０ 引言
随着航空
制造技术的飞速发展，在现代飞机
设计中，整体机加铝合金薄璧零件的应用越来越广泛，从框、梁、地板到壁板都大量采用整体机加薄璧结构。整体机加薄璧零件有许多优势，它既可以减轻结构的重量，提高飞机的有效载重，同时也可以增强结构强度，减少连接件数量，提高飞机的疲劳寿命，提高飞机的承载重量，极大地满足现代飞机设计的要求。但是超长薄壁结构件由于其结构刚度低，加工工艺性差，在切削力、切削热、装夹力作用下易发生加工变形、切削振颤等现象，很难保证加工精度和表面质量的要求，是飞机研制中普遍存在的难题。 关于大型薄壁件加工变形问题，国内研究人员也进行了大量的探索提出了一些实用的方法，但理论研究工作与国外发达国家相比还存在较大差距，到目前为止对大型薄壁零件的加工仍缺乏十分有效的方法，特别是在以飞机蒙皮为代表的大型薄壁曲面零件加工方面，生产厂家一般采用“先加工后成形工艺”，但该方法存在以下严重问题。经过成形工序后原先加工好的零件周边轮廓和窗孔部位将产生很大变形，使后续总装工序必须通过人工修整才能完成 各零件的装配，这种通过人工修整进行总装的方法，不仅效率低而且更为严重的是难以保证精度，往往造成各零件结合部之间的间隙不均匀，对飞行器的气动性能和隐身性能均造成很大影响。新发展起来的“先成形后加工工艺”为解决传统的“先加工后成形工艺”存在的问题开辟了新的途径。但是实施这一新工艺时碰到一大难题成形后的半成品为刚度极差的弹性薄壁件且其表面轮廓为自由曲面，传统的针对刚性体的六点定位原理不适用于这类弹性体曲面零件，无法根据现有理论设计制造相应的工艺装备。由此严重影响机械加工的正常进行，目前解决此问题的技术途径主要有两条：
１ 刚性途径。弹性体曲面刚性定位技术按此得到的工装定位，支承曲面不具有可变性，因此一种工装只能用于一种零件，这将大幅度降低制造柔性和效率，同时也涉及大量刚性工装的存放，维护，管理等问题。
２ 柔性途径。弹性体曲面柔性定位技术该方法通过调整，控制等手段来动态生成所需的工装定位。因此一种工装可用于不同零件的加工，可大幅度提高制造柔性和效率，并可通过信息化手段进行误差校正，从而提高加工精度。 显然 柔性途径比刚性途径具有明显优势。本文要利用柔性工装技术途径实现减小最大加工
变形，必须解决柔性工装系统运行模式优化生成算法等关键问题。 １ 大型薄壁件特点
从加工的角度看，飞机大型薄壁件有如下特点：1）定位面为弹性曲面，不能依据常规的六点定位原理进行定位，而必须通过众多定位点形成的点阵包络进行定位；2）加工中极易变形，必须设置众多支承点；3）定位与支承不能截然分开，两者的实施必须统一考虑。
系统所能提供的最大支承密度将决定工件的最大变形，为保证系统在需要的时候能将更多的支承单元聚集在一个较小的区域内，要求各支承单元占据的空间要尽可能小。
２ 柔性工装技术自生成问题
柔性工装系统中支承单元是最重要的硬件资源，但其数量是有限的。因此在系统运行过程中如何最佳利用有限的资源使系统获得最高的运行效益，便成为柔性工装系统运行管理与控制中的关键问题。解决此问题的有效途径是为系统制订合理的运行模式，并据此对系统的运行实施控制。柔性工艺装备系统的运行模式是指系统工作时其支承阵列布局的拓扑形态和分布密度。
显然，运行模式对工艺装备系统的运行性能有着直接的影响。目前，可通过多种方法来生成柔性工装系统的运行模式，如随机方法、均布方法、经验方法、优化方法等。随机方法和均布方法是最简单的运行模式生成方法，但不能达到好的运行效果。例如，对于均布方法，所生成的运行模式为各支承单元按等间距均匀排列，形成矩阵形式的支承阵列，此时支承的分布密度在工作空间中任何区域都是相同的，对工件变形不能做到有针对性的重点防控，经验方法则依赖操作人员的经验来生成系统运行模式，并通过外部指令将运行模式信息传递给工装系统的控制计算机，以控制系统的运行，所产生的效果因人而异，因时而异。而优化方法则是按照规定的优化目标，由控制计算机根据加工现场的状态信息来自动生成支承阵列布局的拓扑形态和分布密度。因此，该方法是一种不依赖外部操作者的自生成方法，可以按照自生成原实现系统运行的最优化。
