基于正交試驗的汽車翼子板拉伸成形仿真研究＊

蔣 磊，王 龍，呂中原，王大鵬，張淳波，沈軍奇

（東風本田汽車有限公司 新車型中心，湖北武漢 430056）

1 引言

汽車覆蓋件的沖壓成形是一個包含幾何、材料非線性以及接觸、摩擦的復雜力學過程[1～2]，對于制件結構已經確定的汽車覆蓋件，影響其成形質量的主要因素為工藝參數和材料性能[3～4]。合理取值的壓邊力（Blank Holder Force，BHF）、良好的潤滑條件以及大小合適的材料厚向異性系數、屈服強度、抗拉強度是決定汽車覆蓋件能否穩定生產的先決條件[5]。翼子板作為車身上最重要的覆蓋件之一，具有形狀復雜、成形深度大、曲率起伏多變、表面質量要求高等特點[6]，對于沖壓工況和材料性能的要求較為苛刻。成形過程中工況條件的不穩定和材料力學性能參數的波動極易造成制件的開裂和起皺。因此，運用數學方法系統研究影響成形質量的工藝、材料等方面的因素，對解決此類制件的成形缺陷有著重要的意義。

近年來，國內外學者利用數學模型或者借助有限元分析軟件對汽車覆蓋件拉伸開裂、起皺的影響因素進行了諸多研究。郭強等基于遺傳算法的BP神經網絡求解了高強鋼車身側圍板最優工藝參數[7]，獲得了減薄率小于30%的車身側圍板。Peng Wu等采用正交試驗分析了壓邊力、模具間隙、摩擦系數以及凹模圓角對汽車翼子板拉伸成形的影響[8]，優先出最佳工藝參數組合，從而解決了翼子板開裂和起皺問題。韓龍帥等通過提高材料厚向異性系數和加工硬化指數[9]，并將網格應變試驗與有限元分析相結合，解決了汽車后門內板拉伸開裂問題。周志偉等構建了影響成形的工藝參數二階響應面法（RSM）模型[10]，運用改良型遺傳算法（GA）進行模型尋優，優化了汽車后備箱蓋板工藝參數，消除了后備箱蓋板開裂和起皺缺陷。上述研究主要是對工藝參數或者材料參數進行獨立分析，而對于工藝、材料對汽車覆蓋件拉伸開裂、起皺的綜合影響研究較少。

本文以某SUV車型翼子板為研究對象，綜合分析工藝參數與材料參數對其拉伸成形的影響，基于正交試驗法實現快速定位影響翼子板拉伸開裂、起皺的主要因素，并研究了各影響因素之間的相互作用，從而確定了翼子板拉伸成形工藝、材料參數的最優組合，提高了翼子板拉伸成形的穩定性。

2 試驗物理模型

2.1 翼子板幾何模型

翼子板制件三維幾何模型以及典型截面如圖1所示，制件輪廓尺寸為986×775×168mm，各部位成形深度大小不一，存在一定的差異。主棱線為小圓角設計風格，腰線圓角半徑為R7mm，輪眉線圓角半徑為R5mm。制件外表面由多個不同曲率的凸、凹弧面銜接構成。制件材料為JAC270D-45/45，料厚t=0.65mm，屬于一種深沖用雙面熱鍍鋅鐵合金板，合金鍍層重量為45g/m2，鍍層中鐵含量通常為8%～15%，其化學成分、力學性能與寶鋼DC54D+ZF材料相當。JAC270D-45/45材料力學性能參數如表1所示。

表1 材料力學性能參數

圖1 翼子板制件幾何模型

2.2 翼子板拉伸工藝模型

根據翼子板制件結構特點，在CATIA軟件GSD（Generative Surface Design）模塊中進行翼子板3D工藝模面設計，得到如圖2所示的拉伸工藝模型。為了提高材料利用率，將A區域的制件面展開作為壓料面的一部分，并采用了敞開式八字形拉伸筋，以避開修邊線。E區域外表面為小區率凹弧面，拉伸成形過程中受單向拉伸應力的影響，極易產生面畸變，為了降低面畸變對外觀質量的影響，該部位設計了隆起式余肉，以改善材料拉伸狀態。G區域的輪眉線圓角較小，存在滑移線風險，因此該部位也設計了隆起式余肉，在拉伸成形初始階段，工藝補充面的凸模圓角先于棱線圓角接觸板料，從而防止滑移線的發生。

