行多项式拟合，得到两组空间曲线方程；分别求解两组空间曲线方程在相交点的切向量， 得到两组切向量，如图1所示；切向量叉乘得到航空薄壁件表面两条激光条纹相交点处的 法向，即航空薄壁件表面钻孔位置的实际法向，其中，:|,-实际法向量X轴分 量，-实际法向量Y轴分量，.?? -实际法向量Z轴分量。
[0016] 4)求解航空薄壁件当前钻孔点位的当前钻孔方向和实际法向之间的夹角，当夹角 数值超过航空制造标准中要求的范围时，需要调整刀具或者航空薄壁件姿态；夹角数值未 超过航空制造标准中要求的范围时，不需要调整刀具或者航空薄壁件姿态，直接执行法向 制孔动作；由于刀具轴线穿过两条激光条纹的相交点，所以钻孔点位与相交点重合，即钻孔 点位/激光条纹交点5,刀轴方向为工件钻孔点位的当前钻孔方向，测得的相交点法向为工 件钻孔点位的实际法向，即刀轴方向向量v ( ^ )就是航空薄壁件表面钻孔位置的实际 法向gks>u:.)。
[0017]5)若需要执行法向调整，计算调整后目标刀尖点的位置向量jy和 刀轴方向向量.ν (?,V,VV_)，其中，?-目标刀尖点位置向量X轴分量，?.-目标刀尖点位 置向量Υ轴分量，.#丨-目标刀尖点位置向量Ζ轴分量，目标刀轴方向单位向量X轴分 量，-目标刀轴方向单位向量Υ轴分量，潘@ -目标刀轴方向单位向量Ζ轴分量，目标刀 尖点的位置向量计算过程如公式（2)和公式（3)所示；
式中：^为刀尖点距离航空薄壁件表面的实际距离，《I:为刀尖点距离航空薄壁件表面 的目标距高，为过渡刀尖点位置向量X轴分量，'为过渡刀尖点位置向量Y轴分量，'为 过渡刀尖点位置向量Z轴分量。
[0018] 如图2所示，调整计算过程分为两步：（一)、从当前刀位点A到过渡刀位点B，通过 公式（2);(二)、从过渡刀位点B到目标刀位点C，通过公式（3);调整后，刀尖点与工件表面 的距离从实际距离4调整到目标距离d。
[0019]6)将目标刀尖点的位置向量虞,/?0和刀轴方向向量4???)通过机 床运动坐标变换，转换成数控系统能够执行的机床运动坐标丨，其中，< -机床 目标X轴坐标，-机床目标Υ轴坐标，':-机床目标ζ轴坐标，-机床目标Α轴坐标，C-机床目标C轴坐标，如公式（4)所示；
式中，:._kg为A轴运动坐标多解系数，且丨||4 =1或-1，!^:为C轴运动坐标多解系数，且Ιφ=〇 或 1。 最后，数控系统执行，完成刀具或者航空薄壁件的姿态调整，调整后执行法向制孔动 作。
[0020] 对于本领域技术人员而言，显然本发明不限于上述示范性实施例的细节，而且在 不背离本发明的精神或基本特征的情况下，能够以其他的具体形式实现本发明。因此，无论 从哪一点来看，均应将实施例看作是示范性的，而且是非限制性的，本发明的范围由所附权 利要求而不是上述说明限定，因此旨在将落在权利要求的等同要件的含义和范围内的所有 变化囊括在本发明内。
[0021] 此外，应当理解，虽然本说明书按照实施方式加以描述，但并非每个实施方式仅包 含一个独立的技术方案，说明书的这种叙述方式仅仅是为清楚起见，本领域技术人员应当 将说明书作为一个整体，各实施例中的技术方案也可以经适当组合，形成本领域技术人员 可以理解的其他实施方式。
【主权项】
1. 一种用于航空薄壁件自由曲面钻孔的法向测量与调整方法，其特征在于，包括以下 步骤： 第一，在航空薄壁件待钻孔一侧的刀具两侧分别设置非接触式的2D激光传感器各1 个，两个2D激光传感器的发射光分别投射到航空薄壁件表面后形成两条相交的激光条纹， 激光条纹的交点为航空薄壁件表面的钻孔位置，且刀具的轴线延长线经过激光条纹的交 占. 第二，通过机床的数控系统读取当前钻孔点位的机床运动坐标其中，:? -机床当前X轴坐标，爲-机床当前Y轴坐标，·-机床当前Z轴坐标，床当前A轴坐标，I机床当前C轴坐标， 通过机床运动坐标变换计算工件坐标系中当前刀尖点的位置向量和刀 轴方向向量：其中1?