CN118520596A - 一种局部快速定位规划方法、装置、设备和介质 - Google Patents
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Abstract
本申请公开了一种局部快速定位规划方法、装置、设备和介质，涉及数控装配技术领域，至少解决了现有技术在对机体结构装配制孔时，制孔效率较低的技术问题。所述局部快速定位规划方法，包括以下步骤：将待加工的飞机产品零件模型进行拆分，获得多个待制孔组件结构；基于已有加工数据，确定大偏差加工区域；将多个所述待制孔组件结构进行弧段细分，以获得最小组件加工区域；基于所述大偏差加工区域，在所述最小组件加工区域上进行理论孔位规划，获得初始理论孔位数据；基于所述初始理论孔位数据，进行程序仿真优化处理后，获得目标理论孔位数据。本申请所述方法提高了制孔效率。
Description
技术领域
本申请涉及数控装配技术领域，尤其涉及一种局部快速定位规划方法、装置、设备和介质。
背景技术
在飞机装配中，制孔任务占据了飞机装配60%以上的工作量，其制孔质量直接影响着飞机的疲劳寿命。传统采用人工制孔的方式逐渐暴露出孔位易出错、孔径精度不足、表面质量差、边距、间距难以保证等质量问题，严重影响了飞机研制周期。因此，国内外学者开始研究自动化制孔系统来解决飞机制孔的质量等问题。现有自动化制孔系统能够适应绝大多数民用飞机零部件制孔应用，但面向复杂的机体结构制孔，仍然存在很多问题。
在复杂的机体结构装配制孔中，由于实际装配与理论模型存在偏差，进而使得设备不能完全按照理论模型编程结果来进行自动化加工。通过分析发现，主要包括以下两方面的原因：第一，由于定位不准确及误差累计等原因导致机体结构上零件的定位与理论模型偏差较大；第二，针对部分大尺寸、跨度较长的零件，或弱刚性零件，由于过约束装配导致其装配变形大，尺寸偏离理论模型。因此，通过理论模型仿真得到的程序无法直接指导自动化设备进行制孔加工，导致自动化制孔系统在复杂机体结构装配过程中依然存在制孔效率低，质量不稳定等问题。
综上，在机体结构装配制孔过程中，部分零件实际位置因预装配误差及自身变形等因素与理论模型存在偏差，进而影响自动化制孔系统的制孔效率与制孔质量。为解决上述问题，亟需提出一种局部快速定位制孔方法，实现高效、精确制孔。
发明内容
本申请提供了一种局部快速定位规划方法、系统、设备和介质，至少解决了现有技术在对机体结构装配制孔时，制孔效率较低的技术问题。
为解决上述技术问题，本申请实施例提供了：一种局部快速定位规划方法，包括以下步骤：
将待加工的飞机产品零件模型进行拆分，获得多个待制孔组件结构；
基于已有加工数据，确定大偏差加工区域；
将多个所述待制孔组件结构进行弧段细分，以获得最小组件加工区域；
基于所述大偏差加工区域，在所述最小组件加工区域上进行理论孔位规划，获得初始理论孔位数据；
基于所述初始理论孔位数据，进行程序仿真优化处理后，获得目标理论孔位数据。
作为本申请一些可选实施方式，所述基于所述大偏差加工区域，在所述最小组件加工区域上进行理论孔位规划，获得初始理论孔位数据的步骤，包括：
在所述最小组件加工区域上，按照预设位置预制至少三个基准孔；
对多个所述基准孔采用激光跟踪仪进行测量，并记录其实际位置数据；
基于所述实际位置数据，计算获得各所述基准孔的实际位置分布；
基于所述实际位置分布，对各所述基准孔的位置进行修改，获得初始理论孔位数据。
作为本申请一些可选实施方式，所述各所述基准孔的实际位置分布满足以下关系式：
式中，Pij表示第i行第j个孔的实际位置，i表示基准孔所在行数，j表示标准孔在该行的个数；Pz1表示第一个预设基准孔位置；Pz2表示第二个预设基准孔位置；Pz3表示第三个预设基准孔位置；m表示基准孔的实际位置分布的总行数，n表示每一行中的孔个数。
作为本申请一些可选实施方式，所述将多个所述待制孔组件结构进行弧段细分，以获得最小组件加工区域的步骤，包括：
识别各所述待制孔组件结构的变形弧段区域；
计算所述变形弧段区域的弧段高度值和弧段位移值；
基于所述弧段高度值和所述弧段位移值，进行弧段分解判断，获得判断结果；
并基于所述判断结果，进行弧段细分，以获得最小组件加工区域。
作为本申请一些可选实施方式，所述计算所述变形弧段区域的弧段高度值和弧段位移值的步骤，包括：
将所述变形弧段区域的弧段首孔与弧段尾孔连接，获得弧段直线；
