CN113695709A - 一种设计尾坯的航天承力结构电弧熔丝增材路径规划方法 - Google Patents

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Abstract

本发明实施例提供了一种设计尾坯的航天承力结构电弧熔丝增材路径规划方法，其特征在于：该方法通过在增材样件模型应力分布较为集中的转角或温度场较低的圆弧特征处，在模型外侧设计与样件主体相连的尾坯，并在电弧熔丝增材路径规划时通过路径参数及热输入的匹配设计，将起弧点与熄弧点置于尾坯上。尾坯与转角角平分线夹角α为135‑180°，与圆弧径向夹角β为0‑30°，尾坯长度L为15‑30mm、宽度W为1‑1.8倍熔池宽度。尾坯增材路径与尾坯处样件主体增材路径之间的圆角半径R为0‑5mm，尾坯增材热输入E为0.6‑1倍主体增材热输适用于具有圆环、多边形及其他封闭承力结构的电弧熔丝增材路径规划。

Description

一种设计尾坯的航天承力结构电弧熔丝增材路径规划方法
技术领域
本发明属于电弧熔丝增材制造技术领域，涉及一种设计尾坯的航天承力结构电弧熔丝增材路径规划方法。
背景技术
电弧熔丝增材制造技术采用焊接电弧作为热源来熔化添加的丝材，使用机器人或者其他执行机构，按照规划的路径逐层进行产品的制备，是一种高效节能的快速成形制造技术。与其他制造技术相比，该技术的生产成本较低、制造周期较短、材料利用率也较高，且制造产品的尺寸和形状限制较小。
在电弧增材制造过程中，需要针对增材制造模型进行切层处理及路径规划。合理的路径规划方法能够有效提升增材零件的成形效率及成形质量。采用不合理的增材路径进行零件制备时容易造成机器人空行程过多，出现频繁的起弧与熄弧，延长增材制造时间。而随起弧与熄弧次数的增加，起弧处的金属堆积和熄弧凹坑会降低后续熔敷层基准面的平整度，影响增材零件的成形精度。且起弧点与熄弧点的电流、电压差异性较大，极易出现气孔、裂纹等降低样件内部质量的缺陷，且经热量累积后更为严重，甚至出现增材零件报废的现象。
针对电弧增材路径规划方法，中国专利(申请号：CN202010208816.9)公开了一种层内无搭接的电弧增材制造路径规划方法，通过线型路径及摆动填充的方式降低起弧点、熄弧点及层内多道搭接导致的成形质量较差的问题，但该方法并未解决因起弧点与熄弧点数量过多造成的成形质量问题。
航天承力结构作为承载力高、结构复杂、内部质量要求高的重要承力结构件，在电弧熔丝增材制造时对其成形精度及内部质量的要求也较高。而目前，国内外针对因起、熄弧点引起电弧熔丝增材制造样件表面成形精度及内部质量较差的研究较少，并未见直接通过增材路径规划的方式进行起、熄弧点数量控制的研究。
发明内容
本发明的目的在于提供一种设计尾坯的航天承力结构电弧熔丝增材路径规划方法，适用于具有圆环、多边形及其他封闭承力结构的电弧熔丝增材路径规划，能够将起弧点和熄弧点放置于增材样件主体的之外，能够有效解决电弧熔丝增材制造过程中，起弧点与熄弧点带来的成形精度差及内部质量较低等问题。
本发明提供了一种设计尾坯的航天承力结构电弧熔丝增材路径规划方法，其特征在于，通过在增材样件模型应力分布较为集中的转角或温度场较低的圆弧特征处的模型外侧设计与样件主体相连的尾坯。
优选地，并在电弧熔丝增材路径规划时通过路径参数及热输入的匹配设计，将起弧点与熄弧点置于尾坯上。
优选地，所述尾坯设计添加前，采用结构件线性分析、增材应力数值模拟、应力变化测量等对设计结构的应力集中状况进行分析，对增材样件温度场和应力场进行数值模拟，将所述尾坯优先设计在应力分布较为集中的转角或模型温度场较低的圆弧特征处，与转角角平分线夹角α为135-180°，与圆弧径向夹角β为0-30°。
