一种基于双侧超声滚压加工的航空叶片定位与姿态调节方法与流程

本发明涉及航空发动机叶片，特别是一种基于双侧超声滚压加工的航空叶片的定位与姿态调节方法。

背景技术：

航空发动机叶片是典型的复杂曲面薄壁构件，由于叶片长期处于高温高压高速的工作环境，极易出现各种损伤，对叶片进行表面强化加工能够提高叶片的疲劳寿命，其中表面超声滚压强化技术就是一种有效的表面强化方法。然而，对航空发动机叶片进行超声滚压强化加工之前，叶片的精确定位至关重要，定位精度直接影响强化加工的效果。一般地，通过固定叶片榫头部位来达到定位的目的。但是叶片榫头的结构复杂，需要专用的夹具系统，并且叶片榫头型面通常存在一定的加工误差，导致叶片1装夹在机床上的实际位置3往往与理论位置2存在较大误差，如图1所示。然而，叶片强化加工的刀具轨迹是由理论模型得到的，这就导致理论刀具轨迹不能符合机床实际加工要求。通过检测叶片在机床上的定位误差，逐步调节叶片姿态，可以实现叶片的精确定位，进而保证后续叶片强化加工的精度。但是，人工调节叶片姿态要求经验高，难度大，并没有统一的调节指标。

传统的零部件定位方法通常采用“3-2-1”的定位原则，即，用销钉作为定位元件，通过主基准面限制工件的3个自由度，通过第二基准面限制2个自由度，通过第三基准面限制1个自由度。但是“3-2-1”原则要求可定位表面都是平面，而且三个基准面通常相互垂直。故对于具有自由曲面的航空发动机叶片，显然不能直接应用这种传统的定位方法。近年来，针对复杂曲面的定位，大致可以分为两种：一种是以曲面型面作为定位基准，结合六点定位原则，手动建立测量坐标系，通过测量坐标系与理论模型的坐标系的变换实现零件的定位，该定位方法常用于三坐标测量机检测工件中，但是这种方法受人为因素的影响较大；另一种是基于迭代最近点算法或其改进算法的定位方法，通过对复杂曲面上的测量点与理论模型对应点进行配准，求解变换参数，这种方法虽然能够提高定位精度，但是对于具有自由曲面薄壁特征的叶片来说，由于叶身没有参考特征点，测量点的选择以及叶片姿态调节方法将直接影响定位精度和效率。

技术实现要素：

因此，为了保障航空发动机叶片表面强化加工的效率和精度，本发明提供了一种针对航空发动机叶片在表面强化加工前，准确高效地叶片定位与姿态调节方法。

本发明提供了一种基于双侧超声滚压加工的航空叶片定位与姿态调节方法，将所述航空叶片夹持于超声滚压装置的可调夹具系统中，超声滚压头居于叶片的两侧，所述方法包括以下步骤：

s1叶片测量，利用超声滚压头作为测头测量叶片的双侧表面，获取叶片初始安装状态下相对于机床坐标系的一组点集构成待配准点云pm＝{pi∈r³，i＝1,2,3…m}；

s2点云配准，通过采样一致性点云初始配准算法与考虑曲率特征的迭代最近点精确配准算法将所述叶片待配准点云pm＝{pi∈r³,i＝1,2,3…m}与根据理论模型所得目标点云qn＝{qi∈r³,i＝1,2,3…n}进行配准，得到两组点云的旋转变换矩阵r和平移变换矩阵t；

s3确定姿态调节量，将旋转变换矩阵r和平移变换矩阵t转化为叶片姿态调节量，分别是旋转调节量(θx,θy,θz)以及平移调节量(dx，dy，dz)；

s4分步姿态调节，根据上述所得到的姿态调节量(θx，θy，θz，dx,dy,dz)，通过叶片可调夹具系统按照先旋转量(θx,θy,θx)依次调节再平移量(dx，dy，dz)依次调节进行分步姿态调节，实现叶片的精确定位。

