CN104182795B - 基于中间特征的飞机结构件数控加工切削参数优化方法 - Google Patents

Abstract

一种基于中间特征的飞机结构件数控加工切削参数优化方法，其特征是首先基于零件CAD三维模型进行特征识别，根据特征识别结果提取驱动几何、拓扑信息和工艺信息，进而获取零件中间状态，其次，根据中间状态信息对特征进行力学模型匹配并计算切削力、变形、功率等约束条件，再利用遗传算法，通过工艺决策，对转速、进给、切深、切宽等工艺参数进行优化，得到最终加工参数，最后在中间状态的切削参数优化的基础上，针对零件每个特征的实际加工状况进行参数优化。本发明能使飞机结构件的每个特征的加工操作效率提高，进而使整体加工的效率提高，并且由于参数优化过程考虑了加工稳定性，进而提高了加工质量和加工的稳定性。

Description

基于中间特征的飞机结构件数控加工切削参数优化方法

技术领域

本发明涉及一种数控加工技术，尤其涉及一种飞机结构件加工切削参数优化方法，具体地说是一种基于中间特征的飞机结构件数控加工切削参数优化方法。

背景技术

飞机结构件具有尺寸大、加工精度高、结构复杂等特点，使飞机结构件在加工过程中经常出现由于个别刚性较差特征的加工出现问题，导致整个结构件报废的情况，因此飞机结构件的加工经常以最差刚性位置的切削参数为基准加工整个结构件，其切削参数过于保守，机床利用率较低，导致整体加工效率低下，使得生产成本增加。因此在飞机结构件加工过程中要进行适当的切削参数优化。目前切削参数优化方法主要有动态规划优化算法、智能算法、遗传算法。

动态规划优化算法，既可以优化连续变量和离散变量，又可以获得全局最优解，由于其优化效率低，优化时间长，不适用于优化参数较多、数值变动较大、且数值间相互独立的优化情况；智能算法，基于神经网络优化切削参数，得到的优化结果容易出现局部最小值或不收敛等现象，也不适用于飞机结构件加工的切削参数优化。遗传算法，不仅考虑到全局优化，并且运行稳定，是一种比较成熟的方法，目前得到广泛的应用。

虽然切削参数优化方法有很多，但是大部分切削参数优化方法都是集中在零件最终状态的研究，很少有人从事零件中间状态的切削参数优化研究，目前较新的科研是BudakE等人提出一种零件动力学参数预测的方法，在满足加工稳定性的前提下对切深和主轴转速进行优化，由于此研究是基于有限元的基础之上，计算量大，计算速度缓慢，对于大型零件很难适用。

基于中间特征的飞机结构件数控加工切削参数优化方法，。此项研究可以与CAM软件集成，实现切削参数的自动化选择。

发明内容

本发明的目的是针对切削参数优化方法存在计算量大，计算速度缓慢，很难适用于飞机结构之类的大型零件的问题，发明一种于中间特征的飞机结构件数控加工切削参数优化方法，以便自动有效地判断每一个特征的动态变化，进而获取零件中间状态，计算其约束条件。利用遗传算法对切削参数进行优化，提高加工效率，充分利用机床，降低加工成本，实现效益的提升。

本发明的技术方案是：

一种基于中间特征的飞机结构件数控加工切削参数优化方法，其特征在于，包括以下步骤:

步骤1、选取加工工步，自动获取加工操作；

步骤2、选择零件体，通过特征识别，获取零件特征的几何信息及拓扑信息；

步骤3、根据工艺决策获取工艺信息；

步骤4、根据零件特征的几何信息与工艺信息计算零件的中间状态；

步骤5、通过特征中间状态匹配力学模型，计算零件刚度；

步骤6、计算约束条件；

步骤7、通过遗传算法进行工艺决策，优化切削参数；

步骤8、通过后置处理进一步优化切削参数。

所述的零件特征的几何信息指通过属性面边图的方法获取特征的长度，宽度等信息；所述的拓扑信息指通过信息的查找，找到与特征相邻的特征，获取面的厚度等信息。

所述的特征中间状态指在加工之前通过特征的实际几何信息、拓扑信息和工艺信息等构成的中间过程加工状态，中间特征的构建是通过得到零件的最终尺寸信息，上一步加工的切削余量，切削参数，以及加工顺序等信息进行有效相加获得的特征。

