[發明專利]一種熱拉彎模具及鈦合金型材的拉彎成形方法

在審

• 申請號: 201910876603.0
• 申請日: 2019-09-17
• 公開（公告）號: CN110666040A
• 公開（公告）日: 2020-01-10
• 發明（設計）人: 曾元松;劉寶勝;曹鳳超;吳為
• 申請（專利權）人: 中國航空制造技術研究院
• 主分類號: B21D37/10
• 分類號: B21D37/10;B21D37/16;B21D7/022
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本發明涉及一種熱拉彎模具及鈦合金型材的拉彎成形方法。該熱拉彎模具包括導電的自阻加熱模具、耐高溫的絕緣隔熱座、上安裝板和下安裝板，所述自阻加熱模具包括拉彎成形型面，所述絕緣隔熱座的外沿端部設有安裝凹槽，用于安裝所述自阻加熱模具，所述自阻加熱模具的兩端連接外部電源的兩極，在所述自阻加熱模具的拉彎成形型面上分隔有兩條開口間隙，將其分成三部分，使所述自阻加熱模具上的拉彎成形型面的電流走向形成“己”字形的回轉形式，所述上安裝板和所述下安裝板分別設在所述絕緣隔熱做的上表面和下表面，用于將其安裝在拉彎工裝的平臺上。

技術領域

本發明涉及金屬成形技術領域，特別是涉及一種熱拉彎模具及鈦合金型材的拉彎成形方法。

背景技術

碳纖維增強復材機身結構在先進民用和軍用飛機上的應用逐漸增多，鈦合金材料由于具有與復合材料的電勢相容性和耐沖擊性，在先進飛機中應用越來越多。鈦合金的鍛造、機械加工和熱處理質量控制困難及成本高昂，鈦合金彎曲型材成為復材機身承力構件的主要結構，被用于機身承力框梁長桁、中央翼盒、主起落架齒輪機構支架、以及艙門框等，因而鈦合金型材彎曲件的成形質量直接關系到飛機的裝配精度和使用壽命，成為影響飛機研制及保證飛機整體服役性能的技術關鍵，也是影響飛機制造周期、成本和效益的主要因素之一。鈦合金型材電熱拉彎成形技術作為成形鈦合金型材彎曲件的有效手段，該成形過程中熱拉彎模具的溫度是影響鈦合金型材彎曲件最終成形精度的主要因素，因此，高效又經濟的加熱鈦合金型材熱拉彎模具的設計方法的研究具有重要意義。

現有的加熱鈦合金型材熱拉彎模具設計技術有：

(1)與型材并聯的電熱帶加熱模具的方法：這種方法是利用與型材并聯的電熱帶加熱模具，采用并聯的形式同時實現將型材和模具加熱到預設溫度較難實現，且該拉彎模具中的中空狀結構復雜，模具制備工藝難度高，加熱后的中空狀拉彎模具在拉彎成形過程可靠性不足。

(2)帶有加熱裝置的保溫箱加熱模具的方法：這種方法是采用型材自阻加熱和加熱箱相結合的混合式型材電熱拉彎方法，是用加熱棒對拉彎模具整體進行加熱，升溫時間較長，效率低，能耗高。此外，當彎曲零件的尺寸變化時，模具和保溫箱都需要重新加工，成本過高。

因此，針對現有技術的不足，發明人提供了一種熱拉彎模具及鈦合金型材的拉彎成形方法。

發明內容

本發明實施例提供了一種熱拉彎模具及鈦合金型材的拉彎成形方法，通過自阻加熱模具的特殊結構，能夠保持較小尺寸截面同時快速升溫，模具具有較大的熱容量，保溫效果好，解決了型材拉彎成形中，升溫時間長，效率低，能耗高，成形可靠性低的問題。

第一方面，本發明的實施例提出了一種熱拉彎模具，包括導電的自阻加熱模具、耐高溫的絕緣隔熱座、上安裝板和下安裝板，所述自阻加熱模具包括拉彎成形型面，所述絕緣隔熱座的外沿端部設有安裝凹槽，用于安裝所述自阻加熱模具，所述自阻加熱模具的兩端連接外部電源的兩極，在所述自阻加熱模具的拉彎成形型面上分隔有兩條開口間隙，將其分成三部分，使所述自阻加熱模具上的拉彎成形型面的電流走向形成“己”字形的回轉形式，所述上安裝板和所述下安裝板分別設在所述絕緣隔熱做的上表面和下表面，用于將其安裝在拉彎工裝的平臺上。

進一步地，所述自阻加熱模具的拉彎成形部分為弧形結構，所述絕緣隔熱座上的安裝凹槽為與之相適配的弧形結構。

進一步地，所述自阻加熱模具的弧形結構部分對應的角度大于目標型材彎曲件的角度。

進一步地，所述自阻加熱模具上與電源兩極連接的兩端均加工成平面。

進一步地，所述自阻加熱模具上的兩條開口間隙將拉彎成形型面的截面三等分。

進一步地，所述絕緣隔熱座采用耐高溫石棉水泥板料或耐高溫絕緣云母制備獲得，所述上安裝板和所述下安裝板均采用金屬鋼板制備獲得。