專利名稱：飛機結構件平筋頂面加工刀軌自動生成方法
技術領域：
本發(fā)明涉及一種飛機結構件平筋頂面加工刀軌自動生成方法，用于對飛機結構件復雜平筋頂面的數(shù)控加工程序編制，屬于飛機數(shù)字化數(shù)控編程技術領域。
背景技術：
筋是飛機結構件中常見結構之一，可以將飛機結構件的筋特征描述為輪廓、槽腔加工完成后頂部待加工區(qū)域(范玉青.現(xiàn)代飛機制造技術[M]:北京北京航空天大學出版社，2001)。因此其頂部待加工區(qū)域即筋頂面為筋的主要加工區(qū)域。飛機結構件在保證其強度與剛度前提下為減輕其自重而廣泛選用筋類特征。近年來，國內(nèi)有關學者針對筋頂面的快速數(shù)控加工編程技術展開了相應的研究。一種是基于圖和工藝知識相融合的方法自動對筋特征進行數(shù)控加工編程(譚豐.飛機結構件筋特征快速數(shù)控編程技術研究與實現(xiàn)[D].南京南京航空航天大學，2010)。該方法的核心在于基于常見筋特征幾何拓撲結構以及相關的工藝知識構建相應規(guī)則對特征進行判斷與分類，針對不同類型的特征采取不同的加工工藝方案進行數(shù)控加工編程。該技術對絕大多數(shù)筋特征適用，但對在處理筋類特征相交時，對于一些并不能完全滿足其特征判定條件的特殊結構難以得到正確結果。另一種是基于廣義槽分層識別技術的飛機壁板類零件自動數(shù)控加工編程方法(于芳芳.飛機整體壁板快速數(shù)控加工編程系統(tǒng)關鍵技術研究與開發(fā)[D].北京北京航空航天大學，2009)。在基于該方法所設計開發(fā)的飛機壁板快速數(shù)控編程系統(tǒng)中，筋頂面被視為一類特殊的廣義槽腹板面，通過偏置筋頂邊界來構造槽銑(Pocketing)的外輪廓，最終將筋頂面的加工轉(zhuǎn)化為了對腹板面的加工。該技術雖然能夠解決筋特征相交問題，但由于未考慮筋頂?shù)奶厥庑问郊醇庸さ毒咧睆竭h大于筋頂面寬度，因此由其所生成的數(shù)控代碼的加工效率普遍較低。研究飛機結構件平筋頂面加工刀軌自動生成方法，提高數(shù)控加工效率及質(zhì)量已成為高效數(shù)控加工技術急需解決的問題。

發(fā)明內(nèi)容
本發(fā)明要解決的技術問題是提供一種飛機結構件平筋頂面加工刀軌自動生成方法，該算法可完成該平筋頂面數(shù)控加工最短刀具軌跡的計算及輸出，在保證加工質(zhì)量的前提下，可以顯著地減少冗余刀軌，從而提高了飛機結構件平筋頂面加工效率。為解決以上問題，本發(fā)明的具體技術方案如下一種飛機結構件平筋頂面加工刀軌自動生成方法，包括以下步驟I)初始參數(shù)輸入輸入筋頂面以及加工該筋頂面所用的工藝方案；2)近似骨架分支提取對步驟I)輸入的筋頂面，進行邊界離散，并基于離散的邊界構建筋頂面約束的Delaunay三角剖分網(wǎng)格，從該剖分結果中提取筋頂面近似骨架分支集;3)骨架分支修正與合并在步驟2)的基礎上，對筋頂面近似骨架分支集進行修正，判斷修正后的骨架分支集中的骨架分支是否滿足合并法則，若滿足則進行合并；
4)加工單元集構建將骨架分支集中的骨架分支設置為加工單元導引輪廓，待加工筋頂面設置為約束底面，并從工藝方案中讀取有關非幾何加工參數(shù)，從而構建該筋頂面的加工單元集；5)加工單元排序在步驟4)的基礎上，對加工單元集中的加工單元構造初始筋頂加工單元序列，并依據(jù)加工路徑最優(yōu)目標對其進行排序，得到加工路徑最優(yōu)的筋頂加工單元鏈；6)最短路徑刀軌數(shù)據(jù)生成是在步驟5)的基礎上，將筋頂加工單元鏈與現(xiàn)有CAM系統(tǒng)進行無縫連接，從而自動生成筋頂面的加工刀軌以及數(shù)控加工代碼。該飛機結構件平筋頂面加工刀軌自動生成方法以骨架作為刀軌生成的導引輪廓，可以顯著地減少冗余刀軌，從而提高加工效率；并且刀具總路徑最短思想貫穿整個方法過程中，將極大地提高平筋頂面數(shù)控加工的速度和質(zhì)量。故采用平筋頂面數(shù)控加工刀軌計算的方法將極大提高數(shù)控加工的質(zhì)量，縮短制造乃至整個飛機生產(chǎn)周期。