计算所述变形弧段区域的弧段中心孔对应的最高点与所述弧段直线的距离值，以获得弧段高度值；
将所述弧段首孔与所述弧段中心孔连接，获得第一直线及其对应的第一直线长度值；基于所述第一直线长度值和所述弧段高度值，获得第一弧段位移值；
将所述弧段尾孔与所述弧段中心孔连接，获得第二直线及其对应的第二直线长度值；基于所述第二直线长度值和所述弧段高度值，获得第二弧段位移值。
作为本申请一些可选实施方式，所述第一弧段位移值满足以下关系式：
式中，Δd 1表示第一弧段位移值；Δh max表示弧段高度值；L 1表示第一直线长度值；
所述第二弧段位移值满足以下关系式：
式中，Δd 2表示第二弧段位移值；Δh max表示弧段高度值；L 2表示第二直线长度值。
作为本申请一些可选实施方式，所述基于所述弧段高度值和所述弧段位移值，进行弧段分解判断，获得判断结果的步骤，包括：
基于所述第一弧段位移值和所述第二弧段位移值，获得综合变形指数；
将所述综合变形指数与预设的允许变形量进行比较，若所述综合变形指数大于所述预设的允许变形量，则判断结果为该弧段可以进行分解。
作为本申请一些可选实施方式，所述基于所述初始理论孔位数据，进行程序仿真优化处理后，获得目标理论孔位数据的步骤，包括：利用CAE仿真软件，针对所述初始理论孔位数据进行仿真优化，获得目标理论孔位数据；
在所述利用CAE仿真软件，针对所述初始理论孔位数据进行仿真优化，获得目标理论孔位数据的步骤之后，还包括：
基于目标操作系统，将所述目标理论孔位数据编辑并生成可被所述目标操作系统读取的目标加工程序。
作为本申请一些可选实施方式，所述将待加工的飞机产品零件模型进行拆分，获得多个待制孔组件结构的步骤，包括：
将待加工的飞机产品零件模型基于梁类结构进行分解，获得多个待制孔组件结构；
所述基于已有加工数据，确定大偏差加工区域的步骤，包括：
获取各所述待制孔组件结构的理论区域位置，以及该理论区域位置中多个理论孔位；基于已有加工数据，获取各所述待制孔组件结构的理论区域位置对应的实际位置，以及该理论区域位置中多个理论孔位对应的实际位置；
计算各所述理论区域位置和对应所述实际位置的偏差值；将多个所述偏差值进行比较，获得最大偏差值；
若所述最大偏差值大于预设的偏差范围值，则对应的待制孔组件结构所在区域为大偏差加工区域。
再一方面，本申请实施例提供了一种局部快速定位规划装置，包括：
拆分模块，用于将待加工的飞机产品零件模型进行拆分，获得多个待制孔组件结构；
选定区域模块，用于基于已有加工数据，确定大偏差加工区域；
细分模块，用于将多个所述待制孔组件结构进行弧段细分，以获得最小组件加工区域；
孔位规划模块，用于基于所述大偏差加工区域，在所述最小组件加工区域上进行理论孔位规划，获得初始理论孔位数据；
仿真优化模块，用于基于所述初始理论孔位数据，进行程序仿真优化处理后，获得目标理论孔位数据。
再一方面，本申请实施例提供了一种计算机设备，该计算机设备包括存储器和处理器，所述存储器中存储有计算机程序，所述处理器执行所述计算机程序，实现如上所述的局部快速定位规划方法。
再一方面，本申请实施例提供了一种计算机可读存储介质，所述计算机可读存储介质上存储有计算机程序，处理器执行所述计算机程序，实现如上所述的局部快速定位规划方法。
为解决现有飞机产品上梁肋的定位与理论模型偏差较大，以及部分大尺寸、跨度较长的梁类与弱刚性零件在装配过程中出现变形等现象导致自动化制孔效率低、质量不稳定等问题，本申请提供的一种局部快速定位规划方法，即通过拆分待加工的飞机产品零件模型并获得多个待制孔组件结构，使得针对每个组件的加工定位更加精准。这有助于确保每个孔的位置和尺寸符合设计要求，提高了加工的精度和一致性。再通过将多个待制孔组件结构进行弧段细分，以获得最小组件加工区域，有助于优化加工路径和节约加工时间。通过在最小组件加工区域上进行孔位规划，可以减少加工过程中的不必要移动和调整，从而提高了加工效率。结合基于已有加工数据确定大偏差加工区域，并在这些区域上进行理论孔位规划，可以针对性地调整加工策略，减少加工误差的可能性。这有助于提高产品的加工质量和一致性。最后基于初始理论孔位数据进行程序仿真优化处理后，获得目标理论孔位数据，进一步提高了加工的精度和效率。通过仿真优化，可以在加工前模拟不同的加工方案，找到最优的加工路径和参数设置，从而降低了加工过程中的风险和成本。综上，本申请所述局部快速定位规划方法不仅可以提高加工的精度和效率，还可以减少加工误差，提高产品的质量和一致性，同时通过程序仿真优化进一步优化加工过程，具有显著的实际应用价值。
