CN103034167B

CN103034167B - 飞机结构件平筋顶面加工刀轨自动生成方法

Info

Publication number: CN103034167B
Application number: CN201210520981.3A
Authority: CN
Inventors: 杜宝瑞; 初宏震; 郑国磊; 唐云龙; 王碧玲; 陈俊; 陈树林; 绕有福
Original assignee: Shenyang Aircraft Industry Group Co Ltd
Current assignee: Shenyang Aircraft Industry Group Co Ltd
Priority date: 2013-01-10
Filing date: 2013-01-10
Publication date: 2014-12-24
Anticipated expiration: 2033-01-10
Also published as: CN103034167A

Abstract

本发明涉及一种飞机结构件平筋顶面加工刀轨自动生成方法，包括以下步骤：1）初始参数输入；2）近似骨架分支提取；3）骨架分支修正与合并；4）加工单元集构建；5）加工单元排序；6）最短路径刀轨数据生成。该算法可完成该平筋顶面数控加工最短刀具轨迹的计算及输出，在保证加工质量的前提下，可以显著地减少冗余刀轨，从而提高了飞机结构件平筋顶面加工效率。

Description

飞机结构件平筋顶面加工刀轨自动生成方法

技术领域

本发明涉及一种飞机结构件平筋顶面加工刀轨自动生成方法，用于对飞机结构件复杂平筋顶面的数控加工程序编制，属于飞机数字化数控编程技术领域。

背景技术

筋是飞机结构件中常见结构之一，可以将飞机结构件的筋特征描述为轮廓、槽腔加工完成后顶部待加工区域（范玉青.现代飞机制造技术[M]:北京：北京航空天大学出版社，2001）。因此其顶部待加工区域即筋顶面为筋的主要加工区域。飞机结构件在保证其强度与刚度前提下为减轻其自重而广泛选用筋类特征。近年来，国内有关学者针对筋顶面的快速数控加工编程技术展开了相应的研究。一种是基于图和工艺知识相融合的方法自动对筋特征进行数控加工编程（谭丰.飞机结构件筋特征快速数控编程技术研究与实现[D].南京:南京航空航天大学，2010）。该方法的核心在于基于常见筋特征几何拓扑结构以及相关的工艺知识构建相应规则对特征进行判断与分类，针对不同类型的特征采取不同的加工工艺方案进行数控加工编程。该技术对绝大多数筋特征适用，但对在处理筋类特征相交时，对于一些并不能完全满足其特征判定条件的特殊结构难以得到正确结果。另一种是基于广义槽分层识别技术的飞机壁板类零件自动数控加工编程方法（于芳芳.飞机整体壁板快速数控加工编程系统关键技术研究与开发[D].北京:北京航空航天大学，2009）。在基于该方法所设计开发的飞机壁板快速数控编程系统中，筋顶面被视为一类特殊的广义槽腹板面，通过偏置筋顶边界来构造槽铣（Pocketing）的外轮廓，最终将筋顶面的加工转化为了对腹板面的加工。该技术虽然能够解决筋特征相交问题，但由于未考虑筋顶的特殊形式即加工刀具直径远大于筋顶面宽度，因此由其所生成的数控代码的加工效率普遍较低。研究飞机结构件平筋顶面加工刀轨自动生成方法，提高数控加工效率及质量已成为高效数控加工技术急需解决的问题。

发明内容

本发明要解决的技术问题是提供一种飞机结构件平筋顶面加工刀轨自动生成方法，该算法可完成该平筋顶面数控加工最短刀具轨迹的计算及输出，在保证加工质量的前提下，可以显著地减少冗余刀轨，从而提高了飞机结构件平筋顶面加工效率。

为解决以上问题，本发明的具体技术方案如下：一种飞机结构件平筋顶面加工刀轨自动生成方法，包括以下步骤：

1）初始参数输入：输入筋顶面以及加工该筋顶面所用的工艺方案；

2）近似骨架分支提取：对步骤1）输入的筋顶面，进行边界离散，并基于离散的边界构建筋顶面约束的Delaunay三角剖分网格，从该剖分结果中提取筋顶面近似骨架分支集；

3）骨架分支修正与合并：在步骤2）的基础上，对筋顶面近似骨架分支集进行修正，判断修正后的骨架分支集中的骨架分支是否满足合并法则，若满足则进行合并；

4）加工单元集构建：将骨架分支集中的骨架分支设置为加工单元导引轮廓，待加工筋顶面设置为约束底面，并从工艺方案中读取有关非几何加工参数，从而构建该筋顶面的加工单元集；

5）加工单元排序：在步骤4）的基础上，对加工单元集中的加工单元构造初始筋顶加工单元序列，并依据加工路径最优目标对其进行排序，得到加工路径最优的筋顶加工单元链；

6）最短路径刀轨数据生成：是在步骤5）的基础上，将筋顶加工单元链与现有CAM系统进行无缝连接，从而自动生成筋顶面的加工刀轨以及数控加工代码。

该飞机结构件平筋顶面加工刀轨自动生成方法以骨架作为刀轨生成的导引轮廓，可以显著地减少冗余刀轨，从而提高加工效率；并且刀具总路径最短思想贯穿整个方法过程中，将极大地提高平筋顶面数控加工的速度和质量。故采用平筋顶面数控加工刀轨计算的方法将极大提高数控加工的质量，缩短制造乃至整个飞机生产周期。

