计算机辅助大型构件精确热成形的模具型面设计方法

摘要

本发明提供了一种计算机辅助大型构件精确热成形的模具型面设计方法，包括以构件目标型面作为初始型面，根据初始型面建立三维模型，再对拥有初始型面的模具进行从构件热成形温度降温至室温的降温模拟，得到降温模具型面，再以降温模具型面作为后续的成形回弹补偿迭代计算的初始值，本发明基于数学最优化基本思想，在构件成形回弹补偿的迭代过程之前确定一个离最优解更接近的初始值，然后再将初始值进行迭代，从而达到减少迭代次数的目的。相比于直接以构件目标型面作为迭代计算初始值的方式，本发明可减少约50％的迭代次数，大大的提高了求解效率，节约了模具设计人员的宝贵时间，尤其是对于大型构件，这一优势更加明显。

权利要求

1.一种计算机辅助大型构件精确热成形的模具型面设计方法，其特征在于，包括以下步骤：

1)以构件目标型面S0为模具原始型面B0，二者凹凸匹配，并根据B0设计对应的三维模具模型，在有限元分析软件中对型面为B0的模具进行从高温冷却至室温的降温模拟，得到降温后的模具，并提取降温后的模具的型面B1，其中，所述高温温度值等于所述构件对应的热成形保温阶段的温度值；

2)以所述降温后模具的型面B1作为初始型面，生成三维模具模型，在三维模具模型与构件原材料的基础上建立热成形仿真模型，在型面为B1的模具的基础上对构件原材料进行第一次热成形模拟，得到构件初始热成形型面S1，计算构件初始热成形型面S1各点与构件目标型面S0各点的初始成形误差u1，判断各点的初始成形误差u1是否均小于或等于工程误差允许的范围ε，若是，则以构件初始热成形型面S1所对应的模具型面B1作为最终所要得到的模具目标型面，若否，进入步骤3；

3)在有限元软件中，根据Si与S0间的误差大小，对构件热成形型面Si所对应的模具型面Bi进行第i次回弹补偿得到模具型面Bi+1，作为第i+1次热成形的模具型面，进入步骤4，所述i＝(1，2，3……n)；

4)根据模具型面Bi+1生成三维模具模型，在三维模具模型与构件原材料的基础上建立热成形仿真模型，在型面为Bi+1的模具的基础上对构件原材料进行热成形模拟，得到构件热成形型面Si+1，计算构件热成形型面Si+1各点与构件目标型面S0各点的成形误差ui+1，判断各点的成形误差ui+1是否均小于或等于工程误差允许的范围ε，若是，则以构件热成形型面Si+1所对应的模具型面Bi+1作为最终所要得到的模具目标型面，若否，则令i＝i+1，返回步骤3。

2.根据权利要求1所述的一种计算机辅助大型构件精确热成形的模具型面设计方法，其特征在于，所述三维模型的生成在CATIA、ProE或Solid works三维造型软件中完成。

3.根据权利要求1所述的一种计算机辅助大型构件精确热成形的模具型面设计方法，其特征在于，所述降温模拟与热成形模拟在ABAQUS、ANSYS或MSC有限元分析软件中完成。

4.根据权利要求1～3中任意一项所述的一种计算机辅助大型构件精确热成形的模具型面设计方法，其特征在于，所述构件的材质为合金或纤维树脂复合材料。

5.根据权利要求4所述的一种计算机辅助大型构件精确热成形的模具型面设计方法，其特征在于，所述热成形为铝合金在热压罐中的蠕变时效成形或纤维树脂复合材料在热压罐中的热压固化成形。