由于基于自生成原理的优化方法，可根据系统的自身状态信息，如重力负荷、 加工受力、温度变化等等来合理确定支承阵列布局的拓扑形态，并按需分配定位 支承的分布密度，从而使有限的资源得以最佳利用，使整个系统获得最佳综合效益。因而，它是一种较理想的系统运行模式生成方法。
优化生成系统运行模式，须首先根据系统运行的实际情况确定合理的优化目标，并根据约束条件来建立便于优化求解的数学模型。考虑飞行器大型薄壁件加工中工件变形是影响加工质量和效率的主要因素，因此，本文在解决工装系统运行模式优化生成时，将工件加工变形最小作为运行模式优化生成的目标函数 所考虑的约束条件，主要包括系统结构约束和工艺条件约束。
3 运行模式的优化生成算法
考虑到柔性工装系统运行模式的优化生成问题为一多变量、多约束优化问题， 而传统的优化算法多为局部优化，且计算量大、收敛速度较慢，对于多变量，多约束的结构优化问题不易取得好的效果。因此，本文通过有限元算法的途径来解决系统运行模式的优化生成问题，该算基于上述思想所构成的系统运行模式优化生成算法的基本流程如图1所示
图1柔性工装系统运行模式优化生成算法的基本流程
为实现图1算法流程，需建立工件变形的有限元分析模型，并据此计算工件变形量考虑到本文针对的待加工工件为航空薄壁件，材料为铝合金轮廓为自由曲面，故取整个待加工曲面为研究对象曲面应shell 181壳单元,弹性模量为70GPa泊松比为0.3,在待加工部位施加沿曲
面法向的压强大小为0.05MPa,并按照20mm的长度进行网格划分,整个有限元建模和求解过程基于ansys调味篮语言实现。航空薄壁零件样件如图转轴设计2，航空薄壁件样件有限元模型如图3
为实现该算法，需进一步解决以下关键问题
1）适值函数建立。优化的目标是减小最大加工变形，所以将最大加工变形的倒数作为适值函数
２）约束的处理
３）算术交叉
４）非均匀变异
图2航空薄壁零件样件道生液 图3航空薄壁件样件有限元模型
4二波罗蜜 结语www.99ctct
运行模式生成是飞行器大型薄壁件柔性工艺装备系统运行管理与控制中的关键问题。本文提出了这类系统柔性工装技术自生成问题的方法，该方法以工件加工变形最小为目标函数，以工装结构及加工工艺为约束条件建立问题的数学模型，通过有限元分析的途径进行自寻优求解，经过不断自身进化，所生成的运行模式可使柔性工装系统中支承阵列布局的拓扑形态和分布密度处于最优状态，从而使系统资源得到最佳利用，为柔性工艺装备系统的高质高效运行奠定了基础。 理论分析与实例验证表明：所提出的柔性工装系统运行模式优化生成算法具有较强的全局搜索能力，对于本文所针对的多变量优化问题具有良好效果。
5 结论
１ 涂层表面的接触压力和接触面积随着压入深度的增大而不断增大，但由于屈服产生塑性变形，故接触压力峰值趋于平缓。
２ 保持涂层系统的各层材料特性不变，随着压入深度的增大，最大当量应力值也不断增大，但当材料屈服时，就保持不变，表面涂层厚度的增大有助于减小涂层屈服前表面的应力，在一定厚度和屈服强度条件下，不断增大表面陶瓷涂层和黏结层弹性模量比最大，当量应力也不断增大。
３ 相比于涂层的弹性模量屈服强度，对于涂层沿深度方向的残余应力有着更为显著的影响，因此，调整材料的屈服强度更容易改变涂层材料的应力幅值。
４ 各层弹性模量的差异是涂层界面产生应力突变的原因。因此改变弹性模量比可以有效减小界面的应力突变，改善材料的应力状态。
总之，由涂层材料屈服后产生的塑性变形是涂层材料中残余应力存在的根本， 塑性变形的累积和过大的界面应力突变是造成涂层产生裂纹和脱落的主要因素， 研究如何减小界面应力、突变的幅度以及塑变区，对工程实际具有重要意义。
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