附图说明

图1为待加工筋顶面实例图。

图2为三角形分类实例图。

图3为工艺圆角修正实例图。

图4为邻接端切矢条件实例图。

图5为筋顶加工刀轨实例图。

具体实施方式

一种飞机结构件平筋顶面加工刀轨自动生成方法，包括以下步骤：

本发明是建立在CAD/CAM系统平台上，实现飞机结构件平筋顶面数控加工刀轨计算的一种方法。

本发明中涉及的概念如下：

为表示CAM系统中每一个加工操作步（Machining Operation）所加工的区域及其加工方法，引入加工单元的概念。加工单元不仅包含了加工区域，还应该包含加工该区域所采用的加工方法及其参数。因此，对于本发明所涉及的筋顶特征，其加工单元c可以表示为c(V_m,M_m)，其中：V_m为加工单元所去除材料的体积，M_m表示一组加工参数，该加工参数包括几何加工参数与非几何加工参数即M_m(M_g,M_p)。其中M_g是与刀具轨迹生成相关的几何加工参数集；M_p是非几何加工参数集，包括刀具的几何参数与切削参数等，其值通常由工艺方案给定。而筋顶加工单元的几何加工参数集M_g的巴科斯-诺尔范式(BNF,Backus-NaurForm)如下：

<M_g>::=(<约束底面>,<导引轮廓>,<限制元素>)

<导引轮廓>::=(<导引轮廓线>,<加工方向>)

<限制元素>::=(<起点>,<终点>)

飞机结构件中的复杂筋顶面常存在多条筋顶支路，因此需要在保证加工质量与效率的前提下，将待加工筋顶面分解成满足一定条件的若干个筋顶加工单元，从而将对筋顶面的加工转换为对其若干个筋顶加工单元的加工，即C_r=D(f_r)，其中f_r为待加工筋顶面，C_r为f_r的筋顶加工单元集，即C_r={c_i|i＝1,2,...,n}，c_i为f_r的一个加工单元，D为筋顶加工单元分解算子。在加工过程中，为缩短辅助工时以提高加工效率，需以整体加工路径最短为目标对筋顶加工单元集中元素进行排序，从而得到一组由筋顶加工单元构成的序列，将此序列称为筋顶加工单元链。

下面结合附图对本发明的实施例进行详细的说明，本实施例是在以发明技术方案为前提下进行实施，给出了详细的实施方式和具体的实现过程，但是本发明的保护范围不限于下述实施实例。

本发明提出的刀轨计算实施的详细步骤如下：

步骤1）：初始参数输入。输入筋顶面f_r（如图1所示）以及加工该筋顶面所用的工艺方案p_i。

步骤2）：近似骨架分支提取。对筋顶面f_r，进行边界离散，并基于离散的边界构建筋顶面约束的Delaunay三角剖分网格，从而基于该剖分结果提取筋顶面近似骨架分支集。

近似骨架分支提取的详细流程如下：

（1）筋顶面边界离散。对于筋顶面f_r其边界L可以表示为L={l₁,l₂,......,l_n}n∈N,n≥2，其中l_i构成筋顶面边界的n条边，需要对这n条边分别进行离散化，得到该边界的离散点集。对于每条拓扑边l_i，依该边的弦长进行均匀采样，其采样点数p_i为：

p_{i} = \{\begin{matrix} 2 & s_{i} \leq H \\ 2 + [\frac{s_{i}}{H}] & s_{i} > H \end{matrix}

其中s_i为第i段边的长度，H为采样阈值。当边长小于H时，仅对该边的起点与终点进行采样。当边长s_i大于采样阈值时，需要根据边长与采样阈值的比例对该边上的点进行采样。采样阈值的大小需要根据筋顶加工刀具直径的大小进行确定，如果阈值设定的较大，采样点就会减少，会影响到生成中轴的精度。相反如果阈值设定较小，采样点会增多，虽然该方法生成的中轴线能较好的逼近理论中轴线，但是计算量较大，并且在筋条端部会产生一些细小分支。

（2）约束Delaunay三角网生成。对上述生成的离散点集，采用逐点插入法构建Delaunay三角网格。三角网格构成了平面空间剖分结果，将三角网格内每一个三角形称为三角形元。为了得到位于筋顶面内的三角形元作为构建筋顶面中轴的基础，根据三角形元重心p_G的位置对三角形元进行筛选：对于剖分三角网格集T中的三角形元t_i，如果其重心（（(x₁+x₂+x₂)/3,(y₁+y₂+y₃)/3））位于筋顶面f_r外，则将该三角形元从剖分三角网格集中删除，得到基于筋顶面边界约束的三角网格集。

