专利名称：基于有限元模具型面回弹补偿的壁板蠕变时效成形方法
技术领域：
背景技术：
蠕变时效成形技术是为成形复杂外形零件特别是整体壁板零件而发展起来的一项技术，即利用金属的蠕变特性，将成形与时效同步进行的一种成形方法。与传统成形工艺相比，该成形方法提高了材料强度，降低了残余应力，增强耐应力腐蚀能力，延长了零件的使用寿命，适于成形可时效强化型合金的整体带筋和变厚度大曲率复杂外形和结构的整体壁板构件。该项技术被认为是下一代飞机特别重要的金属成形工艺之一。随着军、民用航空对大型高性能飞机日益迫切的需求，该成形工艺将在制造大型复杂整体壁板中发挥其独特优势。在我国大飞机项目的研制中具有广泛的应用前景。由于蠕变时效成形技术受到材料本身时效周期的限制，无法将工件内已有的弹性变形全部转变为塑性变形，成形后存在一定的回弹量，因此回弹量控制是影响蠕变时效成形质量的关键问题。目前在现代飞机设计制造中，为提高飞机整体气动性能，许多零件外·形都很复杂，如蒙皮表面带有不同曲率和厚度，同时还具有复杂的内部结构，如整体加强凸台、口框、肋及筋条等，且飞机壁板零件尺寸大。传统的基于理论解析以及试验的试错法，即通过成形零件与目标零件之间的对比对模具进行试验，根据偏差修改模具，修模的过程将反复进行直到做获得的零件外形满足设计要求。该方法需要大量的反复试验和修模，耗费大量的人力和物力。另一方面，针对大型复杂外形壁板该方法已无法反映整体零件的回弹特性，不利于零件的精确成形。
发明内容
本发明提出一种针对复杂外形整体壁板的蠕变时效成形方法，特别是建立了基于有限元数值模拟法进行回弹控制，可大量减少工艺试验和修模次数、降低成本。技术方案(I)基于ABAQUS有限元软件对蠕变时效成形过程进行有限元计算。a)在CATIA中提取目标零件外蒙皮表面作为目标成形零件S，模具Ti (i=0、l、2、…)(当初始计算时Ttl=S),展开后的平板零件为P，并保存为*.iges文件。b)在有限元分析软件中读入模具Ti (i=0、l、2、…)的iges文件以及零件P的iges文件。c)将模具Ti (i=0、l、2、…)设置为刚体，零件P设置为变形体。分别对零件P和模具Ti (i=0、l、2、…)进行网格划分。d)将蠕变应变材料模型赋予零件P的每个单元形成有限元模型。其中蠕变应变材料模型可选用Norton—Baliley螺变本构方程,其方程形式如下所示ε =A O mtn其中A和m、η是与温度有关的材料常数，m大于1，η大于O小于或等于1，它们可由不同应力和温度下的单轴蠕变拉伸曲线确定。根据金属蠕变拉伸及持久试验方法进行蠕变拉伸试验，并采用最小二乘法拟合试验数据，得到A和m、η值。e)螺变时效成形过程中零件P与模具Ti (i=0、l、2、…)之间采用Coulomb摩擦模型，摩擦系数k=0.广0.3。模具Ti (i=0、l、2、…)设置为刚体并且固定。回弹计算时需将零件P与模具Ti (i=0、l、2、…)之间的接触取消。f)进行蠕变时效成形有限元模拟，获得成形后的零件Fi (i=0、l、2、…)。
(2)确定新的模具型面g)读入模具Ti (i=0、l、2、…)的有限元网格文件、目标成形零件S的有限元网格文件以及成形后的零件匕(i=0、l、2、…)的有限元网格文件。h)计算回弹后零件匕(i=0、l、2、…)与目标零件S的外形间隙δ，即回弹后零件与目标零件间的法向距离。i)外形间隙δ通过以下方法进行计算模具Ti (i=0、l、2、…)节点BN的法线到回弹后零件Fi (i=0、l、2、…)的单元面FE的距离(设定该距离为S1)和该法线到目标成形零件S的单元面SE的距离(设定该距离为δ2)的差值，即成形后零件Fi (i=0、l、2、…)与目标成形零件S的间隙为δ = S1-S20j)如果回弹后零件Fi (i=0、l、2、…)的所有单元面FE的最大间隙δ _小于或等于工程允许容差值，则结束，输出模具Ti (i=0、l、2、…)的节点数据；否则进入下一步。