附图说明
为了更清楚地说明本申请具体实施方式或现有技术中的技术方案，下面将对具体实施方式或现有技术描述中所需要使用的附图作简单的介绍。在所有附图中，类似的元件或部分一般由类似的附图标记标识。附图中，各元件或部分并不一定按照实际的比例绘制。
图1是本申请实施例1所述的典型飞机产品零件结构示意图；
图2是本申请实施例1所述的大偏差区域实际与理论位置偏差示意图；
图3是本申请实施例1所述的大偏差区域建模示意图；
图4是本申请实施例1所述的多段弧形的组件加工区域结构示意图；
图5是本申请实施例1所述的局部快速定位规划建模示意图；
图6是本申请实施例1所述的综合变形指数关系示意图；
图7是本申请实施例1所述的操作流程示意图；
附图中数字含义为：1-飞机产品零件；2-待制孔组件结构；3-某一加工区域理论位置；4-某一加工区域实际位置；5-某一理论孔位；6-某一实际孔位；7-组件加工区域；8-弧段首孔；9-弧段尾孔；10-弧段中心孔；11-弧AC段；12-弧BC段；13-多段弧形组件加工区域；14-最小组件加工区域；15-基准孔；16-综合变形指数。
本申请目的的实现、功能特点及优点将结合实施例，参照附图做进一步说明。
具体实施方式
下面将结合本申请实施例中的附图，对本申请实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本申请的一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本申请中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本申请保护的范围。
需要说明的是，本申请实施例中所有方向性指示（诸如上、下、左、右、前、后……）仅用于解释在某一特定姿态下各部件之间的相对位置关系、运动情况等，如果该特定姿态发生改变时，则该方向性指示也相应地随之改变。
在本申请中，除非另有明确的规定和限定，术语“连接”、“固定”等应做广义理解，例如，“固定”可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或成一体；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通或两个元件的相互作用关系，除非另有明确的限定。对于本领域的普通技术人员而言，可以根据具体情况理解上述术语在本申请中的具体含义。
另外，若本申请实施例中有涉及“第一”、“第二”等的描述，则该“第一”、“第二”等的描述仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示其相对重要性或者隐含指明所指示的技术特征的数量。由此，限定有“第一”、“第二”的特征可以明示或者隐含地包括至少一个该特征。另外，全文中出现的“和/或”的含义，包括三个并列的方案，以“A和/或B”为例，包括A方案、或B方案、或A和B同时满足的方案。另外，各个实施例之间的技术方案可以相互结合，但是必须是以本领域普通技术人员能够实现为基础，当技术方案的结合出现相互矛盾或无法实现时应当认为这种技术方案的结合不存在，也不在本申请要求的保护范围之内。
本实施例方案涉及的硬件运行环境的计算机设备可以包括：处理器，例如中央处理器（Central Processing Unit，CPU），通信总线、用户接口，网络接口，存储器。其中，通信总线用于实现这些组件之间的连接通信。用户接口可以包括显示屏（Display）、输入单元比如键盘（Keyboard），可选用户接口还可以包括标准的有线接口、无线接口。网络接口可选的可以包括标准的有线接口、无线接口（如无线保真（WIreless-FIdelity，WI-FI）接口）。存储器可以是高速的随机存取存储器（Random Access Memory，RAM）存储器，也可以是稳定的非易失性存储器（Non-Volatile Memory，NVM），例如磁盘存储器。存储器可选的还可以是独立于前述处理器的存储装置。
