張勇兵 ， 蘇艷紅 ， 鄭再陽(yáng)

（1.中航工業(yè)成都飛機(jī)工業(yè)（集團(tuán)）有限責(zé)任公司，成都 610091；2.成都航空職業(yè)技術(shù)學(xué)院,成都 610100）

現(xiàn)代民用客機(jī)的蒙皮材料正在向金屬?gòu)?fù)合材料方向發(fā)展，但以鋁合金材料為主的金屬材料仍在大量應(yīng)用。波音787飛機(jī)蒙皮以非金屬?gòu)?fù)合材料為主、鋁合金材料為輔，空客A380飛機(jī)蒙皮以鋁合金料為主、金屬?gòu)?fù)合材料為輔，其他型號(hào)的民用客機(jī)蒙皮也在同時(shí)運(yùn)用金屬材料和非金屬?gòu)?fù)合材料。因此，研究金屬材料蒙皮的高質(zhì)量、低成本成形仍具有廣泛的現(xiàn)實(shí)意義。

復(fù)雜曲面的鋁合金材料蒙皮主要采用拉形工藝，每架飛機(jī)的蒙皮數(shù)量從數(shù)十張到數(shù)百?gòu)埐坏?，每張?fù)雜曲面的鋁合金蒙皮都需要一套對(duì)應(yīng)的拉形模。拉形模質(zhì)量決定每張蒙皮的幾何精度質(zhì)量和表面質(zhì)量，拉形模是確保鋁合金蒙皮質(zhì)量的重要工藝裝備。單套拉形模的制造成本從數(shù)萬(wàn)元到數(shù)十萬(wàn)元不等，每個(gè)機(jī)型的拉形?？偝杀緯?huì)達(dá)數(shù)百萬(wàn)元甚至上千萬(wàn)元。

因此，拉形模制造總成本是飛機(jī)制造總成本的重要組成部分?；诖耍嵘文Ｙ|(zhì)量、降低拉形模成本是各航空工藝裝備制造商研究的重要內(nèi)容之一[1]。

近年來(lái)，大型拉形模需求越來(lái)越多，但在生產(chǎn)過(guò)程中發(fā)現(xiàn)拉形?？汕邢魉芰闲兔骈_(kāi)裂現(xiàn)象越來(lái)越普遍，成為影響飛機(jī)研制、批量生產(chǎn)的重大質(zhì)量問(wèn)題。

1 拉形模型面開(kāi)裂的原因分析

1.1 傳統(tǒng)的拉形模結(jié)構(gòu)

早期的拉形模結(jié)構(gòu)是“木質(zhì)基體+環(huán)氧樹(shù)脂型面”，由于木質(zhì)基體容易變形、破損、腐爛，壽命短、精度差，而且用于制造大型拉形模（民用客機(jī)蒙皮長(zhǎng)度一般都超過(guò)3m，有的達(dá)到10m有余）時(shí)木質(zhì)基體與可切削塑料層均開(kāi)裂嚴(yán)重，如圖1所示。

為解決大型木質(zhì)基體拉型模的開(kāi)裂問(wèn)題，近年來(lái)采用的拉形模結(jié)構(gòu)為“鋼框架+鐵絲網(wǎng)+石英砂+可切削塑料”，如圖2～3所示。

采用鋼框架代替木質(zhì)基體解決了木質(zhì)基體存在的缺陷，但使用一段時(shí)間后，發(fā)現(xiàn)此種結(jié)構(gòu)的拉形模表面可切削塑料層仍然極易開(kāi)裂，嚴(yán)重影響型面、定位孔、刻線的精度，如圖4所示。

1.2 型面開(kāi)裂原因分析

1.2.1 多種材料膨脹系數(shù)不一致產(chǎn)生的開(kāi)裂

可切削塑料固化時(shí)會(huì)產(chǎn)生大量熱量，封閉區(qū)域最高溫度達(dá)到90℃左右，這些熱量、高溫會(huì)引起鋼框架、石英砂、鐵絲網(wǎng)、可切削塑料各自熱膨脹、冷收縮。幾種材料的熱膨脹系數(shù)不一致，會(huì)導(dǎo)致各自的膨脹量和收縮量不同，再加上可切削塑料本身固化收縮率就達(dá)到0.1%～2%，固化過(guò)程中內(nèi)部將產(chǎn)生大量張應(yīng)力，拉形模越大、收縮量差值越大、內(nèi)部產(chǎn)生的張應(yīng)力越大，在可切削塑料本身塑性較差、脆性較大的情況下，可切削塑料在澆注過(guò)程中就可能開(kāi)裂。