k)对模具Ti (i=0、l、2、…)型面进行修正。I)对模具型面的修正方法为沿该模具法线反向在与δ呈比例系数为c=0. 5^1的位置生成新节点，此即为修正后模具Ti+1 (i=0、l、2、…)的节点AN。对模具Ti (i=0、l、2、…)所有节点BN的空间坐标进行修正，可获得修正后的新模具Ti+1 (i=0、l、2、…)。m)以修正后的模具作为新模具Ti+1 (i=0、l、2、···)，重复(a)_ (g)步直到间隙满足可允许的容差。(3)将以网格节点坐标形式表示的模具型面输入到catia软件中，采用QuickSurface Reconstruction功能进行曲面拟合,最后输出修正后的模具型面。(4)根据以上修整的模具型面建立蠕变时效成形工装。(5)将待加工零件放置在成形工装上，采用整体封装。(6)整体封装完成后，进行抽真空，固定零件。(7)将模具连同零件放入热压罐中，设定成形温度，开启加压系统继续施加压力使零件与模具表面贴合。之后开启加热系统，模具升温，当温度升高到材料时效温度时，进入保温状态。(8)保温结束后，降温。当模具温度降至50°C以下时，卸压打开炉门取出零件及工装。本发明具有的优点和有益效果，本发明采用基于有限元法确定模具型面，减少大量的工艺试验和修模次数、降低成本。能够实现对成形零件外形控制，并且提高成形精度；根据对成形件成形过程、回弹过程模拟计算所得到数据，对模具型面进行补偿修正优化，使回弹后的零件达到或接近理想成形件外形，实现对蠕变时效成形过程模具外型面的自动优化。该成形方法可适用的壁板结构形式广，除整体壁板零件外，焊接整体壁板也可采用该方法进行成形，还可有效降低焊接残余应力，增强耐应力腐蚀能力，延长零件的使用寿命。通过热压罐采用真空压力加载可避免由于机械加载所产生的压紧力不够大且分布不均匀以及局部应力集中等问题。真空压力加载可提供给零件足够的且均匀的成形力，能够很好控制零件的外形，特别适合具有复杂外形和结构的大型整体壁板构件的成形。
图I是本发明蠕变时效过程有限元模型图；图2是本发明模具型面修正示意图；图3是本发明蠕变时效成形有限元模拟及工装外形面的优化流程图；图4是本发明优化过程示意图。
具体实施方式
(I)基于ABAQUS有限元软件对蠕变时效成形过程进行有限元计算。a)在CATIA中提取目标零件外蒙皮表面作为目标成形零件S，模具Ti (i=0、l、2、…)(当初始计算时Ttl=S),展开后的平板零件为P，并保存为*. iges文件。b)在有限元分析软件中读入模具Ti (i=0、l、2、…)的iges文件以及零件P的iges文件。c)将模具Ti (i=0、l、2、…)设置为刚体，零件P设置为变形体。分别对零件P和模具Ti (i=0、l、2、…)进行网格划分。d)将蠕变应变材料模型赋予零件P的每个单元形成有限元模型如图I所示。其中螺变应变材料模型可选用Norton—Baliley螺变本构方程,其方程形式如下所示ε =A ο mtn其中A和m、η是与温度有关的材料常数，m大于1，η大于O小于或等于1，它们可由不同应力和温度下的单轴蠕变拉伸曲线确定。根据金属蠕变拉伸及持久试验方法进行蠕变拉伸试验，并采用最小二乘法拟合试验数据，得到A和m、η值。e)螺变时效成形过程中零件P与模具Ti (i=0、l、2、…)之间采用Coulomb摩擦模型，摩擦系数k=0.广0.3。模具Ti (i=0、l、2、…)设置为刚体并且固定。