-当前刀尖点向量X轴分量，-当前刀尖点向量Y轴 分量，购-当前刀尖点向量Z轴分量，Uit -当前刀轴方向向量X轴分量，:!％-当前刀轴方 向向量Y轴分量，:1% -当前刀轴方向向量Z轴分量，如公式（1)所示；当前刀尖点的位置向 量：:和刀轴方向向量i构成航空薄壁件当前钻孔点位的当前钻孔 方向；(1) 式中：01、-工件坐标系原点在机床坐标系下的X轴分量，雄-工件坐标系原点在机床 坐标系下的Y轴分量，::議__ -工件坐标系原点在机床坐标系下的Z轴分量； 第三，通过两个非接触式2D激光传感器分别测得其投射到航空薄壁件表面的两条相 交激光条纹所代表的空间曲线的构成点点集坐标；对两条空间曲线的构成点点集坐标分别 进行多项式拟合，得到两组空间曲线方程；分别求解两组空间曲线方程在相交点的切向量， 得到两组切向量；切向量叉乘得到航空薄壁件表面两条激光条纹相交点处的法向，即航空 薄壁件表面钻孔位置的实际法向其中，Is -实际法向量X轴分量，if -实际法向量Y轴分量，-实际法向量Z轴分量； 第四，求解航空薄壁件当前钻孔点位的当前钻孔方向和实际法向之间的夹角，当夹角 数值超过航空制造标准中要求的范围时，需要调整刀具或者航空薄壁件姿态；夹角数值未 超过航空制造标准中要求的范围时，不需要调整刀具或者航空薄壁件姿态，直接执行法向 制孔动作； 第五，若需要执行法向调整，计算调整后目标刀尖点的位置向量和 刀轴方向向量，其中-目标刀尖点位置向量X轴分量，g -目标刀尖点位置 向量Y轴分量，目标刀尖点位置向量Z轴分量，Vx-目标刀轴方向单位向量X轴分量， -目标刀轴方向单位向量Y轴分量，:_-目标刀轴方向单位向量Z轴分量，目标刀尖点 的位置向量：计算过程如公式（2)和公式（3)所示；式中：/f.为刀尖点距离航空薄壁件表面的实际距离，羞为刀尖点距离航空薄壁件表面 的目标距尚，祕为过渡刀尖点位置向量X轴分量，为过渡刀尖点位置向量Y轴分量.为 过渡刀尖点位置向量Z轴分量； 第六，将目标刀尖点的位置向量〖和刀轴方向向量1; 通过机床运动坐标变换，转换成数控系统能够执行的机床运动坐标_其中， -机床目标X轴坐标，.?..-机床目标Y轴坐标，先-机床目标Z轴坐标，氣.-机床目标A 轴坐标，（-机床目标C轴坐标，如公式（4)所示；公式（4冲，为A轴运动坐标多解系数，且:％=1或-I，1?为C轴运动坐标多解系数， 且||、:=〇 或 1， 第七，数控系统执行，完成刀具或者航空薄壁件的姿态调整，调整后执行法向制孔动 作。2.根据权利要求1所述的用于航空薄壁件自由曲面钻孔的法向测量与调整方法，其特 征在于，所述执行法向调整时的计算过程分为两步：（一）从当前刀位点A到过渡刀位点B， 通过公式（2)计算；（二）从过渡刀位点B到目标刀位点C，通过公式（3)计算。
【专利摘要】本发明公开了一种用于航空薄壁件自由曲面钻孔的法向测量与调整方法，包括以下步骤：通过机床的数控系统读取当前钻孔点位的机床运动坐标，通过机床运动坐标变换计算工件坐标系中当前刀尖点的位置向量和刀轴方向向量。通过航空薄壁件表面的两条空间曲线相交点的切向量叉乘得到法向，即为工件钻孔点位的实际法向。求解航空薄壁件当前钻孔点位的当前钻孔方向和实际法向之间的夹角，当夹角数值超过航空制造标准中要求的范围时，需要调整刀具或者航空薄壁件姿态，调整后执行法向制孔动作。本发明不需要测量工位切换，钻孔前一次测量完成法向检测和刀尖点距离检测，具有测量精度高，适用范围广泛，测量与调整效率高等优点。
【IPC分类】B23Q17/24, G06F19/00
【公开号】CN105345600
【申请号】CN201510678376
【发明人】刘钢
【申请人】上海拓璞数控科技有限公司
【公开日】2016年2月24日
【申请日】2015年10月20日