基于中間特征的飛機(jī)結(jié)構(gòu)件數(shù)控加工切削參數(shù)優(yōu)化方法
【專(zhuān)利摘要】一種基于中間特征的飛機(jī)結(jié)構(gòu)件數(shù)控加工切削參數(shù)優(yōu)化方法，其特征是首先基于零件CAD三維模型進(jìn)行特征識(shí)別，根據(jù)特征識(shí)別結(jié)果提取驅(qū)動(dòng)幾何、拓?fù)湫畔⒑凸に囆畔?，進(jìn)而獲取零件中間狀態(tài)，其次，根據(jù)中間狀態(tài)信息對(duì)特征進(jìn)行力學(xué)模型匹配并計(jì)算切削力、變形、功率等約束條件，再利用遺傳算法，通過(guò)工藝決策，對(duì)轉(zhuǎn)速、進(jìn)給、切深、切寬等工藝參數(shù)進(jìn)行優(yōu)化，得到最終加工參數(shù)，最后在中間狀態(tài)的切削參數(shù)優(yōu)化的基礎(chǔ)上，針對(duì)零件每個(gè)特征的實(shí)際加工狀況進(jìn)行參數(shù)優(yōu)化。本發(fā)明能使飛機(jī)結(jié)構(gòu)件的每個(gè)特征的加工操作效率提高，進(jìn)而使整體加工的效率提高，并且由于參數(shù)優(yōu)化過(guò)程考慮了加工穩(wěn)定性，進(jìn)而提高了加工質(zhì)量和加工的穩(wěn)定性。
【專(zhuān)利說(shuō)明】基于中間特征的飛機(jī)結(jié)構(gòu)件數(shù)控加工切削參數(shù)優(yōu)化方法

【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001]本發(fā)明涉及一種數(shù)控加工技術(shù)，尤其涉及一種飛機(jī)結(jié)構(gòu)件加工切削參數(shù)優(yōu)化方法，具體地說(shuō)是一種基于中間特征的飛機(jī)結(jié)構(gòu)件數(shù)控加工切削參數(shù)優(yōu)化方法。

【背景技術(shù)】
[0002]飛機(jī)結(jié)構(gòu)件具有尺寸大、加工精度高、結(jié)構(gòu)復(fù)雜等特點(diǎn)，使飛機(jī)結(jié)構(gòu)件在加工過(guò)程中經(jīng)常出現(xiàn)由于個(gè)別剛性較差特征的加工出現(xiàn)問(wèn)題，導(dǎo)致整個(gè)結(jié)構(gòu)件報(bào)廢的情況，因此飛機(jī)結(jié)構(gòu)件的加工經(jīng)常以最差剛性位置的切削參數(shù)為基準(zhǔn)加工整個(gè)結(jié)構(gòu)件，其切削參數(shù)過(guò)于保守，機(jī)床利用率較低，導(dǎo)致整體加工效率低下，使得生產(chǎn)成本增加。因此在飛機(jī)結(jié)構(gòu)件加工過(guò)程中要進(jìn)行適當(dāng)?shù)那邢鲄?shù)優(yōu)化。目前切削參數(shù)優(yōu)化方法主要有動(dòng)態(tài)規(guī)劃優(yōu)化算法、智能算法、遺傳算法。
[0003]動(dòng)態(tài)規(guī)劃優(yōu)化算法，既可以?xún)?yōu)化連續(xù)變量和離散變量，又可以獲得全局最優(yōu)解，由于其優(yōu)化效率低，優(yōu)化時(shí)間長(zhǎng)，不適用于優(yōu)化參數(shù)較多、數(shù)值變動(dòng)較大、且數(shù)值間相互獨(dú)立的優(yōu)化情況；智能算法，基于神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)優(yōu)化切削參數(shù)，得到的優(yōu)化結(jié)果容易出現(xiàn)局部最小值或不收斂等現(xiàn)象，也不適用于飛機(jī)結(jié)構(gòu)件加工的切削參數(shù)優(yōu)化。遺傳算法，不僅考慮到全局優(yōu)化，并且運(yùn)行穩(wěn)定，是一種比較成熟的方法，目前得到廣泛的應(yīng)用。
[0004]雖然切削參數(shù)優(yōu)化方法有很多，但是大部分切削參數(shù)優(yōu)化方法都是集中在零件最終狀態(tài)的研究，很少有人從事零件中間狀態(tài)的切削參數(shù)優(yōu)化研究，目前較新的科研是BudakE等人提出一種零件動(dòng)力學(xué)參數(shù)預(yù)測(cè)的方法，在滿(mǎn)足加工穩(wěn)定性的前提下對(duì)切深和主軸轉(zhuǎn)速進(jìn)行優(yōu)化，由于此研究是基于有限元的基礎(chǔ)之上，計(jì)算量大，計(jì)算速度緩慢，對(duì)于大型零件很難適用。
[0005]基于中間特征的飛機(jī)結(jié)構(gòu)件數(shù)控加工切削參數(shù)優(yōu)化方法，。此項(xiàng)研究可以與CAM軟件集成，實(shí)現(xiàn)切削參數(shù)的自動(dòng)化選擇。


