王 玲,董恩國,武大偉

(1.沈陽飛機工業(yè)(集團)有限公司 制造工程部，沈陽 110136;2.沈陽航空航天大學 航空制造工藝數字化國防重點學科實驗室，沈陽 110136)

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鈦合金型材拉彎模具仿真分析與優(yōu)化

王 玲1,董恩國2,武大偉2

(1.沈陽飛機工業(yè)(集團)有限公司 制造工程部，沈陽 110136;2.沈陽航空航天大學 航空制造工藝數字化國防重點學科實驗室，沈陽 110136)

典型型材拉彎過程中因存在回彈而不利于模具的設計制造，通過經驗法給出拉彎回彈值并進行修模后，所拉彎成形的零件不符合制造技術要求，需要反復試驗且有很大的不確定性，存在制造風險。用有限元仿真技術對鈦合金型材進行拉彎變形過程進行仿真分析，結合鈦合金材料的特點，歸納分析型材在拉彎變形過程中的參數變化，找出影響拉彎回彈的一些主要因素，從而對拉彎軌跡進行優(yōu)化，改變了以經驗為主的設計模式。通過試驗驗證，提升了設計效率與可靠性，縮短模具設計制造周期，對成形加工工藝起到很好的推動作用。

鈦合金型材；拉彎；有限元；模擬；優(yōu)化

拉彎是彎曲塑性加工中一種特殊成形工藝，其成形原料多為金屬型材，因該成形工藝簡單、易操作、模具造價低，型材成型件重量輕、強度高、美觀，成形零件被廣泛應用于航空航天、火車、汽車等領域。這些領域一般對成形質量、精度要求較高，而質量、精度的高低又與回彈量的大小直接相關，所以型材拉彎成形時對回彈的精確控制就顯得十分重要。對于鈦合金拉彎型材的成形回彈問題可以經過多次穩(wěn)定熱處理加以解決，但模具復雜、造價高，冷狀態(tài)安裝零件困難，熱處理時間長，特別是對飛機質量要求越來越高的航空制造業(yè)，多次穩(wěn)定熱處理后必定會導致材料性能的降低以及生產周期過長，這是不被接受的，所以鈦合金拉彎型材拉彎的精準制造研究成為必然趨勢。

“十一五”數字化工程以來，金屬型材的拉彎成形制造也在逐步變化，正朝著數字一體化，高效率、高精度方向發(fā)展。有限元仿真分析應用也得到有效推廣,我們在某型號飛機研制中應用ABAQUS軟件對鈦合金型材拉彎模具的設計進行了仿真分析與優(yōu)化。通過試驗驗證，提升了設計效率與可靠性，從而縮短了模具設計制造周期。長期以來依賴經驗設計，傳統產品拉彎加工過程中的工藝分析與模具工裝設計制造主要依靠設計者的經驗。先根據型材數模的形狀、尺寸和材料性能參數等憑經驗給出拉彎回彈值(一般偏大)來進行拉彎模具的設計制造，之后要經歷一個反復進行拉彎的試模、調模、修模過程。雖然最終也能生產出合格的拉彎零件，但經此方法拉彎成形的零件不符合現代制造技術的高效要求，并且反復試模、調模、修模過程中存在很大的不確定性，具有制造風險。同時，此過程造成大量人力消耗，資源的浪費，不僅延長了產品的研發(fā)時間，還增加了生產成本。關于型材的研究雖有悠久的歷史，但復雜異形截面型材拉彎成形研究目前尚處于起步階段。國外研究集中在挪威科技大學、美國德克薩斯州大學、德國埃爾蘭根大學以及法國雷諾、德國奧迪、美國通用等大型汽車公司。國內研究剛剛起步，燕山大學在成形設備方面做出了一些成果，北京航空航天大學跟法國雷諾汽車公司合作，采用試驗和數值模擬方法進行研究。工作型材種類繁多，截面形狀多種多樣，同種型材的厚度和力學性能分散性比較大，同板材拉彎成形相比型材拉彎除存在起皺拉裂和回彈等共同現象外，還存在截面畸變和非對稱截面型材易產生的縱向扭曲等特殊問題，中性層內移問題也更加突出。建立理論分析模型相當困難，目前以試驗和數值模擬為主，至今文獻上缺少足夠的實驗數據數值，模擬結果的精度有待檢驗。

