专利名称：飞行器机、旋翼前缘蒙皮拉压成形方法及成形模具的制作方法
技术领域：
本发明是一种飞行器机、旋翼前缘蒙皮拉压成形方法及成形模具，属于材料的成 形加工技术领域。
背景技术：
航空器机、旋翼前缘蒙皮成形技术属于直升机关键制造技术。现在普遍的作法，是 用闸压成形的方法制造机、旋翼前缘蒙皮。该方法是通过采用不同直径的间压棒，按照直径 由大到小的顺序逐道次闸压成形。加工顺序是先成形蒙皮的两侧，后成形蒙皮顶部，成形过 程中用样板检查，成形后切割余量。该方法制造的零件与理论外型之间的偏差为1.5毫米 左右，零件直线度公差为2 3毫米，且零件质量不稳定。现有的航空器机、旋翼前缘蒙皮闸压成形该工艺存在的主要问题是闸压各道次之 间定位不准确，间压过程中各成形区域应力分布复杂，成形过分依赖工人的经验，导致零件 质量不稳定，成形后零件形面与理论形状之间差距较大，零件直线度不好。
发明内容
本发明正是针对上述现有技术中存在的缺点而设计提供了一种飞行器机、旋翼前 缘蒙皮拉压成形方法及成形模具，其目的是解决现有的航空器机、旋翼前缘蒙皮成形过程 中存在的成形形面不好、沿零件长度方向直线度不高的问题。本发明的目的是通过以下技术方案来实现的本发明技术方案提出了一种飞行器机、旋翼前缘蒙皮拉压成形方法，其特征在于 该方法的步骤是(1)零件下料后，在拉伸机上沿零件长度方向预拉伸3% ；(2)对毛坯料进行预折弯，折弯模的半径应大于成形的零件的顶点处的半径；(3)将折弯后的毛坯料放在下模上，毛坯料的两端用夹头夹持住，并再预拉；(4)将上模与下模合模，并通过上模对零件毛坯料施以30 50千牛/米的压力；
(5)将施加在零件毛坯料上的压力释放，两侧夹头勻速拉伸零件，单侧拉伸速度为 4 8毫米/秒，零件拉伸量为2 4%，拉伸后保持5 10秒；(6)重复以上第(4)步和第(5)步，共五次，当第五次实施以上第(4)步和第(5) 步时，拉伸量降为0. 5 1 %，完成以上五次操作后，松开夹头，打开上、下模具，取下零件， 完成切割工作。本发明技术方案还提出了一种用于上述飞行器机、旋翼前缘蒙皮拉压成形方法的 模具，包括上模、下模、夹头，其特征在于下模为刚性凸模，凸模型面与零件内表面一致，上 模为凹模结构，其内表面内衬聚氨酯，内凹的顶部聚氨酯层的邵氏硬度为90，两侧的侧聚氨 酯层的邵氏硬度为70。上模的顶部聚氨酯层的优选的组分及体积比为5075 6414A XD4609 = 25 75 60。
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下模的侧聚氨酯层的优选的组分及体积比为5073 5075 XD4609 = 25 · rJ5 · 35ο夹头由一个夹头体和三个夹紧块组成，夹紧块与夹头体的夹持面与产品型面一 致，夹持面加工成齿形。本发明技术方案摒弃传统的闸压成型工艺，提出了沿零件长度方向拉伸与沿径向 压弯相结合的拉压结合的综合成形方法，保证零件成形过程中各个成形区域沿零件长度方 向都处于拉应力状态；同时，在成形过程中，刚性凸模与弹性凹模配合使用，在压弯时，弹性 凹模会对零件在切向方向产生包覆作用，有利于零件的成形。在以上两个成型工艺的交替 作用下，降低了零件成形后的弹性回弹，提高了零件成形精度和直线度。本发明技术方案在零件制造过程中，通过对零件交替进行拉-压操作，从而改变 在成形过程中零件内部的应力状态，使零件沿长度方向始终处于拉应力状态，有效解决 残余应力问题，从而解决了零件成形时出现的型面不准确和翘曲问题。通过对零件实施 拉-压动作，并通过计算机控制和监测，自动探测拉伸过程中的屈服点，从而使成形零件的 质量达到预期的效果，加工零件的一致性较好。在成形时，将预先折弯的板材放置在金属凸模上，树脂上模向冲模闭合。然后两端 夹头夹住板材。工件始终处于水平位置，凹面向下。对于某些材料的零件，在闭合模具之前 首先进行3%左右的预拉伸。第一阶段，两端拉伸缸将材料沿零件长度方向拉伸超过屈服点 达到塑性状态；第二阶段，垂直油缸驱动上下模具闭合。上述阶段交替进行，在不同的延伸 率下成形零件。针对具体的零件及摩擦情况，在拉伸时，上模可以轻微打开或者仅仅释放垂 直油缸的液压力。对于一般的零件来说，以上两个动作可以交替进行四至五次，每次拉伸量 为 2% -4%。本发明技术方案的优点是零件形状更符合模具的形状，在材料内部得到均勻的 而且很小的残余应力，这样在后续的加工中，工件也能保持其形状。零件与理论外型之间的 偏差降低到0. 5毫米以下，零件直线度公差降到0. 5毫米以下。提高了材料的屈服强度。
图1为本发明技术所使用的模具的结构示意2为图IA向的剖视3为模具夹头的结构示意图