进一步地，所述步骤s2点云配准包括：

s21初步配准，利用采样一致性初始拼接算法将叶片实际位置与理论位置进行，以及

s22精确配准，利用考虑曲率特征的迭代最近点算法进行。

进一步地，所述步骤s21初步配准包括：

s211对于待配准点云pm和目标点云qn中的每个样本点pi和qi，分别计算其快速点特征直方图fpfh；

s212从待配准点云pm中选择s个采样点，且两两采样点之间的距离d满足大于最小距离阈值d0；

s213在目标点云qn中查找与所选s个采样点的fpfh特征相似的一个或多个点，并从中随机选取一个点作为待配准点云pm在目标点云qn中对应的点；

s214计算对应点之间的刚体变换矩阵，并通过计算对应点变换后距离误差和函数判断变换矩阵的性能，其中距离误差和函数由huber罚函数表示，其中：

式中：mi为预定值，单位mm，li为第i组对应点变换后的距离差，单位mm；

s215重复上述步骤s212、s213、s214，直到达到距离误差和最小，进而得到初始旋转矩阵r⁰和平移矩阵t⁰。

按照本发明，所述步骤s22精确配准包括：

s221根据初始配准得到的变换矩阵对待配准点云pm进行坐标变换，得到待精确配准点云p′m＝r⁰pm+t⁰；

s222对待精确配准点云p′m中的每个点p′i，利用k-dtree结构在目标点云qn中搜索距离点p′i最近的点qi，作为该点在qn中的对应点，组成初始对应点对(p′i,q′i)；

s223分别计算对应关系点对(p′i，q′i)中点p′i在p′m中的主曲率和点q′i在qn中的主曲率引入主曲率特征阈值σk，若则认为此对应点对为错误点对，进行剔除；

s224根据对应点对求解旋转矩阵r和平移矩阵t，由所求的变换矩阵更新待精确配准点云p′m为p″m，即p′m＝rp′m+t；并计算p′m与qn对应点集之间的平均距离，平均距离计算函数为：

s225判断平均距离ε(r,t)是否小于给定阈值ε0或当前迭代次数是否大于所设定的最大迭代次数，若是，则迭代结束；否则，将待精确配准点云p′m更新为p″m，返回步骤s222继续执行，直到满足收敛条件。

按照本发明，所述步骤s3包括：根据所述配准过程所求得的旋转矩阵r，通过式r＝rzryrx，其中

计算可得航空叶片绕x、y、z轴的旋转角度(θx，θy,θz)，以及

根据上述配准过程所得平移矩阵t＝[dx,dy,dz]^t计算可得航空叶片表示旋转后的新坐标系沿x、y、z轴平移量(dx,dy,dz)。

进一步地，所述步骤s4分步姿态调节步骤包括：

s41调节旋转量(θx,θy,θz)和

s42调节平移量(dx,dy,dz)。

其中，步骤s41包括：调节x向的旋转量θx，调节y向的旋转量θy和调节z向的旋转量θz。

步骤s42包括：调节z向的平移量dz，调节x向的平移量dx和调节y向的平移量dy。

本发明利用叶片的叶身型面作为定位基准，通过安装在机床上的双侧超声滚压头测量叶片双侧表面，快速获取一组相对于机床坐标系的叶片双侧表面坐标，引入主曲率特征阈值，利用采样一致性初始配准算法与考虑曲率特征的迭代最近点精确配准算法将实际测量数据与理论模型数据进行配准，并计算叶片姿态调节量，通过叶片可调夹具系统调节叶片姿态实现其准确定位。从而，将叶片测量、姿态调节与超声滚压强化加工进行集成，形成叶片“测量-调节-加工”系统，提高航空发动机叶片表面强化加工的精度。

