CN110874500A - 一种基于振动监测的飞机结构件加工方案评估方法 - Google Patents

Abstract

本发明的目的在于提供一种基于振动监测的飞机结构件加工方案评估方法，试切件具有悬空腹板、连接式缘条和孤立式缘条，对零件进行加工，针对每组特征加工分别采集切削过程中的振动信号；根据采集的振动信号分别计算振动信号的均方根RMS、均方根波动幅度δRMS、频谱最大幅值A _p 、频谱最大幅值处频率与刀齿通过率的偏差F；统计零件表面质量不合格区域的RMS _j、δ RMS _j、A _pj、F _j；若RMS≥0.8RMS _j、或者δRMS≥0.8δRMS _j、或A _p ≥0.8Ap _j、或F≥0.8F _j，则对该振动信号对应的加工区域的切削参数进行优化。本发明为飞机结构件工艺方案评估优化提供有效支撑，减少加工表面质量差情况的产生。

Description

一种基于振动监测的飞机结构件加工方案评估方法

技术领域

本发明属于数控加工的技术领域，具体涉及一种基于振动监测的飞机结构件加工方案评估方法。

背景技术

由于飞机高速、高机动性等性能要求，飞机结构件结构复杂而且具有很多薄壁结构，弱刚性的薄腹板和缘条结构在加工过程中切削振动大，如果切削方案不合理，容易产生因为切削不稳定导致的尺寸超差或者表面质量差的问题，特别是铝合金飞机结构件加工过程中采用高速加工的方式，在高转速切削弱刚性薄壁结构时，容易产生颤振，严重损害加工表面，引起零件报废。

目前在飞机结构件数控加工中为了保证加工方案的合理性，首先需要进行机床、刀具和切削参数的试切试验，一般以机床为对象进行不同参数的试切，以表面质量优化为目标给出优选参数，为切削方案制定提供参考。但是，参数试切试验由于试切件结构简单，装夹状态等也与飞机结构件差别较大，使用优选的参数进行加工，仍然不能避免切削振动失稳导致加工故障的产生。

因此，针对飞机结构件数控加工方案制定和评估时缺乏验证方法以及方案优化缺少数据支撑的问题，提出一种基于振动监测的飞机结构件加工方案评估方法。

发明内容

本发明的目的在于提供一种基于振动监测的飞机结构件加工方案评估方法，为飞机结构件工艺方案评估优化提供有效支撑，减少加工表面质量差情况的产生。

本发明主要通过以下技术方案实现：一种基于振动监测的飞机结构件加工方案评估方法，试切件具有悬空腹板、连接式缘条和孤立式缘条，对零件进行加工，针对每组特征加工分别采集切削过程中的振动信号；根据采集的振动信号分别计算振动信号的均方根RMS、均方根波动幅度δRMS、频谱最大幅值A_p、频谱最大幅值处频率与刀齿通过率的偏差F；统计零件表面质量不合格区域的RMS_j、δRMS_j、A_pj、F_j；若RMS≥0.8RMS_j、或者δRMS≥0.8δRMS_j、或A_p≥0.8Ap_j、或F≥0.8F_j，则对该组振动信号对应的加工区域的切削参数进行优化。

为了更好的实现本发明，进一步的，首先在毛坯双面修面后在零件光面加工出腹板台阶，然后进行框面粗加工，最后按顺序依次进行连接式缘条的内形加工、悬空腹板精加工、连接式缘条外形加工、孤立式缘条加工的精加工。

为了更好的实现本发明，进一步的，针对每组振动信号进行时域分析，计算振动信号在每转切削时间内的振动幅值的均方根，如下所示：

每转的样本数量N计算为：

其中，f_s为振动信号的采样频率，n为转速大小；

所述均方根RMS为：

其中，x为某一方向的振动幅值，k为刀具切削第几转的计数量；

对振动信号的均方根进行移动平均为：

计算均方根波动幅度的判断依据为：

其中，RMS_max为均方根的最大值，RMS_min为均方根的最小值，RMS_mean为均方根的平均值。

为了更好的实现本发明，进一步的，试切件的两端分别设置有工艺凸台，相邻工艺凸台之间依次设置有悬空腹板、孤立式缘条；所述悬空腹板的四周设置有连接式缘条以形成槽腔；所述试切件的光面的一侧对应悬空腹板的背面设置有下陷，且下陷与悬空腹板之间存在空隙；所述悬空腹板分为由厚至薄加工的5层，且每一层加工后均留有在槽腔中呈台阶状的已加工表面，通过分析已加工表面及其振动信号情况对悬空腹板的加工状态进行评估。

