一種雙向拉伸的航空鈑金件沖壓成形方法及其模具與流程

本發明屬于，具體涉及一種雙向拉伸的航空鈑金件沖壓成形方法及其模具。

背景技術：

雙向拉伸的航空鈑金件為高溫合金板材為原材料的沖壓件，該類零件兩個方向均有拉伸量，且拉伸量較大，要求的成形表面質量高，零件表面不允許有波棱、開裂等缺陷，見圖1、圖2。雙向拉伸類航空鈑金件一次成型難度較大，由于一次凸凹模合模成型，毛料走料困難，極易出現拉裂，起皺等情況，目前雙向拉伸的航空鈑金件沖壓成形工藝為：將該零件分解成兩個零件分別拉伸成形，見圖3、圖4。對零件①車外圓加工和零件②車內圓加工后，將兩零件焊接為一個整體，見圖5。該種加工方法對車加工精度要求較高，兩零件對接縫隙寬度不允許大于0.2mm，且焊接加工過程容易產生焊接變形，焊縫凸起需打磨與零件表面齊平，嚴重影響零件形面及表面質量，影響零件強度。此外，現有的制造工藝路線附帶X光檢查、焊后熱處理、腐蝕及打磨焊縫等多道工序，制造成本較高，生產周期過長。人們迫切希望獲得一種技術效果優良的雙向拉伸的航空鈑金件沖壓成形方法及其模具。

技術實現要素：

本發明的目的是提供一種技術效果優良的雙向拉伸的航空鈑金件沖壓成形方法及其模具。以便解決雙向拉伸類航空鈑金件需分解成型后焊接為一個整體的技術缺陷，實現航空鈑金件整體二次沖壓成形；以便明顯改善零件形面及表面質量，避免了焊縫的存在對零件質量的影響，同時降低該零件的制造成本及生產周期。

本發明提供了一種雙向拉伸的航空鈑金件沖壓成形方法；其特征在于：依次要求如下：

首先，進行計算和仿真模擬得知：只進行一次凸凹模合模，當壓邊力小于4MPa時，零件外圍法蘭邊起皺嚴重，壓邊力大于4MPa時零件走料困難容易產生拉伸裂紋，故故使用一次凸凹模合模難以實現零件的拉伸成型；研究發現，首先完成外部向下拉伸，因所需壓邊力較小約為2MPa，壓邊較窄，走料容易，外圍法蘭邊不易起皺；之后再進行中間向上拉伸，外部已拉伸部位起到周向硬筋作用，能有效限制零件起皺；通過前述研究和分析，能夠確定優選的航空鈑金件沖壓成形過程；

所述雙向拉伸的航空鈑金件沖壓成形方法，其特征在于：雙向拉伸的航空鈑金件沖壓成形方法中，在前述首先進行計算和仿真模擬的基礎上，進入下一步：

其次，計算零件拉伸過程、毛料走料方式及毛料尺寸計算，根據對零件成形過程的模擬，第一步拉伸零件外圍法蘭邊向內走料，完成第一步拉伸零件外圍法蘭邊向內走料約8mm；第二步拉伸，零件由內部圓孔處向外走料，完成第二步拉伸內部圓孔半徑擴大6mm±1mm，經計算初步確定零件成形所需毛料形狀及具體尺寸，見圖6；

再次，設計、制造并使用拉伸成形模具，見圖7；該模具由上模和下模兩大部分構成；其中，下模構成如下：下模座1、壓盤2、下凹模3、下凸模4；上模構成如下：上模座5、壓邊圈6、上凸凹模7、復位結構8組成；下凸模4與下模座1固定連接且下凸模4布置在下模座1內腔中；下模座1外側還設置有用于向下壓緊下模座1外邊沿并對其在豎直方向進行限位的環狀的壓盤2；下凹模3下部還連接著液壓機頂桿10；

上凸凹模7和上模座5也固定連接為一體，上凸凹模7外側還設置有用于向上勾住上模座5外邊沿并對其在豎直方向進行限位的環狀的壓邊圈6；壓邊圈6與上模座5之間還設置有受壓且始終有相對遠離趨勢的復位結構8；下模座1和上模座5之間還設置有升降動作機構9用以控制二者之間相對靠近或者遠離的平動動作；

在進行航空鈑金件沖壓成形操作時，液壓機頂桿10將下凹模3頂起，將環形毛料(參見圖6)放到下凹模3的環形槽內定位，升降動作機構9帶動上凸凹模7和上模座5即上模下行，壓邊圈6與下凹模3接觸，液壓機頂桿10上行將復位結構8壓縮；上凸凹模7和上模座5即上模繼續下行直到復位結構8完全被壓縮；待壓邊圈6與上模座5完全接觸，完成第一步拉伸，見圖8；升降動作機構9繼續下行，上凸凹模7與下凹模3接觸，液壓機頂桿10被壓縮，下凹模3被壓下行，下凸模4相對升起，進入上凸凹模7型腔內，此時下凹模3起到壓邊圈6的作用，防止零件起皺，直到完全合模，完成第二步拉伸，見圖9。

