基于中间特征的飞机结构件数控加工切削参数优化方法
【专利摘要】一种基于中间特征的飞机结构件数控加工切削参数优化方法，其特征是首先基于零件CAD三维模型进行特征识别，根据特征识别结果提取驱动几何、拓扑信息和工艺信息，进而获取零件中间状态，其次，根据中间状态信息对特征进行力学模型匹配并计算切削力、变形、功率等约束条件，再利用遗传算法，通过工艺决策，对转速、进给、切深、切宽等工艺参数进行优化，得到最终加工参数，最后在中间状态的切削参数优化的基础上，针对零件每个特征的实际加工状况进行参数优化。本发明能使飞机结构件的每个特征的加工操作效率提高，进而使整体加工的效率提高，并且由于参数优化过程考虑了加工稳定性，进而提高了加工质量和加工的稳定性。
【专利说明】基于中间特征的飞机结构件数控加工切削参数优化方法
【技术领域】
[0001]本发明涉及一种数控加工技术，尤其涉及一种飞机结构件加工切削参数优化方法，具体地说是一种基于中间特征的飞机结构件数控加工切削参数优化方法。
【背景技术】
[0002]飞机结构件具有尺寸大、加工精度高、结构复杂等特点，使飞机结构件在加工过程中经常出现由于个别刚性较差特征的加工出现问题，导致整个结构件报废的情况，因此飞机结构件的加工经常以最差刚性位置的切削参数为基准加工整个结构件，其切削参数过于保守，机床利用率较低，导致整体加工效率低下，使得生产成本增加。因此在飞机结构件加工过程中要进行适当的切削参数优化。目前切削参数优化方法主要有动态规划优化算法、智能算法、遗传算法。
[0003]动态规划优化算法，既可以优化连续变量和离散变量，又可以获得全局最优解，由于其优化效率低，优化时间长，不适用于优化参数较多、数值变动较大、且数值间相互独立的优化情况；智能算法，基于神经网络优化切削参数，得到的优化结果容易出现局部最小值或不收敛等现象，也不适用于飞机结构件加工的切削参数优化。遗传算法，不仅考虑到全局优化，并且运行稳定，是一种比较成熟的方法，目前得到广泛的应用。
[0004]虽然切削参数优化方法有很多，但是大部分切削参数优化方法都是集中在零件最终状态的研究，很少有人从事零件中间状态的切削参数优化研究，目前较新的科研是BudakE等人提出一种零件动力学参数预测的方法，在满足加工稳定性的前提下对切深和主轴转速进行优化，由于此研究是基于有限元的基础之上，计算量大，计算速度缓慢，对于大型零件很难适用。
[0005]基于中间特征的飞机结构件数控加工切削参数优化方法，。此项研究可以与CAM软件集成，实现切削参数的自动化选择。
【发明内容】
[0006]本发明的目的是针对切削参数优化方法存在计算量大，计算速度缓慢，很难适用于飞机结构之类的大型零件的问题，发明一种于中间特征的飞机结构件数控加工切削参数优化方法，以便自动有效地判断每一个特征的动态变化，进而获取零件中间状态，计算其约束条件。利用遗传算法对切削参数进行优化，提高加工效率，充分利用机床，降低加工成本，实现效益的提升。
[0007]本发明的技术方案是:
[0008]一种基于中间特征的飞机结构件数控加工切削参数优化方法，其特征在于，包括以下步骤:
[0009]步骤1、选取加工工步，自动获取加工操作；
[0010]步骤2、选择零件体，通过特征识别，获取零件特征的几何信息及拓扑信息；
[0011]步骤3、根据工艺决策获取工艺信息；
[0012]步骤4、根据零件特征的几何信息与工艺信息计算零件的中间状态；
[0013]步骤5、通过特征中间状态匹配力学模型，计算零件刚度；
[0014]步骤6、计算约束条件；
[0015]步骤7、通过遗传算法进行工艺决策，优化切削参数；
[0016]步骤8、通过后置处理进一步优化切削参数。
[0017]所述的零件特征的几何信息指通过属性面边图的方法获取特征的长度，宽度等信息；所述的拓扑信息指通过信息的查找，找到与特征相邻的特征，获取面的厚度等信息。