回弹计算时需将零件P与模具Ti (i=0、l、2、…)之间的接触取消。f)进行蠕变时效成形有限元模拟，获得成形后的零件Fi (i=0、l、2、…)。(2)确定新的模具型面。g)读入模具Ti (i=0、l、2、…)的有限元网格文件、目标成形零件S的有限元网格文件以及成形后的零件匕(i=0、l、2、…)的有限元网格文件。h)计算回弹后零件匕(i=0、l、2、…)与目标零件S的外形间隙δ，即回弹后零件与目标零件间的法向距离。i)外形间隙δ通过以下方法进行计算模具Ti (i=0、l、2、…)节点BN的法线到回弹后零件Fi (i=0、l、2、…)的单元面FE的距离(设定该距离为S1)和该法线到目标成形零件S的单元面SE的距离(设定该距离为δ2)的差值，即成形后零件Fi (i=0、l、2、…)与目标成形零件S的间隙为δ = S1-S20如图2所示。j)如果回弹后零件Fi (i=0、l、2、…)的所有单元面FE的最大间隙δ _小于或等于工程允许容差值，则结束，输出模具Ti (i=0、l、2、…)的节点数据；否则进入下一步。k)对模具Ti (i=0、l、2、…)型面进行修正。
I)对模具型面的修正方法为沿该模具法线反向在与δ呈比例系数为c=0. 5^1的位置生成新节点，此即为修正后模具Ti+1 (i=0、l、2、…)的节点AN。对模具Ti (i=0、l、2、…)所有节点BN的空间坐标进行修正，可获得修正后的新模具Ti+1 (i=0、l、2、…)。如图2所示。m)以修正后的模具作为新模具Ti+1 (i=0、l、2、···)，重复(a)_ (g)步直到间隙满足可允许的容差。蠕变时效成形有限元模拟及工装外形面的优化流程图见图3。(3)将以网格节点坐标形式表示的模具型面输入到catia软件中，采用QuickSurface Reconstruction功能进行曲面拟合,最后输出修正后的模具型面。(4)根据以上修整的模具型面建立蠕变时效成形工装。
(5)将待加工零件放置在成形工装上，采用整体封装。(6)整体封装完成后，进行抽真空，固定零件。(7)将模具连同零件放入热压罐中，设定成形温度，开启加压系统继续施加压力使零件与模具表面贴合。之后开启加热系统，模具升温，当温度升高到材料时效温度时，进入保温状态。(8)保温结束后，降温。当模具温度降至50°C以下时，卸压打开炉门取出零件及工装。实施例以目标零件外形作为第一次初始模具型面，建立典型模拟件有限元分析模型，其中模具采用刚性壳单元R3D4进行离散；板料尺寸为751mmX761mmX3mm mm，采用大应变壳单元S4R进行离散。零件材料为铝合金7075T651，蠕变应变材料模型可选用Norton—Baliley蠕变本构方程，根据金属蠕变拉伸及持久试验方法进行蠕变拉伸试验，并采用最小二乘法拟合试验数据，得到A和m、η值，材料基本参数如下表所示。
权利要求
1 .基于有限元模具型面回弹补偿的壁板蠕变时效成形方法，其特征是， (1)基于ABAQUS有限元软件对蠕变时效成形过程进行有限元计算 a)在CATIA中提取目标零件外蒙皮表面作为目标成形零件S，模具Ti(i=0、l、2、…)(当初始计算时Ttl=S),展开后的平板零件为P，并保存为*. iges文件； b)在有限元分析软件中读入模具Ti(i=0、l、2、…)的iges文件以及零件P的iges文件； c)将模具Ti(i=0、l、2、…)设置为刚体，零件P设置为变形体。分别对零件P和模具Ti (i=0、l、2、…)进行网格划分； d)将蠕变应变材料模型赋予零件P的每个单元形成有限元模型。