附图说明

图1为现有技术中叶片安装误差示意图。

图2示出安装在夹具上的叶片，并示出其实际位置与理论位置间的误差；

图3为叶片双侧超声滚压装置示意图。

图4为图3中超声滚压头的放大示意图。

图5为按照本发明进行调节的过程示意图，其中，图5(a)为调节θx,dz的主视图，图5(b)为调节θz,dx，dy的左视图，图5(c)为调节θy的俯视图。

图6为本发明叶片定位与姿态调节流程图。

具体实施方式

以下结合附图和具体实施方式对本发明作进一步说明：

经生产过程中，航空叶片采用如图2所示的双侧超声滚压装置进行强化加工。该装置具有卡盘4和可调夹具系统5，叶片6夹持于该可调夹具系统5中，超声滚压头7居于叶片的两侧。在超声滚压头7对叶片进行双侧超声滚压加工前，叶片实际位置9理论位置8存在较大的误差。这就导致强化加工轨迹不符合实际叶片加工要求，严重影响强化加工的精度。

为满足叶片强化加工的要求，使得叶片的实际位置与理论加工位置吻合，本明提供了一种对叶片进行精确的定位及姿态调节的方法。由于实际叶片榫头型面通常存在一定的加工误差，而叶身型面一般都符合设计要求；此外由于叶片具有自由曲面薄壁特征，在叶片厚度较小处，其正反两面特征相似，若仅测量单侧叶片表面作为后续配准对象，则配准可能会陷入局部最优，造成错误的叶片定位。因此，本发明利用叶身型面进行零件定位，通过测量双侧叶身型面与理论模型进行配准，实现叶片的准确定位。首先利用叶片的叶身型面作为定位基准，通过安装在机床上的双侧超声滚压头7作为测头对叶片6的双侧表面进行测量，快速获取一组相对于机床坐标系的叶片双侧表面实际位置处的坐标测量数据，作为待配准点云pm＝{pi∈r³，i＝1，2，3…m}，并根据叶片理论模型转化为点云数据作为目标点云qn＝{qi∈r³，i＝1，2,3…n}；引入主曲率特征阈值，利用采样一致性点云初始配准算法与考虑曲率特征的迭代最近点精确配准算法将实际测量数据与理论模型数据进行配准，也就是将待配准点云与目标点云配准，得到两组点云的旋转变换矩阵r和平移变换矩阵t；接着将变换矩阵转化为叶片姿态调节量，分别是旋转调节量(θx,θy，θz)以及平移调节量(dx，dy，dz)；最后，通过叶片可调夹具系统5按照先旋转量(θx，θy，θz)依次调节再平移量(dx，dy，dz)依次调节进行分步姿态调节,实现其准确定位。下面分别对每个步骤做详细说明。

s1叶片测量

如图3所示，叶片6夹持于该可调夹具系统5中时，可沿z轴前后移动以及绕z轴转动，而超声滚压头7则可沿x轴左右移动以及沿y轴上下移动，以对叶片进行滚压加工。其中所述超声滚压头7的结构如图4所示，其内部含有压力传感器8，当超声滚压头7接触到叶片6表面的瞬间可通过传感器8反馈其接触点的坐标数据。由此，本发明利用超声滚压头7作为测头测量叶片的双侧表面，获取叶片初始安装状态下相对于机床坐标系的一组点集，记为pm＝{pi∈r³，i＝1，2,3…m}，又称为待配准点云。

s2点云配准

将叶片理论模型点集记为qn＝{qi∈r³，i＝1，2，3…n}，又称为目标点云。

s21首先利用采样一致性初始拼接算法将叶片实际位置与理论位置进行初步配准:

s211对于待配准点云pm和目标点云qn中的每个样本点pi和qi,分别计算其快速点特征直方图(fpfh)；

s212从待配准点云pm中选择s个采样点，为了尽量保证所取叶片上的采样点具有不同的fpfh特征，两两采样点之间的距离d需满足大于最小距离阈值d0；

s213在目标点云qn中查找与所选s个采样点的fpfh特征相似的一个或多个点，并从中随机选取一个点作为待配准点云pm在目标点云qn中对应的点；

s214计算对应点之间的刚体变换矩阵，并通过计算对应点变换后距离误差和函数来判断变换矩阵的性能。距离误差和函数由huber罚函数表示，记为其中：

式中：mi为预定值,单位mm，li为第i组对应点变换后的距离差,单位mm；

s215重复上述步骤2、3、4，直到达到最优的变换,即达到距离误差和最小，进而得出初始旋转矩阵r⁰和平移矩阵t⁰。

s22然后利用考虑曲率特征的迭代最近点算法进行精确配准：

s221根据初始配准得到的变换矩阵对待配准点云pm进行坐标变换，得到待精确配准点云p′m，即，p′m＝r⁰pm+t⁰；

s222对待精确配准点云p′m中的每个点p′i，利用k-dtree结构在目标点云qn中搜索距离点p′i最近的点qi，作为该点在qn中的对应点，组成初始对应点对(p′i，q′i)；

s223分别计算对应关系点对(p′i，q′i)中点p′i在p′m中的主曲率和点q′i在qn中的主曲率引入主曲率特征阈值σk，若则认为此对应点对为错误点对，进行剔除；

s224根据对应点对求解旋转矩阵r和平移矩阵t，由所求的变换矩阵更新待精确配准点云p′m为p″m，即p″m＝rp′m+t；并计算p″m与qn对应点集之间的平均距离，平均距离计算函数为：

s225判断平均距离ε(r，t)是否小于给定阈值ε0或当前迭代次数是否大于所设定的最大迭代次数，若是，则迭代结束；否则，将待精确配准点云p′m更新为p″m，返回步骤2继续执行，直到满足收敛条件。

s3确定姿态调节量

记(θx,θy，θz)表示绕x、y、z轴旋转的角度，rx、rx、rx分别是绕x、y、z轴旋转矩阵。由于存在任意旋转变换r的两个空间坐标系p1、p2可以通过依次绕三个轴旋转一定角度实现两个坐标系对应坐标轴的重合，即p2＝rp1＝rzryrxp1，其中，

根据上述配准所求的旋转矩阵r，则可计算叶片绕x、y、z轴的旋转角度(θx，θy，θz)。

记(dx，dy，dz)表示旋转后的新坐标系沿x、y、z轴平移量。根据上述配准所求的平移矩阵t，可得t＝[dx，dy,dz]^t，从而求出平移量(dx,dy,dz)。

s4分步姿态调节

根据上述所得到的姿态调节量(θx,θy,θz,dx,dy,dz)，本发明利用叶片可调夹具系统5来调节叶片姿态，以实现叶片的精确定位。如图3所示，首先对夹持在可调夹具系统5中的叶片6进行旋转量的调节，通过叶片可调夹具系统5依次按照θx、θy、θz进行调节；然后再对叶片依次按照dx、dy、dz进行平移量的调节。

如图5(a)显示出调节x向的旋转量θx和z向的平移量dz，图5(b)显示出调节z向的旋转量θz和x、y向的平移量dx,dy，图5(c)则显示出调节y向的旋转量θy，最终实现了叶片的精确定位，保证了后续叶片强化加工精度。

再请参阅图6，为本发明叶片定位与姿态调节流程图。本发明所提出的基于双侧超声滚压加工的航空叶片定位与姿态调节方法，相比原有的工件定位方法，综合考虑航空叶片的测量方式以及叶片是复杂曲面薄壁工件的结构特点，进行叶片装夹，无需外加专用测头，直接利用机床现在的双侧超声滚压头测量叶片表面实际位置，得到相对于机床坐标系的叶片双侧测量点数据，并利用采样一致性点云初始配准算法进行数据预配准，引入主曲率特征阈值，通过考虑曲率特征的迭代最近点算法将叶片实际位置测量数据与理论模型数据进行精确配准，避免了薄壁叶片点云配准容易陷入局部最优缺点，最终得到叶片姿态调节量，进行精确定位，提高了叶片定位的效率，降低了叶片定位的成本，操作简便，效率较高。

以上所述的，仅为本发明的较佳实施例，并非用以限定本发明的范围，本发明的上述实施例还可以做出各种变化，即凡是依据本发明申请的权利要求书及说明书内容所作的简单、等效变化与修饰，皆落入本发明的权利要求保护范围。本发明未详尽描述的均为常规技术内容。