本领域技术人员可以理解，上述结构并不构成对计算机设备的限定，可以包括比上述结构更多或更少的部件，或者组合某些部件，或者不同的部件布置。作为一种存储介质的存储器中可以包括操作系统、网络通信模块、用户接口模块以及电子程序，还可以包括数据存储模块。如上所述的计算机设备中，网络接口主要用于与网络服务器进行数据通信；用户接口主要用于与用户进行数据交互；本实施例计算机设备中的处理器、存储器可以设置在计算机设备中，计算机设备通过处理器调用存储器中存储的局部快速定位规划装置，并执行本实施例提供的局部快速定位规划方法。需要说明的是，上述计算机设备可为外接的可独立运行的硬件设备，也可为局部快速定位规划装置内部本身自带的硬件设备。
基于前述硬件环境，本实施例还提供一种局部快速定位规划方法，包括以下步骤：
步骤S10、将待加工的飞机产品零件模型进行拆分，获得多个待制孔组件结构。
即通过拆分待加工的飞机产品零件模型并获得多个待制孔组件结构，使得针对每个组件的加工定位更加精准。这有助于确保每个孔的位置和尺寸符合设计要求，提高了加工的精度和一致性。
在一些具体实施例中，所述将待加工的飞机产品零件模型进行拆分，获得多个待制孔组件结构的步骤，包括：将待加工的飞机产品零件模型基于梁类结构进行分解，获得多个待制孔组件结构。
如可以通过以下步骤将待加工的飞机产品零件模型进行拆分：首先，对待加工的飞机产品零件模型进行分析，识别出其中的梁类结构，这些结构通常具有较长、细长的形状，类似于梁的形态。对已识别的梁类结构进行分解，将零件模型分解为多个组成部分，每个部分对应一个梁类结构。这可能涉及将零件模型划分为不同的区域或部件，并确定每个部件的形状、尺寸和位置。对每个分解出的梁类结构，确定其中需要进行加工的孔的位置、数量和尺寸等加工需求。这可以通过分析设计要求、装配需求和功能要求来确定。根据每个梁类结构的加工需求，形成相应的待制孔组件结构。这可能包括将每个梁类结构中需要加工的区域标识出来，以便后续的加工操作。对形成的待制孔组件结构进行检查和确认，确保其与原始零件模型的对应部分一致，并且加工需求得到正确反映。
步骤S20、基于已有加工数据，确定大偏差加工区域；
在一些具体实施例中，所述基于已有加工数据，确定大偏差加工区域的步骤，包括：获取各所述待制孔组件结构的理论区域位置，以及该理论区域位置中多个理论孔位；基于已有加工数据，获取各所述待制孔组件结构的理论区域位置对应的实际位置，以及该理论区域位置中多个理论孔位对应的实际位置；计算各所述理论区域位置和对应所述实际位置的偏差值；将多个所述偏差值进行比较，获得最大偏差值；若所述最大偏差值大于预设的偏差范围值，则对应的待制孔组件结构所在区域为大偏差加工区域。通常来说，所述预设的偏差范围值是通过多份加工数据分析获取的，在飞机装配领域一般取0.5mm~1mm。
需要说明的是，在用于自动化制孔的大变形装配结构局部快速定位规划方法中，计算大偏差加工区域的目的是为了确定哪些区域需要进行额外的处理或校正。这些区域可能受到材料变形、装配误差或其他因素的影响，导致孔的位置偏离预期。通过计算大偏差加工区域，制造过程可以更准确地控制加工操作，从而确保最终产品的质量和性能符合要求。
步骤S30、将多个所述待制孔组件结构进行弧段细分，以获得最小组件加工区域；
在一些实施例中，所述将多个所述待制孔组件结构进行弧段细分，以获得最小组件加工区域的步骤，包括：识别各所述待制孔组件结构的变形弧段区域；计算所述变形弧段区域的弧段高度值和弧段位移值；基于所述弧段高度值和所述弧段位移值，进行弧段分解判断，获得判断结果；并基于所述判断结果，进行弧段细分，以获得最小组件加工区域。
需要说明的是，所述变形弧段区域是指零件表面上的某些区域，这些区域由于材料性质或加工过程中的力学影响而产生了变形，呈现出一定程度的曲面形状，通常是弧形或曲线形状。在工程和制造领域，材料的加工和应力会导致零件或构件的变形。这种变形可能是由于材料的弹性变形、塑性变形、热变形等因素引起的。在飞机制造中，例如飞机结构件的加工过程中，由于复杂的形状和加工要求，零件表面可能会出现微小的变形，这些变形可能会影响到加工后的准确性和质量。因此，变形弧段区域是指在加工过程中，特别是在弧段区域（即曲线或弧形区域），由于材料的特性或加工过程中的影响，导致零件表面出现的微小变形或曲率，需要在加工过程中予以考虑和处理。
需要说明的是，弧段高度值通常指的是弧段的峰值或最大高度，即弧段曲线与其基准线（通常是直线）之间的最大垂直距离。这个值用于描述曲线的最大凸起或凹陷。弧段位移值则是指弧段曲线相对于其基准线的水平位移或偏移量。它表示曲线在水平方向上的移动距离，可以是正数（表示向右移动）或负数（表示向左移动）。在工程或制造领域中，弧段高度值和弧段位移值通常用于描述曲线的形状或位置，以便进行设计、加工或检测。