圖1為待加工筋頂面實例圖。圖2為三角形分類實例圖。圖3為工藝圓角修正實例圖。圖4為鄰接端切矢條件實例圖。圖5為筋頂加工刀軌實例圖。
具體實施例方式一種飛機結構件平筋頂面加工刀軌自動生成方法，包括以下步驟I)初始參數(shù)輸入輸入筋頂面以及加工該筋頂面所用的工藝方案；2)近似骨架分支提取對步驟I)輸入的筋頂面，進行邊界離散，并基于離散的邊界構建筋頂面約束的Delaunay三角剖分網(wǎng)格，從該剖分結果中提取筋頂面近似骨架分支集;3)骨架分支修正與合并在步驟2)的基礎上，對筋頂面近似骨架分支集進行修正，判斷修正后的骨架分支集中的骨架分支是否滿足合并法則，若滿足則進行合并；4)加工單元集構建將骨架分支集中的骨架分支設置為加工單元導引輪廓，待加工筋頂面設置為約束底面，并從工藝方案中讀取有關非幾何加工參數(shù)，從而構建該筋頂面的加工單元集；5)加工單元排序在步驟4)的基礎上，對加工單元集中的加工單元構造初始筋頂加工單元序列，并依據(jù)加工路徑最優(yōu)目標對其進行排序，得到加工路徑最優(yōu)的筋頂加工單元鏈；6)最短路徑刀軌數(shù)據(jù)生成是在步驟5)的基礎上，將筋頂加工單元鏈與現(xiàn)有CAM系統(tǒng)進行無縫連接，從而自動生成筋頂面的加工刀軌以及數(shù)控加工代碼。本發(fā)明是建立在CAD/CAM系統(tǒng)平臺上，實現(xiàn)飛機結構件平筋頂面數(shù)控加工刀軌計算的一種方法。本發(fā)明中涉及的概念如下
為表示CAM系統(tǒng)中每一個加工操作步(Machining Operation)所加工的區(qū)域及其加工方法，引入加工單元的概念。加工單元不僅包含了加工區(qū)域，還應該包含加工該區(qū)域所采用的加工方法及其參數(shù)。因此，對于本發(fā)明所涉及的筋頂特征，其加工單元c可以表示為C (Vm, Mm),其中Vm為加工單元所去除材料的體積,Mm表示一組加工參數(shù),該加工參數(shù)包括幾何加工參數(shù)與非幾何加工參數(shù)即I (Mg，Mp)。其中Mg是與刀具軌跡生成相關的幾何加工參數(shù)集;MP是非幾何加工參數(shù)集，包括刀具的幾何參數(shù)與切削參數(shù)等，其值通常由工藝方案給定。而筋頂加工單元的幾何加工參數(shù)集Mg的巴科斯-諾爾范式(BNF, Backus-NaurForm)如下<Mg>: : = 約束底面 >，< 導引輪廓 >，< 限制元素>)<導引輪廓 >:: = (〈導引輪廓線 >，< 加工方向>)<限制元素 >:: = (〈起點 >, < 終點 飛機結構件中的復雜筋頂面常存在多條筋頂支路，因此需要在保證加工質(zhì)量與效率的前提下，將待加工筋頂面分解成滿足一定條件的若干個筋頂加工單元，從而將對筋頂面的加工轉(zhuǎn)換為對其若干個筋頂加工單元的加工，即(；=D(f；)，其中f；為待加工筋頂面，Cr為fr的筋頂加工單元集，即C1=Ici Ii = I, 2,. . . , n}, Ci為f；的一個加工單元，D為筋頂加工單元分解算子。在加工過程中，為縮短輔助工時以提高加工效率，需以整體加工路徑最短為目標對筋頂加工單元集中元素進行排序，從而得到一組由筋頂加工單元構成的序列，將此序列稱為筋頂加工單元鏈。下面結合附圖對本發(fā)明的實施例進行詳細的說明，本實施例是在以發(fā)明技術方案為前提下進行實施，給出了詳細的實施方式和具體的實現(xiàn)過程，但是本發(fā)明的保護范圍不限于下述實施實例。本發(fā)明提出的刀軌計算實施的詳細步驟如下