优选地，所述尾坯为在不改变样件原有模型形状基础上，沿增材制造方向、在模型外侧添加的与样件主体相连的一体结构，尾坯长度L为15-30mm、宽度W为1-1.8倍熔池宽度。
优选地，所述尾坯用于在电弧熔丝增材路径规划时放置起弧点与熄弧点，为保证尾坯成形精度及温度平衡，对尾坯路径参数及热输入进行匹配设计，增材路径与尾坯处样件主体增材路径之间的圆角半径R为0-5mm，尾坯增材热输入E为0.6-1倍主体增材热输入。
优选地，所述尾坯数量为1时，在电弧熔丝增材路径规划时将起弧点与熄弧点同时置于该尾坯，机器人携带焊枪从尾坯起弧，完成2层样件主体路径熔敷后移动至尾坯熄弧，并使起弧点与熄弧点重合。
优选地，所述的尾坯数量为2时，在电弧熔丝增材路径规划时，第N层将起弧点与熄弧点分别置于2个尾坯，机器人携带焊枪从前尾坯A起弧，完成1层样件主体路径熔敷后移动至后尾坯B熄弧，第N+1层交换起弧点与熄弧点的位置。
优选地，所述尾坯通过机加工的方法进行去除，且该结构作为增材样件机加工的固定位置及参考基准。
相对于现有技术，本发明具有以下优势：
本发明公开了一种设计尾坯的航天承力结构电弧熔丝增材路径规划方法，适用于具有圆环、多边形及其他封闭承力结构的电弧熔丝增材路径规划。通过对增材模型添加尾坯，将起弧点和熄弧点放置于增材样件主体之外，从而避免增材样件主体存在起弧点与熄弧点，实现增材样件表面成形精度及内部质量的提高，有效解决电弧熔丝增材制造中因起弧点与熄弧点带来的成形精度差及内部质量较低等问题。此外，电弧增材样件在机加工时，该尾坯可作为样件机加工的固定位置，同时可为其提供参考基准。
附图说明
图1设计尾坯的航天承力结构电弧熔丝增材路径规划方法；
图2转角处尾坯结构示意图；
图3圆弧处尾坯结构示意图；
图4尾坯增材路径圆角示意图；
图5 1个尾坯增材路径规划示意图；
图6 2个尾坯增材路径规划示意图；
图7设计尾坯的异形封闭承力舱体结构件模型示意图；
具体实施方式
为使本发明的上述目的、特征和优点能够更加明显易懂，下面结合附图和具体实施方式对本发明作进一步详细的说明。
本发明公开了一种设计尾坯的航天承力结构电弧熔丝增材路径规划方法，该方法针对频繁起弧与熄弧造成增材样件成形质量较差的问题，采用设计尾坯的路径规划方法将起弧点与熄弧点放置于样件主体之外，适用于具有圆环、多边形及其他封闭承力结构的电弧熔丝增材路径规划。该方法通过稳态热分析和热机耦合分析对增材样件温度场和应力场进行数值模拟，在应力分布较为集中的转角或温度场较低的圆弧特征处的模型外侧，设计与样件主体相连的尾坯，并在电弧熔丝增材路径规划时通过路径参数及热输入的匹配设计，将起弧点与熄弧点置于尾坯上，实现增材样件主体无起弧点与熄弧点的增材路径规划。
本发明提供了一种设计尾坯的航天承力结构电弧熔丝增材路径规划方法，其特征在于，通过在增材样件模型应力分布较为集中的转角或温度场较低的圆弧特征处的模型外侧设计与样件主体相连的尾坯。
根据本发明的一个实施例，并在电弧熔丝增材路径规划时通过路径参数及热输入的匹配设计，将起弧点与熄弧点置于尾坯上。
根据本发明的一个实施例，所述尾坯设计添加前，采用结构件线性分析、增材应力数值模拟、应力变化测量等对设计结构的应力集中状况进行分析，对增材样件温度场和应力场进行数值模拟，将所述尾坯优先设计在应力分布较为集中的转角或模型温度场较低的圆弧特征处，与转角角平分线夹角α为135-180°，与圆弧径向夹角β为0-30°。
根据本发明的一个实施例，所述尾坯为在不改变样件原有模型形状基础上，沿增材制造方向、在模型外侧添加的与样件主体相连的一体结构，尾坯长度L为15-30mm、宽度W为1-1.8倍熔池宽度。
