复杂空间走向大管径薄壁管路成形方法及装置与流程

本发明涉及弯管制造塑性加工技术领域，具体涉及一种复杂空间走向大管径薄壁管路成形方法及装置。

背景技术：

金属管材由于具有重量轻、强度高等优点，广泛应用于机械、汽车等领域中结构件的制造，同时也可以作为各种流体介质传输的载体。管材的供货状态多为直管，在实际应用时，很多场合都需要预先进行弯曲加工，可根据使用要求选择不同的加工方法，其中数控弯管机可以按照要求准确、平稳地进行管材的弯曲加工，成形精度高、工艺稳定性好，适合于各种管材的精密弯曲成形。

近年来，复杂空间走向薄壁弯管件在航空、航天等高技术领域中日益广泛应用。复杂空间走向薄壁弯管主要用于安装空间小、部件结构紧凑的场合输送液态或气态流体的低压管路中，多用于航空航天飞行器燃油系统和排气系统等领域。随着飞行器轻量化的发展需求，整个飞行器内部电气元件和导管的配合越来越紧密，对发动机的空间尺寸要求越小越好，既要满足绕开电气原件需求，也要满足绕着舱壁布置管路，因而整个系统中的复杂空间走向薄壁弯管件的需求量也越来也大。

目前在复杂空间走向薄壁弯管件的加工方面因受设备、模具及材料的限制，工艺上一直没有得到大的突破，所以至今还很难提供完全符合要求的产品。因为在薄壁数控弯管过程中，数控弯管机只能执行在一个平面上的绕弯成形，无法在同一个部位同时成形具有两个方向的复杂空间走向薄壁弯管件，因而不得不采用传统的铸件管路代替复杂空间走向的管材管路；由于铸件产品存在体积大且笨重、工作面粗糙且还容易有砂孔，进而导致流量达不到设计要求。因而发展复杂空间走向薄壁弯管件的成形技术已成为迫切需要解决的关键问题和重要发展方向。

技术实现要素：

(一)要解决的技术问题

本发明要解决的技术问题是：如何设计一种复杂空间走向薄壁管路成形方法及其成形装置，以克服目前复杂空间走向的管路采用传统铸造生产的方法所出现的铸件产品存在体积大且笨重、工作面粗糙且还容易有砂孔的质量问题。

(二)技术方案

为了解决上述技术问题，本发明提供了一种复杂空间走向大管径薄壁管路成形装置，包括压弯模具下模2、压弯模具上模3和导向块5；

所述压弯模具上模3和压弯模具下模2的成形槽直径均比导管1外径大0.4～0.8mm；在所述压弯模具上模3和压弯模具下模2的成形槽直径表面均划有理论长度划痕；所述压弯模具上模3的接触分型面以导管1轴线外径最大轮廓处为分界面向上偏移0.1～0.3mm；所述压弯模具下模2接触分型面以导管1轴线外径最大轮廓处为分界面向下偏移0.1～0.3mm；所述压弯模具上模3与压弯模具下模2通过所述导向块5进行导向，所述导向块5与压弯模具上模3连接；所述压弯模具上模3上在紧挨导管1外径处设有多个导向销7进行内导向；压弯模具下模2上设有多个起重吊环6。

优选地，所述划痕深度不超过0.15mm。

优选地，所述导向块5与压弯模具上模3通过紧固螺钉4进行紧固螺接。

优选地，所述压弯模具上模3上在紧挨导管1外径处有4个导向销7进行内导向。

优选地，所述压弯模具下模2上有4个起重吊环6。

本发明还提供了一种利用所述装置实现复杂空间走向大管径薄壁管路成形的方法，包括以下步骤：

S1、通过导管1的理论模型轴线长度计算导管1的理论锯切下料长度，并进行下料；

S2、通过试验和测量确定第一个弯的回弹角，将理论弯曲角度减去回弹角确定为第一个弯的弯曲角度并通过数控弯管机进行编程，进行数据传递实现导管1第一个弯的精确弯曲成形；

S3、通过试验和测量确定第二个弯的回弹角，将理论弯曲角度减去回弹角确定为第二个弯的弯曲角度并通过数控弯管机进行编程，进行数据传递实现导管1第二个弯的精确弯曲成形；

S4、对已成形的导管1进行退火，退火温度在再结晶退火温度值加10℃，保温时间为1h～2h，随炉子冷却；

S5、对压弯模具上模3与压弯模具下模2在装配闭合状态下在压力机的上平台和下平台进行装夹固定；

S6、往退火后的导管内填充石英砂，对导管1两端进行封焊，并将导管1在压弯模具下模2上的成形槽两端口进行定位；

S7、将压弯模具上模3固定在压力机上平台上，压力机上平台下行，压弯模具上模3最低点与导管1接触后，下行速度保持在一定水平，在下降过程中导管1通过成形槽和4个导向销7进行限位；在导管1上的两个弯部分进入成形槽后，降低上平台的下降速度，下行速度保持在一定水平，直至成形行程结束；