步驟I):初始參數(shù)輸入。輸入筋頂面f；(如圖1所示)以及加工該筋頂面所用的
工藝方案Pi。步驟2):近似骨架分支提取。對筋頂面f；，進行邊界離散，并基于離散的邊界構建筋頂面約束的Delaunay三角剖分網(wǎng)格，從而基于該剖分結果提取筋頂面近似骨架分支集。近似骨架分支提取的詳細流程如下(I)筋頂面邊界離散。對于筋頂面f；其邊界L可以表示為L=U1, I2,......，IJ
n e N，η > 2，其中Ii構成筋頂面邊界的η條邊，需要對這η條邊分別進行離散化，得到該邊界的離散點集。對于每條拓撲邊Ii,依該邊的弦長進行均勻采樣，其采樣點數(shù)Pi為
'2S1 <ΗPi —< S-
2+円.V. > H
I H '其中Si為第i段邊的長度，H為采樣閾值。當邊長小于H時，僅對該邊的起點與終點進行采樣。當邊長Si大于采樣閾值時，需要根據(jù)邊長與采樣閾值的比例對該邊上的點進行采樣。采樣閾值的大小需要根據(jù)筋頂加工刀具直徑的大小進行確定，如果閾值設定的較大，采樣點就會減少，會影響到生成中軸的精度。相反如果閾值設定較小，采樣點會增多，雖然該方法生成的中軸線能較好的逼近理論中軸線，但是計算量較大，并且在筋條端部會產(chǎn)生一些細小分支。
(2)約束Delaunay三角網(wǎng)生成。對上述生成的離散點集，采用逐點插入法構建Delaunay三角網(wǎng)格。三角網(wǎng)格構成了平面空間剖分結果，將三角網(wǎng)格內(nèi)每一個三角形稱為三角形元。為了得到位于筋頂面內(nèi)的三角形元作為構建筋頂面中軸的基礎，根據(jù)三角形元重心Pe的位置對三角形元進行篩選對于剖分三角網(wǎng)格集T中的三角形元ti;如果其重心(((Xl+x2+x2)/3, (yi+y2+y3)/3))位于筋頂面f；外，則將該三角形元從剖分三角網(wǎng)格集中刪除，得到基于筋頂面邊界約束的三角網(wǎng)格集。(3)近似骨架分支提取。將約束Delaunay三角網(wǎng)格中的三角形元依據(jù)其鄰接關系將其分為三類，如圖2所示。I類三角形元僅與約束三角網(wǎng)格集中的一個三角形元鄰接(共邊)，該類三角形元構成了三角網(wǎng)結構的邊界節(jié)點；11類三角形元與約束三角網(wǎng)格集中的兩個三角形元鄰接，該類三角形元描述了中軸線(骨架)的延展方向；ΙΠ類三角形元與約束三角網(wǎng)格集中的三個三角形元鄰接，該類三角形元描述了三角形元的分支情況。I類與III類三角形元將整個筋頂面劃分成若干個子區(qū)域，每一個子區(qū)域稱為筋頂子區(qū)域。在每個子區(qū)域中，以三角形鄰接邊的中點為該局部的中心，將子區(qū)域中所有鄰接邊中點依次相連，即構成了該子區(qū)域的近似骨架分支。類似，即可得到筋頂面近似骨架分支集合S=IsiI i = I j 2，· ·，η} ο步驟3)骨架分支修正與合并。對筋頂面近似骨架分支集進行修正；判斷修正后的骨架分支集中的骨架分支是否滿足合并法則，若滿足則進行合并。( I)修正由于邊界離散點數(shù)的限制，基于Delaunay三角網(wǎng)格中提取出的近似骨架并不能完全與理論骨架相重合，因此需要對其進行修正。圖3所示為常見的“T”字型筋頂面結構，其中ACF與BDG為工藝圓角所在圓弧，A⑶與ABD為同一筋頂子區(qū)域R1的II類三角形，CED為筋頂子區(qū)域R1的邊界III類三角形，點H，I，J分別為線段AB，AD,⑶的中點，折線段HIJ為通過連接Delaunay三角形公共邊中點而得到的區(qū)域R1的近似骨架分支的一部分，但其與理論骨架分支存在較大的偏離，因此需要將有頂點位于工藝圓角所在圓弧的Delaunay三角形(A⑶和ABD)的公共邊中點(I)及其所在邊線(HI，IJ)從近似骨架線上刪除，并將其所在邊線的另兩個端點直接相連(H，J)即可得到修正后的近似骨架分支(HJ)。