说明书

计算机辅助大型构件精确热成形的模具型面设计方法

技术领域

[0001] 本发明涉及金属板料及复合材料热成形制造技术领域，尤其涉及一种计算机辅助大型构件精确热成形的模具型面设计方法。

背景技术

[0002] 参见图1及图2，金属构件及复合材料构件的热成形过程均需要相应的成形模具型面给其赋予外形形状，成形模具型面的尺寸精度是构件形状尺寸精度的重要保障。现有的模具型面设计大多通过计算机辅助设计完成，目前的设计方法大多是直接将室温下的构件的目标型面作为成形模具的型面，而忽略了在构件热成形温度下成形模具型面的热膨胀变形对构件尺寸精度的影响。构件在热成形时的型面是靠在该热成形温度下热变形后的模具型面保证的，随着构件尺寸的增大，模具型面在热成形温度下的型面相比于室温时发生的热变形也较大，尤其是对于飞机蒙皮、飞机机翼这种大型构件，其长度可达十几米，相应的模具在热压成形温度与常温之间的形变量是可观的，其对构件尺寸精度的影响不可忽略，因此，现有技术中需要一种考虑模具热变形的模具型面设计方法来解决这个问题。

[0003] 中国专利201810739174.8所公开的一种用于热成形的回弹补偿方法，其过程包括三步，分别为：

[0004] 步骤S100：建立有限元仿真模型，进行构件蠕变时效成形后，得到蠕变构件；

[0005] 步骤S200：令每次迭代补偿回弹后的构件外型面为Pi(i＝0，1，2，3......，0表示首次仿真得到的回弹型面)，删除当前仿真使用的模具型面Mi(i＝0，1，2，3......，0表示首次仿真时输入的模具型面，即构件的目标型面)，计算所述蠕变构件回弹后的回弹外型面 Pi上各节点到目标型面Pgoal上各节点的垂直距离ΔZij，ΔZij表示第i次迭代后构件回弹型面上节点j到目标型面Pgoal的垂直距离，取各节点中所述垂直距离ΔZij的垂直距离最大值max(ΔZ)，判断是否所述垂直距离最大值max(ΔZ)≤工程误差，如果所述判断结果为是，则将所述构件回弹外型面Pi对应的当前模具型面Mi作为回弹补偿模具型面并进行步骤S300，如果所述判断结果为否则构建第i+1次仿真用的模具型面，并重复所述步骤 S100～200，直至所述判断为是；

[0006] 步骤S300：根据所述回弹补偿模具型面建立构件蠕变时效成形模具，对所述构件蠕变时效成形模具进行模具降温有限元仿真，得到回弹热膨胀模具型面，所述模具降温有限元仿真中设置初始温度为所述构件蠕变时效成形步骤中构件的成型温度并输入所述构件在所述蠕变时效成形步骤中的降温曲线。

[0007] 但是，专利201810739174.8所公开的方法的不足在于：一个是步骤S100与步骤S200 的重复迭代次数多，另一个是经过步骤S300后，后续的实体模具进行修模时的修模量会较大，增加工作量。具体地，对于上述第一个不足来说，如专利201810739174.8实施例中所述，对于整体尺寸为435.0mm长×293.7mm宽×17mm高的铝合金构件，其需要经过3 次迭代才能得到符合误差要求的模具型面。由于迭代计算工作量大，比较耗时，且对于飞机蒙皮、飞机机翼这种长度尺寸至少在10米以上的大型构件，计算机每迭代计算一次至少需要等待一天时间甚至更长时间，这就会耗费模具设计人员大量宝贵时间，考虑构件回弹的迭代计算，一般迭代次数在4～6次以上，严重影响工作效率。

[0008] 因此，现有技术中仍然需要一种实体修模量小、且可减少迭代计算量的大型构件精确热成形的模具型面设计方法，以减少模具设计人员的等待时间，提高工作效率。

发明内容

[0009] 本发明目的在于提供一种计算机辅助大型构件精确热成形的模具型面设计方法，以解决背景技术中提出的问题。

[0010] 一种计算机辅助大型构件精确热成形的模具型面设计方法，包括以下步骤：

[0011] 1)以构件目标型面S0为模具原始型面B0，二者凹凸匹配，并根据B0设计对应的三维模具模型，在有限元分析软件中对型面为B0的模具进行从高温冷却至室温的降温模拟，得到降温后的模具，并提取降温后的模具的型面B1，其中，所述高温温度值等于所述构件对应的热成形保温阶段的温度值；

