现如今,随着航空产业的迅猛发展,作为飞机心脏般存在的航空发动机也越来越被人们所重视,作为发动机最前端的帽罩是航空发动机进气口的重要组成部分,其成形质量和尺寸精度直接影响着发动机的安全性能。发动机帽罩一般采用冲压成形,因此其冲压模具的设计有着重要的研究意义。本文拟以航空发动机整流帽罩为研究对象,对航空发动机整流帽罩成形工艺的难点进行分析,由于起皱和拉裂是大型薄壁件拉伸中最常见的缺陷,因此本文对整流帽罩每次拉伸过程进行仿真分析,优化发动机帽罩的冲压成形工艺,重点对研究其拉伸成形工艺,设计出拉伸模具,并进行实验验证。本文对整流帽罩的材料特性和成形工艺进行研究分析,并综合考虑影响其成形的各种因素,结合理论数据计算,利用PAM-STAMP软件对发动机整流帽罩拉伸过程进行仿真。通过数值模拟,验证压边间隙、凸凹模间隙、凹模入口圆角、凸模底部圆角、凸模摩擦系数、压边圈与凹模摩擦系数等参数的选择,对模具设计和实际生产中起到了指导性的作用,成功预防零件在拉伸成形过程中的起皱和拉裂等缺陷。对零件的最大减薄率和成形极限图进行分析,优化零件成形工艺和模具结构,最终获得了较为合理的发动机整流帽罩冲压工艺。验证了本文中设计的四步拉伸工艺的合理性,并将设计的模具投入到生产中,在实际生产中,每道工序通过2-3件的调整,最终确定拉伸过程中的精确参数,从而得到合格的制件,制件尺寸合格,表面光滑,无起皱、拉裂缺陷,面轮廓度,材料最小减薄到1.02mm,符合零件设计要求。在后续的批产中,本模具制造的零件合格率达到96%,有效的避免零件因起皱和拉裂的缺陷造成的报废,达到了本文研究的目的。