在飛機(jī)蒙皮拉伸成形的過程中,板料內(nèi)部會(huì)產(chǎn)生不同的應(yīng)力,導(dǎo)致零件厚度分布不均勻;成形結(jié)束后,部分應(yīng)力會(huì)留在內(nèi)部,形成殘余應(yīng)力,導(dǎo)致零件產(chǎn)生較大的回彈,回彈量過大是蒙皮最主要的問題。這些缺陷會(huì)嚴(yán)重影響零件的使用質(zhì)量。為了解決上述問題,本文提出了一種飛機(jī)蒙皮振動(dòng)輔助拉伸成形的新工藝,主要內(nèi)容如下:1.結(jié)合振動(dòng)減小殘余應(yīng)力的機(jī)理,提出了振動(dòng)輔助飛機(jī)蒙皮拉伸成形的原理;通過理論探索,確定了振動(dòng)輔助拉形工藝參數(shù)的選擇范圍;給出了輔助拉伸成形的振動(dòng)施加方法;2.設(shè)計(jì)了一種振動(dòng)輔助拉伸成形的實(shí)驗(yàn)裝置,重點(diǎn)介紹了主要組成結(jié)構(gòu)部分,對(duì)主要結(jié)構(gòu)進(jìn)行了強(qiáng)度校核;對(duì)機(jī)身進(jìn)行了模態(tài)分析,探究了機(jī)身固有頻率與施加的頻率是否會(huì)產(chǎn)生共振問題;給出了液壓系統(tǒng)原理圖;結(jié)合模態(tài)分析法再次對(duì)機(jī)身進(jìn)行了輕量化的設(shè)計(jì)。3.建立了振動(dòng)輔助拉形的有限元模型;完成了AA2024材料的拉伸成形和回彈的有限元分析過程,得到了全程振動(dòng)下蒙皮的成形極限圖、厚度減薄率以及回彈量;探究了全程振動(dòng)輔助拉形在成形性、厚度減薄率、回彈方面對(duì)蒙皮零件具體的影響;確定了全程振動(dòng)下效果最佳的工藝參數(shù)。4.建立了階段振動(dòng)的拉伸成形、回彈仿真模型;研究了在特定頻率... 

【文章來源】：合肥工業(yè)大學(xué)安徽省 211工程院校 教育部直屬院校

【文章頁(yè)數(shù)】：87 頁(yè)

【學(xué)位級(jí)別】：碩士

【部分圖文】：

拉伸成形技術(shù)Fig.1.1Sretchformingtechnology

中回彈過大缺陷是飛機(jī)蒙皮最主要的問題。2.4.2 飛機(jī)蒙皮缺陷原因分析本文以單曲度飛機(jī)蒙皮為研究對(duì)象。如圖2.1所示，飛機(jī)蒙皮在拉伸成形過程中，先是模具頂端與板料接觸，如圖2.1（a）所示,然后板料漸漸包覆模具，直到最終成形，如圖2.1（b）所示。

圖 2.2 殘余應(yīng)力產(chǎn)生示意圖Fig.2.2 Schematic diagram of leading to the residual stress動(dòng)輔助拉伸成形工藝原理們已經(jīng)知道，拉伸成形時(shí)模具與板料之間一種存在的相當(dāng)大的摩擦部分變形情況不一致，各區(qū)域塑性變形與彈性變形相互影響，導(dǎo)致致。此外，成形后工件上殘留的應(yīng)力導(dǎo)致了蒙皮產(chǎn)生較大的回彈量。因此蒙皮零件缺陷問題最本質(zhì)的原因就是塑性變形的不均勻，即變形部分與未發(fā)生塑性變形部分相互牽制而形成的彈性應(yīng)力場(chǎng)。這在成形過程結(jié)束后殘留下來成為殘余應(yīng)力。而施加振動(dòng)就是要消除場(chǎng)，使得塑性變形更加均勻。振動(dòng)輔助成形的機(jī)理材料力學(xué)領(lǐng)域，有學(xué)者曾經(jīng)做過這樣一個(gè)經(jīng)典的實(shí)驗(yàn)：在材料試驗(yàn)復(fù)施以變幅度且逐漸遞增的載荷，之后記錄每施加一次后試件本身現(xiàn)屈服點(diǎn)的應(yīng)力值逐次增加，其拉伸應(yīng)力應(yīng)變曲線示意圖如圖2.3所

【參考文獻(xiàn)】：
期刊論文
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博士論文
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碩士論文
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本文編號(hào)：3137482