在一些具体的实施例中，所述计算所述变形弧段区域的弧段高度值和弧段位移值的步骤，包括：将所述变形弧段区域的弧段首孔与弧段尾孔连接，获得弧段直线；计算所述变形弧段区域的弧段中心孔对应的最高点与所述弧段直线的距离值，以获得弧段高度值；将所述弧段首孔与所述弧段中心孔连接，获得第一直线及其对应的第一直线长度值；基于所述第一直线长度值和所述弧段高度值，获得第一弧段位移值；将所述弧段尾孔与所述弧段中心孔连接，获得第二直线及其对应的第二直线长度值；基于所述第二直线长度值和所述弧段高度值，获得第二弧段位移值。
更具体地，所述第一弧段位移值满足以下关系式：
式中，Δd 1表示第一弧段位移值；Δh max表示弧段高度值；L 1表示第一直线长度值；
所述第二弧段位移值满足以下关系式：
式中，Δd 2表示第二弧段位移值；Δh max表示弧段高度值；L 2表示第二直线长度值。
在另一些具体的实施例中，所述基于所述弧段高度值和所述弧段位移值，进行弧段分解判断，获得判断结果的步骤，包括：
基于所述第一弧段位移值和所述第二弧段位移值，获得综合变形指数；如选取所述第一弧段位移值和所述第二弧段位移值中的最大值，作为综合变形指数，即，Δd表示综合变形指数。
将所述综合变形指数与预设的允许变形量进行比较，若所述综合变形指数大于所述预设的允许变形量，则判断结果为该弧段可以进行分解；即如果，为给定的允许变形量，则弧形的组件加工区域可以被分解为两段变形较小的区域弧AC段和弧BC段，在航空制造领域根据加工统计分析，一般取。
步骤S40、基于所述大偏差加工区域，在所述最小组件加工区域上进行理论孔位规划，获得初始理论孔位数据；
在一些具体实施例中，所述基于所述大偏差加工区域，在所述最小组件加工区域上进行理论孔位规划，获得初始理论孔位数据的步骤，包括：在所述最小组件加工区域上，按照预设位置预制至少三个基准孔；对多个所述基准孔采用激光跟踪仪进行测量，并记录其实际位置数据；基于所述实际位置数据，计算获得各所述基准孔的实际位置分布；基于所述实际位置分布，对各所述基准孔的位置进行修改，获得初始理论孔位数据。
具体地，所述各所述基准孔的实际位置分布满足以下关系式：
式中，Pij表示第i行第j个孔的实际位置，i表示基准孔所在行数，j表示标准孔在该行的个数；Pz1表示第一个预设基准孔位置；Pz2表示第二个预设基准孔位置；Pz3表示第三个预设基准孔位置；m表示基准孔的实际位置分布的总行数，n表示每一行中的孔个数。需要说明的是，所述第一个预设基准孔位置为选择区域内的第一行第一个孔，所述第二个预设基准孔位置为选择区域内的第一行最后一个孔，所述第三个预设基准孔位置为选择区域内的第一列最后一个孔。
步骤S50、基于所述初始理论孔位数据，进行程序仿真优化处理后，获得目标理论孔位数据。
在一些具体实施例中，所述基于所述初始理论孔位数据，进行程序仿真优化处理后，获得目标理论孔位数据的步骤，包括：利用CAE仿真软件，针对所述初始理论孔位数据进行仿真优化，获得目标理论孔位数据。
进一步地，在所述利用CAE仿真软件，针对所述初始理论孔位数据进行仿真优化，获得目标理论孔位数据的步骤之后，还包括：基于目标操作系统，将所述目标理论孔位数据编辑并生成可被所述目标操作系统读取的目标加工程序。
下面结合具体实施例，对本申请所述技术方案进行详细说明，以便于本领域技术人员对本申请所述技术方案的理解：
实施例1
本实施例所述方法的操作流程示意图如图7所示，包括步骤S1-S6，具体地，步骤S2还包括步骤S21-S22，步骤S3还包括步骤S31-S35，步骤S4还包括步骤S41-S45，步骤S5还包括步骤S51-S53。
S1.部件加工拆分：
如图1所示，将待加工的飞机产品零件1的所有梁类进行分解，初步形成p个待制孔组件结构2，其中，所述待制孔组件结构2包括Z1、Z2、Z3、Z4、...、Zp；其中，Z1表示第1个待制孔组件结构，Z2表示第2个待制孔组件结构，Z3表示第3个待制孔组件结构，Z4表示第4个待制孔组件结构，....，Zp表示第p个待制孔组件结构。
S2.确定大偏差区域：
S21：最大偏差计算：如图2所示，根据已有加工数据进行分析，确定大偏差加工区域，即根据某一加工区域理论位置3及对应的某一理论孔位5与某一加工区域实际位置4及对应的某一实际孔位6的最大偏差，