所述雙向拉伸的航空鈑金件沖壓成形方法，其特征在于：復位結構8具體是壓縮彈簧組。

本發明還要求包括一種雙向拉伸的航空鈑金件沖壓成形模具，應用在雙向拉伸的航空鈑金件沖壓成形方法中；其特征在于：所述雙向拉伸的航空鈑金件沖壓成形模具由上模和下模兩大部分構成；其中，下模構成如下：下模座1、壓盤2、下凹模3、下凸模4；上模構成如下：上模座5、壓邊圈6、上凸凹模7、復位結構8組成；下凸模4與下模座1固定連接且下凸模4布置在下模座1內腔中；下模座1外側還設置有用于向下壓緊下模座1外邊沿并對其在豎直方向進行限位的環狀的壓盤2；下凹模3下部還連接著液壓機頂桿10；

上凸凹模7和上模座5也固定連接為一體，上凸凹模7外側還設置有用于向上勾住上模座5外邊沿并對其在豎直方向進行限位的環狀的壓邊圈6；壓邊圈6與上模座5之間還設置有受壓且始終有相對遠離趨勢的復位結構8；下模座1和上模座5之間還設置有升降動作機構9用以控制二者之間相對靠近或者遠離的平動動作；

在進行航空鈑金件沖壓成形操作時，液壓機頂桿10將下凹模3頂起，將環形毛料放到下凹模3的環形槽內定位，升降動作機構9帶動上凸凹模7和上模座5即上模下行，壓邊圈6與下凹模3接觸，液壓機頂桿10上行將復位結構8壓縮；上凸凹模7和上模座5即上模繼續下行直到復位結構8完全被壓縮；待壓邊圈6與上模座5完全接觸，完成第一步拉伸，見圖8；升降動作機構9繼續下行，上凸凹模7與下凹模3接觸，液壓機頂桿10被壓縮，下凹模3被壓下行，下凸模4相對升起，進入上凸凹模7型腔內，此時下凹模3起到壓邊圈6的作用，防止零件起皺，直到完全合模，完成第二步拉伸，見圖9。

復位結構8優選具體是壓縮彈簧組。

采用本發明所述的雙向拉伸的航空鈑金件沖壓成形方法和模具，可以實現雙向拉伸的航空鈑金件沖壓成形，解決了之前該類零件必須分解為兩個單獨零件拉伸后焊接成形的技術難題，實現了零件整體成形快速制造；也同時還解決了零件拉裂、型面不合格等問題。本發明所述的成形工藝及模具較改進前能夠省去1道沖壓成形工序、2道車加工工序和1道焊接工序，省去焊后熱處理、腐蝕、X光檢查及打磨焊縫等工序，提高零件的制造效率3倍以上，降低零件制造工藝成本70％以上。其具有可預期的較為巨大的經濟價值和社會價值。

附圖說明

下面結合附圖及實施方式對本發明作進一步詳細的說明：

圖1為雙向拉伸的航空鈑金件結構示意簡圖主視圖；

圖2為與圖1對應的雙向拉伸的航空鈑金件結構示意簡圖俯視圖；

圖3為傳統方法分解成兩個零件分別拉伸的零件分解部分之一；

圖4為與圖3配合的使用傳統方法分解成兩個零件分別拉伸的零件分解部分之二；

圖5為與圖2圖3配合的使用傳統方法分解成兩個零件分別拉伸后零件焊接為一個整體的結構示意簡圖；

圖6為實施例1雙向拉伸的航空鈑金件拉伸成形前的毛料示意圖；

圖7為雙向拉伸的航空鈑金件沖壓成形復合沖壓模具示意圖；

圖8為完成第一步拉伸模具及零件狀態示意圖；

圖9為完成第二步拉伸模具及零件狀態示意圖。

具體實施方式

實施例1

本實施例的目的是提供一種技術效果優良的雙向拉伸的航空鈑金件沖壓成形方法及其模具。以便解決雙向拉伸類航空鈑金件需分解成型后焊接為一個整體的技術缺陷，實現航空鈑金件整體二次沖壓成形；以便明顯改善零件形面及表面質量，避免了焊縫的存在對零件質量的影響，同時降低該零件的制造成本及生產周期。

本實施例提供了一種雙向拉伸的航空鈑金件沖壓成形方法；依次要求如下：

首先，進行計算和仿真模擬得知：只進行一次凸凹模合模，當壓邊力小于4MPa時，零件外圍法蘭邊起皺嚴重，壓邊力大于4MPa時零件走料困難容易產生拉伸裂紋，故故使用一次凸凹模合模難以實現零件的拉伸成型；研究發現，首先完成外部向下拉伸，因所需壓邊力較小約為2MPa，壓邊較窄，走料容易，外圍法蘭邊不易起皺；之后再進行中間向上拉伸，外部已拉伸部位起到周向硬筋作用，能有效限制零件起皺；通過前述研究和分析，能夠確定優選的航空鈑金件沖壓成形過程；

