, 黃遐, 王明濤 申請人:中國航空工業集團公司北京航空製造工程研究所