CN103486996A - 未知cad模型的航空发动机叶片型面测量方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种未知CAD模型的航空发动机叶片型面测量方法，用于解决现有航空发动机叶片型面三坐标测量方法精度低的技术问题。技术方案是基于对若干条叶片型面上反应主轴方向曲率分布状态的曲线测量与分析，基于曲率及容差控制求出曲线的控制点，进而确定叶片测量截面；基于曲率连续预测法，规划每条测量截面的测量点集，实现对CAD模型未知的航空发动机叶片型面的三坐标测量。由于该方法根据叶片型面曲率分布特点，选取叶片测量截面；并对测量截面基于连续曲率预测法实现测点规划，连续曲率预测法具有比较好的鲁棒性，既减少了型线冗余点的提取，又保证了提取点较好的贴合测量截面型线曲率变化情况。既提高了测量效率又可保证了测量精度。

Description

未知CAD模型的航空发动机叶片型面测量方法

技术领域

本发明涉及一种航空发动机叶片型面三坐标测量方法，特别涉及一种未知CAD模型的航空发动机叶片型面测量方法。

背景技术

在航空发动机领域，叶片是透平机械的最核心部件，叶片型面的气动外形将直接影响航空发动机的性能。为了提高发动机推重比，叶片的型面通常设计成扭曲的变截面曲线，而精确的叶片型面数据，是叶片实现CAD/CAM、逆向制造数字化、产品检测及质量控制等的关键和前提。为了得到叶片型面数据，需要对叶片型面进行测量，叶片型面的测量总体可规划为两种模式，第一种模式叫检测误差模式，在该模式中被测曲面有设计数据或CAD模型，测量该曲面的目的是为了得到被测曲面与理论数据或数字模型的误差，判断该曲面是否合格。第二种模式叫重构模式，在该模式中，被测曲面既没有设计数据也没有CAD模型，对之进行测量的目的是为了重构该曲面，进而实现对该曲面气动性能的分析与评价，最后实现对该曲面的逆向制造。

目前叶片类零件常用测量方法主要有光学测量、CT断层扫描、三坐标测量，其中三坐标测量是接触式测量仪器的典型代表，具有精度高、通用性强、效率高、测量稳定的优点而被广泛使用；叶片型面属于自由曲面，测量时一般按照“曲面-曲线-点集-测点集”的方式；在叶片测量的重构模式上，现有方法一般根据叶片主轴尺寸，基于等距或分段等距方法规划出叶片若干测量截面，并对每个测量截面基于等步长或分段等步长方法规划出测量点，由于叶片型面曲率分布不均，故现有方法存在明显不足。

一般而言，测量截面数越多、每个测量截面的测量点越密，测量精度就越高；然而过多的测量截面和测量点将严重影响测量效率；不但加重测量工作量，而且难以快速高效的得到叶片型面的测量数据。因此，叶片类自由曲面零件型面的测量应该根据叶片曲率分布特点，在保证整体测量结果精度的基础上，尽可能减少测量截面数量和每条测量截面的测点数。

发明内容

为了克服现有航空发动机叶片型面三坐标测量方法精度低的不足，本发明提供一种未知CAD模型的航空发动机叶片型面测量方法。该方法基于对若干条叶片型面上反应主轴方向曲率分布状态的曲线测量与分析，基于曲率及容差控制求出曲线的控制点，进而确定叶片测量截面；并基于曲率连续预测法，规划每条测量截面的测量点集，实现对CAD模型未知的航空发动机叶片型面精确、高效的三坐标测量。由于该方法根据叶片型面曲率分布特点，选取叶片测量截面；并对测量截面基于连续曲率预测法实现测点规划，连续曲率预测法具有比较好的鲁棒性，既可减少型线冗余点的提取，又能保证提取点较好的贴合测量截面型线曲率变化情况。该方法可避免叶片型面传统测量中根据经验规划测量截面及截面测量点的缺陷，既可提高测量效率又可保证测量精度。