（3）近似骨架分支提取。将约束Delaunay三角网格中的三角形元依据其邻接关系将其分为三类，如图2所示。I类三角形元仅与约束三角网格集中的一个三角形元邻接（共边），该类三角形元构成了三角网结构的边界节点；II类三角形元与约束三角网格集中的两个三角形元邻接，该类三角形元描述了中轴线（骨架）的延展方向；III类三角形元与约束三角网格集中的三个三角形元邻接，该类三角形元描述了三角形元的分支情况。I类与III类三角形元将整个筋顶面划分成若干个子区域，每一个子区域称为筋顶子区域。在每个子区域中，以三角形邻接边的中点为该局部的中心，将子区域中所有邻接边中点依次相连，即构成了该子区域的近似骨架分支。类似，即可得到筋顶面近似骨架分支集合S={s_i|i＝1,2,..,n}。

步骤3）骨架分支修正与合并。对筋顶面近似骨架分支集进行修正；判断修正后的骨架分支集中的骨架分支是否满足合并法则，若满足则进行合并。

（1）修正

由于边界离散点数的限制，基于Delaunay三角网格中提取出的近似骨架并不能完全与理论骨架相重合，因此需要对其进行修正。图3所示为常见的“T”字型筋顶面结构，其中ACF与BDG为工艺圆角所在圆弧，ACD与ABD为同一筋顶子区域R₁的II类三角形，CED为筋顶子区域R₁的边界III类三角形，点H,I,J分别为线段AB,AD,CD的中点，折线段HIJ为通过连接Delaunay三角形公共边中点而得到的区域R₁的近似骨架分支的一部分，但其与理论骨架分支存在较大的偏离，因此需要将有顶点位于工艺圆角所在圆弧的Delaunay三角形（ACD和ABD）的公共边中点（I）及其所在边线（HI,IJ）从近似骨架线上删除，并将其所在边线的另两个端点直接相连（H,J）即可得到修正后的近似骨架分支（HJ）。

（2）合并

筋顶骨架分支S_i与S_k的合并的条件如下：

<1>邻接条件：设骨架分支S_i与S_k所对应的筋顶子区域分别为R_i与R_k，如果则称骨架分支S_i与S_k邻接，并称骨架分支S_i与S_k满足邻接条件。

<2>邻接端切矢条件（如图4所示）：设满足邻接条件的两骨架分支S_i与S_k在邻接端端点的单位切矢为v_i与v_k（端点切矢的正方向为由曲线端点指向曲线内部），如果切矢v_i与v_k的夹角θ_ik满足θ_ik≥θ_m，（θ_m为合并夹角阈值），则称骨架分支S_i与S_k满足邻接端切矢条件。

对同时满足上述两条件的筋顶骨架分支S_i与S_k，可通过连接两骨架分支邻接端的端点对其进行合并。若一条骨架分支同时有多条骨架分支与其满足分支合并条件，则应选择与其切矢夹角最大的一条分支合并。

步骤4）加工单元集构建。将骨架分支集中的骨架分支设置为加工单元导引轮廓，待加工筋顶面设置为约束底面，并从工艺方案p_i中读取有关非几何加工参数，从而构建该筋顶面的加工单元集C_r。

步骤5）加工单元排序。对加工单元集C_r中的加工单元构造初始筋顶加工单元序列，并依据加工路径最优目标对其进行排序，得到加工路径最优的筋顶加工单元链。

加工单元排序的详细流程如下：

（1）对加工单元集中的加工单元构造初始筋顶加工单元序列L=(c₁，c₂,c₃,...,c_n)；

（2）计算加工路径总长其中P为筋顶面f_r的加工路径总长度，表示加工单元序列中加工单元c_i的加工方向终点与加工单元c_i+1的加工方向起点之间的长度，该距离表示两个加工单元之间的空程走刀距离；m_i为加工单元c_i的加工路径长度；

（3）以加工总路径最优为目标的筋顶加工单元排序目标函数为用混沌模拟退火算法对筋顶加工单元进行排序，并确定其加工方向，从而得到整体加工效率最优的筋顶加单元工链。

步骤6）最短路径刀轨数据生成。将筋顶加工单元链与现有CAM系统进行无缝连接，从而自动生成筋顶面的加工刀轨（如图5所示）以及数控加工代码。

Claims

1.一种飞机结构件平筋顶面加工刀轨自动生成方法，其特征在于包括以下步骤：

1）初始参数输入：输入平筋顶面以及加工该平筋顶面所用的工艺方案；

2）近似骨架分支提取：对步骤1）输入的平筋顶面，进行边界离散，并基于离散的边界构建平筋顶面约束的Delaunay三角剖分网格，从该剖分结果中提取平筋顶面近似骨架分支集；

3）骨架分支修正与合并：在步骤2）的基础上，对平筋顶面近似骨架分支集进行修正，判断修正后的骨架分支集中的骨架分支是否满足合并法则，若满足则进行合并；

4）加工单元集构建：将骨架分支集中的骨架分支设置为加工单元导引轮廓，待加工平筋顶面设置为约束底面，并从工艺方案中读取有关非几何加工参数，从而构建该平筋顶面的加工单元集；

6）最短路径刀轨数据生成：是在步骤5）的基础上，将筋顶加工单元链与现有CAM系统进行无缝连接，从而自动生成平筋顶面的加工刀轨以及数控加工代码。