(2)合并筋頂骨架分支Si與Sk的合并的條件如下〈1>鄰接條件設骨架分支Si與Sk所對應的筋頂子區(qū)域分別為Ri與&，如果^ 1 ,則稱骨架分支S1與Sk鄰接，并稱骨架分支S1與Sk滿足鄰接條件。<2>鄰接端切矢條件(如圖4所示):設滿足鄰接條件的兩骨架分支Si與Sk在鄰接端端點的單位切矢為Vi與Vk(端點切矢的正方向為由曲線端點指向曲線內(nèi)部)，如果切矢Vi與Vk的夾角Qik滿足0ik3 ΘΠ，( ΘΠ*合并夾角閾值)，則稱骨架分支51與5,滿足鄰接端切矢條件。對同時滿足上述兩條件的筋頂骨架分支Si與Sk，可通過連接兩骨架分支鄰接端的端點對其進行合并。若一條骨架分支同時有多條骨架分支與其滿足分支合并條件，則應選擇與其切矢夾角最大的一條分支合并。步驟4)加工單元集構建。將骨架分支集中的骨架分支設置為加工單元導引輪廓，待加工筋頂面設置為約束底面，并從工藝方案Pi中讀取有關非幾何加工參數(shù)，從而構建該筋頂面的加工單元集C；。步驟5)加工單元排序。對加工單元集(；中的加工單元構造初始筋頂加工單元序列，并依據(jù)加工路徑最優(yōu)目標對其進行排序，得到加工路徑最優(yōu)的筋頂加工單元鏈。加工單元排序的詳細流程如下( I)對加工單元集中的加工單元構造初始筋頂加工單元序列L=(c1;
^2j C3, · · · , Cn)；
(2)計算加工路徑總長
權利要求
1.一種飛機結構件平筋頂面加工刀軌自動生成方法，其特征在于包括以下步驟 1)初始參數(shù)輸入輸入筋頂面以及加工該筋頂面所用的工藝方案； 2)近似骨架分支提取對步驟I)輸入的筋頂面，進行邊界離散，并基于離散的邊界構建筋頂面約束的Delaunay三角剖分網(wǎng)格，從該剖分結果中提取筋頂面近似骨架分支集； 3)骨架分支修正與合并在步驟2)的基礎上，對筋頂面近似骨架分支集進行修正，判斷修正后的骨架分支集中的骨架分支是否滿足合并法則，若滿足則進行合并； 4)加工單元集構建將骨架分支集中的骨架分支設置為加工單元導引輪廓，待加工筋頂面設置為約束底面，并從工藝方案中讀取有關非幾何加工參數(shù)，從而構建該筋頂面的加工單元集； 5)加工單元排序在步驟4)的基礎上，對加工單元集中的加工單元構造初始筋頂加工單元序列，并依據(jù)加工路徑最優(yōu)目標對其進行排序，得到加工路徑最優(yōu)的筋頂加工單元鏈； 6)最短路徑刀軌數(shù)據(jù)生成是在步驟5)的基礎上，將筋頂加工單元鏈與現(xiàn)有CAM系統(tǒng)進行無縫連接，從而自動生成筋頂面的加工刀軌以及數(shù)控加工代碼。
全文摘要
本發(fā)明涉及一種飛機結構件平筋頂面加工刀軌自動生成方法，包括以下步驟1)初始參數(shù)輸入；2)近似骨架分支提??；3)骨架分支修正與合并；4)加工單元集構建；5)加工單元排序；6)最短路徑刀軌數(shù)據(jù)生成。該算法可完成該平筋頂面數(shù)控加工最短刀具軌跡的計算及輸出，在保證加工質(zhì)量的前提下，可以顯著地減少冗余刀軌，從而提高了飛機結構件平筋頂面加工效率。
文檔編號G05B19/18GK103034167SQ20121052098
公開日2013年4月10日 申請日期2013年1月10日 優(yōu)先權日2013年1月10日
發(fā)明者杜寶瑞, 初宏震, 鄭國磊, 唐云龍, 王碧玲, 陳俊, 陳樹林, 繞有福 申請人:沈陽飛機工業(yè)(集團)有限公司