1 鈦合金型材拉彎成形過程仿真與優(yōu)化

1.1 典型產品

采用某航空產品板彎型材零件做為研究對象，型材截面為Z形，為非對稱截面型材，鈦合金材料TC2-M，厚度1.2 mm，展開料長度1 700 mm，數模見圖1所示。

圖1 型材零件數模

此類型鈦合金型材零件均是在常溫狀態(tài)下拉彎成形，零件回彈大，單邊可達到15 mm，因此后續(xù)熱處理工序難度大。使用模擬仿真軟件時，鉗口路徑參數與仿真軟件的匹配情況，仿真時產生的不確定因素，回彈量的不唯一性，都會影響工裝的準確度，必須通過仿真、試驗驗證，根據型材拉彎零件成形后與理論的偏差值，反復對工裝進行修正回彈設計、制造，最終達到型材的精準成形。

1.2 材料模型建立

材料為TC2-M，厚度為1.2 mm，材料性能參數如表1所示，模型見圖2所示。通過曲線擬合的數據處理方法，獲得的材料真實應力應變曲線如圖3所示。

表1 TC2-M基本性能參數

在實際彎曲加工過程中，板料內部如果帶有初始殘余應力，將與彎曲應力發(fā)生疊加，對板料的回彈產生一定的影響。由于傳統的回彈理論都沒有考慮初始殘余應力的影響，本文基于平面應變假設，采用服從Mises屈服準則和線性強化材料模型，推導了考慮初始殘余應力的板料彎曲回彈角近似公式，如式(1)所示。

圖2 材料主要成形性能數據

圖3 TC2-1.2 mm材料真應力塑性應變曲線

(1)

式(1)中，αε為卸載前型材彎曲角度(rad)，Iw為型材截面對中性軸w的慣性矩(mm4)，E為彈性模量，M為型材截面內應力對型材慣性軸回彈后曲率半徑的彎矩，ρε為型材截面彎矩和應變中性層曲率半徑。

基于有限元軟件ABAQUS進行了殘余應力板料彎曲回彈仿真對比分析。理論計算與仿真結果具有較好的一致性，驗證了理論模型的正確性。研究結果表明，殘余應力和厚度對板料回彈均有較大影響：沿寬度方向，不同初始殘余應力處的板料回彈并不均勻；增大初始殘余應力峰值和減小板料厚度均使不同初始殘余應力處板料的回彈差值增大?？紤]到包辛格效應，經過研究表明，當先拉后彎鈑金零件時，包氏效應有利于降低回彈，但是由于預拉伸量較小，或反向加載區(qū)域較小，其影響一般不大。對于先彎后拉，包氏效應不利于減小回彈，但由于應變中性層曲率半徑與內彎矩的變化相互制約，其影響也不大。

1.3 邊界條件

回彈是鈑金零件成形的主要缺陷，回彈量取決于成形工藝過程、成形模具等因素，通過對成形工藝過程的調整，雖然能在一定程度上減小回彈量，但是效率低且不能完全消除回彈的影響；通過對控形型面的修正來實現對回彈的補償，使得回彈后的工件形狀與所需要的零件形狀盡量一致，理論上可以徹底消除回彈對零件的影響。因此，零件精確成形制造的關鍵技術不在于模具的加工精度，而在于設計模型和在工藝過程基礎上預測和補償內應力所產生的回彈變形，從而建立工藝模型作為成形模具設計的依據。

采用軌跡點控制方式模擬，在拉彎過程中，為了保持材料的張緊狀態(tài)，在彎曲過程中，使型材軸向拉力保持穩(wěn)定。因此，在預拉階段，對型材軸向施加拉力；彎曲階段，模具固定不動，通過拉彎夾頭的軌跡運動控制型材端部的轉動,以此來實現對位移控制拉彎成形的動作仿真；補拉階段，控制型材軸向的拉力增加，以使得型材能進一步貼模，減小回彈。

1.4型材拉彎工藝有限元建模過程

利用ABQUS軟件進行建模及仿真，分析過程如圖4所示。模型由3部分組成：型材、左右夾鉗和成形模具。型材為變形體，板料和模具的網格共劃分為7554個單元和4787個節(jié)點，夾鉗和成形模具為剛體。型材與模具之間摩擦系數為0.1，接觸力的計算采用罰函數法。

1.5 建立有限元模型

對型材采用C3D8R實體單元，截面劃分為2 mm標準。沿型材長度方向可變形部分為5 mm標準，以保證靜態(tài)回彈收斂。模具和夾持端部分定義為剛體。采用庫倫摩擦定律處理型材與模具間的摩擦接觸，摩擦系數取為μ=0.1，建立的有限元模型見圖5所示。

