CN105927287A - 一种涡轮叶片冲击孔参数化造型方法 - Google Patents

一种涡轮叶片冲击孔参数化造型方法 Download PDF

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Abstract

一种涡轮叶片冲击孔参数化造型方法，通过下述步骤实现：1、在UG中导入涡轮叶片外型实体文件；2、选取要创建冲击孔的隔肋曲面，并在隔肋曲面上纵向由上至下或由下至上依次选取n个基准点，则第i个基准点坐标为pi(xpi,ypi,zpi)；3、将n个基准点插值生成一条样条曲线，并向隔肋曲面做投影，获得一条投影曲线S0；4、创建冲击孔定位参考基准面；5、创建冲击孔定位参考点；6、创建冲击孔轮廓草图承载基准面与拉伸基准轴；7、创建冲击孔轮廓草图；8、拉伸冲击孔工具实体；9、将步骤8中创建的工具实体与叶片外型进行布尔求差运算，得到新的带有一组冲击孔的叶片外型实体；10、返回步骤2，进行下一组冲击孔的生成；通过步骤2‑10，获得带有k组冲击孔的涡轮叶片。

Description

一种涡轮叶片冲击孔参数化造型方法
【技术领域】
本发明涉及一种涡轮叶片冲击孔参数化造型方法，可用于在直型隔肋与弯扭型隔肋上造跑道形冲击孔，属于涡轮叶片设计技术领域。
【背景技术】
涡轮发动机广泛应用于航空、轮船以及大型工程车辆，涡轮前温度的提升是提高发动机推力的重要措施，然而涡轮前温度受到涡轮叶片材料耐受性的限制。因此，精细化冷却空气，增强冷却气体对涡轮叶片的冷却效果，对提高涡轮发动机的效率有重要意义。
气膜冷却和冲击冷却是涡轮叶片的主要冷却方式，如图1所示，冷气从涡轮叶片下部进入涡轮叶片内部，通过内流冷却通道，对叶片的内表面实施有效的冷却，最终冷却气体从气膜孔、尾缝和排气孔中排出，从气膜孔中排出的冷气能够在叶片表面形成一层冷气薄层，有效的保护叶片。由于叶片前缘部位需要承受更高的温度，前缘部位采用冲击孔进行冲击冷却，一方面带走更多的热量，另一方面也吹掉前缘部位的灰尘，更好的保护叶片。冷气流动通道及叶片相关结构见图1。
冷却通道由叶片内部的隔肋分割叶片内腔形成，冲击孔位于隔肋上，是叶片冲击冷却的核心结构，对于叶片前缘部位冷却效果有着非常重要的影响。冲击孔造型，一般先在隔肋表面选取定位点，以定位点为基准创建草图轮廓，将该草图轮廓沿隔肋面法矢方向拉伸成冲击孔工具体，最后用隔肋实体减去冲击孔工具体，得到冲击孔，上述叶片相关结构见图2a和图2b。为了加速冲击孔设计，一般会将冲击孔工具体直线阵列，再与隔肋实体分别做布尔减，快速创建多个冲击孔。
但在实际用途中，通过上述方法形成的冲击孔存在一些不足：
(1)冲击孔轮廓拉伸方向采用隔肋面法矢，只能适应直型隔肋，不能适应弯扭隔肋。
(2)冲击孔只能沿直线分布，设计缺乏灵活性。
【发明内容】
针对现有技术中存在的问题，本发明提出一种涡轮叶片冲击孔参数化造型方法，通过在UG(Unigraphics，交互式计算机辅助设计与计算机辅助制造系统)中计算弯扭隔肋曲面不同位置的法矢来给定冲击孔轮廓拉伸方向，并采用样条曲线与基准面截交的方式来定位冲击孔位置，增大了冲击孔设计的灵活性。
本发明一种涡轮叶片冲击孔参数化造型方法，具体通过下述步骤实现：
步骤1：在UG中导入涡轮叶片外型实体文件；
打开UG中建模模块，导入存在的涡轮叶片外型；使UG绝对坐标系O(x,y,z)中原点O位于涡轮发动机的轴线上，Z轴正向位于叶高方向，X轴正向为沿发动机中心线从前向后方向，Y轴正向按右手直角坐标系确定；
步骤2：选取要创建冲击孔的隔肋曲面，并在隔肋曲面上纵向由上至下或由下至上依次选取n个基准点，2≤n，则第i个基准点坐标为pi(xpi,ypi,zpi)；
