技术领域
[0001] 本
发明涉及一种制造长形部件的方法。更具体地，本发明涉及一种通过由差别
接触三点弯曲操作引起塑性
变形而制造诸如航空器机翼
纵梁的长形航空器部件的方法。
背景技术
[0002] 诸如航空器纵梁的部件需要成形为机翼空
气动力学轮廓。为了实现这一点，通过差别接触三点弯曲使纵梁塑性变形。通过“差别接触三点弯曲”，我们意指一种过程，通过该过程，纵梁在第一侧上被
支撑在两个间隔的
位置。从第二、相反的侧上在其间施加
冲压以便引起弯曲力矩，从而引起局部塑性变形。因为纵梁随着冲压进行而变形，与冲头和
支架的接触面积可能改变。这不是经典的三点弯曲
载荷情况（该力不是点载荷），并且因此被定义为“差别接触”。
[0003] 这种方法的一个问题是，纵梁将在弯曲力矩被释放之后由于其弹性而弹回。已知成形方法是不可预测的。操作者将试图估计提供给定塑性变形所需的冲压运动的量。冲压以估计值被施加到纵梁，并且冲头一缩回就测量塑性变形。如果变形
水平太低，操作者将估计更大的冲压距离并且再施加该冲压。在相同的位置施加连续的弯曲操作直到实现所需变形。冲压信息随后被存储并且应用于下一个部件，以此类推，直到所需“第一次”冲压运动被改善到满意的程度。
[0004] 典型的18m纵梁沿其长度将具有达到250个冲压部位。因此，希望在每一站减小冲压操作的数量。
[0005] 如果纵梁过度变形（即，当被冲压时经历太多变形），由于这种部件非常昂贵，因此刮削该部件是不可行的。因此，相反弯曲力矩（再次，由操作者估计）被施加到该部件以逆转该变形。这种重复和反向施加塑性变形到纵梁会引起诸如加工硬化和疲劳的问题。
[0006] 因为用于航空行业的纵梁的复杂且变化的几何形状，通过分析方法预测纵梁塑性变形是不适当的。
[0007] 一种替代方案是使用诸如
有限元分析FEA的数值模拟来预测每一个冲压部位处的纵梁的变形。不仅单个纵梁的分析将需要在每一个冲压阶段被重复（以便达到需要的塑性变形），而且因为纵梁沿其长度的变化的横截面，将需要为每一个离散的冲压位置执行这些分析。这将是极其费时的并且对于计算资源来说是高成本的。
发明内容
[0008] 本发明的目标是提供改进的制造方法，该方法减轻
现有技术的“反复试验”方法，同时利用数值模拟的益处而没有不适当的负担。
[0009] 根据本发明，提供一种制造长形部件的方法，该方法包括以下步骤：
[0010] 提供冲压设备，所述冲压设备构造成通过在两个支架之间的冲压部位使冲头推进一冲压距离而将差别接触（differential contact）三点弯曲载荷施加到所述部件，[0011] 基于所述冲压部位Ixx处的所述部件的第二
惯性力矩，所述冲压部位Y处的所述部件的
中性轴线距离的部位和所述冲压部位处的所述部件的所需塑性变形d塑性,计算冲压行程d冲压，
[0012] 通过使所述冲头移动所述冲压行程，使所述长形部件在所述冲压部位处弯曲。
[0013] 优选地，通过使所需塑性变形d塑性以如下形式的n阶多项式与所述冲压部位Ixx处的所述部件的第二惯性力矩和所述冲压部位Y处的中性轴线距离相关，计算冲压行程：
[0014]
[0015] 其中Bi是所述冲压行程（d冲压）的函数。
[0016] 优选地：
[0017]
[0018] 其中BBij是常数。
[0019] 优选地，n=m=2;即多项式是二次的。
[0020] 优选地，根据以下表达式计算冲压行程：
[0021]
[0022] 其中BB1a、BB1b等是常数。
[0023] 优选地，根据冲压部位处的纵梁的横截面解析计算d弹性。
[0024] 常数BB1a、BB1b等优选地根据数值模拟（它可以是有限元分析）的代表性样本被统计地计算。
附图说明
[0025] 现在将参考附图描述根据本发明的方法，其中：
[0026] 图1a是正经受冲压操作的纵梁的视图；
[0027] 图1b是在冲压前的图1a的纵梁的放大视图；
[0028] 图1c是在冲压操作期间的类似于图1b的放大视图；并且
