一种铝合金飞机发动机机罩的拉延成型方法与流程

1.本发明涉及飞机零件拉延成型领域，更具体的是飞机发动机机罩制造领域。


背景技术：

2.在飞机制造领域，发动机机罩，对飞机而言是指位于飞机尾部，使机体外表面光滑以减小飞行阻力的流线整形构件。又称“机尾整流罩”，为飞机尾部维形整流的结构，对于机身内安装喷气发动机的机尾罩，除了有维形整流作用外，还有引射尾喷管气流来提高推力的作用。发动机机罩由于处在飞机的高温区和尾部，易损坏，为便于更换，常采用与机身部分固定、部分可拆卸的连接型式。其结构一般由内外蒙皮和隔框组成。
3.现有多段式拉延成型铝合金发动机机罩的方法为：将铝合金板料分为多段，分别拉延成型每段板料，再将成型后的每段板料进行修剪，最后分别铆接各段板料，得到成品的发动机机罩。
4.现有技术在每一段机罩拉延过程中均需要多次压制板料，分段压延，使得工序繁多，能耗高，每一段机罩压延后，又需要将其分别铆接，加重成品重量，成品性能不佳；同时，由于铝合金硬度及强度较高，成形性能较低，现有技术由于压制不到位，不能很好解决压制过程中应力释放的问题，会出现表面起皱、波浪纹等问题。


技术实现要素：

5.本发明的目的在于：为了解决现有拉延成型铝合金发动机机罩的方法工序繁多，应力释放解决不到位，成品性能不佳的问题。本发明为了实现上述目的具体采用以下技术方案：
6.一种铝合金飞机发动机机罩的拉延成型方法，包括如下步骤：
7.步骤1、将铝合金板料置于发动机罩整体成型模内；
8.步骤2、开启油压机进行九个阶段的压制，第一阶段油压机的液垫压力为12mpa，顶杆行程为600mm；第二阶段油压机的液垫压力为12mpa，顶杆行程为450mm，；第三阶段油压机的液垫压力为12mpa，顶杆行程为400mm；第四阶段油压机的液垫压力为12mpa，顶杆行程为350mm；第五阶段油压机的液垫压力为12mpa，顶杆行程为300mm；第六阶段油压机的液垫压力为15mpa，顶杆行程为250mm；第七阶段油压机的液垫压力为15mpa，顶杆行程为200mm；第八阶段油压机的液垫压力为15mpa，顶杆行程为150mm；第九阶段油压机的液垫压力为15mpa，顶杆行程为100mm，每个阶段的油压机保压时间均为20s。
9.工作及使用过程：将所选的板料放置在发动机罩整体成型模上，设置油压机的参数，开启油压机，分阶段对板料进行压制；由于铝合金硬度及强度较高，塑形性能较低，因此通过设置九个阶段的压制，限定液垫压力逐渐降低，限定顶杆行程逐渐缩短，避免一次压制使得拉伸间隙过小，使得板料被拉裂，同时避免成形过程中应力释放，使得制品出现表面起皱等问题，避免所制的成品不符合质量要求；通过使用发动机罩整体成型模将板料一次性成型(不需要分为多段分别进行拉延)，使得成型过程的步骤被缩短，仅包括一次拉延、一次
修边及一次翻边，工艺简单，且避免了常规工艺的三段式成型再铆接所带来的重量过重等性能缺陷，解决了现有方法工序繁多，应力释放解决不到位，成品性能不佳的问题。
10.优选的，所述油压机的吨位为1600t。
11.优选的，所述油压机的滑块压力为15mpa。
12.优选的，所述油压机的液垫上限为600mm。
13.优选的，所述拉延使用的拉延油为蓖麻油、猪油及菜籽油中的一种。
14.优选的，所述发动机罩整体成型模包括上模及下模，所述下模包括下模板，所述下模板的顶面安装有成型鞍，所述成型鞍的轮廓与发动机罩的外形轮廓一致，所述上模包括上模板，所述上模板的顶面开有成型凹腔，所述成型凹腔的形状与成型鞍的轮廓一致。
15.优选的，所述成型鞍的顶面两端还均设有多个成型凸楞，所述成型凹腔内开有与成型凸楞对应的多个成型凹槽。
16.优选的，所述成型鞍上开有定位凹槽，所述成型凹腔内设有与定位凹槽对应的定位凸起。
17.进一步的，所述上模板的底面安装有行程缩短机构。