所述的工艺信息，指切削参数，刀具，加工顺序以及上一步加工余量等加工信息。

所述的简化的力学模型，是将内型、腹板、筋顶等特征，根据刀具走刀轨迹，简化成材料力学里的单约束悬臂梁，两端支持的简支梁，反面带有支撑点的简支梁以及两个悬臂梁铰接等四种结构。

所述的特征的中间状态，主要考虑内型的加工顺序Bol，厚度t_profile，加工余量t_pallo，腹板的加工顺序，厚度t_brofile，加工余量t_ballo等信息，计算公式为：

t_profile＝t_pact+t_pallo+Bol*t_pallo

t_bottom＝t_bact+t_ballo。

所述的变形量计算，是根据四种简化的力学结构，用E代表弹性模量，用w_max代表最大挠度，M代表弯矩，F代表径向切削力，l代表外伸长度，x为所选截面的横坐标，C、D为积分常数，l_l为外伸长度，I_w代表转动惯量，b为矩形截面的宽，h为矩形截面的高，计算得到最大挠度值为：

所述的变形量与公差对比，原因在于当变形量大于公差时，零件的变形会导致欠切，使得最终无法达到精度要求。

所述的后置处理优化切削参数，通过刀位点关联到零件的每个特征，针对特征的每个元素进行切削参数优化，在内型加工过程中针对每层加工增大切深、转速、进给来提高效率。

本发明的有益效果是：

本发明首次提出了一种中间特征的概念，介绍了特征中间状态的定义及表达，并详细叙述了飞机结构件基于中间状态切削参数优化的意义。通过中间状态简化模型预测中间状态的刚性，在满足零件加工质量、机床性能、刀具性能的前提下，用遗传算法优化切削参数，优化零件的每个加工操作，以使飞机结构件的每个特征加工效率最大化，进而使整体效率最大化，减少加工时间，并提高加工质量和稳定性。

附图说明

图1为本发明的基于特征中间状态的切削参数优化方法流程图；

图2为本发明的中间状态示意图；

图3为本发明的介绍不同加工顺序对特征中间状态的影响。

图4为本发明的计算变形量的简化力学模型示意图；图4(a)表示两端无约束的力学模型，AB表示受力的力矩，B为受力端，x为所选截面的横坐标。图4(b)表示一端有约束的力学模型，A是约束端，B是自由端，C是受力点，AC、BC分别表示受力的力矩，x为所选截面的横坐标。图4(c)表示两端受约束还有个加强筋的力学模型，A、B为约束端，C为加强筋的位置，F为所受的力，AC、BC为受力的力矩，x为所选截面的横坐标。图4(d)表示两端受约束的力学模型，A、B为约束端，C为受力点，AC、BC为力矩。

图5为本发明的变形数据采集及分析。

图6为本发明的力学数据采集及分析。

具体实施方式

下面结构附图和实施例对本发明作进一步的说明。

以图2所示的飞机结构件的槽特征作为例子，结合附图对本发明的技术方案进行详细说明。

图1是本发明的基于特征中间状态的飞机结构件数控加工切削参数优化方法流程图，它主要由中间特征构建和切削参数优化两大部分组成。具体包括以下各步骤：

1、通过在特征树中点选加工工步，自动获取该工步下的所有加工操作，并将列表显示在对话框中。

2、在操作列表中选取需要优化的加工操作后，零件图中对应的特征自动生成刀轨，再选取相应的加工操作类型，包括腹板面、筋顶面以及内型面；

3、提取所选操作的特征几何信息及拓扑信息，包括长度l宽度、厚度等，以槽特征为例，根据槽底面得到槽转角面，再得到与槽转角面和槽顶面相连的面，即为槽的侧面，再根据当前所选的特征搜索与该特征相邻的特征的信息；

4、提取所选操作的工艺信息，包括切深、切宽、转速和进给等切削参数，刀具的几何信息，加工操作顺序以及上一步工序加工余量等加工信息；

5、用G_D表示中间状态的零件几何尺寸，D_F表示最终状态的零件几何尺寸，f(ms)表示由加工顺序决定的零件尺寸，P_P表示加工工艺参数，f(fs)表示一个特征的所有加工顺序所决定的零件尺寸，得到中间状态的表达式：

