CN112580150A - 一种飞机零件工艺模型的修改拟合方法 - Google Patents
一种飞机零件工艺模型的修改拟合方法 Download PDFInfo
- Publication number
- CN112580150A CN112580150A CN202011554863.5A CN202011554863A CN112580150A CN 112580150 A CN112580150 A CN 112580150A CN 202011554863 A CN202011554863 A CN 202011554863A CN 112580150 A CN112580150 A CN 112580150A
- Authority
- CN
- China
- Prior art keywords
- original
- process model
- aircraft part
- part process
- aircraft
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Granted
Links
- 238000000034 method Methods 0.000 title claims abstract description 117
- 230000008569 process Effects 0.000 title claims abstract description 83
- 230000004048 modification Effects 0.000 title claims description 9
- 238000012986 modification Methods 0.000 title claims description 9
- 238000009826 distribution Methods 0.000 claims abstract description 7
- 230000008859 change Effects 0.000 claims description 6
- 230000009467 reduction Effects 0.000 claims description 3
- 238000012545 processing Methods 0.000 abstract description 11
- 238000003754 machining Methods 0.000 abstract description 9
- 238000005520 cutting process Methods 0.000 abstract description 8
- 238000004088 simulation Methods 0.000 abstract description 7
- 238000003672 processing method Methods 0.000 abstract description 5
- 238000013461 design Methods 0.000 description 5
- 238000005259 measurement Methods 0.000 description 3
- 238000003801 milling Methods 0.000 description 3
- 238000012937 correction Methods 0.000 description 2
- 238000000227 grinding Methods 0.000 description 2
- 238000004519 manufacturing process Methods 0.000 description 2
- 238000005516 engineering process Methods 0.000 description 1
- 238000007689 inspection Methods 0.000 description 1
- 230000003993 interaction Effects 0.000 description 1
- 230000007704 transition Effects 0.000 description 1
Images
Classifications
-
- G—PHYSICS
- G06—COMPUTING; CALCULATING OR COUNTING
- G06F—ELECTRIC DIGITAL DATA PROCESSING
- G06F30/00—Computer-aided design [CAD]
- G06F30/10—Geometric CAD
- G06F30/15—Vehicle, aircraft or watercraft design
-
- G—PHYSICS
- G06—COMPUTING; CALCULATING OR COUNTING
- G06F—ELECTRIC DIGITAL DATA PROCESSING
- G06F30/00—Computer-aided design [CAD]
- G06F30/10—Geometric CAD
- G06F30/17—Mechanical parametric or variational design