为了更好的实现本发明，进一步的，所述悬空腹板的厚度设置如下：

tf_x＝tf₁+(x-1)*Δtf 1≤x≤5

其中，tf₁为悬空腹板的最小厚度，tf_x为第x层悬空腹板的厚度，Δtf根据腹板厚度变化范围设定。

为了更好的实现本发明，进一步的，连接式缘条的高度值等于评估零件缘条特征的最大高度，孤立式缘条高度与连接式缘条高度相同。

为了更好的实现本发明，进一步的，所述连接式缘条内形存在转角结构，所述连接式缘条的切削方法如下：

厚度设置为评估零件缘条特征厚度典型值，分别采用不同的切削深度进行切削，切深参数根据加工方案中参数进行设定：

Aply_x＝Aply₁+(x-1)*ΔAply 1≤x≤4

其中，Aply₁为设置的最小切深，Aply_x为第x个连接式缘条的切深，ΔAply根据切削深度变化范围设定；

或者设置4个不同的厚度值，采用切削方案的典型切深参数进行切削：

tly_x＝tly₁+(x-1)*Δtly 1≤x≤4

其中，tly₁为连接式缘条的最小厚度，tly_x为第x个连接式缘条的厚度，Δtly根据连接式缘条厚度变化范围设定。

为了更好的实现本发明，进一步的，所述连接式缘条的切削方法如下：

厚度设置为评估零件缘条特征厚度典型值，分别采用不同的切削深度进行切削，切深参数根据加工方案中参数进行设定：

Apgy_x＝Apgy₁+(x-1)*ΔApgy 1≤x≤3

其中，Apgy₁为设置的最小切深，Apgy_x为第x个孤立式缘条的切深，ΔApgy根据切削深度变化范围设定；

或者设置3个不同的厚度值，采用切削方案的典型切深参数进行切削：

tgy_x＝tgy₁+(x-1)*Δtgy 1≤x≤3

其中，tgy₁为连接式缘条的最小厚度，tgy_x为第x个孤立式缘条的厚度，Δtgy根据孤立式缘条厚度变化范围设定。

本发明的有益效果：

(1)本发明对每组振动信号分别进行分析识别均方根、均方根波动幅度、频谱最大幅值、频谱最大幅值处频率与刀齿通过率的偏差作为评估值；记录表面不合格区域评估值的平均值作为判断值，对评估值≥0.8判断值的区域进行工艺优化，为飞机结构件工艺方案评估优化提供有效支撑，减少加工表面质量差情况的产生。

(2)为提高试验数据评估加工方案的有效性，设计具有飞机结构件典型弱刚性结构特征的试切件，该试切件具有悬空腹板、连接式缘条和孤立式缘条等典型飞机结构件特征。

(3)试切件两端为工艺凸台，数控加工时使用压板压紧，并在工艺凸台上制x、y方向基准边，保证翻面装夹后加工基准的一致性。

附图说明

图1为本发明的流程示意图；

图2为试切件的结构示意图；

图3为试切件的加工示意图。

其中，1、工艺凸台；2、连接式缘条；3、悬空腹板；4、已加工表面；5、孤立式缘条；6、工作台；7、垫块；8、压板；9、刀具；10、主轴；11、振动加速度传感器；12、数据线；13、数据采集卡。

具体实施方式

实施例1：

一种基于振动监测的飞机结构件加工方案评估方法，如图1所示，试切件具有悬空腹板3、连接式缘条2和孤立式缘条5，对零件进行加工，针对每组特征加工分别采集切削过程中的振动信号；根据采集的振动信号分别计算振动信号的均方根RMS、均方根波动幅度δRMS、频谱最大幅值A_p、频谱最大幅值处频率与刀齿通过率的偏差F；统计零件表面质量不合格区域的RMS_j、δRMS_j、A_pj、F_j；若RMS≥0.8RMS_j、或者δRMS≥0.8δRMS_j、或A_p≥0.8Ap_j、或F≥0.8F_j，则对该组振动信号对应的加工区域的切削参数进行优化。