G_D＝D_F+f(ms)+P_P+f(fs)

得到的中间状态如图2所示。

6、中间状态刚性的分析

1)如图4(a)所示，用E代表弹性模量，用w_a表示挠度，M代表弯矩，F代表径向切削力，l代表外伸长度，x为所选截面的横坐标，C、D为积分常数，得到如下公式：

M＝-F(l-x)

由于由此可以推断出C＝0 D＝0，用w_max代表最大挠度，l_l为外伸长度，I_w代表转动惯量，得到公式为：

用I代表转动惯量，b为矩形截面的宽，h为矩形截面的高：

2)如图4(b)所示，用a_p表示切深，w₁和w₂分别代表在AC段和CB段的挠度，t表示截面高度，a,b分别为AC段和CB段的长度，x为所选截面的横坐标，推导过程和第一个类似，直接得到推导公式：

当时，得到最大挠度公式为：

3)如图4(c)所示，根据力学守恒原则，用F_A和F_B表示A和B两点的力，a,b分别为A、B点的力矩，l_AC为AC段的长度，C₁和D₁为微分常数，w₁表示挠度，公式如下：

当0≤x≤a时

当a≤x≤l_AC时

由于可以推出公式：

D₁＝0

当0≤x≤a时

当a≤x≤l_AC时

4)如图4(d)所示，用F_B表示B点的力，h表示线段BC的长度，l为AC段长度，b为矩形截面的宽，t为矩形截面的高，用a_p表示切深，计算公式为：

当时

D₁＝0

刚性分析如图5所示，变形的预测结果如表1所示，预测值在理论值的基础上稍有波动，变形预测的误差不超过5％。

表1为本发明的变形量预测与实际值对比

7、计算约束条件

用M(X)表示生产效率，a_p表示切深，a_e表示切宽，f_z表示每齿进给量，N表示齿数，在这里N＝3，得到的优化目标函数公式为：

M(X)＝a_p·a_e·f_z·N

1)用F_N表示法向力，F_max表示最大预测切削力，根据刀具信息和切削参数得到切削进给率和切削厚度，再计算出切入、切出角，根据切削力的分析，测量剪切力在切向、径向与轴向的作用系数为K_tτ、K_rτ、K_aτ与刃口力系数为K_tσ、K_rσ、K_aσ，切入角为ψ_s，切出角为ψ_e，c为切削进给率，切深为a_p，转速n，得到切削力的预测公式为：

根据力的合成得到F_max，得到切削力的约束条件公式为：

F_N≤F_max

其中切削力的分析如图6所示，F_max的预测结果表2所示，采用解析法预测切削力普遍比实际的切削力要大，预测的误差范围在5％左右，可以满足切削参数优化的要求。

表2为本发明的切削力预测与实际值对比

2)用Vc表示切削速度，ft表示进给率，Vc_max、Vc_min分别表示最大最小切削速度，ft_max、ft_min分别表示最大最小进给率，n表示主轴转速，fz表示每齿进给量，D表示刀具直径，得到机床的速度和进给率的约束条件为：

Vc_min≤Vc≤Vc_max

ft_min≤ft≤ft_max

ft、fz、Vc，N和n的关系式为：

ft＝fz×n×N

Vc＝π×D×n/1000

3)用ap表示切深，ae表示切宽，ap_max、ap_min分别表示最大和最小的切深，ae_max、ae_max、ae_min分别表示切宽的最大值和最小值，切深和切宽的约束表达式为：

ap_min≤ap≤ap_max

ae_min≤ae≤ae_max

4)用F_r表示径向切削力，l表示外伸长度，E表示弹性模量，I表示转动惯量，δ表示挠度，δ_max挠度的最大值，得到刀具曲率的约束公式为：

δ≤δ_max

5)用P_q表示机床实际运转功率，P_e表示机床的额定功率，η表示机床的效率，F_t表示力，d表示直径，得到机床功率的约束公式为：

P_q≤P_eη

6)Acc表示给定机床的最大曲线加速度，V_corner表示转角速率，R_c表示转角面的曲率，得到的刀具进给曲率的约束条件为：

8、根据得到的切削力、机床的速度和进给率、切深和切宽、机床功率、等约束条件，采用遗传算法，进行全局优化。其中初始种群设置为100，4个变量分别是切深、切宽、转速、进给，交叉概率是0.6，变异概率是0.08，以最大效率为目标，通过迭代500次得到最终优化结果。再进行工艺决策，得到优化的切削参数。