-
- G—PHYSICS
- G06—COMPUTING; CALCULATING OR COUNTING
- G06F—ELECTRIC DIGITAL DATA PROCESSING
- G06F30/00—Computer-aided design [CAD]
- G06F30/20—Design optimisation, verification or simulation
Landscapes
- Physics & Mathematics (AREA)
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Geometry (AREA)
- Theoretical Computer Science (AREA)
- General Physics & Mathematics (AREA)
- Computer Hardware Design (AREA)
- Evolutionary Computation (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Computational Mathematics (AREA)
- Mathematical Analysis (AREA)
- Mathematical Optimization (AREA)
- Pure & Applied Mathematics (AREA)
- Automation & Control Theory (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Numerical Control (AREA)
- Milling Processes (AREA)
Abstract
本发明涉及数控加工技术领域，具体涉及一种飞机零件工艺模型的修改拟合方法，包括以下步骤：步骤1：获取原始飞机零件工艺模型各个形面的容差分配情况；步骤2：去除原始飞机零件工艺模型中底角R1和转角R2；步骤3：调整原始飞机零件工艺模型原始外形面、原始内形面的厚度，得到新的飞机零件工艺模型的外形面、内形面；步骤4：根据步骤3得到的新的飞机零件工艺模型外形面、内形面，将底角R1和转角R2增加至新的内形面，从而得到新的筋条与缘条，本发明能有效避免飞机零件工艺模型各个面容差分配不同时，产生的错误；还能避免编程时频繁地修改面与面之间的连接关系，减轻编程的工作量；同时可以采用整体加工的方法来编辑加工本发明的飞机零件工艺模型，大大提高了编程效率；还能避免碰撞或过切，提高加工的安全性，将根据本发明的方法得到飞机零件工艺模型应用于数控加工仿真中，能有效的防止过切，杜绝超差，提升产品质量。
Description
技术领域
本发明涉及数控加工技术领域，具体涉及一种飞机零件工艺模型的修改拟合方法。
背景技术
飞机零件工艺数模是把零件供应状态表、指令性交接状态表、工程更改指令、技术单等相关信息贯彻融合到设计数模中而得到的加工数模。
飞机零件设计模型与实际加工的零件是不同的。由于飞机零件在装配时，各零件之间或零件与蒙皮之间存在一定的配合关系。一般零件外形为负差，为保证缘条厚度，缘条内型为正差，还有在下陷部位一般都要加深。在数控加工时，如果零件内型全部取为正差，筋条的厚度就会增加，那整架飞机的重量就会增加；那就只能缘条内型为正差，而筋条厚度不变，这样就会造成零件缘条和筋条之间产生台阶。
目前，过去的方法是在设计数模的基础上，根据零件供应状态表、指令性交接状态表、工程更改指令、技术单等相关信息在编程中通过调整各个面不同的偏移量来实现具体现实所需零件的要求，由于零件缘条和筋条之间有台阶，刀具路径就会计算不出来或者连接不光滑，必须要更改驱动面的连接条件，而在一个飞机零件中，缘条和筋条的连接之处很多，这就增加了建模驱动面的工作量，并且容易出错。在加工同一部位时，会用大小不同的刀具多次铣削，那每次都去调整驱动面的偏移量，就会增加重复的工作。而且，对于大型复杂零件，各处的偏差值不同，用原来的方法有可能会产生遗漏，同时也容易出错。
发明内容
本发明目的：针对现有技术存在的问题，提供一种飞机零件工艺模型的修改拟合方法。
本发明的技术方案：
一种飞机零件工艺模型的修改拟合方法，包括以下步骤：
步骤1：获取原始飞机零件工艺模型各个形面的容差分配情况；
步骤2：去除原始飞机零件工艺模型中底角R1和转角R2；
步骤3：调整原始飞机零件工艺模型原始外形面、原始内形面、原始下陷外形面、原始下陷内形面的厚度，得到新的飞机零件工艺模型的外形面、内形面；
步骤4：根据步骤3得到的新的飞机零件工艺模型外形面、内形面，将底角R1和转角R2增加至新的内形面，从而得到新的筋条与缘条。
进一步，步骤1是根据飞机零件工艺容差的规定及零件供应状态表、指令性交接状态表、工程更改指令、技术单的信息，来获取原始飞机零件工艺模型各个形面的容差分配情况。
进一步，步骤1所述的形面包括原始外形面、原始内形面、原始下陷外形面、原始下陷内形面。
进一步，步骤3所述的调整飞机工艺模型原始外形面、原始内形面、原始下陷外形面、原始下陷内形面的厚度，是在catia软件中进行调整。
进一步，步骤3所述的调整飞机工艺模型原始外形面、原始内形面的厚度，具体是根据外形公差、缘条公差来确定，调整飞机工艺模型原始下陷外形面、原始下陷内形面厚度，是根据下陷公差来确定。