试切件模型设计：为提高试验数据评估加工方案的有效性，设计具有飞机结构件典型弱刚性结构特征的试切件，该试切件具有悬空腹板3、连接式缘条2和孤立式缘条5等典型飞机结构件特征。试切件的高度和特征厚度根据需要评估加工方案零件的结构特征进行设定，一般以零件上厚度最薄的腹板以及高厚比最大的缘条特征为依据设计试切件特征尺寸。

加工方案优化：记录表面质量不合格区域的均方根、均方根波动幅度、频谱最大幅值、频谱最大幅值处频率与刀齿通过率的偏差(如果最大幅值处出现在刀齿通过率上，则不使用该判别依据)，如果有多组表面质量不合格区域，则取其平均值，分别标记为RMS_j、δRMS_j、A_pj、F_j。

然后统计每组振动信号的均方根、均方根波动幅度、频谱最大幅值、频谱最大幅值处频率与刀齿通过率的偏差，如果该组数据的均方值≥0.8RMS_j、或者均方根波动幅度≥0.8δRMS_j、或频谱最大幅值≥0.8Ap_j、或频谱最大幅值处频率与刀齿通过率的偏差≥0.8F_j，则对该组信号对应的加工区域的切削参数进行优化，从而提升加工方案的切削稳定性，防止加工质量不合格的产生。

实施例2：

本实施例是在实施例1的基础上进行优化，如图1所示，加工程序如下：

首先在毛坯双面修面后在零件光面加工出腹板台阶，然后进行框面粗加工。

在腹板和缘条处均留有适量的粗加工余量(铝合金零件一般约为3mm)。

精加工过程按顺序依次进行连接式缘条2的内形加工、悬空腹板3精加工、连接式缘条2外形加工、孤立式缘条5加工的切削加工，对于每组特征加工分别采集切削过程中的振动信号，用于分析后评估切削方案的加工特性。

本实施例的其他部分与实施例1相同，故不再赘述。

实施例3：

本实施例是在实施例1或2的基础上进行优化，如图2、图3所示，该试切件两端为工艺凸台1，数控加工时使用压板8、垫块7将试切件压紧在工作台6上，并在工艺凸台1上制x、y方向基准边，保证翻面装夹后加工基准的一致性。

在试切件光面一侧有下陷，对应悬空腹板3的背面，实现框面装夹时腹板下部存在空隙，悬空腹板3刚性较弱，模拟结构件加工的弱刚性风险点。悬空腹板3分为5层，由厚至薄加工形成，每一层加工后均留有已加工表面4，在槽腔中呈台阶状，通过分析已加工表面4及其振动信号情况对悬空腹板3的加工状态进行评估。悬空腹板3厚度设置如下所示：

tf_x＝tf₁+(x-1)*Δtf 1≤x≤5

其中，tf₁为评估零件腹板的最小厚度，tf₅为评估零件腹板的最大厚度，Δtf根据评估零件腹板厚度变化范围设定。

悬空腹板3四周设置有连接式的缘条，形成典型槽腔。连接式缘条2为飞机结构件槽腔特征的典型子结构特征，刚性要优于孤立式的缘条，需要分别进行内形和外形加工，内形加工过程中存在转角结构，切削余量增大，振动增强。连接式缘条2的高度值选取评估零件缘条特征的最大高度。

