CN114896720A - 航空发动机叶片表面的激光熔覆路径规划方法及*** - Google Patents

航空发动机叶片表面的激光熔覆路径规划方法及*** Download PDF

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Abstract

本发明涉及激光熔覆路径规划领域，提供一种航空发动机叶片表面的激光熔覆路径规划方法及***包括：获得切片的边界；通过黑白分区算法对切片的边界进行计算，获得切片截面的实体区域；通过自适应分层算法对切片截面的实体区域进行分层，获得切片自适应分层后的最大轮廓的数据点；对切片自适应分层后的最大轮廓的数据点进行计算，获得切片轮廓的NURBS插值曲线；通过等高弦法对切片轮廓的NURBS插值曲线进行分析，获得加工点的位置；通过最小二乘法和对曲面方程求偏导的方法对加工点的位置进行计算，获得各加工点的法向矢量；对各加工点的法向矢量进行逆解，获得激光熔覆路径规划图。本发明减少了阶梯效应，确保了光斑能量分布的均匀性，提高了熔覆质量。

Description

航空发动机叶片表面的激光熔覆路径规划方法及***
技术领域
本发明涉及激光熔覆路径规划领域，尤其涉及一种航空发动机叶片表面的激光熔覆路径规划方法及***。
背景技术
由于航空发动机叶片长期处于高温、高压及交变载荷的恶劣工况下，所以其表面经常会出现烧蚀和腐蚀的情况，从而产生裂纹和破损。同时，因为叶片价格昂贵且生产周期较长，直接更换会造成巨大的经济损失，而现阶段激光熔覆的工艺和技术已经达到了较高的水平，所以采用激光熔覆的方法修复航空发动机叶片表面能很大程度上降低使用成本。为了保证修复性能，提高熔覆质量，本发明主要针对航空发动机叶片表面激光熔覆的路径规划进行研究。
目前在叶片表面的熔覆修复方面，大多数文献还是采用等高分层算法。但对于曲率变化较大的叶片，会产生严重的阶梯效应，从而加大了后续磨抛的难度。同时，在曲面的路径规划方面，大部分学者都是将曲面展开成平面，在平面上路径规划后投影或映射回曲面，从而得到曲面路径的轨迹。这种方法运用到叶片上会相对复杂，而且得到路径后很难确定加工点的位置以及加工点处激光头的法向，所以很难保证光斑的能量分布均匀。
上述内容仅用于辅助理解本发明的技术方案，并不代表承认上述内容是现有技术。
发明内容
为解决上述技术问题，本发明提供一种航空发动机叶片表面的激光熔覆路径规划方法，包括：
S1：获取航空发动机的叶片模型的切片，计算获得切片的边界；
S2：通过黑白分区算法对所述切片的边界进行计算，获得切片截面的实体区域；
S3：通过自适应分层算法对所述切片截面的实体区域进行分层，获得切片自适应分层后的最大轮廓的数据点；
S4：通过NURBS曲线理论对所述切片自适应分层后的最大轮廓的数据点进行计算，获得切片轮廓的NURBS插值曲线；
S5：通过等高弦法对所述切片轮廓的NURBS插值曲线进行分析，获得加工点的位置；
S6：通过最小二乘法和对曲面方程求偏导的方法对所述加工点的位置进行计算，获得各加工点的法向矢量；
S7：建立局部坐标系，对各所述加工点的法向矢量进行逆解，获得激光熔覆路径规划图。
优选的，步骤S1具体为：
S11：将叶片模型置于三维坐标系中，提取叶片模型的三角面片和切片；
S12：通过旋转叶片模型将切片的方向与三维坐标系的Z轴对齐，并通过平移变换将所有的三角面片移动到三维坐标系的第一卦限中；
S13：在Z轴方向上等距分层；在各分层中，当切片与三角面片的两个边相交，或与三角面片的一个边和一个顶点相交，或与三角面片的一条边重合时，提取该切片与该三角面片的交线；
S14：将各分层中的交线通过生成无向图的方式连接成多个轮廓，通过深度优先搜索的方式按顺序提取各所述轮廓上的数据点，获得所述切片的边界。
优选的，步骤S2具体为：
