一种蠕变时效成形工艺方法
【技术领域】
[0001] 本发明涉及蠕变时效成形技术，尤指一种蠕变时效成形工艺方法。
【背景技术】
[0002] 蠕变时效成形（CAF)是以应力松弛原理为基础，成形构件利用专用模具蠕变成形 的同时进行时效热处理，其成形样品加载时所受的应力通常在弹性范围内，这种成形工艺 适合成形曲率小、塑性应变小的大型复杂双曲率壁板，如飞机机翼壁板。该方法是基于金属 材料蠕变/应力松弛特性，进行人工时效处理，同时获得工件复杂构件的形状和优良的综 合性能。
[0003] 目前，CAF作为航空航天领域里大型整体壁板构件的重要成形方法，己得到广泛的 研宄，并取得显著成果，成功应用于美国Textron航空公司B-1B，长程战斗机以及空客A380 等的机翼壁板中。
[0004] CAF是集成形与成性于一体的工艺，成形效率高，零件材料性能好，相比于传统冷 加工成形，有很多优点，但同时也存在不足，由于应力松弛后存在残余应力，蠕变时效成形 后零件必然存在回弹，使成形后零件与其设计形状之间产生偏差，并将影响后续的装配。为 了能够更好得获得零件外形与模具型面之间的关系，国外学者通常将数值模拟技术引入到 蠕变时效成形技术的研宄中，利用向前回弹法、偏差调节法和响应面法等算法，对模具型面 进行补偿计算，预测模具型面，并成功用于工程实践中。
[0005] 蠕变时效成形技术通常用于大型壁板类零件制造加工当中，该类零件具有展向曲 率和弦向曲率的双曲率特征，且零件表面各半径均不相同，构件在低于其屈服强度的应力 下成形，降低了加工过程裂纹、塑性失稳甚至断裂形成的可能性。但是，大型飞机的前机身 和后机身壁板曲率半径较大，变形剧烈，单纯靠蠕变成形方法，即使构件达到弹性极限，也 无法成形出最终型面。
[0006] 本专利提出一种大曲率复杂整体壁板塑性蠕变时效复合成形工艺方法，采用先滚 弯预成形再蠕变时效成形的方法，实现大曲率复杂型面壁板类构件的成形，使蠕变时效成 形的应用不再受零件曲率大小的限制。
[0007] 板料滚弯后，材料存在塑性应变，对后续的蠕变时效成形存在较大影响，现有的有 限元模拟技术及模具回弹补偿算法不适于本专利的成形过程，因此，本专利提出一种考虑 预弯半径影响的基于试验的模具回弹补偿构造方法。
【发明内容】
[0008] 本发明目的在于提出一种大曲率复杂整体壁板塑性蠕变时效复合成形工艺方法， 采用先滚弯预成形再蠕变时效成形的方法，实现大曲率复杂型面壁板类构件的成形，使蠕 变时效成形的应用不再受零件曲率大小的限制。
[0009] 鉴于板料滚弯后，材料存在塑性应变，对后续的蠕变时效成形存在较大影响，现有 的有限元模拟技术及模具回弹补偿算法不适于本发明的成形过程，因此，本发明提出一种 考虑预弯半径影响的基于试验的模具回弹补偿构造方法。该蠕变时效成形工艺方法，具体 方法如下：
[0010] 步骤1 :获取目标零件4的型面特征数据；
[0011] 步骤2 :根据所述型面特征数据对初始板料1进行预弯，获得预弯试件2 ;
[0012] 步骤3 :将所述预弯试件2的型面对应与时效成形模具3型面放置后，共同封装并 对所述预弯试件2与时效成形模具3之间空隙做真空处理；
[0013] 步骤4 :将所述预弯试件2与所述时效成形模具3放入热压罐内，改变所述热压罐 内环境参数，使所述预弯试件2紧贴所述时效成形模具3的型面上；
[0014] 步骤5 :将所述预弯试件2与所述时效成形模具3分离；
[0015] 步骤6 :所述预弯试件2回弹形成所述目标零件4。
[0016] 在上述蠕变时效成形工艺方法中，所述根据所述型面特征数据对初始板料1进行 预弯包含：根据所述型面特征数据中弦向或展向最大曲率半径对初始板料1进行预弯。
[0017] 在上述蠕变时效成形工艺方法中，所述改变所述热压罐内环境参数包含对所述预 弯试件2进行加压、加热处理。
[0018] 在上述蠕变时效成形工艺方法中，所述步骤4与步骤5之间还包含：在所述预弯试 件2紧贴所述时效成形模具3的型面上后，保温特定时间，将所述预弯试件2与所述时效成 形模具3取出热压罐。
[0019] 在上述蠕变时效成形工艺方法中，所述保温特定时间包含：根据所述预弯试件2 的材料特性，设置保温时间。
[0020] 在上述蠕变时效成形工艺方法中，所述时效成形模具3通过所述目标零件4的型 面特征数据获得，具体方法如下：
[0021] 通过目标零件4的弦向或展向半径获得所述时效成形模具3的弦向或展向半径；
[0022] 根据所述时效成形模具3的弦向或展向半径获得所述时效成形模具3的弦向或展 向的弧尚值；
[0023] 根据所述时效成形模具3的弧高值获得所述时效成形模具3弦向或展向型面。
[0024] 在上述蠕变时效成形工艺方法中，所述通过目标零件4的弦向或展向半径获得所 述时效成形模具3的弦向或展向半径包含：