具体实施例方式以下将结合附图和实施例对本发明技术方案作进一步地详述参见附图1 3所示，该模具是由成形模具和夹头两部分组成，其核心部分为成形 模具，成型模具由下模2和上模1组成，下模2为刚性凸模，凸模型面与零件内表面一致，其 材料为45号钢，淬火至HRC33-38，上模1为凹模结构，它由刚性容框和内衬的聚氨酯构成， 刚性容框为Q235钢板焊接结构，内衬的聚氨酯包含两种硬度，以聚氨酯分隔面为界，内凹 的顶部聚氨酯层4的邵氏硬度为90，两侧的侧聚氨酯层5的邵氏硬度为70，顶部聚氨酯层 4的组分及体积比为5075 6414Α XD4609 = 25 75 60。侧聚氨酯层5的组分及 体积比为5073 5075 XD4609 = 25 75 35。夹头3有两个，它的功能是实现对产
4品沿长度方向的拉伸，夹头3由一个夹头体6和三个夹紧块7组成，夹紧块7与夹头体6的 夹持面与产品型面一致，夹持面加工成齿形，夹头3的材料为T8钢，淬火至HRC55-60。本发明所用的设备为前缘包片拉形机，型号为BTP30-5100。本发明拉压成形方法的步骤是1.零件下料后，在BTP30-5100拉伸机上沿零件长度方向预拉伸3%，此过程主要 是优化毛坯料残余应力的取向；2.对零件毛坯料进行预折弯，此项工作可以在通用折弯机上进行，也可以利用本 项发明的工装完成此项工作，当利用通用折弯机折弯时，应注意选用的折弯模的半径应大 于成形的零件的顶点处的半径；3.零件的成形过程首先将上模1和下模2分开，将折弯后的零件毛坯料放在下模2上，毛坯料的两端 用夹头3夹持住，并预拉左右；4.将上模1落下，并通过上模1对零件毛坯料施以30 50千牛/米的压力；5.将施加在零件上的压力释放，两端夹头3勻速拉伸零件，单侧拉伸速度为4 8 毫米/秒，零件拉伸量为2 4%，拉伸后保持5 10秒；6.重复以上第4和第5步，共五次，当第五次实施以上第4和第5步时，将拉伸量 降为0. 5 1 %，其他参数与前四次相同，完成以上五次操作后，依次松开夹头3、打开模具， 取下零件，完成切割工作。与现有技术相比，本发明技术方案解决现有的航空器机、旋翼前缘蒙皮成形过程 中存在的成形形面不好、沿零件长度方向直线度不高的问题。
权利要求
飞行器机、旋翼前缘蒙皮拉压成形方法，其特征在于该方法的步骤是(1)零件下料后，在拉伸机上沿零件长度方向预拉伸3％；(2)对毛坯料进行预折弯，折弯模的半径应大于成形的零件的顶点处的半径；(3)将折弯后的毛坯料放在下模(2)上，毛坯料的两端用夹头(3)夹持住，并再预拉1％；(4)将上模(1)与下模(2)合模，并通过上模(1)对零件毛坯料施以30～50千牛/米的压力；(5)将施加在零件毛坯料上的压力释放，两侧夹头(3)匀速拉伸零件，单侧拉伸速度为4～8毫米/秒，零件拉伸量为2～4％，拉伸后保持5～10秒；(6)重复以上第(4)步和第(5)步，共五次，当第五次实施以上第(4)步和第(5)步时，拉伸量降为0.5～1％，完成以上五次操作后，松开夹头(3)，打开上、下模具，取下零件，完成切割工作。
2.一种用于上述权利要求1所述飞行器机、旋翼前缘蒙皮拉压成形方法的模具，包括 上模(1)、下模(2)、夹头(3)，其特征在于下模(2)为刚性凸模，凸模型面与零件内表面一 致，上模(1)为凹模结构，其内表面内衬聚氨酯，内凹的顶部聚氨酯层(4)的邵氏硬度为90， 两侧的侧聚氨酯层(5)的邵氏硬度为70。
3.根据权利要求2所述的用于飞行器机、旋翼前缘蒙皮拉压成形方法的模具，其特 征在于上模(1)的顶部聚氨酯层⑷的组分及体积比为5075 6414A XD4609 = 25 75 60。
4.根据权利要求2所述的用于飞行器机、旋翼前缘蒙皮拉压成形方法的模具，其 特征在于下模(2)的侧聚氨酯层(5)的组分及体积比为5073 5075 XD4609 = 25 · rJ5 · 35ο
5.根据权利要求2所述的用于飞行器机、旋翼前缘蒙皮拉压成形方法的模具，其特征 在于夹头⑶由一个夹头体(6)和三个夹紧块(7)组成，夹紧块(7)与夹头体(6)的夹持 面与产品型面一致，夹持面加工成齿形。
全文摘要
飞行器机、旋翼前缘蒙皮拉压成形方法及成形模具，本发明技术方案摒弃传统的闸压成型工艺，提出了沿零件长度方向拉伸与沿径向压弯相结合的拉压结合的综合成形方法，保证零件成形过程中各个成形区域沿零件长度方向都处于拉应力状态；同时，在成形过程中，刚性凸模与弹性凹模配合使用，在压弯时，弹性凹模会对零件在切向方向产生包覆作用，有利于零件的成形。在以上两个成型工艺的交替作用下，降低了零件成形后的弹性回弹，提高了零件成形精度和直线度。
文档编号B21D37/10GK101890453SQ201010229129
公开日2010年11月24日 申请日期2010年7月19日 优先权日2010年7月19日
发明者侯本来, 刘军基, 曹晋 申请人:哈尔滨飞机工业集团有限责任公司