进一步，飞机工艺模型原始外形面、原始内形面的厚度调整规则为：根据外形公差，外形面减少相应的厚度，其减小量位于外形面公差范围内；内形面增加相应的厚度，其增加量也位于外形面公差范围。
进一步，当外形公差范围是在-0.3～-0.6mm之间，缘条公差为-0.2～+0.2mm时，调整飞机工艺模型原始外形面、原始内形面，使原始外形面厚度减小0.3mm，原始内形面厚度增加0.4mm。
进一步，当下陷公差范围是在-0.7～-1.2mm之间时，调整飞机工艺模型原始下陷外形面、原始下陷内形面厚度，使原始下陷外形面厚度减小0.8mm，原始下陷内形面厚度增加0.9mm。
本发明的有益效果
本发明提出的一种飞机零件工艺模型的修改拟合方法，能有效避免飞机零件工艺模型各个面容差分配不同时，产生的错误；还能避免建模时频繁地修改面与面之间的连接关系，减轻编程的工作量；同时可以采用整体加工的方法来编辑加工本发明的飞机零件工艺模型，大大提高了编程效率；还能避免碰撞或过切，提高加工的安全性，将根据本发明的方法的到飞机零件工艺模型应用于数控加工仿真中，能有效的防止过切，杜绝超差，提升产品质量。
附图说明
图1为原始飞机零件工艺模型示意图；
图2为去除原始飞机零件工艺模型中底角R1和转角R2后的飞机零件工艺模型示意图；
图3为调整原始外形面、原始内形面的厚度后的飞机零件工艺模型示意图；
图4是将底角R1和转角R2增加至新的内形面与外形面边缘后的飞机零件工艺模型示意图；
其中，1、原始外形面，2、原始内形面，3、缘条，4、下陷外形面，5、筋条，6、下陷内形面，7、底角R1，8、转角R2。
具体实施方式
下面对照附图，通过对实施例的描述，对本发明的具体实施方式如所涉及的各构件的形状、构造、各部分之间的相互位置及连接关系、各部分的作用及工作原理、制造工艺及操作使用方法等，作进一步详细的说明，以帮助本领域的技术人员对本发明的构思、技术方案有更完整、准确和深入的理解：
一种飞机零件工艺模型的修改拟合方法，包括以下步骤：
步骤1：根据飞机零件工艺容差的规定及零件供应状态表、指令性交接状态表、工程更改指令、技术单的信息，来获取原始飞机零件工艺模型原始外形面、原始内形面、原始下陷外形面、原始下陷内形面的容差分配情况；如图1所示。
步骤2：去除原始飞机零件工艺模型中底角R1和转角R2；如果不去除原始飞机零件工艺模型的底角R1和转角R2，在进行模型修正时，会变得很复杂，以至于无法计算；即使得到了偏移量，也会产生台阶，不易过渡，如图2所示。
步骤3：在catia软件中，根据原始下陷外形面、原始下陷内形面的下陷公差范围，调整原始飞机零件工艺模型原始外形面、原始内形面的厚度，得到新的飞机零件工艺模型的外形面、内形面；如图3所示。
飞机工艺模型原始外形面、原始内形面的厚度调整规则为：根据外形公差、缘条公差，外形面减少相应的厚度，其减小量位于外形面公差范围内；内形面增加相应的厚度，其增加量也位于外形面公差范围。
当外形公差范围是在-0.3～-0.6mm之间，零件缘条的公差为±0.2时，调整飞机工艺模型原始外形面、原始内形面，使原始外形面厚度减小0.3mm，原始内形面厚度增加0.4mm。
当技术状态要求下陷加深+0.4～+0.6mm，即下陷公差范围是在-0.7～-1.2mm时，调整飞机工艺模型原始下陷外形面、原始下陷内形面，使原始下陷外形面厚度减小0.8mm，原始下陷内形面厚度增加0.9mm。
一般，零件的外形测量公差为
所以外形取－0.1mm，数模外形向内减少0.1mm，缘条向内增加0.2mm，(给外形留0.1打磨余量。)这样，就得到一个满足装配要求的工艺数模，在编程时只单纯考虑选择用什么功能或方式来实现把毛胚切削成零件。
特别情况，对于大型复杂飞机零件的数控加工，比如，外形测量公差为
缘条的壁厚公差为±0.2，下陷处加深
考虑外形多为两面加工,由于两次定位会有误差，就可能产生接刀痕，所以留0.1mm的打磨量；那外形减少0.3mm，内型为保证壁厚增加0.4mm；下陷的公差范围在
之间，那么取中间值，此处外形减小0.8mm,内型相应增加0.9mm。按照这个公差分配方案把偏差值补偿到数模中，从而得到一个包含所有状态、技术条件的工艺数模。
步骤4：根据步骤3得到的新的飞机零件工艺模型外形面、内形面，将底角R1和转角R2增加至新的内形面，从而得到新的筋条与缘条，如图4所示。
同时，在catia软件建模过程中，采用工艺数模，不受时时考虑零件供应状态表、指令性交接状态表、工程更改指令、技术等相关信息的影响，大大提高编程效率，同时便于检查及修改。若有状态的更改，只需调整工艺数模，重新计算刀路即可。另外经过修正拟合后的工艺数模还便于采用许多整体加工的方法。整体加工的方法是可以将各个不同的元素(如筋条、缘条、筋高、腹板)进行统一加工的方法。它能有效地提高编程效率，但它只能设定一个偏差值，如果数模各个面的偏差不一致，就不能使用这种方法，只能使用单一的编程方法。而单一的编程方法有很大的局限性，需对各个不同元素单独进行编程。这样程序细碎繁杂，效率低，同时也容易出错。用工艺数模来整体加工，程序数目大大减少，编程时间也大幅缩短，效率可明显提高。而且整体加工可自动检测零件模型，避免碰撞或过切，同时也提高了加工的安全性。