S22：大偏差区域判断：如果大于给定的偏差范围值，则定义该区域为大偏差区域，偏差范围值通过多架份加工数据分析给定，飞机装配领域一般取；
S3.组件结构制孔区域分解：
针对步骤S1得到的个组件，进行组件细分；
S31：变形区域确定：如图3所示，对于一段由于装配应力导致的平面梁肋结构发生变形呈弧形的组件加工区域7，其包括弧段首孔8，弧段尾孔9和弧段中心孔10，通过连接弧段首孔8与弧段尾孔9形成一条直线；
S32：弧段高度计算：然后计算得到弧段中心孔10最高点与直线的距离；
S33：弧段位移计算：分别计算弧段首孔8与弧段中心孔10所形成的直线的变形，
；
同理，弧段尾孔9与弧段中心孔10所形成的直线的变形；
S34：弧段分解判断：取如图6所示的综合变形指数16，如果，为给定的允许变形量，则弧形的组件加工区域7可以被分解为两段变形较小的区域弧AC段11和弧BC段12，在航空制造领域根据加工统计分析，一般取；
S35：弧段细分：进一步，针对如图3所示的分段后的弧AC段11和弧BC段12按照步骤S31~S34进行划分，直至细分至如图4所示的最小组件加工区域14；
S36：同理，针对一段由于装配应力导致的平面梁肋结构发生变形呈如图4所示的多段弧形组件加工区域13，所述多段弧形组件加工区域13由直线L3、直线L4、直线L5和直线L6组成，可以按照步骤S31~S35进行划分，直至细分至最小组件加工区域14结束，所述最小组件加工区域14为直线L3、直线L4、直线L5或直线L6；
S4.局部快速定位规划：
在飞机产品制孔领域，通常在组件加工区域7上的孔呈均匀分布，局部区域孔位做微小调整；基于上述特性，针对步骤S3细分后的最小组件加工区域14，进行局部快速定位规划；
S41：确定基准孔：如图5所示，在最小组件加工区域14上预制3个基准孔15、、，，；
S42：确定孔数分布：
假设最小组件加工区域14上的孔数由行组成，每行孔包括基准孔15，共由个孔均布；
S43：测量基准：
针对最小组件加工区域14上的基准孔15，采用激光跟踪仪进行测量，并记录其实际位置数据；
S44：计算孔位：
计算最小组件加工区域14中每个孔的实际位置分布，
第1行，第个孔的实际位置，；
第行，第个孔的实际位置，；
S45：修改理论孔位：
根据计算得到的最小组件加工区域14的每个孔的实际位置，修改理论程序中的每个孔的理论数值；
S46：重复步骤S41~S45，直至所有的最小组件加工区域14上的所有孔数据被修改完成；
S5. 程序仿真及后处理：
S51：离线编程：
针对S4局部快速定位规划得到的孔位进行离线编程；
S52：程序仿真：
利用CAE仿真软件，进行程序的仿真优化；
S53：程序后处理：
针对仿真优化得到的程序，根据不同的机器人系统，进行后置处理，生成可被机器人系统识别的加工程序；
S6.制孔加工：
根据步骤S53得到的程序，进行产品加工。
可以看出，本申请的有益效果是：本申请有效解决了现有飞机产品上梁肋的定位与理论模型偏差较大，以及部分大尺寸、跨度较长的梁类与弱刚性零件在装配过程中出现变形等现象导致自动化制孔效率低、质量不稳定等问题。具有以下明显优势：
精度高：通过该方法，规划后的加工程序加工精度高，孔位一致性好；
效率高：该方法批量修改生成局部优化程序，效率高、操作简便；
易于推广：该方法可推广至其他大变形件加工规划应用中，且易于集成到离线编程软件中；具有较大的应用前景。
再一方面，为解决上述技术问题，本申请实施例还提供了：一种局部快速定位规划装置，包括：
拆分模块，用于将待加工的飞机产品零件模型进行拆分，获得多个待制孔组件结构；
选定区域模块，用于基于已有加工数据，确定大偏差加工区域；
细分模块，用于将多个所述待制孔组件结构进行弧段细分，以获得最小组件加工区域；
孔位规划模块，用于基于所述大偏差加工区域，在所述最小组件加工区域上进行理论孔位规划，获得初始理论孔位数据；
仿真优化模块，用于基于所述初始理论孔位数据，进行程序仿真优化处理后，获得目标理论孔位数据。
基于与前述实施例相同的发明思路，本实施例提供一种计算机可读存储介质，计算机可读存储介质上存储有计算机程序，处理器执行计算机程序，实现上述方法。
在一些实施例中，计算机可读存储介质可以是FRAM、ROM、PROM、EPROM、EEPROM、闪存、磁表面存储器、光盘、或CD-ROM等存储器；也可以是包括上述存储器之一或任意组合的各种设备。计算机可以是包括智能终端和服务器在内的各种计算设备。