S21：获取各分层中切片的边界的所有轮廓，计算各轮廓的多边形的面积，将各轮廓按照多边形的面积降序排列；设置分区，所述分区包括：黑区和白区，黑区表示实体区域，白区表示非实体区域，将各分层中多边形的面积最大的轮廓划入黑区；
S22：按照降序排列的顺序依次遍历各轮廓，若将所有轮廓均遍历完则进入步骤S26，否则进入步骤S23；
S23：将当前遍历到的轮廓设置为轮廓Sn，将上一个遍历到的轮廓设置为比较轮廓Tn；
S24：判断轮廓Sn的起点是否在比较轮廓Tn中；若为是，则将轮廓Sn划入比较轮廓Tn所在相反的分区中，选取下一个轮廓后返回步骤S22；若为否，则进入步骤S25；
S25：判断比较轮廓Tn是否为降序排列中多边形的面积最大的轮廓；若为是，则将轮廓Sn划入黑区；若为否，则将当前的比较轮廓Tn的上一个轮廓设置为新的比较轮廓，返回步骤S24；
S26：将划入黑区的轮廓填充成黑色，划入白区的轮廓填充成白色；将黑区中所有轮廓的多边形的面积相加，并减去白色中所有轮廓的多边形的面积，获得所述切片截面的实体区域。
优选的，步骤S3具体为：
S31：计算各分层中黑区中轮廓的面积；
S32：将当前分层的黑区中轮廓的面积与上一分层的黑区中轮廓的面积相减，将差值的绝对值除以当前分层的总面积获得当前分层的面积差值比；若面积差值比大于阈值，则在当前分层与上一分层的中间***新分层；
S33：重复进行步骤S32，直至所有分层的面积差值比均小于或等于阈值，获得切片自适应分层后的最大轮廓；
S34：提取所述切片自适应分层后的最大轮廓中各节点的坐标，获得所述切片自适应分层后的最大轮廓的数据点。
优选的，步骤S4具体为：
S41通过NURBS曲线理论对所述切片自适应分层后的最大轮廓的数据点进行计算，获得各节点矢量；
S42：采用闭曲线的边界条件对各所述节点矢量进行计算，反求出NURBS控制点的坐标；
S43：通过控制点和节点矢量，得到NURBS曲线的有理表达式，根据插值的步长得到NURBS曲线插值点的坐标，对NURBS曲线进行插值，获得所述切片轮廓的NURBS插值曲线。
优选的，步骤S5具体为：
S51：将所述切片轮廓的NURBS插值曲线的第一个数据点作为第一个加工点W1；
S52：选取当前加工点Wn作为弓弦的起点S；n的初始值为1；
S53：将弓弦的起点S后面的第二个数据点作为弓弦的末端点E；
S54：将起点S与末端点E连接直线，计算起点S与末端点E之间的各数据点到直线的最大垂直距离Lmax；
若Lmax不超过阈值则进入步骤S55，否则进入步骤S56；
S55：将末端点E后一个数据点作为数据点Q；
若数据点Q是最后一个数据点，则将数据点Q作为最后一个加工点Wend，输出各加工点的位置，结束流程；
否则将数据点Q作为新的末端点，返回步骤S54；
S56：若末端点E是最后一个数据点，则将末端点E作为最后一个加工点Wend，输出各加工点的位置，结束流程；
否则，将末端点E前一个数据点作为新的当前加工点，返回步骤S52。
优选的，步骤S6具体为：
S61：将每个加工点附近的55个NURBS插值点作为样本点，通过最小二乘法获得局部曲面的方程；
S62：对所述局部曲面的方程求偏导，获取各加工点的法向矢量。
优选的，步骤S7具体为：
S71：建立局部坐标系，在所述局部坐标系中对各所述加工点的法向矢量进行逆解，获得各加工点机器人末端的位置坐标和欧拉角；
S72：各加工点之间直接采用直线插补的方式进行熔覆，获得所述激光熔覆路径规划图。
一种航空发动机叶片表面的激光熔覆路径规划***，包括：
切片的边界获取模块，用于获取航空发动机的叶片模型的切片，计算获得切片的边界；
实体区域获取模块，用于通过黑白分区算法对所述切片的边界进行计算，获得切片截面的实体区域；
数据点获取模块，用于通过自适应分层算法对所述切片截面的实体区域进行分层，获得切片自适应分层后的最大轮廓的数据点；