将根据本发明的方法的到飞机零件工艺模型应用于vericut数控加工仿真中，在vericut仿真时，用工艺数模来加工或是比较都能快速有效地反映出加工的真实情况与实际模型的偏差。若用设计模型来比较，凡是与比较模型有差异会显示高亮。一方面，零件外形为负差，全部显示高亮；即使偏差值为零，也可能有擦痕而显示高亮，这样高亮处过多，就给编程者的判断带来干扰。高亮处也许是铣伤也许是擦痕，需一个一个去测量，这既增加了工作量，也容易遗漏，不能有效防错。另一方面，实际零件内型比设计模型是增加了壁厚，如果它的偏差值超出壁厚允许的公差值，即使铣伤也发现不了。因此，运用vericut仿真时，调用工艺数模，并用比实际刀具小0.05mm的刀具来加工，就能防止擦痕的产生，准确反映过切的情况，有效地杜绝零件超差。
本发明提出的一种飞机零件工艺模型的修改拟合方法，能有效避免飞机零件工艺模型各个面容差分配不同时，产生的错误；还能避免编程时频繁地修改面与面之间的连接关系，减轻建模的工作量；同时可以采用整体加工的方法来编辑加工本发明的飞机零件工艺模型，大大提高了编程效率；还能避免碰撞或过切，提高加工的安全性，将根据本发明的方法的到飞机零件工艺模型应用于数控加工仿真中，能有效的防止过切，杜绝超差，提升产品质量。因此，采用修改与拟合后的工艺模型，在catia的编程中和vericut仿真里，能有效提高编程的效率，提升加工的准确性，在实际的生产中具有较高的实用价值和经济价值。
上面结合附图对本发明进行了示例性描述，显然本发明具体实现并不受上述方式的限制，只要采用了本发明的方法构思和技术方案进行的各种非实质性的改进，或未经改进将本发明的构思和技术方案直接应用于其它场合的，均在本发明的保护范围之内。
Claims (8)
1.一种飞机零件工艺模型的修改拟合方法，其特征在于：包括以下步骤：
步骤1：获取原始飞机零件工艺模型各个形面的容差分配情况；
步骤2：去除原始飞机零件工艺模型中底角R1和转角R2；
步骤3：调整原始飞机零件工艺模型原始外形面、原始内形面、原始下陷外形面、原始下陷内形面的厚度，得到新的飞机零件工艺模型的外形面、内形面；
步骤4：根据步骤3得到的新的飞机零件工艺模型外形面、内形面，将底角R1和转角R2增加至新的内形面，从而得到新的筋条与缘条。
2.根据权利要求1所述的一种飞机零件工艺模型的修改拟合方法，其特征在于：步骤1是根据飞机零件工艺容差的规定及零件供应状态表、指令性交接状态表、工程更改指令、技术单的信息，来获取原始飞机零件工艺模型各个形面的容差分配情况。
3.根据权利要求1所述的一种飞机零件工艺模型的修改拟合方法，其特征在于：步骤1所述的形面包括原始外形面、原始内形面、原始下陷外形面、原始下陷内形面。
4.根据权利要求1所述的一种飞机零件工艺模型的修改拟合方法，其特征在于：步骤3所述的调整飞机工艺模型原始外形面、原始内形面、原始下陷外形面、原始下陷内形面的厚度，是在catia软件中进行调整。
5.根据权利要求1或4所述的一种飞机零件工艺模型的修改拟合方法，其特征在于：步骤3所述的调整飞机工艺模型原始外形面、原始内形面的厚度，具体是根据外形公差、缘条公差来确定，调整飞机工艺模型原始下陷外形面、原始下陷内形面厚度，是根据下陷公差来确定。
6.根据权利要求5所述的一种飞机零件工艺模型的修改拟合方法，其特征在于：飞机工艺模型原始外形面、原始内形面的厚度调整规则为：根据外形公差，外形面减少相应的厚度，其减小量位于外形面公差范围内；内形面增加相应的厚度，其增加量也位于外形面公差范围。
7.根据权利要求6所述的一种飞机零件工艺模型的修改拟合方法，其特征在于：当外形公差范围是在-0.3～-0.6mm之间，缘条公差为-0.2～+0.2mm时，调整飞机工艺模型原始外形面、原始内形面，使原始外形面厚度减小0.3mm，原始内形面厚度增加0.4mm。
8.根据权利要求5所述的一种飞机零件工艺模型的修改拟合方法，其特征在于：当下陷公差范围是在-0.7～-1.2mm之间时，调整飞机工艺模型原始下陷外形面、原始下陷内形面厚度，使原始下陷外形面厚度减小0.8mm，原始下陷内形面厚度增加0.9mm。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN202011554863.5A CN112580150B (zh) | 2020-12-24 | 2020-12-24 | 一种飞机零件工艺模型的修改拟合方法 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN202011554863.5A CN112580150B (zh) | 2020-12-24 | 2020-12-24 | 一种飞机零件工艺模型的修改拟合方法 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| CN112580150A true CN112580150A (zh) | 2021-03-30 |
| CN112580150B CN112580150B (zh) | 2024-02-27 |
Family
ID=75140002
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| CN202011554863.5A Active CN112580150B (zh) | 2020-12-24 | 2020-12-24 | 一种飞机零件工艺模型的修改拟合方法 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| CN (1) | CN112580150B (zh) |