9、利用后置处理优化切削参数，通过刀位点关联到零件的每个特征，针对特征的每个元素进行切削参数优化。内型加工过程中针对同一层加工的每一条侧壁的边进行转速、进给的优化。考虑内型加工贴近根部位置刚性较好，针对每一层的加工增大转速、进给实现最终效率的提高。切削参数优化前后效果对比结构如表3所示。

表3为本发明的切削参数优化前后效果对比

本发明未涉及部分与现有技术相同或可采用现有技术加以实现。

Claims (5)

1.一种基于中间特征的飞机结构件数控加工切削参数优化方法，其特征在于它包括以下步骤:

步骤1、选取加工工步，自动获取加工操作；

步骤2、选择零件体，通过特征识别，获取零件特征的几何信息及拓扑信息；

步骤3、根据工艺决策获取工艺信息；

步骤4、根据零件特征的几何信息与工艺信息计算零件的中间状态；

步骤5、通过特征中间状态匹配力学模型，计算零件刚度；

步骤6、计算约束条件；

步骤7、通过遗传算法进行工艺决策，优化切削参数；

步骤8、通过后置处理进一步优化切削参数；

所述的零件特征的几何信息指通过属性面边图的方法获取特征的长度和宽度信息；所述的拓扑信息指通过信息的查找，找到与特征相邻的特征，获取面的厚度信息；

所述的特征中间状态指在加工之前通过特征的实际几何信息、拓扑信息和工艺信息构成的中间过程加工状态，中间特征的构建是通过得到零件的最终尺寸信息，上一步加工的切削余量，切削参数，以及加工顺序信息进行有效相加获得的特征，它包括内型的加工顺序Bol，厚度t_profile，加工余量t_pallo，腹板的加工顺序，厚度t_brofile，加工余量t_ballo信息，计算公式为：

t_profile＝t_pact+t_pallo+Bol*t_pallo

t_bottom＝t_bact+t_ballo。

2.如权利要求1所述的方法，其特征在于所述的工艺信息指切削参数，刀具，加工顺序以及上一步加工余量加工信息。

3.如权利要求1所述的方法，其特征在于所述的力学模型是将飞机结构件的内型、腹板、筋顶特征根据刀具走刀轨迹，简化成材料力学里的单约束悬臂梁，两端支持的简支梁，反面带有支撑点的简支梁以及两个悬臂梁铰接的四种力学结构。

4.如权利要求1所述的方法，其特征在于所述的计算零件刚度是根据力学模型所建的四种简化的力学结构，用E代表弹性模量，用w_max代表最大挠度，M代表弯矩，F代表径向切削力，l代表外伸长度，x为所选截面的横坐标，C、D为积分常数，l_l为外伸长度，I_w代表转动惯量，b为矩形截面的宽，h为矩形截面的高，计算得到最大挠度值为：

${\mathrm{\ω}}_{\max 1}=-\frac{{{\mathrm{Fl}}_l}^3}{3{\mathrm{EI}}_w}$

${\mathrm{\ω}}_{max2}=-\frac{{\mathrm{Fa}}_p}{9\sqrt{3}EIl}\sqrt{{(l^2-b^2)}^3}$

${\mathrm{\ω}}_{max3}=\frac{1}{EI}(\frac{4}{3}\sqrt{-\frac{2C_1^3}{F_A}}+\sqrt{-\frac{2C_1^3}{F_A}}+D_1)$

${\mathrm{\ω}}_{max4}=\frac{{\mathrm{FI}}_2{l}^6}{15h^3}+\frac{l^2}{l+h}(\frac{2{\mathrm{FI}}_2{l}^3}{15}-\frac{{\mathrm{FI}}_1{l}^5}{5h^2})-\frac{{\mathrm{Fh}}^{2}l}{2}.$

5.如权利要求1所述的方法，其特征在于所述的后置处理优化切削参数是通过刀位点关联到零件的每个特征，针对特征的每个元素进行切削参数优化，在内型加工过程中针对每层加工增大切深、转速、进给来提高效率。