圖2 翼子板拉伸工藝模型

2.3 翼子板拉伸成形有限元模型

在CATIA軟件中將翼子板拉伸工藝模型以IGS格式導出，并導入至AutoForm R8軟件中，然后依次進行沖壓方向設置、材料模型定義、工序規劃、板料設置、工具體模型設置以及工藝參數設置。其中凸模、壓邊圈、凹模均定義為剛性體模型，壓邊圈剛度設置為10MPa/mm，壓邊圈支撐類型選擇“Force Controlled”，拉伸行程設置為90mm。仿真所用的材料模型從寶鋼材料庫中選擇DC54D-ZF，板料為異型毛坯，需要使用專用落料模進行剪切成形，板料形狀與尺寸如圖3所示。

圖3 翼子板板料尺寸模型

本文所研究的翼子板為單動拉伸成形，即沖壓方向豎直向下，以凸模為加工基準，凹模由凸模偏置一個料厚（0.65mm）得到[11]。拉伸成形時，凹模向下運動，先與壓邊圈接觸并完成閉合，從而將板料壓緊，之后凹模、板料、壓邊圈作為一個整體，同步向下運動并逐步與凸模型面貼合，直至完成拉伸成形。由于AutoForm軟件的有限元網格為系統自動生成，所劃分的網格大小、數量往往無法滿足精確仿真的需求。為了保證翼子板成形仿真的精度，需要對有限元參數進行精細設置。其中，數模縫合公差設置為0.5mm，網格精度公差設置為0.05mm，最大單元變成設置為10mm，最大半徑穿透設置為0.16mm，最大單元夾角設置為22.5°，最大分裂等級設置為5級分裂，板料單元尺寸設置為12mm，初始細分等級選擇“Equal to Master”，網格單元類型選擇“EPS-11”，圓角處單元切向分裂選擇“on”，結束時間步大小設置為0.4mm，結束時間步數設置為5次，最大迭代次數設置為60次[12]。有限元參數設置完成后，利用AutoForm軟件的網格自動劃分功能生成自適應網格，得到如圖4所示的翼子板拉伸成形有限元模型。

圖4 翼子拉伸成形有限元模型

3 試驗結果與分析

3.1 工藝與材料參數設定

為了獲得翼子板的最優成形工藝與材料參數，在單獨研究各個因素的基礎上，運用正交試驗實施工藝與材料參數優化研究。翼子板的拉伸開裂缺陷可以利用最大減薄率來評價，起皺缺陷可以利用最大增厚率來評價。開裂和起皺屬于多指標問題，因此，需要綜合考慮。本次試驗以壓邊力BHF、摩擦系數μ、材料厚向異性系數r、材料屈服強度σs、材料抗拉強度Rm作為研究因素，每個因素設定4個水平，因此，采用了標準正交表L16（45）。因素水平表、正交試驗方案與結果分別如表2、表3所示。將16組試驗的工藝和材料參數在AutoForm軟件中分別進行設置和仿真分析，得到了分析結果即表3中的試驗結果。根據經驗，對于選用軟鋼材料的汽車覆蓋件，當減薄率大于25%時將會發生開裂，當增厚率大于10%時將會發生起皺。在本次試驗中，若制件減薄率小于25%，增厚率小于10%，則可判定制件質量合格。

表2 正交試驗因素水平表

表3 正交試驗方案與結果

3.2 正交試驗結果分析

極差分析可以十分直觀地顯現正交試驗中各變量因素對結果的影響程度，而方差分析法則可以對變量因素的顯著性進行檢驗。對翼子板拉伸成形正交試驗結果進行極差和方差分析，得到最大減薄率的極差和方差分析結果分別如表4、表5所示，最大增厚率的極差和方差分析結果別如表6、表7所示。