其中蠕变应变材料模型可选用Norton—Baliley螺变本构方程,其方程形式如下所示 ε =A ο mtn 其中A和m、η是与温度有关的材料常数，m大于1，η大于O小于或等于1，它们可由不同应力和温度下的单轴蠕变拉伸曲线确定。根据金属蠕变拉伸及持久试验方法进行蠕变拉伸试验，并采用最小二乘法拟合试验数据，得到A和m、η值； e)螺变时效成形过程中零件P与模具Ti(i=0、l、2、…)之间采用Coulomb摩擦模型，摩擦系数k=0.广0.3。模具Ti (i=0、l、2、…)设置为刚体并且固定。回弹计算时需将零件P与模具Ti (i=0、l、2、…)之间的接触取消。
f)进行蠕变时效成形有限元模拟，获得成形后的零件Fi(i=0、l、2、…)； (2)确定新的模具型面 g)读入模具Ti(i=0、l、2、…)的有限元网格文件、目标成形零件S的有限元网格文件以及成形后的零件Fi (i=0、l、2、…)的有限元网格文件； h)计算回弹后零件匕(i=0、l、2、…)与目标零件S的外形间隙δ，即回弹后零件与目标零件间的法向距离； i)外形间隙δ通过以下方法进行计算模具Ti(i=0、l、2、…)节点BN的法线到回弹后零件Fi (i=0、l、2、…)的单元面FE的距离(设定该距离为S1)和该法线到目标成形零件S的单元面SE的距离(设定该距离为δ2)的差值，即成形后零件Fi (i=0、l、2、…)与目标成形零件S的间隙为δ = S1-S20 j)如果回弹后零件匕(i=0、l、2、…)的所有单元面FE的最大间隙δ_小于或等于工程允许容差值，则结束，输出模具Ti (i=0、l、2、…)的节点数据；否则进入下一步； k)对模具Ti (i=0、l、2、…)型面进行修正； I)对模具型面的修正方法为沿该模具法线反向在与S呈比例系数为c=0. 5^1的位置生成新节点，此即为修正后模具Ti+1 (i=0、l、2、···)的节点AN。对模具Ti (i=0、l、2、···)所有节点BN的空间坐标进行修正，可获得修正后的新模具Ti+1 (i=0、l、2、…)； m)以修正后的模具作为新模具Ti+1 (i=0、l、2、…)，重复(a)- (g)步直到间隙满足可允许的容差； (3)将以网格节点坐标形式表示的模具型面输入到catia软件中，采用QuickSurfaceReconstruction功能进行曲面拟合,最后输出修正后的模具型面； (4)根据以上修整的模具型面建立蠕变时效成形工装； (5)将待加工零件放置在成形工装上，采用整体封装；(6)整体封装完成后，进行抽真空，固定零件； (7)将模具连同零件放入热压罐中，设定成形温度，开启加压系统继续施加压力使零件与模具表面贴合。之后开启加热系统，模具升温，当温度升高到材料时效温度时，进入保温状态； (8)保温结束后，降温。当模具温度降至50°C以下时，卸压打开炉门取出零件及工装。·
全文摘要
本发明属于金属钣金成形技术领域，涉及一种基于有限元模具型面回弹补偿的壁板蠕变时效成形方法。本发明采用基于有限元法确定模具型面，减少大量的工艺试验和修模次数，能够实现对成形零件外形控制，并且提高成形精度；根据对成形件成形过程、回弹过程模拟计算所得到数据，对模具型面进行补偿修正优化，使回弹后的零件达到或接近理想成形件外形，实现对蠕变时效成形过程模具外型面的自动优化。该成形方法可适用的壁板结构形式广，除整体壁板零件外，焊接整体壁板也可采用该方法进行成形，还可有效降低焊接残余应力，增强耐应力腐蚀能力，延长零件的使用寿命。
文档编号G06F17/50GK102930115SQ20121046629
公开日2013年2月13日 申请日期2012年11月16日 优先权日2012年11月16日
发明者曾元松, 黄遐, 王明涛 申请人:中国航空工业集团公司北京航空制造工程研究所