插值曲线获取模块，用于通过NURBS曲线理论对所述切片自适应分层后的最大轮廓的数据点进行计算，获得切片轮廓的NURBS插值曲线；
加工点的位置获取模块，用于通过等高弦法对所述切片轮廓的NURBS插值曲线进行分析，获得加工点的位置；
加工点的法向矢量获取模块，用于通过最小二乘法和对曲面方程求偏导的方法对所述加工点的位置进行计算，获得各加工点的法向矢量；
激光熔覆路径规划图获取模块，用于建立局部坐标系，对各所述加工点的法向矢量进行逆解，获得激光熔覆路径规划图。
本发明具有以下有益效果：
(1)本发明提出了一种黑白分区的算法来确定切片的实体区域从而计算其面积，再根据相邻层之间的面积差值比，实现了自适应分层，减少了阶梯效应；
(2)本文结合了NURBS曲线插值理论以及等弦高法，确定了叶片表面熔覆加工点的位置，并通过最小二乘法曲面拟合的方式获取了加工点处局部区域的法向矢量，确定了激光头的姿态，从而使激光光斑的能量分布更加均匀，提高了熔覆质量。
附图说明
图1为本发明实施例方法流程图；
图2为实心涡轮叶片等高分层示意图；
图3为空心涡轮叶片等高分层示意图；
图4为实心涡轮叶片顶端截面实体区域示意图；
图5为空心涡轮叶片顶端截面实体区域示意图；
图6为实心涡轮叶片自适应分层示意图；
图7为实心涡轮叶片自适应分层示意图；
图8为叶片表面轮廓插值示意图；
图9为叶片表面熔覆的加工点示意图；
图10为拟合的局部曲面；
图11为叶片表面熔覆的加工点的法向矢量示意图；
图12为叶片表面熔覆激光头姿态示意图；
图13为叶片表面熔覆最终路径；
本发明目的的实现、功能特点及优点将结合实施例，参照附图做进一步说明。
具体实施方式
应当理解，此处所描述的具体实施例仅仅用以解释本发明，并不用于限定本发明。
参照图1，本发明提供一种航空发动机叶片表面的激光熔覆路径规划方法，通过黑白分区的算法来确定切片的实体区域从而计算其面积，再根据相邻层之间的面积差值比，实现了自适应分层，减少了阶梯效应；同时结合了NURBS曲线插值理论以及等弦高法，确定了叶片表面熔覆加工点的位置，并通过最小二乘法曲面拟合的方式获取了加工点处局部区域的法向矢量，确定了激光头的姿态，从而使激光光斑的能量分布更加均匀，提高了熔覆质量；
包括：
S1：获取航空发动机的叶片模型的切片，计算获得切片的边界；
S2：通过黑白分区算法对所述切片的边界进行计算，获得切片截面的实体区域；
S3：通过自适应分层算法对所述切片截面的实体区域进行分层，获得切片自适应分层后的最大轮廓的数据点；
S4：通过NURBS曲线理论对所述切片自适应分层后的最大轮廓的数据点进行计算，获得切片轮廓的NURBS插值曲线；
S5：通过等高弦法对所述切片轮廓的NURBS插值曲线进行分析，获得加工点的位置；
S6：通过最小二乘法和对曲面方程求偏导的方法对所述加工点的位置进行计算，获得各加工点的法向矢量；
S7：建立局部坐标系，对各所述加工点的法向矢量进行逆解，获得激光熔覆路径规划图。
进一步的，步骤S1具体为：参考图2图3为叶片等高分层轮廓
S11：将叶片模型置于三维坐标系中，提取叶片模型的三角面片和切片；
具体的，在三维坐标系沿着与Z轴垂直，与X、Y平面平行的方向将叶片模型切成多个切片；
S12：通过旋转叶片模型将切片的方向与三维坐标系的Z轴对齐，并通过平移变换将所有的三角面片移动到三维坐标系的第一卦限中；
S13：在Z轴方向上等距分层；在各分层中，当切片与三角面片的两个边相交，或与三角面片的一个边和一个顶点相交，或与三角面片的一条边重合时，提取该切片与该三角面片的交线；
具体的，确定三角面片与切片是否有交点的公式如下：
Figure BDA0003616273030000071
其中，z_slice表示切片的高度，(x1,y1,z1)(x2,y2,z2)表示两个顶点的坐标，(x,y,z)表示交点的坐标；