本发明解决其技术问题所采用的技术方案：一种未知CAD模型的航空发动机叶片型面测量方法，其特点是包括以下步骤：

步骤一、沿叶片主轴方向在叶盆、叶背型面划出若干条曲线，曲线在叶盆、叶背曲面呈等间距分布，用三坐标测量机采集各规划曲线上若干点，得到测点集信息。

步骤二、将步骤一得到的测点集信息导入UG，并拟合曲线，将叶盆、叶背曲面上对应的两条曲线拟合曲面，并提取该曲面中分线。

步骤三、基于曲率分布及容差控制的中分线最小控制点集提取。

第一步，任取一条中分线，以曲线的任一端点为起点，向前搜索一微小弧长，计算搜索始末点连线的中点到该段搜索曲线的距离d，设h为曲线弦公差，若|d-h|＜ε，h=nc，n为大于0的自然数，c为曲线弦公差单位变化值，考虑计算精度和效率，c设为0.005；ε为设定阈值，则该点为控制点；若h-d＞ε，则继续向前搜索。搜索完毕，将搜索到的点拟合曲线，记原始中分线容差值为S；将拟合曲线进行一定数量的点离散，并计算出离散点到原始曲线的最大距离d_max，若|S-d_max|＞ε，则调整n，重复上述操作，直到|S-d_max|＜ε。

第二步，取其中一条中分线为参考线，顺次过其上控制点作叶片主轴垂面与其余等参数曲线交于一点，计算其余曲线上离交点最近的控制点，如果该控制点与交点Z向坐标差值＜nr，n为自然数，r为测头半径，ΔZ_min为第一小步所求每条曲线各控制点Z向坐标差值的最小值，则将该控制点以交点代替；如果两点Z向坐标差值＞nr，则将交点加入该曲线的控制点集；第一条中分线上控制点遍历结束，再以第二条中分线为参考线重复上述操作，直到所有中分线遍历结束，初步实现全体中分线的控制点集统一。

第三步，以得到的控制点集拟合B样条曲线，设定原始中分线容差值为S；将拟合曲线进行点离散，并计算出离散点到原始中分线的最大距离d_max，若|S-d_max|＞ε，则调整第二小步中n，直到|S-d_max|＜ε。

步骤四、基于连续曲率预测法提取测量截面测点集。

根据自由曲面多阶连续的特性，利用曲率连续预测法实现测点的自适应规划，建立拟合多项式Z＝AX⁵+BX⁴+CX³+DX²+EX+F。

利用三坐标测量机在求出的测量截面上初测6个点，并指定搜索方向。

利用前6点的坐标信息拟合5次多项式。

求解第6点一阶、二阶导数和曲率半径；

根据第6点切线方向和曲率半径，预测第7点坐标值。

判断预测点坐标是否回到起始点，未到达则根据第7点预测值引导三坐标测量机测量并获取第7点真实坐标，若到达或超出起始点则搜索结束。

步骤五、将叶片型面测点集数据导入UG，根据各测量截面测点信息拟合出测量截面曲线，并由各测量截面曲线拟合出叶身型面。

步骤六、在重构模型上提取曲率代表线，并与第一步中测量点拟合的曲率代表线进行比较，将重构模型曲率代表线以等弧长方式离散为若干点，并计算各离散点到对应测量点拟合曲率代表线的距离，若大于给定容差值，则增加步骤一中规划的曲率代表线条数，重复上述操作，直到重构模型曲率代表线各离散点到原始曲率代表线的距离小于给定容差值。

本发明的有益效果是：该方法基于对若干条叶片型面上反应主轴方向曲率分布状态的曲线测量与分析，基于曲率及容差控制求出曲线的控制点，进而确定叶片测量截面；并基于曲率连续预测法，规划每条测量截面的测量点集，实现对CAD模型未知的航空发动机叶片型面精确、高效的三坐标测量。由于该方法根据叶片型面曲率分布特点，选取叶片测量截面；并对测量截面基于连续曲率预测法实现测点规划，连续曲率预测法具有比较好的鲁棒性，既减少了型线冗余点的提取，又保证了提取点较好的贴合测量截面型线曲率变化情况。该方法避免了叶片型面传统测量中根据经验规划测量截面及截面测量点的缺陷，既提高了测量效率又可保证了测量精度。