18.优选的，所述行程缩短机构包括安装在上模板底面的多个延长板，所述延长板位于竖直方向，多个所述延长板的下端连接有同一连接板。
19.优选的，所述下模板上还均匀的安装有多个导向杆，多个所述导向杆位于竖直方向。
20.优选的，所述下模上还安装有定位块。
21.优选的，所述拉延所使用的拉延油为蓖麻油、猪油或菜籽油。
22.本发明的有益效果如下：
23.1.本发明涉及的一种铝合金飞机发动机机罩的拉延成型方法，由于铝合金硬度及强度较高，塑形性能较低，因此通过设置九个阶段的压制且限定液垫压力逐渐降低，避免一次压制使得拉伸间隙过小，使得板料被拉裂，避免成形过程中应力释放，使得制品出现表面起皱等问题。
24.2.本发明涉及的一种铝合金飞机发动机机罩的拉延成型方法，通过使用发动机罩整体成型模将板料一次性成型，使得成型过程的步骤被缩短，仅包括一次拉延、一次修边及一次翻边，工艺简单。
25.3.本发明涉及的一种铝合金飞机发动机机罩的拉延成型方法，通过设置对应的成型凹槽及成型凸楞，增大了板料流动的阻力，使得拉延时单侧板料不流动，既满足了拉延的物料供给，同时避免了该侧出现波浪、起皱及表面扭曲的问题，显著提升了拉延件的尺寸精度和外观质量。
26.4.本发明涉及的一种铝合金飞机发动机机罩的拉延成型方法，通过设置定位凸起及定位凹槽，使得拉延时，料板不易滑移，提升了拉延件的尺寸精度和外观质量。
附图说明
27.图1是一种铝合金飞机发动机机罩的发动机罩整体成型模的下模的结构图；
28.图2是一种铝合金飞机发动机机罩的发动机罩整体成型模的上模的结构图；
29.图3是三段式制造发动机机罩的示意图；
30.图4是厚度的粗测定的区域选择图；
31.图5是第一阶段压制后的机罩图；
32.图6是第二阶段压制后的机罩图；
33.图7是第三阶段压制后的机罩图；
34.图8是第四阶段压制后的机罩图；
35.图9是第五阶段压制后的机罩图；
36.图10是第六阶段压制后的机罩图；
37.图11是第七阶段压制后的机罩图；
38.图12是第八阶段压制后的机罩图；
39.图13是第九阶段压制后的机罩图；
40.图14是成品的成形极限图；
41.图15是成品的成形性的检测图。
42.附图标注：1-下模板，2-导向杆，3-成型凸楞，4-成型鞍，5-定位凹槽，6-定位块，7-延长板，8-连接板，9-上模板，10-成型凹槽，11-成型凹腔，12-定位凸起。
具体实施方式
43.为使本发明实施例的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。通常在此处附图中描述和示出的本发明实施例的组件可以以各种不同的配置来布置和设计。
44.实施例1
45.参见图5-13所示，本发明涉及的一种铝合金飞机发动机机罩的拉延成型方法，包括如下步骤：
46.步骤1、将铝合金板料置于发动机罩整体成型模内；
47.步骤2、开启油压机进行九个阶段的压制，第一阶段油压机的液垫压力为12mpa，顶杆行程为600mm；第二阶段油压机的液垫压力为12mpa，顶杆行程为450mm，；第三阶段油压机的液垫压力为12mpa，顶杆行程为400mm；第四阶段油压机的液垫压力为12mpa，顶杆行程为350mm；第五阶段油压机的液垫压力为12mpa，顶杆行程为300mm；第六阶段油压机的液垫压力为15mpa，顶杆行程为250mm；第七阶段油压机的液垫压力为15mpa，顶杆行程为200mm；第八阶段油压机的液垫压力为15mpa，顶杆行程为150mm；第九阶段油压机的液垫压力为15mpa，顶杆行程为100mm，每个阶段的油压机保压时间均为20s。
48.每一次压制后的机罩图参见图5-13，可知采用本发明所述的拉延成型方法分阶段得制得了铝合金材质的飞机发动机机罩。