[0018]所述的特征中间状态指在加工之前通过特征的实际几何信息、拓扑信息和工艺信息等构成的中间过程加工状态，中间特征的构建是通过得到零件的最终尺寸信息，上一步加工的切削余量，切削参数，以及加工顺序等信息进行有效相加获得的特征。
[0019]所述的工艺信息，指切削参数，刀具，加工顺序以及上一步加工余量等加工信息。
[0020]所述的简化的力学模型，是将内型、腹板、筋顶等特征，根据刀具走刀轨迹，简化成材料力学里的单约束悬臂梁，两端支持的简支梁，反面带有支撑点的简支梁以及两个悬臂梁铰接等四种结构。
[0021]所述的特征的中间状态，主要考虑内型的加工顺序Bol，厚度tpMfile，加工余量tpall。，腹板的加工顺序，厚度tbrofile，加工余量tball。等信息，计算公式为:
[0022]tprofile = tpact+tpallo+Bol*tpallo
[0023]tbottom = tbact+tball0。
[0024]所述的变形量计算，是根据四种简化的力学结构，用E代表弹性模量，用Wmax代表最大挠度，M代表弯矩，F代表径向切削力，I代表外伸长度，X为所选截面的横坐标，C、D为积分常数，I1为外伸长度，Iw代表转动惯量，b为矩形截面的宽，h为矩形截面的高，计算得到最大挠度值为:
【权利要求】
1.一种基于中间特征的飞机结构件数控加工切削参数优化方法，其特征在于它包括以下步骤: 步骤1、选取加工工步，自动获取加工操作； 步骤2、选择零件体，通过特征识别，获取零件特征的几何信息及拓扑信息； 步骤3、根据工艺决策获取工艺信息； 步骤4、根据零件特征的几何信息与工艺信息计算零件的中间状态； 步骤5、通过特征中间状态匹配力学模型，计算零件刚度； 步骤6、计算约束条件； 步骤7、通过遗传算法进行工艺决策，优化切削参数； 步骤8、通过后置处理进一步优化切削参数。
2.如权利要求1所述的方法，其特征在于所述的零件特征的几何信息指通过属性面边图的方法获取特征的长度和宽度信息；所述的拓扑信息指通过信息的查找，找到与特征相邻的特征，获取面的厚度信息。
3.如权利要求1所述的方法，其特征在于所述的特征中间状态指在加工之前通过特征的实际几何信息、拓扑信息和工艺信息构成的中间过程加工状态，中间特征的构建是通过得到零件的最终尺寸信息，上一步加工的切削余量，切削参数，以及加工顺序信息进行有效相加获得的特征，它包括内型的加工顺序Bol，厚度tpMfile，加工余量tpall。，腹板的加工顺序，厚度tbrofile，加工余量tball。信息，计算公式为:
^profile tpact+tpallo+B〇 15^tpaIi0
-f- +t
^bottomLbact Lballo °
4.如权利要求1所述的方法，其特征在于所述的工艺信息指切削参数，刀具，加工顺序以及上一步加工余量加工信息。
5.如权利要求1所述的方法，其特征在于所述的力学模型是将飞机结构件的内型、腹板、筋顶特征根据刀具走刀轨迹，简化成材料力学里的单约束悬臂梁，两端支持的简支梁，反面带有支撑点的简支梁以及两个悬臂梁铰接的四种力学结构。
6.如权利要求1所述的方法，其特征在于所述的计算零件刚度是根据力学模型所建的四种简化的力学结构，用E代表弹性模量，用Wmax代表最大挠度，M代表弯矩，F代表径向切削力，I代表外伸长度，X为所选截面的横坐标，C、D为积分常数，I1为外伸长度，Iw代表转动惯量，b为矩形截面的宽，h为矩形截面的高，计算得到最大挠度值为:
7.如权利要求1所述的方法，其特征在于所述的后置处理优化切削参数是通过刀位点关联到零件的每个特征，针对特征的每个元素进行切削参数优化，在内型加工过程中针对每层加工增大切深、转速、进给来提高效率。
【文档编号】G05B19/18GK104182795SQ201410408489
【公开日】2014年12月3日 申请日期:2014年8月19日 优先权日:2014年8月19日
【发明者】李迎光, 刘长青, 周鑫, 周冠妍, 刘少伟 申请人:南京航空航天大学