基于充液形成工藝的航天火箭整流罩零件的數(shù)值模擬與試驗(yàn)研究

基于充液形成工藝的航天火箭整流罩零件的數(shù)值模擬與試驗(yàn)研究

全流罩是傳輸車輛的主要部件之一，主要用于引導(dǎo)。零件的質(zhì)量和性能直接影響到車輛的可靠性。目前各型號(hào)運(yùn)載火箭主要的鈑金零件包括罩體、支架、結(jié)構(gòu)框、瓜瓣、頂蓋、壁板、蒙皮等,其中罩體類零件多為單/雙曲率復(fù)雜型面的整流罩或球底結(jié)構(gòu)鈑金件,材料為2A12/5A06鋁合金,厚度一般為1～3mm,屬于薄壁鈑金結(jié)構(gòu)件。當(dāng)前罩體零件加工的工藝流程為:下料—拉深或落壓(多次退火和手工修整)—矯形—去余量—制孔—表面處理—檢驗(yàn)交付。對(duì)于結(jié)構(gòu)復(fù)雜型的腔較深的罩體類零件的研制,普通拉深或落壓成形的主要問題是需要多次漸進(jìn)成形和大量手工修整,同時(shí)需要增加多次去應(yīng)力退火。生產(chǎn)周期長(zhǎng)、勞動(dòng)強(qiáng)度大、表面質(zhì)量差,而且產(chǎn)品成形較多依賴于操作者的技能水平,產(chǎn)品的質(zhì)量穩(wěn)定性差,落后的成形工藝與現(xiàn)今科學(xué)技術(shù)的發(fā)展和對(duì)精品需求的總體戰(zhàn)略格格不入,造成了我國(guó)國(guó)防工業(yè)技術(shù)局部有所突破但整體落后的局面。充液成形技術(shù)是采用柔性介質(zhì)(水、油等),提供液室壓力進(jìn)行板材成形。如圖1所示,通過液體保持壓邊圈、凹模與板料之間的潤(rùn)滑,對(duì)材料成形極限有較大提升,從而可以得到具有一致性較好的零件;由于有液體保持,可以使板料在流動(dòng)過程中減小剛性摩擦,從而得到表面質(zhì)量比較好的零件;一道次充液拉深工序,可以避免多次退火工藝導(dǎo)致的晶粒度過低和內(nèi)部組織損傷,保證制件在飛行環(huán)境下使用的可靠性和安全性,其先進(jìn)性已受到航空航天、汽車等領(lǐng)域的普遍關(guān)注1材料的材料本文所研究的鋁合金整流罩外形如圖2所示,尺寸約為623mm×535mm,高度為222.9mm,其中一段帶有R338.8mm過度圓弧面,所采用原材料為1.2mm厚度的2A12鋁合金材料。材料2A12鋁合金為耐熱硬鋁,在常溫下強(qiáng)度并不太高,而在高溫下卻有較高的蠕變強(qiáng)度,無擠壓效應(yīng),可熱處理強(qiáng)化。2有限分析過程2.1dynafmi的建立整流罩成形采用2A12–O鋁合金,表1為2A12–O鋁合金單拉試片性能數(shù)據(jù)。根據(jù)零件成形特征,通過工藝補(bǔ)償面,最終成形為一模兩件,將工藝補(bǔ)償面及板料數(shù)模導(dǎo)入Dynaform軟件,首先劃分網(wǎng)格并輸入工藝參數(shù),建立凸凹模及壓邊圈的數(shù)字模型,如圖3所示。首先按照自動(dòng)定位調(diào)整拉深高度,設(shè)定拉深時(shí)間為0.02s,設(shè)定凸模與板料之間摩擦系數(shù)為0.05,壓邊圈和凹模與板料之間摩擦系數(shù)為0.05,保證零件具有足夠的壓邊力控制板料流動(dòng),使液室壓力與拉深深度配合,如圖3所示。2.2拉深工藝仿真分析通過數(shù)值模擬,在成形過程中,出現(xiàn)成形比較典型的缺陷形式。其中一種缺陷形式如圖4(a)所示,在零件成形過程中,板料兩側(cè)的懸空段由液體壓力支撐,由于液室壓力與拉深位移匹配不合理,在拉深前期液室壓力過大,導(dǎo)致板料反脹高度過高,在拉深后期容易出現(xiàn)死褶皺。另外一種典型的缺陷形式如圖4(b)所示,拉深過程中,為了保證不出現(xiàn)減薄過大而破裂的情況,摩擦系數(shù)設(shè)定為0.05,由于貼料面摩擦力較小,懸空段起皺的情況后續(xù)無法消除。