表5 最大減薄率方差分析

表7 最大增厚率方差分析

由表4、表6可知，各因素對翼子板最大減薄率和最大增厚率影響的主次順序均為A（壓邊力）>D（材料屈服強度）>C（材料厚向異性系數）>B（摩擦系數）>E（材料抗拉強度）。說明壓邊力是決定翼子板拉伸成形開裂、起皺與否的首要影響因素，而材料抗拉強度對翼子板拉伸成形開裂、起皺的影響不大。最優成形工藝和材料參數組合為A3D1C4B2E4，即BHF=1,100kN、σs=150MPa、r=1.9、μ=0.14、Rm=300MPa。在實際沖壓生產過程中，壓邊力可以通過壓力機的液壓拉伸墊進行線性調整，而摩擦系數則由板料清洗機的泵油量進行調節。因此，在選擇合適的壓邊力和摩擦系數之后，只需對材料的屈服強度和厚向異性系數進行周期性監控，嚴格控制其波動范圍，即可保證制件的批量穩定生產。

表4 最大減薄率極差分析

表6 最大增厚率極差分析

從表5、表7可以看出，因素A對于最大減薄率和最大增厚率均有著最為顯著影響，而因素E對于最大減薄率和最大增厚率的影響均不顯著，即壓邊力對最大減薄率和最大增厚率的影響最大，材料抗拉強度對最大減薄率和最大增厚率的影響最小。根據偏回歸系數F可知5個因素對最大減薄率和最大增厚率的影響主次順序均為A（壓邊力）>D（材料屈服強度）>C（材料厚向異性系數）>B（摩擦系數）>E（材料抗拉強度），與極差分析結果完全吻合，證明極差分析準確可信。

4 仿真結果分析

根據正交試驗結果極差和方差分析所得出的因素主次順序選取最優工藝與材料水平，在AutoForm軟件中將依次壓邊力設置為1,100kN，材料屈服強度設置為150MPa，材料厚向異性系數設置為1.9，摩擦系數設置為0.14，材料抗拉強度設置為300MPa。完成相應的工藝、材料參數設置后進行求解計算，得到如圖5、圖6所示的拉伸成形仿真結果。由圖5a可知，翼子板制件面及工藝補充面所有區域的應變均處于成形極限以內，且具有較大的安全裕度。由圖5b可知翼子板整體成形充分，制件區域內未出現塑性變形不足和極限減薄的情況，成形效果良好。由圖6可知，翼子板最大減薄率為21.9%，滿足減薄率應小于25%的開裂判斷標準；最大增厚率為9.2%，滿足增厚率應小于10%的起皺判斷標準，說明翼子板獲得了良好的成形質量，制件拉伸成形發生開裂和起皺的風險極小。

圖5 成形極限圖和成形性

圖6 翼子板厚度變化率云圖

5 試模驗證

利用正交試驗優化得到的工藝和材料參數組合，對翼子板進行拉伸成形試模驗證。最終調試得到的翼子板拉伸件實物如圖7所示，制件整體成形效果良好，制件各部位均未出現開裂和起皺缺陷，同時外表面亦未出現滑移線、沖擊線以及明顯的面畸變等缺陷。經質量檢驗后對制件各部位厚度進行了測量，得知所有區域厚度變化率均在-25～10%之間，與成形仿真結果基本一致，驗證了正交試驗方案的正確性。

圖7 翼子板拉伸件實物

6 結論

（1）通過正交試驗的極差分析和方差分析，得出影響翼子板最大減薄率和最大增厚率的影響因素主次順序為壓邊力>材料屈服強度>材料厚向異性系數>摩擦系數>材料抗拉強度，并確定了最優拉伸工藝和材料參數組合為壓邊力取值1,100kN、材料屈服強度取值150MPa、材料厚向異性系數取值1.9、摩擦系數取值0.14、材料抗拉強度取值300MPa。

（2）應用優化后的工藝和材料參數進行翼子板拉伸成形仿真，獲得良好的成形效果。試模驗證得變形充分，無開裂、起皺，外表面無滑移線、沖擊線以及面畸變的合格制件。試模結果與仿真結果高度吻合，驗證了正交試驗和有限元分析的準確性。

（3）研究結果表明，應用基于正交試驗有限元分析技術能夠改善翼子板的拉伸成形質量、提高翼子板的拉伸成形裕度、增強翼子板生產的穩定性，從而降低制件沖壓生產成本。