[0025] 通过以下公式获得所述时效成形模具3的弦向或展向半径：
[0026] Ri= A+BR !^+CRliR2I+DR2i2;
[0027] 其中Ri为所求模具某一节点的弦向（展向）半径，Rli为目标零件4该节点的弦向 或展向半径，R 2i为滚弯半径，A、B、C、D为根据初始板料1的材料特性获得的已知常数值。
[0028] 在上述蠕变时效成形工艺方法中，所述根据所述时效成形模具3的弦向或展向半 径获得所述时效成形模具3的弦向或展向的弧高值包含：
[0029] 通过以下公式获得所述时效成形模具3的弦向或展向的弧高值：
【主权项】
1. 一种懦变时效成形工艺方法，其特征在于，所述工艺方法包含： 步骤1 :获取目标零件（4)的型面特征数据； 步骤2 :根据所述型面特征数据对初始板料（1)进行预弯，获得预弯试件（2); 步骤3 :将所述预弯试件（2)的型面对应与时效成形模具（3)型面放置后，共同封装并 对所述预弯试件（2)与时效成形模具（3)之间空隙做真空处理； 步骤4 :将所述预弯试件（2)与所述时效成形模具（3)放入热压罐内，改变所述热压罐 内环境参数，使所述预弯试件（2)紧贴所述时效成形模具（3)的型面上； 步骤5 :将所述预弯试件（2)与所述时效成形模具（3)分离； 步骤6:所述预弯试件（2)回弹形成所述目标零件（4)。
2. 根据权利要求1所述的蠕变时效成形工艺方法，其特征在于，所述根据所述型面特 征数据对初始板料（1)进行预弯包含：根据所述型面特征数据中弦向或展向最大曲率半径 对初始板料（1)进行预弯。
3. 根据权利要求1所述的蠕变时效成形工艺方法，其特征在于，所述改变所述热压罐 内环境参数包含对所述预弯试件（2)进行加压、加热处理。
4. 根据权利要求1所述的蠕变时效成形工艺方法，其特征在于，所述步骤4与步骤5之 间还包含：在所述预弯试件（2)紧贴所述时效成形模具3的型面上后，保温特定时间，将所 述预弯试件（2)与所述时效成形模具（3)取出热压罐。
5. 根据权利要求4所述的蠕变时效成形工艺方法，其特征在于，所述保温特定时间包 含：根据所述预弯试件（2)的材料特性，设置保温时间。
6. 根据权利要求1所述的蠕变时效成形工艺方法，其特征在于，所述时效成形模具（3) 通过所述目标零件（4)的型面特征数据获得，具体方法如下： 通过目标零件（4)的弦向或展向半径获得所述时效成形模具（3)的弦向或展向半径； 根据所述时效成形模具（3)的弦向或展向半径获得所述时效成形模具（3)的弦向或展 向的弧尚值； 根据所述时效成形模具（3)的弧高值获得所述时效成形模具（3)弦向或展向型面。
7. 根据权利要求6所述的蠕变时效成形工艺方法，其特征在于，所述通过目标零件（4) 的弦向或展向半径获得所述时效成形模具（3)的弦向或展向半径包含： 通过以下公式获得所述时效成形模具（3)的弦向或展向半径： Rj=A+BRli2+CRliR2i+DR2i2； 其中氏为所求模具某一节点的弦向或展向半径，Ru为目标零件（4)该节点的弦向或展 向半径，R2i为滚弯半径，A、B、C、D为根据初始板料⑴的材料特性获得的已知常数值。
8. 根据权利要求7所述的蠕变时效成形工艺方法，其特征在于，所述根据所述时效成 形模具（3)的弦向或展向半径获得所述时效成形模具（3)的弦向或展向的弧高值包含： 通过以下公式获得所述时效成形模具（3)的弦向或展向的弧高值：
其中Li为模具型面零件某截面线两端点的间距；Si为所述时效成形模具（3)上对应 该节点的弧高值。
9.根据权利要求8所述的蠕变时效成形工艺方法，其特征在于，所述根据所述时效成 形模具（3)的弧高值获得所述时效成形模具（3)弦向或展向型面包含：将获得的多个节点 连线拟合，获得所述时效成形模具（3)弦向或展向型面。
【专利摘要】本发明提供了一种蠕变时效成形工艺方法，所述工艺方法包含：获取目标零件的型面特征数据；根据所述型面特征数据对初始板料进行预弯，获得预弯试件；将所述预弯试件的型面对应与时效成形模具型面放置后，共同封装并对所述预弯试件与时效成形模具之间空隙做真空处理；将所述预弯试件与所述时效成形模具放入热压罐内，改变所述热压罐内环境参数，使所述预弯试件紧贴所述时效成形模具的型面上；将所述预弯试件与所述时效成形模具分离；所述预弯试件回弹形成所述目标零件。以此，成形出型面复杂材料综合性能好的零件，拓宽蠕变时效成形技术的应用领域，增加复杂型面壁板类构件成形工艺的灵活性，提高零件成形精度。
【IPC分类】C22F1-00, C21D8-00
【公开号】CN104561848
【申请号】CN201410829364
【发明人】吴为, 张荣霞
【申请人】中国航空工业集团公司北京航空制造工程研究所
【公开日】2015年4月29日
【申请日】2014年12月26日