專利名稱：飛行器機、旋翼前緣蒙皮拉壓成形方法及成形模具的制作方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明是一種飛行器機、旋翼前緣蒙皮拉壓成形方法及成形模具，屬于材料的成 形加工技術(shù)領(lǐng)域。
背景技術(shù)：
航空器機、旋翼前緣蒙皮成形技術(shù)屬于直升機關(guān)鍵制造技術(shù)。現(xiàn)在普遍的作法，是 用閘壓成形的方法制造機、旋翼前緣蒙皮。該方法是通過采用不同直徑的間壓棒，按照直徑 由大到小的順序逐道次閘壓成形。加工順序是先成形蒙皮的兩側(cè)，后成形蒙皮頂部，成形過 程中用樣板檢查，成形后切割余量。該方法制造的零件與理論外型之間的偏差為1.5毫米 左右，零件直線度公差為2 3毫米，且零件質(zhì)量不穩(wěn)定。現(xiàn)有的航空器機、旋翼前緣蒙皮閘壓成形該工藝存在的主要問題是閘壓各道次之 間定位不準(zhǔn)確，間壓過程中各成形區(qū)域應(yīng)力分布復(fù)雜，成形過分依賴工人的經(jīng)驗，導(dǎo)致零件 質(zhì)量不穩(wěn)定，成形后零件形面與理論形狀之間差距較大，零件直線度不好。

發(fā)明內(nèi)容
本發(fā)明正是針對上述現(xiàn)有技術(shù)中存在的缺點而設(shè)計提供了一種飛行器機、旋翼前 緣蒙皮拉壓成形方法及成形模具，其目的是解決現(xiàn)有的航空器機、旋翼前緣蒙皮成形過程 中存在的成形形面不好、沿零件長度方向直線度不高的問題。本發(fā)明的目的是通過以下技術(shù)方案來實現(xiàn)的本發(fā)明技術(shù)方案提出了一種飛行器機、旋翼前緣蒙皮拉壓成形方法，其特征在于 該方法的步驟是(1)零件下料后，在拉伸機上沿零件長度方向預(yù)拉伸3% ；(2)對毛坯料進行預(yù)折彎，折彎模的半徑應(yīng)大于成形的零件的頂點處的半徑；(3)將折彎后的毛坯料放在下模上，毛坯料的兩端用夾頭夾持住，并再預(yù)拉；(4)將上模與下模合模，并通過上模對零件毛坯料施以30 50千牛/米的壓力；
(5)將施加在零件毛坯料上的壓力釋放，兩側(cè)夾頭勻速拉伸零件，單側(cè)拉伸速度為 4 8毫米/秒，零件拉伸量為2 4%，拉伸后保持5 10秒；(6)重復(fù)以上第(4)步和第(5)步，共五次，當(dāng)?shù)谖宕螌嵤┮陨系?4)步和第(5) 步時，拉伸量降為0. 5 1 %，完成以上五次操作后，松開夾頭，打開上、下模具，取下零件， 完成切割工作。本發(fā)明技術(shù)方案還提出了一種用于上述飛行器機、旋翼前緣蒙皮拉壓成形方法的 模具，包括上模、下模、夾頭，其特征在于下模為剛性凸模，凸模型面與零件內(nèi)表面一致，上 模為凹模結(jié)構(gòu)，其內(nèi)表面內(nèi)襯聚氨酯，內(nèi)凹的頂部聚氨酯層的邵氏硬度為90，兩側(cè)的側(cè)聚氨 酯層的邵氏硬度為70。上模的頂部聚氨酯層的優(yōu)選的組分及體積比為5075 6414A XD4609 = 25 75 60。
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下模的側(cè)聚氨酯層的優(yōu)選的組分及體積比為5073 5075 XD4609 = 25 · rJ5 · 35ο夾頭由一個夾頭體和三個夾緊塊組成，夾緊塊與夾頭體的夾持面與產(chǎn)品型面一 致，夾持面加工成齒形。本發(fā)明技術(shù)方案摒棄傳統(tǒng)的閘壓成型工藝，提出了沿零件長度方向拉伸與沿徑向 壓彎相結(jié)合的拉壓結(jié)合的綜合成形方法，保證零件成形過程中各個成形區(qū)域沿零件長度方 向都處于拉應(yīng)力狀態(tài)；同時，在成形過程中，剛性凸模與彈性凹模配合使用，在壓彎時，彈性 凹模會對零件在切向方向產(chǎn)生包覆作用，有利于零件的成形。