S14：将各分层中的交线通过生成无向图的方式连接成多个轮廓，通过深度优先搜索的方式按顺序提取各所述轮廓上的数据点，获得所述切片的边界。
进一步的，步骤S2具体为：参考图4图5为叶片顶端切片实体区域的提取
S21：获取各分层中切片的边界的所有轮廓，计算各轮廓的多边形的面积，将各轮廓按照多边形的面积降序排列；设置分区，所述分区包括：黑区和白区，黑区表示实体区域，白区表示非实体区域，将各分层中多边形的面积最大的轮廓划入黑区；
S22：按照降序排列的顺序依次遍历各轮廓，若将所有轮廓均遍历完则进入步骤S26，否则进入步骤S23；
S23：将当前遍历到的轮廓设置为轮廓Sn，将上一个遍历到的轮廓设置为比较轮廓Tn；
S24：判断轮廓Sn的起点是否在比较轮廓Tn中；若为是，则将轮廓Sn划入比较轮廓Tn所在相反的分区中，选取下一个轮廓后返回步骤S22；若为否，则进入步骤S25；
S25：判断比较轮廓Tn是否为降序排列中多边形的面积最大的轮廓；若为是，则将轮廓Sn划入黑区；若为否，则将当前的比较轮廓Tn的上一个轮廓设置为新的比较轮廓，返回步骤S24；
S26：将划入黑区的轮廓填充成黑色，划入白区的轮廓填充成白色；将黑区中所有轮廓的多边形的面积相加，并减去白色中所有轮廓的多边形的面积，获得所述切片截面的实体区域。
进一步的，步骤S3具体为：
S31：计算各分层中黑区中轮廓的面积；
S32：将当前分层的黑区中轮廓的面积与上一分层的黑区中轮廓的面积相减，将差值的绝对值除以当前分层的总面积获得当前分层的面积差值比；若面积差值比大于阈值，则在当前分层与上一分层的中间***新分层；
S33：重复进行步骤S32，直至所有分层的面积差值比均小于或等于阈值(或切片的厚度达到最薄)，获得切片自适应分层后的最大轮廓；
S34：提取所述切片自适应分层后的最大轮廓中各节点的坐标，获得所述切片自适应分层后的最大轮廓的数据点，参考图6-7，图6为实心涡轮叶片自适应分层后的切片图，图7为空心涡轮叶片自适应分层后的切片图。
进一步的，步骤S4具体为：参考图8为叶片表面轮廓插值示意图；
S41通过NURBS曲线理论对所述切片自适应分层后的最大轮廓的数据点进行计算，获得各节点矢量；
具体的，NURBS曲线(非均匀有理B样条曲线)，具有很强的灵活操作性和视觉直观性，常被用于机械设计和逆向工程中，一条k次的NURBS曲线的有理表达式可写为：
Figure BDA0003616273030000081
上式需满足条件为：
Figure BDA0003616273030000082
其中，k代表NURBS曲线的阶次，一般采用三次NURBS曲线；
wi＝(i＝0,1,...,n)为权重因子，与控制点di＝(i＝0,1,...,n)一一对应，其中首权重因子w0和末权重因子w1均大于0，其他权重因子wi≥0；i表示数据点的编号；
由德布尔-考克思递推公式可得B样条曲线(即NURBS曲线)的基函数为Ni,k(u)，其由节点矢量U＝[u0,u1,...,un+k+1]计算获得，NURBS曲线的定义域为u∈[ui,ui+1]；
使用向心参数化法计算节点矢量，计算公式如下：
u0＝u1＝u2＝u3＝0
un+3＝un+4＝un+5＝un+6＝1
Figure BDA0003616273030000091
其中，ui表示节点矢量，Pi代表型值点。
S42：采用闭曲线的边界条件对各所述节点矢量进行计算，反求出NURBS控制点的坐标；
具体的，将闭曲线条件作为边界条件，将边界条件作为附加方程：
Figure BDA0003616273030000092
其中，d0,d1,dn+1,dn+2表示第一个、第二个、倒数第二个以及倒数第一个控制点。
反求控制点的坐标，公式如下：：
Figure BDA0003616273030000093
Figure BDA0003616273030000094