數值模擬過程包含預拉伸、彎曲和補拉3個過程。預拉伸過程在材料兩端緩慢加上一定的拉力使界面應力達到屈服狀態(tài)，采用靜態(tài)隱式求解算法，直接通過位移達到預拉結果；彎曲過程保持預拉力的大小不變，方向始終沿軸線方向，這一階段用顯式求解；補拉過程直接在材料兩端加載比預拉伸更大的拉力，采用隱式求解，宏命令參數設置如圖6所示。

圖4 型材拉彎分析過程

圖5 有限元模型

圖6 宏命令參數設置

在用軟件進行型材拉彎數值模擬時，左右夾鉗的運行軌跡曲線決定了板料的運動狀態(tài),所以需對該曲線進行優(yōu)化。該軌跡曲線有3個自由度，分別用X、Y、Z的移動自由度，鎖定繞X、Y、Z軸的旋轉自由度，軌跡曲線如圖7所示。

圖7 夾鉗軌跡曲線

1.6 型材拉彎數值模擬結果分析

零件成形后的切向應力分布如圖8所示，從圖8中可以看出，零件的兩端受到的切向應力較大，因此，此處為零件成形時的危險區(qū)域，容易引起破裂失效。

圖8 型材應力分布

零件成形后的切向應變分布如圖9所示，從圖9中可以看出，零件的兩端受到的切向應變較大，因此，此處容易引起破裂失效。此外，零件的中部區(qū)域的切向應力為負值，因此，此處容易引起起皺失效。在實際生產過程中，應通過加大預拉力或者適當施加補拉來防止起皺失效的產生。

圖9 型材應變分布

采用標準靜力隱式算法Standard模塊對拉彎成形的回彈過程進行數值分析，將成形零件結果文件導入回彈分析步，提交分析得到回彈結果?；貜椊Y果如圖10所示。分析最大回彈為18.56 mm，以此為依據進行工裝設計。通過對型材回彈量的分析，可以評估拉彎模的回彈修正量是否恰當，是否滿足合格的校形余量。

圖10 數值模擬方法的回彈結果

2 工藝試驗

2.1 設備

型材拉彎工藝實驗在Cyril Bath公司生產的數控V30-300張臂式型材拉彎機上進行，采用NCC數字控制系統，拉彎成形過程采用力控制模式，Z型材拉彎成形過程如圖11所示。

2.2 工裝模具

按照仿真模擬修正的模具見圖12，型材端頭邊緣線處最大修正量18 mm，在300 mm范圍過度到0 mm，兩端對稱。

2.3 實驗結果

零件拉彎工藝過程一般分為3步。首先用夾鉗夾住型材端部進行預拉伸，拉伸力的大小一般使材料達到塑性變形。此時型材和成形模具并不接觸。然后夾鉗或模具移動，模具和型材逐漸接觸并進行彎曲成形。成形區(qū)域首先發(fā)生在型材中間，然后向型材兩端延伸。成形結束后施加補拉力，進一步減小回彈力矩，提高零件成形精度。成形零件見圖13所示，對3組拉彎成形后的零件進行測量，回彈量分別為18.21 mm、18.79 mm和17.96 mm，與模擬結果18.56 mm相比相差不大，實驗結果與模擬結果基本一致，優(yōu)化方法具有可行性。經過與檢驗工裝對比，零件兩側頂部與工裝貼合良好，說明通過鉗口軌跡優(yōu)化，結合仿真模擬，能夠實現回彈預測，修正回彈，實現精準成形。

圖11 典型型材拉彎成形過程

圖12 實際修正回彈的模具

圖13 第一次拉彎試驗典型零件圖

3 結論

本文將有限元技術應用于型材拉彎成形過程，改變了以經驗為主的設計模式，大大降低了反復修模的次數，通過計算機輔助技術，可以形成設計知識的有效積累，在成形加工工藝中起到很好的帶動和推動作用。

基于上述分析結果，可以獲得如下結論：

(1)通過對拉彎軌跡路徑的仿真與優(yōu)化，拉彎過程應力值變小，回彈量可以預測，能夠為模具表面進行回彈補償提供重要依據；

(2)型材回彈后殘余應變值很小，最大殘余應變小于技術規(guī)范所允許的數值。最大殘余應變來自于型材兩端處，也就是說越接近型材兩端殘余應變越大，越靠近模具近似中心線殘余應變越小；

(3)型材橫剖面上的內層材料已達到材料的屈服極限，符合拉彎成型工藝；

(4)型材回彈的位移量對于模具的修形提供了一定的參考依據。

[1]尤春風.CATIA V5 機械設計(第一版)[M].北京：清華大學出版社,2002:1-3.