下面结合附图和实施例对本发明作详细说明。

附图说明

图1是本发明未知CAD模型的航空发动机叶片型面测量方法的流程图。

图2是曲率代表线测点集。

图3是曲率代表线拟合曲面及中分线求取。

图4是中分线最小控制点集求取。

图5是Z=72.92mm处叶片截面测量点集。

图6是叶片型面测量点集。

具体实施方式

参照图1-6。以某型航空发动机压气机叶片型面为例详细说明本发明。

步骤1：分析叶片结构特点，沿叶片主轴方向在叶盆、叶背曲面各规划五条曲线，曲线在叶盆叶背曲面呈等间距分布。

步骤2：对规划的曲线进行数据点采集，根据主轴方向叶片尺寸，采用手动打点的方式，在叶盆、叶背型面上各段曲线均采集30个点，结果如图2所示。

步骤3：将上述曲线测点集数据导入UG软件中并拟合曲线，将叶盆、叶背曲面上对应曲线进行曲面拟合，并提取曲面中分线，结果如图3所示。

步骤4：对五条中分线进行基于曲率分布及容差控制的最小控制点集提取，提取的步骤如下；

[1]任取一条中分线，以曲线的任一端点为起点，向前搜索一微小弧长，计算搜索始末点连线的中点到该段搜索曲线的距离d，设h为曲线弦公差，若|d-h|＜ε，（h=nc，n为大于0的自然数，c为曲线弦公差单位变化值，考虑计算精度和效率，c设为0.005；ε为设定阈值，工程上一般设置为10^-3），则该点为控制点；若h-d＞ε，则继续向前搜索。搜索完毕，将搜索到的点拟合曲线，记原始中分线容差值为S；将拟合曲线进行一定数量的点离散，并计算出离散点到原始曲线的最大距离d_max，若|S-d_max|＞ε，则调整n，重复上述操作，直到|S-d_max|＜ε。

[2]取其中一条中分线为参考线，顺次过其上控制点作叶片主轴垂面与其余等参数曲线交于一点，计算其余曲线上离交点最近的控制点，如果该控制点与交点Z向坐标差值＜nr（n为自然数，r为测头半径，ΔZ_min为第一小步所求每条曲线各控制点Z向坐标差值的最小值），则将该控制点以交点代替；如果两点Z向坐标差值＞nr，则将交点加入该曲线的控制点集；如此，第一条中分线上控制点遍历结束，再以第二条中分线为参考线重复上述操作，直到所有中分线遍历结束，即可初步实现全体中分线的控制点集统一。

[3]以得到的控制点集拟合B样条曲线，设定原始中分线容差值为S；将拟合曲线进行一定数量的点离散，并计算出离散点到原始中分线的最大距离d_max，若|S-d_max|＞ε（ε为设计阈值，此处取10^-3），则调整第二小步中n，直到|S-d_max|＜ε。

中分线弦公差取值依次为（图5中从左到右），第一条为0.065，第二条为0.08，第三条为0.09，第四条为0.07，第五条为0.06，所求控制点个数为19；控制点提取结果如图4所示。

步骤5：由上一步骤可确定叶片测量截面。以Z=72.92mm处叶型曲线为例，其控制点的提取步骤如下。

[1]利用三坐标测量机在测量截面上初测6个点，并指定搜索方向。

[2]利用前6点的坐标信息拟合5次多项式。

[3]求解第6点一阶、二阶导数和曲率半径；

[4]根据第6点切线方向和曲率半径，预测第7点坐标值。

[5]判断预测点坐标是否回到起始点，未到达则根据第7点预测值引导三坐标测量机测量并获取第7点真实坐标，若到达或超出起始点则搜索结束；测量结果如图5所示。

步骤5：对所有测量截面实施步骤4操作，结果如图6所示；将测点集数据导入UG，根据各测量截面测点信息拟合出测量截面曲线，并由各测量截面曲线拟合出叶身型面。

步骤6：将原始规划的叶身曲线与重构模型上相应曲线进行比较，将重构模型曲线以等弧长方式离散为1000个点，离散点到原始规划曲线最大距离均小于0.005mm，符合工程精度要求。