Figure BDA0003616273030000095
ei＝(Δi+1+Δi+2)pi-1i＝0,1,...,n
Figure BDA0003616273030000096
其中，di＝(i＝1,...,n+1)代表除第一个和最后一个以外的控制点，n+3表示控制点的总数；Δi＝ui+1-ui，ai,bi,ci,ei为方程组系数；
S43：通过控制点和节点矢量，得到NURBS曲线的有理表达式，根据插值的步长得到NURBS曲线插值点的坐标，对NURBS曲线进行插值，获得所述切片轮廓的NURBS插值曲线。
进一步的，参考图9为叶片表面熔覆的加工点示意图；
步骤S5具体为：
S51：将所述切片轮廓的NURBS插值曲线的第一个数据点作为第一个加工点W1；
S52：选取当前加工点Wn作为弓弦的起点S；n的初始值为1；
S53：将弓弦的起点S后面的第二个数据点作为弓弦的末端点E；
S54：将起点S与末端点E连接直线，计算起点S与末端点E之间的各数据点到直线的最大垂直距离Lmax；
若Lmax不超过阈值则进入步骤S55，否则进入步骤S56；
S55：将末端点E后一个数据点作为数据点Q；
若数据点Q是最后一个数据点，则将数据点Q作为最后一个加工点Wend，输出各加工点的位置，结束流程；
否则将数据点Q作为新的末端点，返回步骤S54；
S56：若末端点E是最后一个数据点，则将末端点E作为最后一个加工点Wend，输出各加工点的位置，结束流程；
否则，将末端点E前一个数据点作为新的当前加工点，返回步骤S52。
进一步的，参考图11为叶片表面熔覆的加工点的法向矢量示意图；
步骤S6具体为：
S61：将每个加工点附近的55个NURBS插值点作为样本点，通过最小二乘法获得局部曲面的方程；
以y方向的局部曲面为例，设曲面方程为：
a0+a1x+a2z+a3x2+a4xz+a5z2＝y
ai为曲面方程的系数
具体的，最小二乘法拟合局部曲面的公式如下：
Figure BDA0003616273030000111
其中，(xi,yi,zi)表示55个样本插值点的坐标，i和j均为插值点的编号；
S62：对所述局部曲面的方程求偏导，获取各加工点的法向矢量；
具体的，各加工点的法向矢量的计算公式为：
令F＝a0+a1x+a2z+a3x2+a4xz+a5z2-y
Figure BDA0003616273030000112
Figure BDA0003616273030000113
ny＝-1
其中，(x0,y0,z0)为加工点坐标，(nx,ny,nz)为求取的法向矢量：
拟合的局部曲面如图10所示，求取的法向如图11所示。
进一步的，步骤S7具体为：
S71：建立局部坐标系，在所述局部坐标系中对各所述加工点的法向矢量进行逆解，获得各加工点机器人末端的位置坐标和欧拉角；
S72：各加工点之间直接采用直线插补的方式进行熔覆，获得所述激光熔覆路径规划图；激光熔覆路径规划图参考图12-13所示，图12为叶片表面熔覆激光头姿态示意图，图13为叶片表面熔覆最终路径。
本发明提供一种航空发动机叶片表面的激光熔覆路径规划***，包括：
切片的边界获取模块，用于获取航空发动机的叶片模型的切片，计算获得切片的边界；
实体区域获取模块，用于通过黑白分区算法对所述切片的边界进行计算，获得切片截面的实体区域；
数据点获取模块，用于通过自适应分层算法对所述切片截面的实体区域进行分层，获得切片自适应分层后的最大轮廓的数据点；
插值曲线获取模块，用于通过NURBS曲线理论对所述切片自适应分层后的最大轮廓的数据点进行计算，获得切片轮廓的NURBS插值曲线；
加工点的位置获取模块，用于通过等高弦法对所述切片轮廓的NURBS插值曲线进行分析，获得加工点的位置；
加工点的法向矢量获取模块，用于通过最小二乘法和对曲面方程求偏导的方法对所述加工点的位置进行计算，获得各加工点的法向矢量；