【發(fā)明內(nèi)容】

[0006]本發(fā)明的目的是針對(duì)切削參數(shù)優(yōu)化方法存在計(jì)算量大，計(jì)算速度緩慢，很難適用于飛機(jī)結(jié)構(gòu)之類(lèi)的大型零件的問(wèn)題，發(fā)明一種于中間特征的飛機(jī)結(jié)構(gòu)件數(shù)控加工切削參數(shù)優(yōu)化方法，以便自動(dòng)有效地判斷每一個(gè)特征的動(dòng)態(tài)變化，進(jìn)而獲取零件中間狀態(tài)，計(jì)算其約束條件。利用遺傳算法對(duì)切削參數(shù)進(jìn)行優(yōu)化，提高加工效率，充分利用機(jī)床，降低加工成本，實(shí)現(xiàn)效益的提升。
[0007]本發(fā)明的技術(shù)方案是:
[0008]一種基于中間特征的飛機(jī)結(jié)構(gòu)件數(shù)控加工切削參數(shù)優(yōu)化方法，其特征在于，包括以下步驟:
[0009]步驟1、選取加工工步，自動(dòng)獲取加工操作；
[0010]步驟2、選擇零件體，通過(guò)特征識(shí)別，獲取零件特征的幾何信息及拓?fù)湫畔ⅲ?br> [0011]步驟3、根據(jù)工藝決策獲取工藝信息；
[0012]步驟4、根據(jù)零件特征的幾何信息與工藝信息計(jì)算零件的中間狀態(tài)；
[0013]步驟5、通過(guò)特征中間狀態(tài)匹配力學(xué)模型，計(jì)算零件剛度；
[0014]步驟6、計(jì)算約束條件；
[0015]步驟7、通過(guò)遺傳算法進(jìn)行工藝決策，優(yōu)化切削參數(shù)；
[0016]步驟8、通過(guò)后置處理進(jìn)一步優(yōu)化切削參數(shù)。
[0017]所述的零件特征的幾何信息指通過(guò)屬性面邊圖的方法獲取特征的長(zhǎng)度，寬度等信息；所述的拓?fù)湫畔⒅竿ㄟ^(guò)信息的查找，找到與特征相鄰的特征，獲取面的厚度等信息。
[0018]所述的特征中間狀態(tài)指在加工之前通過(guò)特征的實(shí)際幾何信息、拓?fù)湫畔⒑凸に囆畔⒌葮?gòu)成的中間過(guò)程加工狀態(tài)，中間特征的構(gòu)建是通過(guò)得到零件的最終尺寸信息，上一步加工的切削余量，切削參數(shù)，以及加工順序等信息進(jìn)行有效相加獲得的特征。
[0019]所述的工藝信息，指切削參數(shù)，刀具，加工順序以及上一步加工余量等加工信息。
[0020]所述的簡(jiǎn)化的力學(xué)模型，是將內(nèi)型、腹板、筋頂?shù)忍卣鳎鶕?jù)刀具走刀軌跡，簡(jiǎn)化成材料力學(xué)里的單約束懸臂梁，兩端支持的簡(jiǎn)支梁，反面帶有支撐點(diǎn)的簡(jiǎn)支梁以及兩個(gè)懸臂梁鉸接等四種結(jié)構(gòu)。
[0021]所述的特征的中間狀態(tài)，主要考慮內(nèi)型的加工順序Bol，厚度tpMfile，加工余量tpall。，腹板的加工順序，厚度tbrofile，加工余量tball。等信息，計(jì)算公式為:
[0022]tprofile = tpact+tpallo+Bol*tpallo
[0023]tbottom = tbact+tball0。
[0024]所述的變形量計(jì)算，是根據(jù)四種簡(jiǎn)化的力學(xué)結(jié)構(gòu)，用E代表彈性模量，用Wmax代表最大撓度，M代表彎矩，F(xiàn)代表徑向切削力，I代表外伸長(zhǎng)度，X為所選截面的橫坐標(biāo)，C、D為積分常數(shù)，I1為外伸長(zhǎng)度，Iw代表轉(zhuǎn)動(dòng)慣量，b為矩形截面的寬，h為矩形截面的高，計(jì)算得到最大撓度值為:

【權(quán)利要求】
1.一種基于中間特征的飛機(jī)結(jié)構(gòu)件數(shù)控加工切削參數(shù)優(yōu)化方法，其特征在于它包括以下步驟: 步驟1、選取加工工步，自動(dòng)獲取加工操作； 步驟2、選擇零件體，通過(guò)特征識(shí)別，獲取零件特征的幾何信息及拓?fù)湫畔ⅲ? 步驟3、根據(jù)工藝決策獲取工藝信息； 步驟4、根據(jù)零件特征的幾何信息與工藝信息計(jì)算零件的中間狀態(tài)； 步驟5、通過(guò)特征中間狀態(tài)匹配力學(xué)模型，計(jì)算零件剛度； 步驟6、計(jì)算約束條件； 步驟7、通過(guò)遺傳算法進(jìn)行工藝決策，優(yōu)化切削參數(shù)； 步驟8、通過(guò)后置處理進(jìn)一步優(yōu)化切削參數(shù)。
2.如權(quán)利要求1所述的方法，其特征在于所述的零件特征的幾何信息指通過(guò)屬性面邊圖的方法獲取特征的長(zhǎng)度和寬度信息；所述的拓?fù)湫畔⒅竿ㄟ^(guò)信息的查找，找到與特征相鄰的特征，獲取面的厚度信息。
3.如權(quán)利要求1所述的方法，其特征在于所述的特征中間狀態(tài)指在加工之前通過(guò)特征的實(shí)際幾何信息、拓?fù)湫畔⒑凸に囆畔?gòu)成的中間過(guò)程加工狀態(tài)，中間特征的構(gòu)建是通過(guò)得到零件的最終尺寸信息，上一步加工的切削余量，切削參數(shù)，以及加工順序信息進(jìn)行有效相加獲得的特征，它包括內(nèi)型的加工順序Bol，厚度tpMfile，加工余量tpall。，腹板的加工順序，厚度tbrofile，加工余量tball。信息，計(jì)算公式為:
^profile tpact+tpallo+B〇 15^tpaIi0
-f- +t
^bottomLbact Lballo °
4.如權(quán)利要求1所述的方法，其特征在于所述的工藝信息指切削參數(shù)，刀具，加工順序以及上一步加工余量加工信息。
5.如權(quán)利要求1所述的方法，其特征在于所述的力學(xué)模型是將飛機(jī)結(jié)構(gòu)件的內(nèi)型、腹板、筋頂特征根據(jù)刀具走刀軌跡，簡(jiǎn)化成材料力學(xué)里的單約束懸臂梁，兩端支持的簡(jiǎn)支梁，反面帶有支撐點(diǎn)的簡(jiǎn)支梁以及兩個(gè)懸臂梁鉸接的四種力學(xué)結(jié)構(gòu)。
6.如權(quán)利要求1所述的方法，其特征在于所述的計(jì)算零件剛度是根據(jù)力學(xué)模型所建的四種簡(jiǎn)化的力學(xué)結(jié)構(gòu)，用E代表彈性模量，用Wmax代表最大撓度，M代表彎矩，F(xiàn)代表徑向切削力，I代表外伸長(zhǎng)度，X為所選截面的橫坐標(biāo)，C、D為積分常數(shù)，I1為外伸長(zhǎng)度，Iw代表轉(zhuǎn)動(dòng)慣量，b為矩形截面的寬，h為矩形截面的高，計(jì)算得到最大撓度值為:
7.如權(quán)利要求1所述的方法，其特征在于所述的后置處理優(yōu)化切削參數(shù)是通過(guò)刀位點(diǎn)關(guān)聯(lián)到零件的每個(gè)特征，針對(duì)特征的每個(gè)元素進(jìn)行切削參數(shù)優(yōu)化，在內(nèi)型加工過(guò)程中針對(duì)每層加工增大切深、轉(zhuǎn)速、進(jìn)給來(lái)提高效率。
【文檔編號(hào)】G05B19/18GK104182795SQ201410408489
【公開(kāi)日】2014年12月3日 申請(qǐng)日期:2014年8月19日 優(yōu)先權(quán)日:2014年8月19日
【發(fā)明者】李迎光, 劉長(zhǎng)青, 周鑫, 周冠妍, 劉少偉 申請(qǐng)人:南京航空航天大學(xué)