S8、压弯模具上模3和压弯模具下模2接触贴合后，保压15～20s，成形压力不小于60吨；

S9、上平台往上运行到安全距离后，将成形后的导管1取出，并进行退火，退火温度在再结晶退火温度值下减30℃，保温时间为0.5～1.5h，随炉子冷却；

S10、将退火后的导管1放入压弯模具下模2的成形槽内，压力机上平台下行，压弯模具上模3和压弯模具下模2接触贴合后，保压10～15s，成形压力不小于80吨；

S11、以导管1表面上在成形过程中留下的理论长度划痕为基准，锯切成形后导管1的两端余量，并倒掉导管1中的石英砂。

优选地，在步骤S11之后还包括步骤S12、打磨去除导管1两端的毛刺，并酸洗去除导管1内外表面氧化皮。

优选地，步骤S7中，压弯模具上模3最低点与导管1接触后，下行速度保持在3mm/s～5mm/s；在导管1上的两个弯部分进入成形槽后，上平台的下行速度保持在1mm/s～2mm/s，直至成形行程结束。

优选地，步骤S4中，退火温度为375℃，保温时间为1h。

优选地，步骤S9中，退火温度为345℃，保温时间为0.5h。

(三)有益效果

本发明通过数控绕弯成形加模具压弯相结合的方法设计了一种复杂空间走向薄壁管路成形方法及其成形装置，替代了复杂空间走向的管路采用传统铸造生产的方法，避免了铸件产品存在体积大且笨重、工作面粗糙且还容易有砂孔的质量问题。整个成形方法和装置结构合理、方法可行且可靠、操作方便且能确保弯管质量，大大提高了生产的效率。成形的导管能够满足航空航天飞行器要求。

附图说明

图1为本发明实施例的复杂空间走向薄壁管路压弯装置主体结构示意图；

图2为本发明实施例的中压弯模具下模结构示意图；

图3为本发明实施例的压弯模具上模结构示意图。

具体实施方式

为使本发明的目的、内容、和优点更加清楚，下面结合附图和实施例，对本发明的具体实施方式作进一步详细描述。

本发明提供的复杂空间走向大管径薄壁管路成形装置，如图1、图2、图3所示，包括压弯模具下模2、压弯模具上模3和导向块5。

为了弯管后的导管1能够顺利压入模具，压弯模具上模3和压弯模具下模2的成形槽直径均比导管1外径大0.4mm；通过在成形槽直径表面划理论长度刻度痕线(划痕深度不超过0.15mm)，以方便成形后去除导管1两端余量；为保证复杂空间走向薄壁管路在压弯模具下压方向的形状精度，压弯模具上模3接触分型面以导管1轴线外径最大轮廓处为分界面向上偏移0.1mm；压弯模具下模2接触分型面以导管1轴线外径最大轮廓处为分界面向下偏移0.1mm；压弯模具上模3与压弯模具下模2通过导向块5进行导向，导向块5与压弯模具上模3通过紧固螺钉4进行紧固螺接；压弯模具上模3上在紧挨导管1外径处有4个导向销7进行内导向，避免导管1在成形过程中出现窜动；压弯模具下模2上有4个起重吊环6，以方便模具的起吊和运输。

本发明实施例选用的铝合金管件为5A03管材，规格为Φ38mm×1.5mm(管材外径×壁厚)，弯曲半径为R76,即相对弯曲半径(弯曲半径/管材外径)约为2。

本发明实施例采用上述装置实现的、对上述管件实现管路成形工艺流程，包括如下步骤：

S1)通过导管1的理论模型轴线长度计算导管1的理论锯切下料长度，并完成下料。

S2)通过试验和测量确定第一个弯的回弹角，将理论弯曲角度减去回弹角确定为第一个弯的弯曲角度并通过数控弯管机进行编程，进行数据传递实现导管1第一个弯的精确弯曲成形。

S3)通过试验和测量确定第二个弯的回弹角，将理论弯曲角度减去回弹角确定为第二个弯的弯曲角度并通过数控弯管机进行编程，进行数据传递实现导管1第二个弯的精确弯曲成形。

S4)对已成形的导管1进行退火，退火温度在再结晶退火温度值加10℃，退火温度为375℃，保温时间为1h，随炉子冷却。

S5)为避免在压力机平台上发生装配错位，对压弯模具上模3与压弯模具下模2在装配闭合状态下在压力机的上平台和下平台进行装夹固定。

S6)往退火后的导管1内填充石英砂，石英砂要求清洁无杂质，干燥和颗粒度为100目，石英砂要求压实，导管1两端进行封焊。并将导管1在压弯模具下模2上的成形槽两端口进行定位。

S7)压弯模具上模3固定在压力机上平台上，压力机上平台下行，压弯模具上模3最低点与导管1接触后，下行速度保持在3mm/s，在缓慢下降的过程中导管1通过成形槽和4个导向销7进行限位；在导管1上的两个弯部分进入成形槽后，降低上平台的下降速度，下行速度保持在1mm/s，直至成形行程结束。

S8)压弯模具上模3和压弯模具下模2接触贴合后，保压20s，成形压力为60吨。

S9)上平台往上运行到安全距离后，将成形后的导管取出，并进行退火，退火温度在再结晶退火温度值下减30℃，退火温度为345℃，保温时间为0.5h，随炉子冷却。

S10)将退火后的导管1放入压弯模具下模2的成形槽内，压力机上平台下行，压弯模具上模3和压弯模具下模2接触贴合后，保压10s，成形压力为90吨。

S11)以导管1表面上在成形过程中留下的理论长度划痕为基准，锯切成形后导管1的两端余量，并倒掉导管1中的石英砂。

S12)打磨去除导管1两端的毛刺，并酸洗去除导管内外表面氧化皮。

以上所述仅是本发明的优选实施方式，应当指出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明技术原理的前提下，还可以做出若干改进和变形，这些改进和变形也应视为本发明的保护范围。