厚度可设置为评估零件连接式缘条2特征厚度典型值、或者设置≤4个不同的厚度值。

连接式缘条2切削时有两种方案：

一种是厚度设置为评估零件缘条特征厚度典型值，分别采用不同的切削深度进行切削，切深参数根据加工方案中参数进行设定：

Aply_x＝Aply₁+(x-1)*ΔAply 1≤x≤4

另一种是设置4个不同的厚度值，采用切削方案的典型切深参数进行切削：

tly_x＝tly₁+(x-1)*Δtly 1≤x≤4

试切件上还设置有孤立式缘条5结构，孤立式缘条5结构两端不与其他结构特征连接，切削过程中振动较大，孤立式缘条5高度与连接式缘条2高度相同。

孤立式缘条5切削时有两种方案：

一种是厚度设置为评估零件缘条特征厚度典型值，分别采用不同的切削深度进行切削，切深参数根据加工方案中参数进行设定：

Apgy_x＝Apgy₁+(x-1)*ΔApgy 1≤x≤3

另一种是设置3个不同的厚度值，采用切削方案的典型切深参数进行切削：

tgy_x＝tgy₁+(x-1)*Δtgy 1≤x≤3

本实施例的其他部分与上述实施例1或2相同，故不再赘述。

实施例4：

本实施例是在实施例1-3任一个的基础上进行优化，振动信号采集和处理方法如下：

搭建切削振动采集平台，振动加速度传感器11放置在机床主轴10的固定位置上，振动加速度传感器11采集的信号通过数据线12、数据采集卡13等存储到计算机中。

首先，针对每组振动信号进行时域分析，计算振动信号在每转切削时间内的振动幅值的均方根，如下所示：

每转的样本数量N计算为：

其中，f_s为振动信号的采样频率，n为转速大小。

计算均方根RMS为：

其中，x为某一方向的振动幅值，k为刀具9切削第几转的计数量。

对振动信号的均方根进行移动平均为：

计算均方根波动幅度的判断依据为：

其中，RMS_max为均方根的最大值，RMS_min为均方根的最小值，RMS_mean为均方根的平均值。

然后，对每组振动信号进行傅里叶变化(FFT)，得到其频谱信号，记录频谱信号最大的幅值为A_p，记录频谱最大幅值处频率与主轴10转动频率或刀齿通过率的整数倍频率的偏差(如果最大幅值处出现在刀齿通过率上，则不使用该判别依据)为F。

刀齿通过率计算方式为：

其中，SF为主轴10转动频率，TPF为刀齿通过率，z为刀具9齿数。

最后，对已加工的零件结构进行检测，检查结构尺寸及加工表面粗糙度是否满足结构件的设计要求。

本实施例的其他部分与上述实施例1-3任一个相同，故不再赘述。

实施例5：

一种基于振动监测的飞机结构件加工方案评估方法，如图1所示，主要包括以下步骤：

1)进行试切件结构设计

如图2、图3所示，试切件具有悬空腹板3、连接式缘条2和孤立式缘条5等典型飞机结构件特征，试切件的高度和特征厚度根据需要评估加工方案零件的结构特征进行设定。

该试切件两端为工艺凸台1，数控加工时使用压板8压紧，并在工艺凸台1上制x、y方向基准边，保证翻面装夹后加工基准的一致性。

在试切件光面一侧有下陷，对应悬空腹板3的背面，下陷范围大于悬空腹板3的范围，实现框面装夹时腹板下部存在空隙，本实例中下陷深度设为5mm，悬空腹板3长度和宽度尺寸均设置为200mm。

悬空腹板3分为5层，由厚至薄加工形成，每一层加工后均留有已加工表面44，在槽腔中呈台阶状，通过分析已加工表面4及其振动信号情况对悬空腹板3的加工状态进行评估。悬空缘条3厚度设置如下所示：

tf_x＝tf₁+(x-1)*Δtf 1≤x≤5

其中，tf₁为评估零件腹板的最小厚度，tf₅为评估零件腹板的最大厚度，Δtf根据评估零件腹板厚度变化范围设定，本实例中tf₁＝2mm，Δtf＝1mm。

悬空腹板3四周设置有连接式缘条2，形成典型槽腔。连接式缘条2的高度值选取评估零件缘条特征的最大高度，本实例中连接式缘条2的高度为58mm，即连接式缘条2顶面与试切件底面的高度差为58mm。