Claims (1)

1.一种未知CAD模型的航空发动机叶片型面测量方法，其特征在于包括以下步骤：

步骤一、沿叶片主轴方向在叶盆、叶背型面划出若干条曲线，曲线在叶盆、叶背曲面呈等间距分布，用三坐标测量机采集各规划曲线上若干点，得到测点集信息；

步骤二、将步骤一得到的测点集信息导入UG，并拟合曲线，将叶盆、叶背曲面上对应的两条曲线拟合曲面，并提取该曲面中分线；

步骤三、基于曲率分布及容差控制的中分线最小控制点集提取；

第一步，任取一条中分线，以曲线的任一端点为起点，向前搜索一微小弧长，计算搜索始末点连线的中点到该段搜索曲线的距离d，设h为曲线弦公差，若|d-h|＜ε，h=nc，n为大于0的自然数，c为曲线弦公差单位变化值，考虑计算精度和效率，c设为0.005；ε为设定阈值，则该点为控制点；若h-d＞ε，则继续向前搜索；搜索完毕，将搜索到的点拟合曲线，记原始中分线容差值为S；将拟合曲线进行一定数量的点离散，并计算出离散点到原始曲线的最大距离d_max，若|S-d_max|＞ε，则调整n，重复上述操作，直到|S-d_max|＜ε；

第二步，取其中一条中分线为参考线，顺次过其上控制点作叶片主轴垂面与其余等参数曲线交于一点，计算其余曲线上离交点最近的控制点，如果该控制点与交点Z向坐标差值＜nr，n为自然数，r为测头半径，

ΔZ_min为第一小步所求每条曲线各控制点Z向坐标差值的最小值，则将该控制点以交点代替；如果两点Z向坐标差值＞nr，则将交点加入该曲线的控制点集；第一条中分线上控制点遍历结束，再以第二条中分线为参考线重复上述操作，直到所有中分线遍历结束，初步实现全体中分线的控制点集统一；

第三步，以得到的控制点集拟合B样条曲线，设定原始中分线容差值为S；将拟合曲线进行点离散，并计算出离散点到原始中分线的最大距离d_max，若|S-d_max|＞ε，则调整第二小步中n，直到|S-d_max|＜ε；

步骤四、基于连续曲率预测法提取测量截面测点集；

根据自由曲面多阶连续的特性，利用曲率连续预测法实现测点的自适应规划，建立拟合多项式Z＝AX⁵+BX⁴+CX³+DX²+EX+F；

利用三坐标测量机在求出的测量截面上初测6个点，并指定搜索方向；

利用前6点的坐标信息拟合5次多项式；

求解第6点一阶、二阶导数和曲率半径；

根据第6点切线方向和曲率半径，预测第7点坐标值；

判断预测点坐标是否回到起始点，未到达则根据第7点预测值引导三坐标测量机测量并获取第7点真实坐标，若到达或超出起始点则搜索结束；

步骤五、将叶片型面测点集数据导入UG，根据各测量截面测点信息拟合出测量截面曲线，并由各测量截面曲线拟合出叶身型面；

步骤六、在重构模型上提取曲率代表线，并与第一步中测量点拟合的曲率代表线进行比较，将重构模型曲率代表线以等弧长方式离散为若干点，并计算各离散点到对应测量点拟合曲率代表线的距离，若大于给定容差值，则增加步骤一中规划的曲率代表线条数，重复上述操作，直到重构模型曲率代表线各离散点到原始曲率代表线的距离小于给定容差值。

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