雙向拉伸的航空鈑金件沖壓成形方法中，在前述首先進行計算和仿真模擬的基礎上，進入下一步：

其次，計算零件拉伸過程、毛料走料方式及毛料尺寸計算，根據對零件成形過程的模擬，第一步拉伸零件外圍法蘭邊向內走料，完成第一步拉伸零件外圍法蘭邊向內走料約8mm；第二步拉伸，零件由內部圓孔處向外走料，完成第二步拉伸內部圓孔半徑擴大6mm±1mm，經計算初步確定零件成形所需毛料形狀及具體尺寸，見圖6；

再次，設計、制造并使用拉伸成形模具，見圖7；該模具由上模和下模兩大部分構成；其中，下模構成如下：下模座1、壓盤2、下凹模3、下凸模4；上模構成如下：上模座5、壓邊圈6、上凸凹模7、復位結構8組成；下凸模4與下模座1固定連接且下凸模4布置在下模座1內腔中；下模座1外側還設置有用于向下壓緊下模座1外邊沿并對其在豎直方向進行限位的環狀的壓盤2；下凹模3下部還連接著液壓機頂桿10；

上凸凹模7和上模座5也固定連接為一體，上凸凹模7外側還設置有用于向上勾住上模座5外邊沿并對其在豎直方向進行限位的環狀的壓邊圈6；壓邊圈6與上模座5之間還設置有受壓且始終有相對遠離趨勢的復位結構8；下模座1和上模座5之間還設置有升降動作機構9用以控制二者之間相對靠近或者遠離的平動動作；

在進行航空鈑金件沖壓成形操作時，液壓機頂桿10將下凹模3頂起，將環形毛料(參見圖6)放到下凹模3的環形槽內定位，升降動作機構9帶動上凸凹模7和上模座5即上模下行，壓邊圈6與下凹模3接觸，液壓機頂桿10上行將復位結構8壓縮；上凸凹模7和上模座5即上模繼續下行直到復位結構8完全被壓縮；待壓邊圈6與上模座5完全接觸，完成第一步拉伸，見圖8；升降動作機構9繼續下行，上凸凹模7與下凹模3接觸，液壓機頂桿10被壓縮，下凹模3被壓下行，下凸模4相對升起，進入上凸凹模7型腔內，此時下凹模3起到壓邊圈6的作用，防止零件起皺，直到完全合模，完成第二步拉伸，見圖9。

復位結構8具體是壓縮彈簧組。

本實施例還涉及一種雙向拉伸的航空鈑金件沖壓成形模具，應用在雙向拉伸的航空鈑金件沖壓成形方法中；所述雙向拉伸的航空鈑金件沖壓成形模具由上模和下模兩大部分構成；其中，下模構成如下：下模座1、壓盤2、下凹模3、下凸模4；上模構成如下：上模座5、壓邊圈6、上凸凹模7、復位結構8組成；下凸模4與下模座1固定連接且下凸模4布置在下模座1內腔中；下模座1外側還設置有用于向下壓緊下模座1外邊沿并對其在豎直方向進行限位的環狀的壓盤2；下凹模3下部還連接著液壓機頂桿10；

上凸凹模7和上模座5也固定連接為一體，上凸凹模7外側還設置有用于向上勾住上模座5外邊沿并對其在豎直方向進行限位的環狀的壓邊圈6；壓邊圈6與上模座5之間還設置有受壓且始終有相對遠離趨勢的復位結構8；下模座1和上模座5之間還設置有升降動作機構9用以控制二者之間相對靠近或者遠離的平動動作；

在進行航空鈑金件沖壓成形操作時，液壓機頂桿10將下凹模3頂起，將環形毛料放到下凹模3的環形槽內定位，升降動作機構9帶動上凸凹模7和上模座5即上模下行，壓邊圈6與下凹模3接觸，液壓機頂桿10上行將復位結構8壓縮；上凸凹模7和上模座5即上模繼續下行直到復位結構8完全被壓縮；待壓邊圈6與上模座5完全接觸，完成第一步拉伸，見圖8；升降動作機構9繼續下行，上凸凹模7與下凹模3接觸，液壓機頂桿10被壓縮，下凹模3被壓下行，下凸模4相對升起，進入上凸凹模7型腔內，此時下凹模3起到壓邊圈6的作用，防止零件起皺，直到完全合模，完成第二步拉伸，見圖9。

復位結構8具體是壓縮彈簧組。

采用本實施例所述的雙向拉伸的航空鈑金件沖壓成形方法和模具，可以實現雙向拉伸的航空鈑金件沖壓成形，解決了之前該類零件必須分解為兩個單獨零件拉伸后焊接成形的技術難題，實現了零件整體成形快速制造；也同時還解決了零件拉裂、型面不合格等問題。本實施例所述的成形工藝及模具較改進前能夠省去1道沖壓成形工序、2道車加工工序和1道焊接工序，省去焊后熱處理、腐蝕、X光檢查及打磨焊縫等工序，提高零件的制造效率3倍以上，降低零件制造工藝成本70％以上。其具有可預期的較為巨大的經濟價值和社會價值。