在本实例中使用两个试切件，其连接式缘条2的厚度设置如下：

试切件①的连接式缘条2厚度设置为评估零件缘条特征厚度典型值，本实例中为2mm，分别采用不同的切削深度进行切削，切深参数根据加工方案中参数进行设定：

Aply_x＝Aply₁+(x-1)*ΔAply 1≤x≤4

本实例中，Aply₁＝3mm，ΔAply＝1mm。

试切件②是设置4个不同的厚度值，采用切削方案的典型切深参数进行切削：

tly_x＝tly₁+(x-1)*Δtly 1≤x≤4

本实例中，tly₁＝1.5mm，Δtly＝0.5mm，切削深度为3mm。

试切件上还设置有孤立式缘条5结构，孤立式缘条5结构两端不与其他结构特征连接，切削过程中振动较大，孤立式缘条5高度与连接式缘条2高度相同。

在本实例中使用两个试切件，孤立式缘条5的厚度设置如下：

试切件①的孤立式缘条5厚度设置为评估零件缘条特征厚度典型值，本实例中为2mm，分别采用不同的切削深度进行切削，切深参数根据加工方案中参数进行设定：

Apgy_x＝Apgy₁+(x-1)*ΔApgy 1≤x≤3

本实例中，Apgy₁＝3mm，ΔApgy＝1mm。

试切件②是设置3个不同的厚度值，采用切削方案的典型切深参数进行切削：

tgy_x＝tgy₁+(x-1)*Δtgy 1≤x≤3

本实例中，tgy₁＝2mm，Δtgy＝0.5mm，切削深度为3mm。

2)加工程序编制

首先对毛坯进行双面修面，修面后厚度为65mm，标记区分光面和框面。

在零件光面加工出腹板台阶，然后进行框面粗加工，在腹板和缘条处均留有适量的粗加工余量，本实例评估零件为铝合金飞机结构件，粗加工余量设置为3mm。

精加工过程按顺序依次进行连接式缘条2的内形加工、悬空腹板3精加工、连接式缘条2外形加工、孤立式缘条5加工的切削加工。

在本实例中有2个试切件(试切件①和试切件②)，分别针对两个试切件，对于每组特征加工分别采集切削过程中的振动信号，用于分析后评估切削方案的加工特性。

3)振动信号采集和处理

如图3所示，将振动加速度传感器11放置在机床主轴10的固定位置上，振动加速度传感器11采集的信号通过数据线12、数据采集卡13等存储到计算机中。

首先，针对每组振动信号进行时域分析，计算振动信号在每转切削时间内的振动幅值的均方根，如下所示：

每转的样本数量N计算为：

其中，f_s为振动信号的采样频率，n为转速大小。

计算均方根RMS为：

其中，x为某一方向的振动幅值，k为刀具9切削第几转的计数量。

对振动信号的均方根进行移动平均为：

计算均方根波动幅度的判断依据为：

其中，RMS_max为均方根的最大值，RMS_min为均方根的最小值，RMS_mean为均方根的平均值。

然后，对每组振动信号进行傅里叶变化(FFT)，得到其频谱信号，记录频谱信号最大的幅值为A_p，记录频谱最大幅值处频率与主轴10转动频率或刀齿通过率的整数倍频率的偏差(如果最大幅值处出现在刀齿通过率上，则不使用该判别依据)为F。

刀齿通过率计算方式为：

其中，SF为主轴10转动频率，TPF为刀齿通过率，z为刀具99齿数。

对于试切件①和试切件②的每组结构特征加工，分别形成4个振动信号的评价值：RMS、δRMS、A_p、F。

最后，对已加工的零件结构进行检测，检查结构尺寸及加工表面粗糙度是否满足结构件的设计要求。

4)加工方案优化

记录表面质量不合格区域的均方根、均方根波动幅度、频谱最大幅值、频谱最大幅值处频率与刀齿通过率的偏差(如果最大幅值处出现在刀齿通过率上，则不使用该判别依据)，如果有多组表面质量不合格区域，则取其平均值，分别标记为RMS_j、δRMS_j、A_pj、F_j。

然后统计每组振动信号的均方根、均方根波动幅度、频谱最大幅值、频谱最大幅值处频率与刀齿通过率的偏差，如果该组数据的均方值≥0.8RMS_j、或者均方根波动幅度

≥0.8δRMS_j、或频谱最大幅值≥0.8Ap_j、或频谱最大幅值处频率与刀齿通过率的偏差≥0.8F_j，则对该组信号对应的加工区域的切削参数进行优化，从而提升加工方案的切削稳定性，防止加工质量不合格的产生。

以上所述，仅是本发明的较佳实施例，并非对本发明做任何形式上的限制，凡是依据本发明的技术实质对以上实施例所作的任何简单修改、等同变化，均落入本发明的保护范围之内。

Claims (8)

1.一种基于振动监测的飞机结构件加工方案评估方法，其特征在于，试切件具有悬空腹板、连接式缘条和孤立式缘条，对零件进行加工，针对每组特征加工分别采集切削过程中的振动信号；根据采集的振动信号分别计算振动信号的均方根RMS、均方根波动幅度δRMS、频谱最大幅值A_p、频谱最大幅值处频率与刀齿通过率的偏差F；统计零件表面质量不合格区域的RMS_j、δRMS_j、A_pj、F_j；若RMS≥0.8RMS_j、或者δRMS≥0.8δRMS_j、或A_p≥0.8Ap_j、或F≥0.8F_j，则对该振动信号对应的加工区域的切削参数进行优化。