[0012] 2)以所述降温后模具的型面B1作为初始型面，生成三维模具模型，在三维模具模型与构件原材料的基础上建立热成形仿真模型，在型面为B1的模具的基础上对构件原材料进行第一次热成形模拟，得到构件初始热成形型面S1，计算构件初始热成形型面S1各点与构件目标型面S0各点的初始成形误差u1，判断各点的初始成形误差u1是否均小于或等于工程误差允许的范围ε，若是，则以构件初始热成形型面S1所对应的模具型面B1作为最终所要得到的模具目标型面，若否，进入步骤3；

[0013] 3)在有限元软件中，根据Si与S0间的误差大小，对构件热成形型面Si所对应的模具型面Bi进行第i次回弹补偿计算，得到回弹补偿后的模具型面Bi+1作为第i+1次热成形的模具型面，进入步骤4，所述i＝(1，2，3……n)；

[0014] 4)根据模具型面Bi+1生成三维模具模型，在三维模具模型与构件原材料的基础上建立热成形仿真模型，在型面为Bi+1的模具的基础上对构件原材料进行热成形模拟，得到构件热成形型面Si+1，计算构件热成形型面Si+1各点与构件目标型面S0各点的成形误差ui+1，判断各点的成形误差ui+1是否均小于或等于工程误差允许的范围ε，若是，则以构件热成形型面Si+1所对应的模具型面Bi+1作为最终所要得到的模具目标型面，若否，则令i＝i+1，返回步骤3。

[0015] 所述三维模型的生成在CATIA、ProE或Solid works等三维造型软件中完成。

[0016] 所述降温模拟与热成形模拟在ABAQUS、ANSYS或MSC等有限元分析软件中完成。

[0017] 所述构件材质可为合金或纤维树脂复合材料，所述热成形相应的可为合金在热压罐中的蠕变时效成形或纤维树脂复合材料在热压罐中的热压固化成形。

[0018] 所述模具的材质可为碳钢或其他金属结构材料或非金属结构材料。

[0019] 本发明至少具有以下有益效果：

[0020] 本发明的计算机辅助大型构件精确热成形的模具设计方法，以模具降温型面B1作为迭代计算的初始值，模具降温型面B1比模具原始型面B0(即构件目标型面S0的凹凸匹配面) 更接近模具目标型面，相比于直接以构件目标型面S0作为迭代计算初始值的方式，本发明可减少约50％的迭代次数，大大的提高了求解效率，节约了模具设计人员的宝贵时间，尤其是对于大型构件，这一优势更加明显。

[0021] 本发明基于数学最优化基本思想，要想减少迭代次数，最好的方法之一就是能提供一个离最优解较近的迭代初始值，合理的迭代初始值对于迭代的效率是非常有效的。本发明的方法中，有限元降温求解到模具型面B1的过程就是提供合理迭代初始值的过程，后续的成形回弹迭代补偿过程就是求优过程。本发明先在构件成形和回弹补偿的迭代过程之前确定一个离最优解更接近的初始值，然后再将初始值进行迭代，从而达到减少迭代次数的目的。