[0029] 图1d是在冲压之后的类似于图1b和1c的放大视图；
[0030] 图2a和图2b示出了一系列代表性I型纵梁几何形状的例子；
[0031] 图3a示出了为图2b中列出的横截面的每一个运行从4到11mm的8个不同值代表性数量的FEA模拟而得到的d冲压结果；
[0032] 图3b以d塑性/Ixx对Y的值绘制出了图2b中的FEA模拟结果。
[0033] 图4a到图4c绘制出了d冲压和B1、B2、B3中的每一个之间的关系。
具体实施方式
[0034] 参考图1a，示出长形航空器机翼纵梁10，它具有上表面12和下表面14。如图1b中所示，示例纵梁是具有顶部凸缘24和底部凸缘26的I型梁。
[0035] 纵梁10在其下表面14处被支撑在两个空间支架16、18上，该两个空间支架被支撑在地面20上。冲头22可以沿竖直方向移动以便使纵梁10在两个支架16、18之间变形。这种冲压设备是已知的并且在这里将不被详细描述。
[0036] 为了使纵梁变形到希望航空器机翼的轮廓，冲头22以力F向下推进一冲压偏移d冲压。D冲压被定义为冲头22从与纵梁10的顶表面12接触的起始位置前进到图1c的位置的量。
[0037] 如图1c中示出的，在冲头22前进时，纵梁10弹性地并且最后塑性地变形。纵梁在与冲头接触的点处的总变形是d冲压。
[0038] 参考图1d，冲头22已经缩回并且纵梁10将弹回弹性冲压极限d弹性，留下最终的冲压变形d塑性。如上面提及的，获得所需d塑性的方法是使梁渐进地变形，重复图1c和1d的步骤，记录d冲压和d塑性直到满足希望的变形。然后，沿该梁在那个点的后续成形操作用于改善该方法直到为所需d塑性找到合适的d冲压。
[0039] 纵梁横截面在尺寸和形状上沿它们的长度变化。因此，必须为每一个单独的冲压部位（存在许多冲压部位）执行现有技术
迭代过程。
[0040] 假定第二惯性力矩和支架16、18之间的纵梁的中性轴线是不变的，可以进行如下计算d塑性：
[0041]
[0042] 其中：
[0043] IXX=梁横截面的第二惯性力矩，
[0044] Y=梁横截面的中性轴线，
[0045] B1=冲压运动d冲压的二次函数(见下文)
[0046] B2=冲压运动d冲压的二次函数(见下文)
[0047] B3=冲压运动d冲压的二次函数(见下文)2
[0048] B1=BB1a(d冲压-d弹性)+BB1b(d冲压-d弹性) （2a）2
[0049] B2=BB2a(d冲压-d弹性)+BB2b(d冲压-d弹性) （2b）2
[0050] B3=BB3a(d冲压-d弹性)+BB3b(d冲压-d弹性) （2c）
[0051] 其中：
[0052] BB1a、BB1b等是要被确定的材料相依常数。
[0053] 这一系列的方程是不确定的。因此使用数值求解。各个常数（BB1a、BB1b等等）的值来源于许多选择性数值有限元分析模拟。一系列代表性I型纵梁几何形状的例子在图2a和2b中被示出。
[0054] 一旦已经为图2b中列出的横截面的每一个运行代表性数量的FEA模拟，比方说，从4到11mm的8个不同值的d冲压，其结果可以被总结为如图3a中所示并且以d塑性/Ixx对Y的值被绘制为如图3b中所示。因此，用于每一个不变的d冲压的值的这些图代表上面的方程（1）。
[0055] 根据这个分析，保存一系列曲线使得常数BB1a，BB1b等等可以相对于（d冲压-d弹性）被绘制。（NB弹性冲压极限d弹性被解析地确定）。最小二乘法用于计算BB1a、BB1b等等的值。
[0056] 这允许d冲压和B1、B2、B3中的每一个之间的关系被绘制（见图4a到4c）并且因此允许BB1a、BB1b等等的值通过最小二乘回归被确定。
[0057] 一旦所有的常数已经被确定，可以使用以下关系预测作为所需塑性变形d塑性的函数的d冲压的值：
[0058]
[0059] 此外，本发明提供一种使用该过程所需的冲压力的预测的制造方法。
[0060] 上述
实施例的各种变体落在本发明的范围内。