根據(jù)以上缺陷形式,進(jìn)行工藝參數(shù)優(yōu)化,調(diào)整液室壓力與拉深深度匹配,調(diào)整壓料面摩擦系數(shù)為0.12,通過圖5(a)可知,零件底部無破裂、法蘭與懸空段未起皺;從減薄分布云圖可見,零件本體最大減薄約為11.2%,主要分布在四角位置,整體都受到拉應(yīng)力而產(chǎn)生塑性變形,形成精度較高的零件(圖5(b));通過材料流動(dòng)云圖可以看出,拉深過程中在液室壓力的作用下,板料有反脹的效果,防止懸空區(qū)域出現(xiàn)褶皺現(xiàn)象,通過仿真分析,最終形成滿足設(shè)計(jì)要求的結(jié)果(圖5(c))。通過圖6可以預(yù)測(cè)零件成形的拉深噸位,由軟件仿真得出的結(jié)果最大為250t。由以上數(shù)值模擬結(jié)果得出零件無起皺、無破裂、減薄可控、成形精度高等特征,滿足工藝投產(chǎn)要求。3合格零件的驗(yàn)證通過數(shù)值模擬結(jié)果及現(xiàn)場(chǎng)調(diào)試,最終通過工藝參數(shù)優(yōu)化得到了合格零件。試驗(yàn)過程重點(diǎn)把控?cái)?shù)值模擬,對(duì)減薄比較大的區(qū)域及容易出現(xiàn)起皺區(qū)域,精確控制壓邊力、液室壓力和摩擦系數(shù)等邊界條件,做到試驗(yàn)與分析相匹配。3.1孔“通”到“壓”本試驗(yàn)主要在1300t雙動(dòng)充液成形設(shè)備進(jìn)行試模,模具由鑄鋼材質(zhì)組成,充液孔由2個(gè)SAE連接液室,由于工藝需求是大流量小壓力,選用了?30mm通徑的管路,可以快速進(jìn)行補(bǔ)液與排液,如圖7所示。充液系統(tǒng)由進(jìn)口阿托斯高精度比例閥進(jìn)行壓力控制,充液系統(tǒng)分為充液箱與循環(huán)箱,可以合理控制液室精度與容積。3.2液室增壓器缺陷分析零件調(diào)試過程中,形成破裂、起皺等4種缺陷,缺陷1是零件懸空段導(dǎo)致大包小的過程中,在液室壓力的作用下,板料反脹后在導(dǎo)板槽形成聚料,導(dǎo)致后續(xù)不能把褶皺展開,如圖8(a)所示,此類缺陷與圖4(b)數(shù)值分析結(jié)果類似;缺陷2是在消除褶皺的過程中,增大壓邊力,成形后期零件由于拉應(yīng)力過大導(dǎo)致破裂,如圖8(b)所示;缺陷3為是零件在充液拉深過程中,在行程的后段液體無法及時(shí)排除液室,導(dǎo)致液室壓力憋壓,從而出現(xiàn)反脹褶皺線,而且無法拉展,如圖8(c)所示,此類缺陷與圖4(a)數(shù)值分析結(jié)果類似;缺陷4是拉深過程中存在大包小的懸空段,為避免破裂調(diào)整壓邊間隙減小零件的拉應(yīng)力,最終導(dǎo)致有褶皺無法展開,如圖8(d)所示。3.3實(shí)際減薄情況下的東南角厚度測(cè)量最終采用優(yōu)化后的工藝方案,獲得的試驗(yàn)件(帶法蘭)零件如圖9所示。通過模擬結(jié)果可以看出,零件四角的減薄比較大,理論減薄后的零件厚度為1.048～1.068mm,實(shí)際測(cè)量成形后四角厚度數(shù)據(jù)如表2所示。采用藍(lán)光掃描進(jìn)行精度檢測(cè),獲得試驗(yàn)件實(shí)際型面與理論型面間隙<0.2mm,減薄率控制在15%以內(nèi),壁厚分布均勻,最小壁厚分布在底端四角,與仿真結(jié)果一致,零件如圖10所示。4試驗(yàn)結(jié)果及分析(1)基于充液形成工藝的航天火箭整流罩零件,通過數(shù)值模擬分析與試驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行對(duì)比,證明了數(shù)值模擬可以給試驗(yàn)提供正確方向,說明了數(shù)值模擬的準(zhǔn)確性。(2)根據(jù)現(xiàn)場(chǎng)的試驗(yàn)情況,基于實(shí)際制件過程出現(xiàn)的一些缺陷,通過調(diào)整液室壓力與壓邊力加載曲線,根據(jù)零件的拉深高度進(jìn)行合理匹配,最后達(dá)到能夠控制