[0022] 除了上面所描述的目的、特征和优点之外，本发明还有其它的目的、特征和优点。下面将参照图，对本发明作进一步详细的说明。

附图说明

[0023] 构成本申请的一部分的附图用来提供对本发明的进一步理解，本发明的示意性实施例及其说明用于解释本发明，并不构成对本发明的不当限定。在附图中：

[0024] 图1是构件在模具中的热成形过程示意图；

[0025] 图1包括图1a与图1b，其中图1a为构件热成形前的状态示意图，图1b为构件热成形过程中的状态示意图；

[0026] 图2是模具的热变形示意图；

[0027] 图2包括图2a与图2b，其中图2a为热变形前的模具，图2b为热变形后的模具；

[0028] 图3是本发明优选实施例的计算机辅助大型构件精确热成形的模具型面设计方法的步骤逻辑框图。

具体实施方式

[0029] 以下结合附图对本发明的实施例进行详细说明，但是本发明可以根据权利要求限定和覆盖的多种不同方式实施。

[0030] 参见图3的计算机辅助大型构件精确热成形的模具型面设计方法，包括以下步骤：

[0031] 1)以构件目标型面S0为模具原始型面B0(即模具型面的设计值)，二者凹凸匹配，并根据B0设计对应的三维模具模型，在有限元软件中，对型面为B0的模具进行从高温冷却至室温的降温模拟，得到降温后的模具，并提取降温后的模具的型面B1(即室温下的模具型面)，其中，所述高温温度值等于所述构件对应的热成形保温阶段的温度值；

[0032] 2)以所述降温后模具的型面B1作为初始型面，生成三维模具模型，在三维模具模型与构件原材料的基础上建立热成形仿真模型，在型面为B1的模具的基础上对构件原材料进行第一次热成形模拟，得到构件初始热成形型面S1，计算构件初始热成形型面S1各点与构件目标型面S0各点的初始成形误差u1，判断各点的初始成形误差u1是否均小于或等于工程误差允许的范围ε，若是，则以构件初始热成形型面S1所对应的模具型面B1作为最终所要得到的模具目标型面，若否，进入步骤3；

[0033] 3)在有限元软件中，根据Si与S0间的误差大小，对构件热成形型面Si所对应的模具型面Bi进行第i次回弹补偿计算(即根据卸压后构件发生回弹的变形量，对模具型面Bi进行修补)，得到Bi+1作为第i+1次热成形的模具型面，进入步骤4，所述i＝(1，2，3……n)；

[0034] 4)根据模具型面Bi+1生成三维模具模型，在三维模具模型与构件原材料的基础上建立热成形仿真模型，在型面为Bi+1的模具的基础上对构件原材料进行热成形模拟，得到构件热成形型面Si+1，计算构件热成形型面Si+1与构件目标型面S0各点各点的成形误差ui+1，判断各点的成形误差ui+1是否均小于或等于工程误差允许的范围ε，若是，则以构件热成形型面Si+1所对应的模具型面Bi+1作为最终所要得到的模具目标型面，若否，则令i＝i+1，返回步骤3。

[0035] 本发明的具体实施过程大致如下：

[0036] 在拿到构件产品设计的构件目标型面S0之后，先设计一款与之完全凹凸匹配(型面的曲率以及尺寸相等)的模具原始型面B0。

[0037] 在有限元软件中，把该模具原始型面B0，设置为是成形保温的高温(例如180℃或 200℃)时对应的模具型面，利用有限元分析软件模拟出它冷却至室温时的模具降温型面 B1的情况。

[0038] 计算机模拟在该模具降温型面B1上放上构件的原材料，例如平板状的铝合金板，或碳纤维树脂复合材料的预浸料，并对铝板进行蠕变时效成型，或对碳纤维树脂复合材料进行热压固化。此时所得的第一构件的构件初始热成形型面S1尺寸一般必然不符合设计的构件目标型面S0的误差要求，将S1与S0做数据对比。

[0039] 根据将S1与S0做数据对比对比后的偏差情况进行第一次计算机模拟的修模(即本发明所述构件回弹补偿过程)，修模后得到模具型面B2，之后进行第二次模拟构件蠕变成形过程得到第二构件的构件热成形型面S2，将S2与S0做数据对比，如此重复，直至生产出合格构件。即最终经过n次修模后和在第n+1次构件模拟成形过程后生产的构件Sn+1的尺寸与S0相比的误差在允许范围之内，则停止迭代，相应的模具Bn+1即为计算机设计出的合格模具。

[0040] 由于具体的降温模拟、热成形模拟(包括蠕变时效成形和热压固化成形)及构件回弹补偿计算方法均为现有技术，因此本发明中没有再详细描述。

[0041] 以上所述仅为本发明的优选实施例而已，并不用于限制本发明，对于本领域的技术人员来说，本发明可以有各种更改和变化。凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。