2.根据权利要求1所述的一种基于振动监测的飞机结构件加工方案评估方法，其特征在于，首先在毛坯双面修面后在零件光面加工出腹板台阶，然后进行框面粗加工，最后按顺序依次进行连接式缘条的内形加工、悬空腹板精加工、连接式缘条外形加工、孤立式缘条加工的精加工。

3.根据权利要求1或2所述的一种基于振动监测的飞机结构件加工方案评估方法，其特征在于，针对每组振动信号进行时域分析，计算振动信号在每转切削时间内的振动幅值的均方根，如下所示：

每转的样本数量N计算为：

其中，f_s为振动信号的采样频率，n为转速大小；

所述均方根RMS为：

其中，x为某一方向的振动幅值，k为刀具切削第几转的计数量；

对振动信号的均方根进行移动平均为：

计算均方根波动幅度的判断依据为：

其中，RMS_max为均方根的最大值，RMS_min为均方根的最小值，RMS_mean为均方根的平均值。

4.根据权利要求1所述的一种基于振动监测的飞机结构件加工方案评估方法，其特征在于，试切件的两端分别设置有工艺凸台，相邻工艺凸台之间依次设置有悬空腹板、孤立式缘条；所述悬空腹板的四周设置有连接式缘条以形成槽腔；所述试切件的光面的一侧对应悬空腹板的背面设置有下陷，且下陷与悬空腹板之间存在空隙；所述悬空腹板分为由厚至薄加工的5层，且每一层加工后均留有在槽腔中呈台阶状的已加工表面，通过分析已加工表面及其振动信号情况对悬空腹板的加工状态进行评估。

5.根据权利要求4所述的一种基于振动监测的飞机结构件加工方案评估方法，其特征在于，所述悬空腹板的厚度设置如下：

tf_x＝tf₁+(x-1)*Δtf 1≤x≤5

其中，tf₁为悬空腹板的最小厚度，tf_x为第x层悬空腹板的厚度，Δtf根据腹板厚度变化范围设定。

6.根据权利要求4所述的一种基于振动监测的飞机结构件加工方案评估方法，其特征在于，连接式缘条的高度值等于评估零件缘条特征的最大高度，孤立式缘条高度与连接式缘条高度相同。

7.根据权利要求4-6任一项所述的一种基于振动监测的飞机结构件加工方案评估方法，其特征在于，所述连接式缘条内形存在转角结构，所述连接式缘条的切削方法如下：

厚度设置为评估零件缘条特征厚度典型值，分别采用不同的切削深度进行切削，切深参数根据加工方案中参数进行设定：

Aply_x＝Aply₁+(x-1)*ΔAply 1≤x≤4

其中，Aply₁为设置的最小切深，Aply_x为第x个连接式缘条的切深，ΔAply根据切削深度变化范围设定；

或者设置4个不同的厚度值，采用切削方案的典型切深参数进行切削：

tly_x＝tly₁+(x-1)*Δtly 1≤x≤4

其中，tly₁为连接式缘条的最小厚度，tly_x为第x个连接式缘条的厚度，Δtly根据连接式缘条厚度变化范围设定。

8.根据权利要求4-6任一项所述的一种基于振动监测的飞机结构件加工方案评估方法，其特征在于，所述连接式缘条的切削方法如下：

厚度设置为评估零件缘条特征厚度典型值，分别采用不同的切削深度进行切削，切深参数根据加工方案中参数进行设定：

Apgy_x＝Apgy₁+(x-1)*ΔApgy 1≤x≤3

其中，Apgy₁为设置的最小切深，Apgy_x为第x个孤立式缘条的切深，ΔApgy根据切削深度变化范围设定；

或者设置3个不同的厚度值，采用切削方案的典型切深参数进行切削：

tgy_x＝tgy₁+(x-1)*Δtgy 1≤x≤3

其中，tgy₁为连接式缘条的最小厚度，tgy_x为第x个孤立式缘条的厚度，Δtgy根据孤立式缘条厚度变化范围设定。

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