根据本发明的一个实施例，所述尾坯用于在电弧熔丝增材路径规划时放置起弧点与熄弧点，为保证尾坯成形精度及温度平衡，对尾坯路径参数及热输入进行匹配设计，增材路径与尾坯处样件主体增材路径之间的圆角半径R为0-5mm，尾坯增材热输入E为0.6-1倍主体增材热输入。
根据本发明的一个实施例，所述尾坯数量为1时，在电弧熔丝增材路径规划时将起弧点与熄弧点同时置于该尾坯，机器人携带焊枪从尾坯起弧，完成2层样件主体路径熔敷后移动至尾坯熄弧，并使起弧点与熄弧点重合。
根据本发明的一个实施例，所述的尾坯数量为2时，在电弧熔丝增材路径规划时，第N层将起弧点与熄弧点分别置于2个尾坯，机器人携带焊枪从前尾坯起弧，完成1层样件主体路径熔敷后移动至后尾坯熄弧，第N+1层交换起弧点与熄弧点的位置。
根据本发明的一个实施例，所述尾坯通过机加工的方法进行去除，且该结构作为增材样件机加工的固定位置及参考基准。
下面根据附图1-7，对本发明的技术方案做详细说明。
实施例1
一种设计尾坯的航天承力结构电弧熔丝增材路径规划方法，适用于具有多边形封闭承力桁梁结构件的电弧熔丝增材路径规划。
根据本发明的一个实施例，所述的尾坯设计添加前采用稳态热分析和热机耦合分析方法对增材样件温度场和应力场进行数值模拟，将所述的尾坯优先设计在应力分布较为集中的转角特征处，与转角角平分线夹角α为135°。
根据本发明的一个实施例，所述的尾坯为在不改变样件原有模型形状基础上，沿增材制造方向、在模型外侧添加的与样件主体相连的一体结构，尾坯长度L为20mm、宽度W为1.1倍熔池宽度。
根据本发明的一个实施例，所述的尾坯用于在电弧熔丝增材路径规划时放置起弧点与熄弧点，为保证尾坯成形精度及温度平衡，对尾坯路径参数及热输入进行匹配设计，增材路径与尾坯处样件主体增材路径之间的圆角半径R为3mm，尾坯增材热输入E为0.7倍主体增材热输入。
根据本发明的一个实施例，所述的尾坯在单个特征处数量为1时，在电弧熔丝增材路径规划时将起弧点与熄弧点同时置于该尾坯，机器人携带焊枪从尾坯起弧，完成2层样件主体路径熔敷后移动至尾坯熄弧，并使起弧点与熄弧点重合。
根据本发明的一个实施例，所述的尾坯在单个特征处数量为2，在电弧熔丝增材路径规划时，第N层将起弧点与熄弧点分别置于2个尾坯时，机器人携带焊枪从尾坯A起弧，完成1层样件主体路径熔敷后移动至尾坯B熄弧，第N+1层交换起弧点与熄弧点的位置。
根据本发明的一个实施例，所述的尾坯可通过机加工的方法进行去除，且该结构可作为增材样件机加工的固定位置及参考基准。
实施例2
一种设计尾坯的航天承力结构电弧熔丝增材路径规划方法，适用于异形封闭承力舱体结构件的电弧熔丝增材路径规划。
根据本发明的一个实施例，所述的尾坯设计添加前采用稳态热分析和热机耦合分析方法对增材样件温度场和应力场进行数值模拟，将所述的尾坯设计在模型温度场较低的圆弧特征处，与圆弧径向夹角β为0°。
根据本发明的一个实施例，所述的尾坯为在不改变舱体样件原有模型形状基础上，沿增材制造方向、在模型外侧添加的与样件主体相连的一体结构，尾坯长度L为25mm、宽度W为1.3倍熔池宽度。
根据本发明的一个实施例，所述的尾坯用于在电弧熔丝增材路径规划时放置起弧点与熄弧点，为保证尾坯成形精度及温度平衡，对尾坯路径参数及热输入进行匹配设计，增材路径与尾坯处样件主体增材路径之间的圆角半径R为4mm，尾坯增材热输入E为0.9倍主体增材热输入。
根据本发明的一个实施例，所述的尾坯数量为1，在电弧熔丝增材路径规划时将起弧点与熄弧点同时置于该尾坯，机器人携带焊枪从尾坯起弧，完成2层样件主体路径熔敷后移动至尾坯熄弧，并使起弧点与熄弧点重合。
根据本发明的一个实施例，所述的尾坯可通过机加工的方法进行去除，且该结构可作为增材样件机加工的固定位置及参考基准。