49.工作及使用过程：将所选的板料放置在发动机罩整体成型模上，设置油压机的参数，开启油压机，分阶段对板料进行压制；由于铝合金硬度及强度较高，塑形性能较低，因此通过设置九个阶段的压制，限定液垫压力逐渐降低，限定顶杆行程逐渐缩短，避免一次压制使得拉伸间隙过小，使得板料被拉裂，同时避免成形过程中应力释放，使得制品出现表面起皱等问题，避免所制的成品不符合质量要求；通过使用发动机罩整体成型模将板料一次性成型(不需要分为多段分别进行拉延)，使得成型过程的步骤被缩短，仅包括一次拉延、一次
修边及一次翻边，工艺简单，且避免了常规工艺的三段式成型再铆接所带来的重量过重等性能缺陷，解决了现有方法工序繁多，应力释放解决不到位，成品性能不佳的问题。
50.实施例2
51.在实施例1的基础上，本发明涉及的一种铝合金飞机发动机机罩的拉延成型方法，所述油压机的吨位为1600t。所述油压机的滑块压力为15mpa。所述油压机的液垫上限为600mm。所述拉延使用的拉延油为蓖麻油，也可以是猪油或菜籽油。
52.实施例3
53.在实施例2的基础上，现有技术对发动机罩的制造是由三段件板材分别成型后再铆接起来，这样存在的主要问题是发动机罩的整体性不佳，而且加工工序较多，为此本实施例提供了一种发动机罩整体成型模，参见图1及图2所示，包括上模和下模，下模包括下模板1，下模板1的顶面安装有成型鞍4，成型鞍4的轮廓与发动机罩的外形轮廓一致，上模包括上模板9，上模板9的顶面开有成型凹腔11，成型凹腔11的形状与成型鞍4的轮廓一致。下模板1上还均匀的安装有多个导向杆2，多个导向杆2位于竖直方向，下模上还安装有定位块6，当上模向下模移动时，下模上的导向杆2可以对上模的移动起到导向的作用，定位块6可以对上模起到定位的作用，从而可以使上模和下模贴合得更准确，进而可以使该模具冲压出来的发动机罩的质量更好。
54.工作原理：通过该成型模生产发动机罩时，通过常规的冲压动力装置带动上模向下模移动，将发动机罩板材冲压在成型鞍4上，由于成型鞍4的轮廓与发动机罩的外形轮廓一致，因此冲压后可以使发动机罩板材一次冲压为发动机罩，这样就不需要将三段件板材分别成型后再连接起来，从而减少了将三段件板材铆接的工序；由于是一体成型，因此发动机罩的整体性和质量更好，同时发动机罩的质量也更轻，进一步可以使飞机的机身也更轻，从而有助于实现飞机机身的轻量化。
55.还有可以转移发动机罩上褶皱的更优选结构：成型鞍4的顶面两端还均设有多个成型凸楞3，成型凹腔11内开有与成型凸楞3对应的多个成型凹槽10。本实施例中：若如实施例1中直接对发动机罩进行一次拉延成型，由于发动机罩板材的变形回弹，会在成型后的发动机罩的中间局部位置有回弹起皱的现象，这样会影响到发动机罩的外观和质量；为此采用本实施例中的技术方案，其中成型凸楞3具有控制材料流量的作用，当上模和下模冲压结合在一起时，成型凸楞3和成型凹槽10会给发动机罩一定的作用力，在该作用力的作用下可以将原本应该在发动机罩中间产生的褶皱转移到发动机罩的边沿附近部位，然后通过常规的方式再将发动机罩的边沿附近处的褶皱切除，这样可以减少发动机罩上的褶皱，从而使生产出来的发动机罩的外观和质量更好。
56.更加便于切除发动机罩上褶皱的优选结构为：成型鞍4上开有定位凹槽5，成型凹腔11内设有与定位凹槽5对应的定位凸起12。
57.还可以将发动机罩上的褶皱转移到发动机罩的边沿附近，这样就可以将边沿附近的褶皱直接切除掉，切除褶皱的时候需要将发动机罩安装在另外的工位，为了让成型后的发动机罩在切割褶皱时更加便于定位，为此给出了本实施例中的技术方案；当冲压发动机罩时，定位凸起12会进入定位凹槽5内，定位凸起12和定位凹槽5的搭配，可以在发动机罩上成型出一个凹陷槽，在切割发动机罩上的褶皱时，利用这个凹陷槽可以起到定位作用，从而可以更加便于切除发动机罩上的褶皱。
58.可以减少带动上模移动的冲压动力装置行程的优选结构为：上模板9的底面安装有行程缩短机构，行程缩短机构包括安装在上模板9底面的多个延长板7，延长板7位于竖直方向，多个延长板7的下端连接有同一连接板8。