Citations (12)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN1194041A (zh) * | 1995-06-28 | 1998-09-23 | 波音公司 | 统计公差确定方法 |
| KR20110064797A (ko) * | 2009-12-09 | 2011-06-15 | 한국항공우주산업 주식회사 | 컴퓨터-지원 설계 시스템에서 복잡 곡면 기계 가공품의 선직면 생성 및 검증 방법 |
| CN102902851A (zh) * | 2012-09-21 | 2013-01-30 | 西安飞机工业（集团）有限责任公司 | 一种基于catia的飞机整体壁板的展开建模方法 |
| CN103392180A (zh) * | 2011-02-24 | 2013-11-13 | 西门子产品生命周期管理软件公司 | 针对建模对象的整体变形 |
| CN104462656A (zh) * | 2014-11-12 | 2015-03-25 | 南京航空航天大学 | 飞机蒙皮零件特征识别方法 |
| CN104750892A (zh) * | 2013-12-31 | 2015-07-01 | 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所 | 一种变厚度曲面零件内形面的三维建模方法 |
| CN104915487A (zh) * | 2015-06-01 | 2015-09-16 | 江西洪都航空工业集团有限责任公司 | 基于catia的钣弯件下陷工艺数模建立方法 |
| CN105069267A (zh) * | 2015-09-14 | 2015-11-18 | 江西洪都航空工业集团有限责任公司 | 一种整体壁板零件工程更改前后几何特征变化判别方法 |
| CN105081133A (zh) * | 2015-08-31 | 2015-11-25 | 西北工业大学 | 一种大型框类钣金零件腹板翘曲控制方法 |
| CN105160048A (zh) * | 2015-05-11 | 2015-12-16 | 西北工业大学 | 一种钣金件工程更改前后几何特征变化的判别方法 |
| CN105700471A (zh) * | 2016-03-04 | 2016-06-22 | 江西洪都航空工业集团有限责任公司 | 一种飞机蒙皮数控加工程序的二次修正方法 |
| CN106709184A (zh) * | 2016-12-26 | 2017-05-24 | 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 | 机翼壁板内形曲面生成方法 |
-
2020
- 2020-12-24 CN CN202011554863.5A patent/CN112580150B/zh active Active
Patent Citations (12)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN1194041A (zh) * | 1995-06-28 | 1998-09-23 | 波音公司 | 统计公差确定方法 |
| KR20110064797A (ko) * | 2009-12-09 | 2011-06-15 | 한국항공우주산업 주식회사 | 컴퓨터-지원 설계 시스템에서 복잡 곡면 기계 가공품의 선직면 생성 및 검증 방법 |
| CN103392180A (zh) * | 2011-02-24 | 2013-11-13 | 西门子产品生命周期管理软件公司 | 针对建模对象的整体变形 |
| CN102902851A (zh) * | 2012-09-21 | 2013-01-30 | 西安飞机工业（集团）有限责任公司 | 一种基于catia的飞机整体壁板的展开建模方法 |
| CN104750892A (zh) * | 2013-12-31 | 2015-07-01 | 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所 | 一种变厚度曲面零件内形面的三维建模方法 |
| CN104462656A (zh) * | 2014-11-12 | 2015-03-25 | 南京航空航天大学 | 飞机蒙皮零件特征识别方法 |
| CN105160048A (zh) * | 2015-05-11 | 2015-12-16 | 西北工业大学 | 一种钣金件工程更改前后几何特征变化的判别方法 |
| CN104915487A (zh) * | 2015-06-01 | 2015-09-16 | 江西洪都航空工业集团有限责任公司 | 基于catia的钣弯件下陷工艺数模建立方法 |
| CN105081133A (zh) * | 2015-08-31 | 2015-11-25 | 西北工业大学 | 一种大型框类钣金零件腹板翘曲控制方法 |
| CN105069267A (zh) * | 2015-09-14 | 2015-11-18 | 江西洪都航空工业集团有限责任公司 | 一种整体壁板零件工程更改前后几何特征变化判别方法 |