圖1 木質(zhì)基體拉型?；w、型面同時(shí)開(kāi)裂Fig.1 Crackle appearing in the woody base and the surface of the stretching tool at the same time

圖2 鋼框架Fig.2 Steel frame

圖3 鋼框架拉形模結(jié)構(gòu)Fig.3 Structure of stretching tool with steel frame

1.2.2 大尺寸模具使用過(guò)程中引起的變形開(kāi)裂

大型拉形模尺寸達(dá)到5m以上，重量達(dá)到5t以上，實(shí)物在吊運(yùn)、翻身、加工過(guò)程中存在各種沖擊力，會(huì)引起鋼框架產(chǎn)生輕微的彎曲、扭曲彈性變形，在可切削塑料本身塑性較差、脆性較大的情況下，可切削塑料在拉形模吊運(yùn)、翻身、加工過(guò)程中可能開(kāi)裂。

圖4 框架式拉形模型面開(kāi)裂Fig.4 Crackle appearing on the surface of the stretching tool with steel frame

1.2.3 材料性能引起的開(kāi)裂

大型客機(jī)蒙皮尺寸遠(yuǎn)遠(yuǎn)大于小型飛機(jī)蒙皮，拉形模尺寸從1m左右增加到10m左右，拉形力從幾十t加大到幾百t，傳統(tǒng)結(jié)構(gòu)拉形模的剛性、強(qiáng)度、抗撓度可能難以滿足大型蒙皮拉形的需要，因此可切削塑料在蒙皮拉形過(guò)程中可能開(kāi)裂。

1.2.4 保管、存放過(guò)程引起的開(kāi)裂

拉形模存放環(huán)境無(wú)法達(dá)到恒溫要求，庫(kù)房溫度與外部溫度相近，春夏秋冬、白天夜晚的溫差較大，幾種材料的熱膨脹系數(shù)相差較大，隨時(shí)循環(huán)產(chǎn)生大量張應(yīng)力，由于可切削塑料塑性較差、脆性較大，因此可切削塑料在拉形模存放期間可能開(kāi)裂。

拉形模開(kāi)裂后需要進(jìn)行返修，投入的成本很高、周期很長(zhǎng)，急需再次改進(jìn)拉形模結(jié)構(gòu)。

2 基于預(yù)防型面開(kāi)裂的拉形模新結(jié)構(gòu)

再次改進(jìn)的拉形模新結(jié)構(gòu)采用鑄鋁作為基體，鑄鋁型面上開(kāi)出縱橫交錯(cuò)的燕尾槽，表面再澆注可切削塑料如圖5～6所示。

2.1 新結(jié)構(gòu)的優(yōu)點(diǎn)

（1）鑄鋁基體是帶減輕框的整體結(jié)構(gòu)，強(qiáng)度、剛性、抗撓度性能等均優(yōu)于鋼框架，表面的可切削塑料層在拉形模吊運(yùn)、翻身、加工過(guò)程中受到的各種沖擊力的影響顯著減小，能有效降低可切削塑料在制造過(guò)程中的開(kāi)裂幾率。

（2）鑄鋁材料導(dǎo)熱性好，能快速傳導(dǎo)可切削塑料固化產(chǎn)生的熱量，降低可切削塑料溫度及兩種材料的溫差，能有效降低固化過(guò)程中因兩種材料熱膨脹系數(shù)不一致引起的開(kāi)裂。

（3）鑄鋁基體間距100mm左右的燕尾槽能牢牢箍緊表面的可切削塑料，有效防止可切削塑料脫層，而且能將可切削塑料熱膨脹、冷收縮限制在燕尾槽形成的“口”形區(qū)域，這樣，熱膨脹量、冷收縮量很?。s0.1～0.2mm），相比以前的鋼框架結(jié)構(gòu)降低了很多（5m長(zhǎng)度的可切削塑料理論整體收縮量達(dá)到5mm～10mm），能有效消除固化過(guò)程、存放期間環(huán)境溫差導(dǎo)致的可切削塑料的開(kāi)裂幾率。

（4）鑄鋁基體有40mm左右的型面厚度，能支撐表面可切削塑料層承受蒙皮拉形過(guò)程中的巨大壓力，有效降低蒙皮拉形過(guò)程中可切削塑料的開(kāi)裂幾率。完工后的大型拉形模如圖7所示。