[2]李小強,曹增強,王俊彪,等.型材拉彎工藝研究進展[R].航空制造技術,2004:80-82.

[3]謝蘭生,胡浩.型材拉彎回彈有限元分析[J].航空精密制造技術,2004,40(5):34-36.

[4]石亦平，周玉蓉.ABAQUS 有限元分析實例詳解[M].北京：機械工業(yè)出版社，2006.

[5]曹金鳳,石亦平.ABAQUS 有限元分析常見問題與解答[M].北京:機械工業(yè)出版社,2009:207-217.

[6]周賢賓,高宏志,李曉星,等.不同材料型材拉彎成形性的比較[J].精密成形工程,2009,1(1):7-12.

[7]翟瑞雪.拉彎回彈研究實驗新方法[J].中國機械工程,2013,32(6):1-8.

[8]谷諍巍,蔡中義,徐虹.拉彎成形的數值分析與工藝優(yōu)化[J].吉林大學學報(工學版),2009,39(5):1167-1171.

[9]于立,劉志文,李落星,等.擠壓-彎曲一體化成型鋁合金彎曲型材的質量與性能[J].機械工程材料,2011,36(7):72-76.

[10]徐義,李落星,李光耀,等.型材彎曲工藝的現狀及發(fā)展前景[J].塑性工程學報,2008,15(3):61-70.

[11]Meqharbel A,Domiaty A,Shaker M.Springback and residual stresses after stretch bending of work hardening sheet metal[J].Journal of Materials Processing Technology,1990,24:191-200.

[12]Clausen A H,Hopperstad O S,Lanqseth M.Sensitivity of model parameters in stretch bending of aluminum extrusions[J].International Journal of Mechanical Sciences,2001,42(2):453.

[13]Clausen A H,Hopperstad O S,Lanqseth M,Stretch bending of aluminum extrusions for car bumpers[J].Journal of Materials Processing Technology,2000,102(1-3):241-248.

[14]Miller J E,Kyriakides S,Bastard A H,On bend-stretch forming of aluminum extruded tubes-I:Experiments[J].International Journal of Mechanical Sciences,2001,43(5):1283-1317.

[15]Miller J E,Kyriakides S,Bastard A H,On bend-stretch forming of aluminum extruded tubes-II:Analysis[J].International Journal of Mechanical Sciences,2001,43(5):1319-1338.

[16]Hansjrg S,Joungsik S,Hartmut H.Reduction of Springback using simultaneous stretch-bending processes[J].International Journal of Mechanical Sciences,2012(5):175-180.

(責任編輯：吳萍 英文審校：林嘉)

Optimization for titanium alloy section mold during stretch-bending

WANG Ling1,DONG En-guo2,WU Da-wei2

(1.Manufacturing Engineering Department,Shenyang Aircraft Industry(group)Corporation LTD,Shenyang 110136,China;2.Key Laboratory of Fundamental Science for National Defence of Aeronautical Digital Manufacturing Process,Shenyang Aerospace University,Shenyang 110136,China)

Spring-back exists during stretch bending of typical profile,which is unfavorable for the designing and manufacturing of moulds.Even after repairing the moulds by application of empirical method which gives the spring-back value for tension bending,the parts for tension-bending forming are still not in conformity with the manufacturing technical requirements.Also,the repeated testing shall take risks due to great uncertainty titanium alloy section tension-bending forming process was analyzed by means of finite element simulation technology.Parameters variations were analyzed and summarized during stretch bending process in accordance with characteristics of titanium alloy.Main factors affecting the stretch bending and spring-back were summarized to optimize the stretch-bending locus,which changes the design process based on experience.The experiment shows that the design efficiency and reliability are improved,and the mould design and manufacturing cycle are shortened,which play a great role in promoting the forming processing craft.

titanium alloy profile;stretch bending;finite element;simulation;optimization

2015-03-26

國家重大科技專項子任務(項目編號：2013ZX04001-041-04)

王玲(1973-)，女，遼寧遼陽人，研究員，主要研究方向：航空材料與先進加工技術,E-mail:wangling2235@163.com。

2095-1248(2015)05-0054-05

TG386.3

A

10.3969/j.issn.2095-1248.2015.05.007

機械與材料工程