以上仅为本申请的优选实施例，并非因此限制本申请的专利范围，凡是利用本申请说明书及附图内容所作的等效结构或等效流程变换，或直接或间接运用在其他相关的技术领域，均同理包括在本申请的专利保护范围内。
Claims (12)
1.一种局部快速定位规划方法，其特征在于，包括以下步骤：
将待加工的飞机产品零件模型进行拆分，获得多个待制孔组件结构；
基于已有加工数据，确定大偏差加工区域；
将多个所述待制孔组件结构进行弧段细分，以获得最小组件加工区域；
基于所述大偏差加工区域，在所述最小组件加工区域上进行理论孔位规划，获得初始理论孔位数据；
基于所述初始理论孔位数据，进行程序仿真优化处理后，获得目标理论孔位数据。
2.根据权利要求1所述局部快速定位规划方法，其特征在于，所述基于所述大偏差加工区域，在所述最小组件加工区域上进行理论孔位规划，获得初始理论孔位数据的步骤，包括：
在所述最小组件加工区域上，按照预设位置预制至少三个基准孔；
对多个所述基准孔采用激光跟踪仪进行测量，并记录其实际位置数据；
基于所述实际位置数据，计算获得各所述基准孔的实际位置分布；
基于所述实际位置分布，对各所述基准孔的位置进行修改，获得初始理论孔位数据。
3.根据权利要求2所述局部快速定位规划方法，其特征在于，所述各所述基准孔的实际位置分布满足以下关系式：
式中，Pij表示第i行第j个孔的实际位置，i表示基准孔所在行数，j表示标准孔在该行的个数；Pz1表示第一个预设基准孔位置；Pz2表示第二个预设基准孔位置；Pz3表示第三个预设基准孔位置；m表示基准孔的实际位置分布的总行数，n表示每一行中的孔个数。
4.根据权利要求1所述局部快速定位规划方法，其特征在于，所述将多个所述待制孔组件结构进行弧段细分，以获得最小组件加工区域的步骤，包括：
识别各所述待制孔组件结构的变形弧段区域；
计算所述变形弧段区域的弧段高度值和弧段位移值；
基于所述弧段高度值和所述弧段位移值，进行弧段分解判断，获得判断结果；
并基于所述判断结果，进行弧段细分，以获得最小组件加工区域。
5.根据权利要求4所述局部快速定位规划方法，其特征在于，所述计算所述变形弧段区域的弧段高度值和弧段位移值的步骤，包括：
将所述变形弧段区域的弧段首孔与弧段尾孔连接，获得弧段直线；
计算所述变形弧段区域的弧段中心孔对应的最高点与所述弧段直线的距离值，以获得弧段高度值；
将所述弧段首孔与所述弧段中心孔连接，获得第一直线及其对应的第一直线长度值；基于所述第一直线长度值和所述弧段高度值，获得第一弧段位移值；
将所述弧段尾孔与所述弧段中心孔连接，获得第二直线及其对应的第二直线长度值；基于所述第二直线长度值和所述弧段高度值，获得第二弧段位移值。
6.根据权利要求5所述局部快速定位规划方法，其特征在于，所述第一弧段位移值满足以下关系式：
式中，Δd 1表示第一弧段位移值；Δh max表示弧段高度值；L 1表示第一直线长度值；
所述第二弧段位移值满足以下关系式：
式中，Δd 2表示第二弧段位移值；Δh max表示弧段高度值；L 2表示第二直线长度值。
7.根据权利要求5所述局部快速定位规划方法，其特征在于，所述基于所述弧段高度值和所述弧段位移值，进行弧段分解判断，获得判断结果的步骤，包括：
基于所述第一弧段位移值和所述第二弧段位移值，获得综合变形指数；
将所述综合变形指数与预设的允许变形量进行比较，若所述综合变形指数大于所述预设的允许变形量，则判断结果为该弧段可以进行分解。
8.根据权利要求1所述局部快速定位规划方法，其特征在于，所述基于所述初始理论孔位数据，进行程序仿真优化处理后，获得目标理论孔位数据的步骤，包括：利用CAE仿真软件，针对所述初始理论孔位数据进行仿真优化，获得目标理论孔位数据；
在所述利用CAE仿真软件，针对所述初始理论孔位数据进行仿真优化，获得目标理论孔位数据的步骤之后，还包括：
基于目标操作系统，将所述目标理论孔位数据编辑并生成可被所述目标操作系统读取的目标加工程序。
9.根据权利要求1所述局部快速定位规划方法，其特征在于，所述将待加工的飞机产品零件模型进行拆分，获得多个待制孔组件结构的步骤，包括：
将待加工的飞机产品零件模型基于梁类结构进行分解，获得多个待制孔组件结构；
所述基于已有加工数据，确定大偏差加工区域的步骤，包括：
获取各所述待制孔组件结构的理论区域位置，以及该理论区域位置中多个理论孔位；基于已有加工数据，获取各所述待制孔组件结构的理论区域位置对应的实际位置，以及该理论区域位置中多个理论孔位对应的实际位置；