激光熔覆路径规划图获取模块，用于建立局部坐标系，对各所述加工点的法向矢量进行逆解，获得激光熔覆路径规划图。
需要说明的是，在本文中，术语“包括”、“包含”或者其任何其他变体意在涵盖非排他性的包含，从而使得包括一系列要素的过程、方法、物品或者***不仅包括那些要素，而且还包括没有明确列出的其他要素，或者是还包括为这种过程、方法、物品或者***所固有的要素。在没有更多限制的情况下，由语句“包括一个……”限定的要素，并不排除在包括该要素的过程、方法、物品或者***中还存在另外的相同要素。
上述本发明实施例序号仅仅为了描述，不代表实施例的优劣。在列举了若干装置的单元权利要求中，这些装置中的若干个可以是通过同一个硬件项来具体体现。词语第一、第二、以及第三等的使用不表示任何顺序，可将这些词语解释为标识。
以上仅为本发明的优选实施例，并非因此限制本发明的专利范围，凡是利用本发明说明书及附图内容所作的等效结构或等效流程变换，或直接或间接运用在其他相关的技术领域，均同理包括在本发明的专利保护范围内。

Claims (9)

1.一种航空发动机叶片表面的激光熔覆路径规划方法，其特征在于，包括：
S1：获取航空发动机的叶片模型的切片，计算获得切片的边界；
S2：通过黑白分区算法对所述切片的边界进行计算，获得切片截面的实体区域；
S3：通过自适应分层算法对所述切片截面的实体区域进行分层，获得切片自适应分层后的最大轮廓的数据点；
S4：通过NURBS曲线理论对所述切片自适应分层后的最大轮廓的数据点进行计算，获得切片轮廓的NURBS插值曲线；
S5：通过等高弦法对所述切片轮廓的NURBS插值曲线进行分析，获得加工点的位置；
S6：通过最小二乘法和对曲面方程求偏导的方法对所述加工点的位置进行计算，获得各加工点的法向矢量；
S7：建立局部坐标系，对各所述加工点的法向矢量进行逆解，获得激光熔覆路径规划图。
2.根据权利要求1所述的航空发动机叶片表面的激光熔覆路径规划方法，其特征在于，步骤S1具体为：
S11：将叶片模型置于三维坐标系中，提取叶片模型的三角面片和切片；
S12：通过旋转叶片模型将切片的方向与三维坐标系的Z轴对齐，并通过平移变换将所有的三角面片移动到三维坐标系的第一卦限中；
S13：在Z轴方向上等距分层；在各分层中，当切片与三角面片的两个边相交，或与三角面片的一个边和一个顶点相交，或与三角面片的一条边重合时，提取该切片与该三角面片的交线；
S14：将各分层中的交线通过生成无向图的方式连接成多个轮廓，通过深度优先搜索的方式按顺序提取各所述轮廓上的数据点，获得所述切片的边界。
3.根据权利要求1所述的航空发动机叶片表面的激光熔覆路径规划方法，其特征在于，步骤S2具体为：
S21：获取各分层中切片的边界的所有轮廓，计算各轮廓的多边形的面积，将各轮廓按照多边形的面积降序排列；设置分区，所述分区包括：黑区和白区，黑区表示实体区域，白区表示非实体区域，将各分层中多边形的面积最大的轮廓划入黑区；
S22：按照降序排列的顺序依次遍历各轮廓，若将所有轮廓均遍历完则进入步骤S26，否则进入步骤S23；
S23：将当前遍历到的轮廓设置为轮廓Sn，将上一个遍历到的轮廓设置为比较轮廓Tn；
S24：判断轮廓Sn的起点是否在比较轮廓Tn中；若为是，则将轮廓Sn划入比较轮廓Tn所在相反的分区中，选取下一个轮廓后返回步骤S22；若为否，则进入步骤S25；
S25：判断比较轮廓Tn是否为降序排列中多边形的面积最大的轮廓；若为是，则将轮廓Sn划入黑区；若为否，则将当前的比较轮廓Tn的上一个轮廓设置为新的比较轮廓，返回步骤S24；
S26：将划入黑区的轮廓填充成黑色，划入白区的轮廓填充成白色；将黑区中所有轮廓的多边形的面积相加，并减去白色中所有轮廓的多边形的面积，获得所述切片截面的实体区域。