| CN105700471A (zh) * | 2016-03-04 | 2016-06-22 | 江西洪都航空工业集团有限责任公司 | 一种飞机蒙皮数控加工程序的二次修正方法 |
| CN106709184A (zh) * | 2016-12-26 | 2017-05-24 | 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 | 机翼壁板内形曲面生成方法 |
Non-Patent Citations (3)
| Title |
|---|
| 杨汉;陈佳;兰勇;田青;庄永清;涂序林;: "数字化技术在航空钣金成形模具制造中的应用", 航空制造技术, no. 17, pages 60 - 62 * |
| 林震宇;林瑜华;: "大厚度机翼整体壁板成形工艺技术创新", 航空制造技术, no. 13, pages 54 - 56 * |
| 陈金平;党建卫;: "大型双曲率高筋整体壁板展开关键问题分析", 航空制造技术, no. 1, pages 64 - 67 * |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| CN112580150B (zh) | 2024-02-27 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US8005566B2 (en) | Method for machining slide core hole and measurement/correction system for use in machining of slide core hole | |
| CN107562015B (zh) | 一种基于数控加工编程的工序几何模型构建方法 | |
| CN104476118A (zh) | 飞机化铣蒙皮立体化铣样板的制造方法 | |
| CN210413777U (zh) | 调整多轴数控机床精度偏差的工装 | |
| CN111266803B (zh) | 一种薄壁异型金属铸件的加工方法 | |
| Chu et al. | An integrated framework of tool path planning in 5-axis machining of centrifugal impeller with split blades | |
| CN109128840B (zh) | 壳体加工基准定位方法、余边切割方法及通孔加工方法 | |
| CN108356485B (zh) | 一种带榫齿小零件的加工方法 | |
| CN109570907B (zh) | 槽型腔及加工方法 | |
| CN105415093A (zh) | 一种数控加工自检方法 | |
| CN103406725A (zh) | 一种颤振模型梁架加工方法 | |
| CN112558550A (zh) | 一种使用cam软件加工异形螺纹的方法 | |
| CN101514891A (zh) | 大型模具铸件毛坯的光学照相检测方法 | |
| CN112580150A (zh) | 一种飞机零件工艺模型的修改拟合方法 | |
| US20170343982A1 (en) | Method for machining a workpiece by means of a chip-removing tool on a numerically-controlled machine tool | |
| CN103394974B (zh) | 一种多工位加工方法 | |
| Popov et al. | Micromilling strategies for machining thin features | |
| CN110434376B (zh) | 中框加工方法 | |
| CN101859124B (zh) | 数控龙门铣床五面体程序控制方法 | |
| CN111650885A (zh) | 数控机床自动编程方法 | |
| CN116088423A (zh) | 基于数控程序的标准化与结构化编程的数控设备加工方法 | |
| KR101125901B1 (ko) | 컴퓨터-지원 설계 시스템에서 복잡 곡면 기계 가공품의 선직면 생성 및 검증 방법 | |
| CN102621934A (zh) | 一种利用t型刀具在三轴数控机床加工负角型面的方法 | |
| CN108453567B (zh) | 六边形微通道板定心加工的方法 | |
| CN112327754A (zh) | 一种汽车模具基于经验知识的一键式智能nc编程方法 |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PB01 | Publication | ||
| PB01 | Publication | ||
| SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
| SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
| GR01 | Patent grant | ||
| GR01 | Patent grant |