本发明采用设计尾坯的航天承力结构电弧熔丝增材路径规划方法，为具有圆环、多边形及其他封闭承力结构提供一种电弧熔丝增材路径规划方法。利用本发明进行电弧熔丝增材制造时，可以避免增材样件主体存在起弧点与熄弧点，实现增材样件成形精度及内部质量的提高，并为样件机加工提供固定位置及参考基准，有效解决电弧熔丝增材制造过程中，起弧点与熄弧点带来的成形精度差及内部质量较低等问题。
显然，本领域的技术人员可以对发明进行各种改动和变型而不脱离本发明的精神和范围。这样，倘若本发明的这些修改和变型属于本发明权利要求及其等同技术的范围之内，则本发明也意图包括这些改动和变型在内。

Claims (8)

1.一种设计尾坯的航天承力结构电弧熔丝增材路径规划方法，其特征在于，通过在增材样件模型应力分布较为集中的转角或温度场较低的圆弧特征处的模型外侧设计与样件主体相连的尾坯。
2.根据权利要求1所述的一种设计尾坯的航天承力结构电弧熔丝增材路径规划方法，其特征在于，并在电弧熔丝增材路径规划时通过路径参数及热输入的匹配设计，将起弧点与熄弧点置于尾坯上。
3.根据权利要求2所述的一种设计尾坯的航天承力结构电弧熔丝增材路径规划方法，其特征在于，所述尾坯设计添加前，采用结构件线性分析、增材应力数值模拟、应力变化测量对设计结构的应力集中状况进行分析，将所述尾坯设计在应力分布较为集中的转角或模型温度场较低的圆弧特征处，与转角角平分线夹角α为135-180°，与圆弧径向夹角β为0-30°。
4.根据权利要求2所述的一种设计尾坯的航天承力结构电弧熔丝增材路径规划方法，其特征在于，所述尾坯为在不改变样件原有模型形状基础上，沿增材制造方向、在模型外侧添加的与样件主体相连的一体结构，尾坯长度L为15-30mm、宽度W为1-1.8倍熔池宽度。
5.根据权利要求2所述的一种设计尾坯的航天承力结构电弧熔丝增材路径规划方法，其特征在于，所述尾坯用于在电弧熔丝增材路径规划时放置起弧点与熄弧点，为保证尾坯成形精度及温度平衡，对尾坯路径参数及热输入进行匹配设计，增材路径与尾坯处样件主体增材路径之间的圆角半径R为0-5mm，尾坯增材热输入E为0.6-1倍主体增材热输入。
6.根据权利要求1-5所述的一种设计尾坯的航天承力结构电弧熔丝增材路径规划方法，其特征在于，所述尾坯数量为1时，在电弧熔丝增材路径规划时将起弧点与熄弧点同时置于该尾坯，机器人携带焊枪从尾坯起弧，完成2层样件主体路径熔敷后移动至尾坯熄弧，并使起弧点与熄弧点重合。
7.根据权利要求1-5所述的一种设计尾坯的航天承力结构电弧熔丝增材路径规划方法，其特征在于，所述的尾坯数量为2时，在电弧熔丝增材路径规划时，第N层将起弧点与熄弧点分别置于2个尾坯，机器人携带焊枪从前尾坯起弧，完成1层样件主体路径熔敷后移动至后尾坯熄弧，第N+1层交换起弧点与熄弧点的位置。
8.根据权利要求1-7所述的一种设计尾坯的航天承力结构电弧熔丝增材路径规划方法，其特征在于，所述尾坯通过机加工的方法进行去除，且该结构作为增材样件机加工的固定位置及参考基准。
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PB01 Publication
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SE01 Entry into force of request for substantive examination
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RJ01 Rejection of invention patent application after publication
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