在以上兩個成型工藝的交替 作用下，降低了零件成形后的彈性回彈，提高了零件成形精度和直線度。本發(fā)明技術(shù)方案在零件制造過程中，通過對零件交替進行拉-壓操作，從而改變 在成形過程中零件內(nèi)部的應(yīng)力狀態(tài)，使零件沿長度方向始終處于拉應(yīng)力狀態(tài)，有效解決 殘余應(yīng)力問題，從而解決了零件成形時出現(xiàn)的型面不準(zhǔn)確和翹曲問題。通過對零件實施 拉-壓動作，并通過計算機控制和監(jiān)測，自動探測拉伸過程中的屈服點，從而使成形零件的 質(zhì)量達到預(yù)期的效果，加工零件的一致性較好。在成形時，將預(yù)先折彎的板材放置在金屬凸模上，樹脂上模向沖模閉合。然后兩端 夾頭夾住板材。工件始終處于水平位置，凹面向下。對于某些材料的零件，在閉合模具之前 首先進行3%左右的預(yù)拉伸。第一階段，兩端拉伸缸將材料沿零件長度方向拉伸超過屈服點 達到塑性狀態(tài)；第二階段，垂直油缸驅(qū)動上下模具閉合。上述階段交替進行，在不同的延伸 率下成形零件。針對具體的零件及摩擦情況，在拉伸時，上模可以輕微打開或者僅僅釋放垂 直油缸的液壓力。對于一般的零件來說，以上兩個動作可以交替進行四至五次，每次拉伸量 為 2% -4%。本發(fā)明技術(shù)方案的優(yōu)點是零件形狀更符合模具的形狀，在材料內(nèi)部得到均勻的 而且很小的殘余應(yīng)力，這樣在后續(xù)的加工中，工件也能保持其形狀。零件與理論外型之間的 偏差降低到0. 5毫米以下，零件直線度公差降到0. 5毫米以下。提高了材料的屈服強度。


圖1為本發(fā)明技術(shù)所使用的模具的結(jié)構(gòu)示意2為圖IA向的剖視3為模具夾頭的結(jié)構(gòu)示意圖
具體實施例方式以下將結(jié)合附圖和實施例對本發(fā)明技術(shù)方案作進一步地詳述參見附圖1 3所示，該模具是由成形模具和夾頭兩部分組成，其核心部分為成形 模具，成型模具由下模2和上模1組成，下模2為剛性凸模，凸模型面與零件內(nèi)表面一致，其 材料為45號鋼，淬火至HRC33-38，上模1為凹模結(jié)構(gòu)，它由剛性容框和內(nèi)襯的聚氨酯構(gòu)成， 剛性容框為Q235鋼板焊接結(jié)構(gòu)，內(nèi)襯的聚氨酯包含兩種硬度，以聚氨酯分隔面為界，內(nèi)凹 的頂部聚氨酯層4的邵氏硬度為90，兩側(cè)的側(cè)聚氨酯層5的邵氏硬度為70，頂部聚氨酯層 4的組分及體積比為5075 6414Α XD4609 = 25 75 60。側(cè)聚氨酯層5的組分及 體積比為5073 5075 XD4609 = 25 75 35。夾頭3有兩個，它的功能是實現(xiàn)對產(chǎn)
4品沿長度方向的拉伸，夾頭3由一個夾頭體6和三個夾緊塊7組成，夾緊塊7與夾頭體6的 夾持面與產(chǎn)品型面一致，夾持面加工成齒形，夾頭3的材料為T8鋼，淬火至HRC55-60。本發(fā)明所用的設(shè)備為前緣包片拉形機，型號為BTP30-5100。本發(fā)明拉壓成形方法的步驟是1.零件下料后，在BTP30-5100拉伸機上沿零件長度方向預(yù)拉伸3%，此過程主要 是優(yōu)化毛坯料殘余應(yīng)力的取向；2.對零件毛坯料進行預(yù)折彎，此項工作可以在通用折彎機上進行，也可以利用本 項發(fā)明的工裝完成此項工作，當(dāng)利用通用折彎機折彎時，應(yīng)注意選用的折彎模的半徑應(yīng)大 于成形的零件的頂點處的半徑；3.零件的成形過程首先將上模1和下模2分開，將折彎后的零件毛坯料放在下模2上，毛坯料的兩端 用夾頭3夾持住，并預(yù)拉左右；4.