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为了建立简化高效的数学模型，本文对高速加工中的航空结构件进行了简化，并且运用MSC. Patran 提供的二次开发工具PCL ，编写了自定义的用户界面。对简化后的模型〈几何尺寸变化、构型变化〉进行了大量仿真，最后通过回归的方法建立了可供切削参数优化程序使用的弹性变形模型。
在现代飞机的制造过程中，数控加工技术作为高效、高精度的自动化金属去除加工方法已成为飞机零部件制造中普遍采用的一项关键技术。调查结果表明，数控加工技术水平已成为直接制约我国飞机研制和生产的瓶颈问题，而我国数控机床加工效率低下的一个主要原因是缺乏能够满足飞机制造中大型、复杂、低刚性零件数控加工的切削参数数据库，因此研制优化型的数控加工切削参数数据库势在必行、刻不容缓。在构建优化型数据库和切削参数优化系统过程中，需要对切削参数进行迭代，但是对于大型航空结构件来说，由于是薄板框类零件，用六面体划分比较困难，而用四面体划分计算结果不准确，最后划分的网格数目巨大，而且计算周期较长，而在切削参数优化程序中，需要数以万次的迭代，显然，这种基于有限元的弹性变形计算时间是根本无法满足在切削参数优化程序中迭代汁算使用的，这就要求必须建立可供切削参数优化程序使用的加工弹性变形模型。本文的研究目标即是通过对典型航空结构件在加工过程中的整体弹性变形的研究，发现和总结规律，最终建立可供切削参数优化程序使用的加工弹性变形模型。
l 研究对象的简化
以国内某厂用7075 铝制造的航空结构件类型为研究对象，针对其建立铝合金数控加工件的弹性变形模型。
已有的研究，已通过对航空结构件的频响分析发现: 只有在施加激振载荷的局部区域有明显和较大的位移响应，而其它部分的响应几乎为零; 针对机梁、框、肋、角盒和支架类零件的结构特点，侧重研究了变形比较严重的框类结构的变形规律.
考虑到典型航空结构件一般为薄壁大型构件，且多为框类结构，所以尝试使用子结构的途径实现对这一类工件的通用快速的变形仿真研究。
1.1简化模型结构
由于航空结构件的形状各异，所以先将形状各异的大型整体结构件先简化为3X3 的矩形结构件，其有限元模型如图1 所示。可以用此框形结构近似地模拟形状各异的框形航空结构件。
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由于底板满足壳单元的适用条件而筋板不满足壳单元的适用条件，所以图1 所示的有限元模型为壳单元和体单元通过MPC( Multi-Point Constraint}连接， MPC 是重要的有限元建模技术，是对节点的一种约束，即将某节点的依赖自由度定义为其他若干节点独立自由度的函数，常用于不同单元、不同零件的连接和施加载荷等方面。由于结构件采用底板单元类型为4节点的Quad4单元，筋板类型为8 节点的Hex8 单元，所以采用RSSCON Surf-Vol 类型来实现单元的连接.
图l 有限元模型的主要尺寸如下2 整体框为正方形，即框的长度和宽度保持一致，筋板高度为10 mm ，筋板厚度为2 mm ，底板厚度为2 mm ，筋板长度为50 mm。
有限元材料模型采用7075 铝合金材料，材料本构模型为线弹性模型。
约束条件为:将框类结构的外表面全约束(底板自由)。
施力点在正中框的某筋板顶部的中点，方向为垂直于筋板面向前(如图1 所示) ;载荷大小为300 M。对9 框结构件(筋板长度从50 mm 增加到300 mm,每次增幅为50 mm) 进行静力分析，计算结果见表1 。
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自表l中的9框结构件施力点位移和最大位移进行比较，可以得出:当筋板长度比较短时， 9 框结构件整体的刚性比较好，底板的变形较小，最大位移出现在施力点。当筋板长度比较长时， 9 框结构件的整体刚性比较差，底板出现比较大的变形，最大位移没有出现在施力点而是出现在底板上的某一点。但不管什么尺寸，整个结构件中只有受力的筋板和底板有比较大的变形，而其他部分的变形很小。不过，在加工过程中主要关心的是筋板的位移，而不是底板的位移。因此，在只考虑筋板位移的情况下，从趋势上可以看出筋板的变形和周围固定的"一"字形结构的变形很一致，所以设想是否可将九框结构件简化为"一"字形结构件，下面将就9 框结构件和"一"字形结构件的变形仅从变形量上进行考虑，并得出是否可以简化的结果。