计算各所述理论区域位置和对应所述实际位置的偏差值；将多个所述偏差值进行比较，获得最大偏差值；
若所述最大偏差值大于预设的偏差范围值，则对应的待制孔组件结构所在区域为大偏差加工区域。
10.一种局部快速定位规划装置，其特征在于，包括：
拆分模块，用于将待加工的飞机产品零件模型进行拆分，获得多个待制孔组件结构；
选定区域模块，用于基于已有加工数据，确定大偏差加工区域；
细分模块，用于将多个所述待制孔组件结构进行弧段细分，以获得最小组件加工区域；
孔位规划模块，用于基于所述大偏差加工区域，在所述最小组件加工区域上进行理论孔位规划，获得初始理论孔位数据；
仿真优化模块，用于基于所述初始理论孔位数据，进行程序仿真优化处理后，获得目标理论孔位数据。
11.一种计算机设备，其特征在于，该计算机设备包括存储器和处理器，所述存储器中存储有计算机程序，所述处理器执行所述计算机程序，实现根据权利要求1-9中任一项所述的局部快速定位规划方法。
12.一种计算机可读存储介质，其特征在于，所述计算机可读存储介质上存储有计算机程序，处理器执行所述计算机程序，实现根据权利要求1-9中任一项所述的局部快速定位规划方法。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN202410985760.6A CN118520596A (zh) | 2024-07-23 | 2024-07-23 | 一种局部快速定位规划方法、装置、设备和介质 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN202410985760.6A CN118520596A (zh) | 2024-07-23 | 2024-07-23 | 一种局部快速定位规划方法、装置、设备和介质 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| CN118520596A true CN118520596A (zh) | 2024-08-20 |
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ID=92279910
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| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| CN202410985760.6A Pending CN118520596A (zh) | 2024-07-23 | 2024-07-23 | 一种局部快速定位规划方法、装置、设备和介质 |
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|---|---|
| CN (1) | CN118520596A (zh) |
Citations (3)
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| EP0213975A1 (fr) * | 1985-06-25 | 1987-03-11 | Up Systems | Procédé et dispositif automatiques de correction de programmes d'usinage pour machines à commande numérique, en référence avec un plan de référence métrologique |
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| CN114211525A (zh) * | 2021-12-02 | 2022-03-22 | 昆山艾易得自动化科技有限公司 | 工业机器人弧形动作准确性可视化校正机构及校正方法 |
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2024
- 2024-07-23 CN CN202410985760.6A patent/CN118520596A/zh active Pending
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