59.带动上模移动的冲压动力装置需要具有一定的行程才能使上模到达下模处，并完成对发动机罩板材的冲压，但是在一定的空间条件、冲压动力装置的具体要求下，对冲压动力装置的行程有一定的要求，总之适当减少冲压动力装置的行程更好，为此提出了本实施例中的技术方案；多个延长板7间是空的，这样不但可以增加上模的厚度，而且不至于使上模的重力过大，由于增加了上模的厚度，冲压动力装置伸出更短的行程就可以使上模到达下模处，并完成对发动机罩的冲压，因此可以根据实际情况设置延长板7的长度，以此来改变上模的厚度，最终来调整冲压动力装置的行程，从而可以使冲压动力装置更容易带动上模向下模进行冲压。
60.性能试验
61.对实施例1-2所涉及的一种铝合金飞机发动机机罩的拉延成型方法所制得的发动机机罩进行性能试验。
62.1.厚度的粗测定
63.1.1试验设计
64.参见图5，试验设置a、b、c、d，4个区域组，随机选取实施例1所得的成品机罩8件分别测定每件成品机罩的四处区域的机罩厚度，得出平均值。
65.1.2参数指标及检测方法
66.发动机机罩的生产质检标准规定的机罩厚度标准值为1.8mm，测定仪器选用：tessonics测厚仪(型号为ttg1)，实施例1所涉及的料板的初始厚度为2.3mm。
67.1.3试验结果及分析
68.表1成品机罩的厚度的粗测定
[0069][0070]
参照表1可以看出，所选的机罩1-8的四处区域组的厚度平均值均大于机罩厚度标准值1.8mm，均满足质检标准。
[0071]
2.平均减薄率的计算
[0072]
参照表1的数据，根据减薄率公式：厚度平均值
÷
料板初始厚度
×
100％＝平均减薄率，计算本拉延成型方法所涉及的生产方法的机罩的平均减薄率，结果见下表2。
[0073]
2.1计算结果及分析
[0074]
表2成品机罩的平均减薄率
[0075]
区域abcd平均值
平均减薄率(％)9.112.110010.4
[0076]
参照表2的数据，本发明所涉及的拉延成型方法所生产的机罩的4处区域的平均减薄率的均值为10.4％，均小于质检标准所述的12.8％的减薄率，符合质检标准，性能优良。
[0077]
3.产品表面开裂程度的测定
[0078]
3.1试验设计
[0079]
对本发明所涉及的拉延成型方法所生产的机罩进行产品表面扭曲情况的分析。设计两组试验，皆选取的2024-o的铝合金板料，实验组为根据实施例2所涉及的拉延成型方法制造的成品机罩1件，并记录产品的表面的开裂情况；对比组现有常用的三段成型工艺(参见图3，将机罩分为a、b、c三段，分别拉延成型、修剪后铆接在一起。)制造成品机罩1件，并记录产品的表面的开裂情况。
[0080]
3.2结果及分析
[0081]
产品的表面的开裂情况见下：
[0082]
表3产品的表面的开裂情况
[0083][0084]
参照表3可知，本发明所涉及的拉延成型方法所制的成品表面光滑无裂痕，具有较好的性能。
[0085]
4.产品成形性的测定
[0086]
4.1试验设计
[0087]
将本发明所涉及的拉延成型方法的参数导入autoform软件，对产品的成形性进行模拟分析。
[0088]
4.2参数指标及检测方法
[0089]
使用软件autoform对所制成的成品机罩进行成形性的进行模拟分析。
[0090]
4.3结果及分析
[0091]
参照图14可知，本发明所生产的机罩的应变值的安全范围为0.05-0.35，参见图15，本发明所生产的机罩的应变值均在安全范围内(即图7的颜色皆为图14所示的安全范围颜色)，因此本发明所涉及的成品机罩的成形性在安全范围内。
[0092]
综上所述，本发明所涉及的拉延成型方法所制得的飞机发动机机罩性能优良，成形性、减薄率表现均良好，成品表面无起皱无开裂，通过使用发动机罩整体成型模将拉延成型的步骤被缩短，避免了常规工艺的三段式成型再铆接所带来的缺陷，解决了现有拉延成型方法工艺流程长，能耗高，使用范围较小的问题。