4.根据权利要求1所述的航空发动机叶片表面的激光熔覆路径规划方法，其特征在于，步骤S3具体为：
S31：计算各分层中黑区中轮廓的面积；
S32：将当前分层的黑区中轮廓的面积与上一分层的黑区中轮廓的面积相减，将差值的绝对值除以当前分层的总面积获得当前分层的面积差值比；若面积差值比大于阈值，则在当前分层与上一分层的中间***新分层；
S33：重复进行步骤S32，直至所有分层的面积差值比均小于或等于阈值，获得切片自适应分层后的最大轮廓；
S34：提取所述切片自适应分层后的最大轮廓中各节点的坐标，获得所述切片自适应分层后的最大轮廓的数据点。
5.根据权利要求1所述的航空发动机叶片表面的激光熔覆路径规划方法，其特征在于，步骤S4具体为：
S41通过NURBS曲线理论对所述切片自适应分层后的最大轮廓的数据点进行计算，获得各节点矢量；
S42：采用闭曲线的边界条件对各所述节点矢量进行计算，反求出NURBS控制点的坐标；
S43：通过控制点和节点矢量，得到NURBS曲线的有理表达式，根据插值的步长得到NURBS曲线插值点的坐标，对NURBS曲线进行插值，获得所述切片轮廓的NURBS插值曲线。
6.根据权利要求1所述的航空发动机叶片表面的激光熔覆路径规划方法，其特征在于，步骤S5具体为：
S51：将所述切片轮廓的NURBS插值曲线的第一个数据点作为第一个加工点W1；
S52：选取当前加工点Wn作为弓弦的起点S；n的初始值为1；
S53：将弓弦的起点S后面的第二个数据点作为弓弦的末端点E；
S54：将起点S与末端点E连接直线，计算起点S与末端点E之间的各数据点到直线的最大垂直距离Lmax；
若Lmax不超过阈值则进入步骤S55，否则进入步骤S56；
S55：将末端点E后一个数据点作为数据点Q；
若数据点Q是最后一个数据点，则将数据点Q作为最后一个加工点Wend，输出各加工点的位置，结束流程；
否则将数据点Q作为新的末端点，返回步骤S54；
S56：若末端点E是最后一个数据点，则将末端点E作为最后一个加工点Wend，输出各加工点的位置，结束流程；
否则，将末端点E前一个数据点作为新的当前加工点，返回步骤S52。
7.根据权利要求1所述的航空发动机叶片表面的激光熔覆路径规划方法，其特征在于，步骤S6具体为：
S61：将每个加工点附近的55个NURBS插值点作为样本点，通过最小二乘法获得局部曲面的方程；
S62：对所述局部曲面的方程求偏导，获取各加工点的法向矢量。
8.根据权利要求1所述的航空发动机叶片表面的激光熔覆路径规划方法，其特征在于，步骤S7具体为：
S71：建立局部坐标系，在所述局部坐标系中对各所述加工点的法向矢量进行逆解，获得各加工点机器人末端的位置坐标和欧拉角；
S72：各加工点之间直接采用直线插补的方式进行熔覆，获得所述激光熔覆路径规划图。
9.一种航空发动机叶片表面的激光熔覆路径规划***，其特征在于，包括：
切片的边界获取模块，用于获取航空发动机的叶片模型的切片，计算获得切片的边界；
实体区域获取模块，用于通过黑白分区算法对所述切片的边界进行计算，获得切片截面的实体区域；
数据点获取模块，用于通过自适应分层算法对所述切片截面的实体区域进行分层，获得切片自适应分层后的最大轮廓的数据点；
插值曲线获取模块，用于通过NURBS曲线理论对所述切片自适应分层后的最大轮廓的数据点进行计算，获得切片轮廓的NURBS插值曲线；
加工点的位置获取模块，用于通过等高弦法对所述切片轮廓的NURBS插值曲线进行分析，获得加工点的位置；
加工点的法向矢量获取模块，用于通过最小二乘法和对曲面方程求偏导的方法对所述加工点的位置进行计算，获得各加工点的法向矢量；
激光熔覆路径规划图获取模块，用于建立局部坐标系，对各所述加工点的法向矢量进行逆解，获得激光熔覆路径规划图。
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