將上模1落下，并通過上模1對零件毛坯料施以30 50千牛/米的壓力；5.將施加在零件上的壓力釋放，兩端夾頭3勻速拉伸零件，單側(cè)拉伸速度為4 8 毫米/秒，零件拉伸量為2 4%，拉伸后保持5 10秒；6.重復(fù)以上第4和第5步，共五次，當(dāng)?shù)谖宕螌嵤┮陨系?和第5步時，將拉伸量 降為0. 5 1 %，其他參數(shù)與前四次相同，完成以上五次操作后，依次松開夾頭3、打開模具， 取下零件，完成切割工作。與現(xiàn)有技術(shù)相比，本發(fā)明技術(shù)方案解決現(xiàn)有的航空器機、旋翼前緣蒙皮成形過程 中存在的成形形面不好、沿零件長度方向直線度不高的問題。
權(quán)利要求
飛行器機、旋翼前緣蒙皮拉壓成形方法，其特征在于該方法的步驟是(1)零件下料后，在拉伸機上沿零件長度方向預(yù)拉伸3％；(2)對毛坯料進行預(yù)折彎，折彎模的半徑應(yīng)大于成形的零件的頂點處的半徑；(3)將折彎后的毛坯料放在下模(2)上，毛坯料的兩端用夾頭(3)夾持住，并再預(yù)拉1％；(4)將上模(1)與下模(2)合模，并通過上模(1)對零件毛坯料施以30～50千牛/米的壓力；(5)將施加在零件毛坯料上的壓力釋放，兩側(cè)夾頭(3)勻速拉伸零件，單側(cè)拉伸速度為4～8毫米/秒，零件拉伸量為2～4％，拉伸后保持5～10秒；(6)重復(fù)以上第(4)步和第(5)步，共五次，當(dāng)?shù)谖宕螌嵤┮陨系?4)步和第(5)步時，拉伸量降為0.5～1％，完成以上五次操作后，松開夾頭(3)，打開上、下模具，取下零件，完成切割工作。
2.一種用于上述權(quán)利要求1所述飛行器機、旋翼前緣蒙皮拉壓成形方法的模具，包括 上模(1)、下模(2)、夾頭(3)，其特征在于下模(2)為剛性凸模，凸模型面與零件內(nèi)表面一 致，上模(1)為凹模結(jié)構(gòu)，其內(nèi)表面內(nèi)襯聚氨酯，內(nèi)凹的頂部聚氨酯層(4)的邵氏硬度為90， 兩側(cè)的側(cè)聚氨酯層(5)的邵氏硬度為70。
3.根據(jù)權(quán)利要求2所述的用于飛行器機、旋翼前緣蒙皮拉壓成形方法的模具，其特 征在于上模(1)的頂部聚氨酯層⑷的組分及體積比為5075 6414A XD4609 = 25 75 60。
4.根據(jù)權(quán)利要求2所述的用于飛行器機、旋翼前緣蒙皮拉壓成形方法的模具，其 特征在于下模(2)的側(cè)聚氨酯層(5)的組分及體積比為5073 5075 XD4609 = 25 · rJ5 · 35ο
5.根據(jù)權(quán)利要求2所述的用于飛行器機、旋翼前緣蒙皮拉壓成形方法的模具，其特征 在于夾頭⑶由一個夾頭體(6)和三個夾緊塊(7)組成，夾緊塊(7)與夾頭體(6)的夾持 面與產(chǎn)品型面一致，夾持面加工成齒形。
全文摘要
飛行器機、旋翼前緣蒙皮拉壓成形方法及成形模具，本發(fā)明技術(shù)方案摒棄傳統(tǒng)的閘壓成型工藝，提出了沿零件長度方向拉伸與沿徑向壓彎相結(jié)合的拉壓結(jié)合的綜合成形方法，保證零件成形過程中各個成形區(qū)域沿零件長度方向都處于拉應(yīng)力狀態(tài)；同時，在成形過程中，剛性凸模與彈性凹模配合使用，在壓彎時，彈性凹模會對零件在切向方向產(chǎn)生包覆作用，有利于零件的成形。在以上兩個成型工藝的交替作用下，降低了零件成形后的彈性回彈，提高了零件成形精度和直線度。
文檔編號B21D37/10GK101890453SQ201010229129
公開日2010年11月24日 申請日期2010年7月19日 優(yōu)先權(quán)日2010年7月19日
發(fā)明者侯本來, 劉軍基, 曹晉 申請人:哈爾濱飛機工業(yè)集團有限責(zé)任公司