圖5 拉形模新結(jié)構(gòu)Fig.5 New structure of stretching tool

圖6 鑄鋁基體表面燕尾槽Fig.6 Dovetail groove on the base made of cast aluminium

圖7 完工后的大型拉形模Fig.7 Finished large stretching tool

3 結(jié)束語(yǔ)

自2012年開(kāi)始采用帶燕尾槽的鑄鋁基體+可切削塑料結(jié)構(gòu)以來(lái)，已經(jīng)新制、復(fù)制了數(shù)百套大型拉形模，未出現(xiàn)1例開(kāi)裂現(xiàn)象，提升了拉形模質(zhì)量、壽命，節(jié)約了大量返工、返修成本，經(jīng)濟(jì)效益和社會(huì)效益顯著。

[1]蘇艷紅, 張勇兵.可切削塑料在飛機(jī)蒙皮拉形模中的應(yīng)用[J].模具工業(yè), 2012,38(12):12-14.

SU Yanhong, ZHANG Yongbing.Application of machinable plastic in stretching tool for aircraft skin[J].Die & Mould Industry, 2012, 38(12):12-14.

[2]蘇艷紅.數(shù)字化環(huán)境下的拉型模制造[J].工具技術(shù), 2009,43(10):72-75.

SU Yanhong.Manufacturing stretch bending die in digital environment[J].Tool Engineering, 2009, 43(10):72-75.

[3]《航空制造工程手冊(cè)》總編委會(huì).航空制造工程手冊(cè)·飛機(jī)鈑金工藝[M].北京：航空工業(yè)出版社， 1995:353-366.

Aeronautical Manufacturing Technology ManualChief Editorial Committee.Aeronautical manufacturing engineering handbook·aircraft sheet metal process[M].Beijing: Aviation Industry Press, 1995:353-366.

[4]《航空制造工程手冊(cè)》總編委會(huì).航空制造工程手冊(cè)·飛機(jī)工藝裝備[M].北京：航空工業(yè)出版社，1995:525-542.

Aeronautical Manufacturing Technology ManualChief Editorial Committee.Aeronautical manufacturing engineering handbook·aircraft tooling[M].Beijing: Aviation Industry Press, 1995:525-542.

[5]楊乃賓.新一代大型客機(jī)復(fù)合材料結(jié)構(gòu)[J].航空學(xué)報(bào), 2008,29(3):596-604.

YANG Naibin.Composite structures for new generation large commercial jet[J].Acta Aeronautica et Astronautica Sinica, 2008,29(3):596-604.

[6]張彥敏，周賢賓.飛機(jī)蒙皮拉伸成形工藝參數(shù)優(yōu)化[J].航空學(xué)報(bào), 2006, 27(6):1203-1208.

ZHANG Yanmin, ZHOU Xianbin.Parameter optimization in aircraft skin stretch forming process[J].Acta Aeronautica et Astronautica Sinica,2006, 27(6):1203-1208.

[7]韓金全，萬(wàn)敏，袁勝，等.飛機(jī)復(fù)雜蒙皮拉形模具型面設(shè)計(jì)方法[J].北京航空航天大學(xué)學(xué)報(bào), 2008, 34(11):1360-1363.

HAN Jinquan, WAN Min, YUAN Sheng, et al.Design method for surface of stretching tool for complex aircraft skin[J].Journal of Beijing University of Aeronautics and Astronautics, 2008, 34(11):1360-1363.

[8]李東升,于成龍,李小強(qiáng),等.飛機(jī)蒙皮多點(diǎn)模具拉形制造應(yīng)用體系研究[J].航空制造技術(shù), 2012(7):42-44.

LI Dongsheng, YU Chenglong, LI Xiaoqiang, et al.Research on multipoint mould stretch forming process application system for aircraft skin[J].Aeronautical Manufacturing Technology, 2012(7):42-44.

[9]韓金全，萬(wàn)敏，李衛(wèi)東.基于回彈的飛機(jī)蒙皮拉形模型面修模技術(shù)研究[J].機(jī)械工程學(xué)報(bào), 2009, 45(11):184-188.

HAN Jinquan, WAN Min, LI Weidong.Surface improvement based on springback compensation for aircraft skin stretching tool[J].Journal of Mechanical Engineering, 2009, 45(11):184-188.