步骤3：将n个基准点插值生成一条样条曲线，并向隔肋曲面做投影，获得一条投影曲线S0；
步骤4：创建冲击孔定位参考基准面；
计算步骤3创建的投影曲线S0的端点，取z值大的端点为O1(x1,y1,z1)。过O1(x1,y1,z1)点做垂直于Z坐标轴的基准面XO1Y；以XO1Y为参考向下做等距基准面XOiY，间距为s，数目为m-1；即步骤4共创建m个垂直于Z坐标轴的基准面，任意两个相邻基准面间距为s，基准面按照Z坐标由大到小第i个基准面为XOiY。完成步骤4后，UG自动生成等距间距的表达式P1与等距面数目的表达式P2；
步骤5：创建冲击孔定位参考点；
将基准面XOiY与投影曲线S0相交，得交点Oi(xoi,yoi,zoi)，Oi即冲击孔定位参考点，Oi见图5。下面分别对Oi执行步骤6至步骤8；
步骤6：创建冲击孔轮廓草图承载基准面与拉伸基准轴；
计算隔肋曲面在点Oi处的单位法矢以Oi为基点，为面法矢，创建冲击孔轮廓草图承载基准面SDOi；以Oi为始点，方向矢量，创建冲击孔拉伸基准轴DOi；
步骤7：创建冲击孔轮廓草图；
将隔肋曲面上的投影曲线S0向基准面SDOi投影，获得投影曲线Si，点Oi必位于Si上，求曲线Si在点Oi处的切矢在基准面SDOi内部创建草图SKi，将曲线Si加入到草图SKi，并在草图内创建一个同时包含定形参数和定位参数的跑道形截面线线框；其中定形参数为跑道宽度w与跑道径向长度l，参数需要满足w＞0,l＞w；定位参数为基准点Oi位置，需要使基准点Oi位置位于跑道形轮廓中心，且使跑道轮廓径向中心线平行于矢量
在步骤7中，当创建跑道轮廓完毕后，UG自动生成跑道宽度w的表达式P3i与跑道径向长度l的表达式P4i；
步骤8：拉伸冲击孔工具实体；
以草图SKi为轮廓，以为拉伸基准轴，分别向轮廓两侧拉伸长度h，获取冲击孔拉伸工具实体。
步骤9：将步骤8中创建的工具实体与叶片外型进行布尔求差运算，得到新的带有一组冲击孔的叶片外型实体。通过步骤2-9，可以获得一组冲击孔，个数m个，位置与冲击孔定位参考点对应；同时获得等距参数s，等距面个数m，冲击孔草图定形参数l与w的表达式。通过调整l与w的值，可以修改冲击孔轮廓，修改s与m，可以修改该组冲击孔数目与排列分布。
步骤10：返回步骤2，进行下一组冲击孔的生成；通过步骤2-10，可以获得带有k组冲击孔的涡轮叶片。
通过上述方法可实现冲击孔形状参数w与l，阵列参数s和m的完全参数化，即由UG生成表达式，通过更改表达式的值，直接驱动冲击孔的修改。
所述m的取值范围为：m≥1；s的取值范围为：s＞l；h的取值范围为：h＞0。
本发明的优点在于：
(1)本发明能够为涡轮叶片提供灵活的冲击孔造型方式，优化涡轮叶片冲击孔布置，从而精细冲击气流的流动，达到更好的冷却效果；
(2)本发明给出了冲击孔的完全参数化造型方法，能够快速准确的进行跑道形冲击孔造型设计，且方便后续更改，增加了叶片设计的自动化程度，缩短涡轮叶片研发周期，为其他冷却结构的参数化造型提供了参考。
【附图说明】
图1为气流在涡轮叶片腔内的流动示意图。
图2a为带有直隔肋与跑道形冲击孔的叶片叶身。
图2b为跑道形冲击孔工具体示意图。
图3为涡轮叶片冲击孔参数化造型方法流程图。
图4为带有弯扭隔肋的涡轮叶片
图5为本发明的冲击孔生成过程中定位参考基准面示意图。
图6为本发明的冲击孔轮廓草图创建示意图。
图7a为采用本发明方法创建一组冲击孔的弯扭隔肋。
图7b为采用本发明方法创建一组冲击孔的复合弯扭叶片叶身。
图8a为采用本发明方法创建两组冲击孔的弯扭隔肋。
图8b为采用本发明方法创建两组冲击孔的复合弯扭叶片叶身。
图中标号说明如下：
1.气膜孔 2.冲击孔 3.排气孔 4.隔肋 5.尾缝
6.冷气 7.直型隔肋 8.直型隔肋曲面法矢 9.叶片叶身
10.弯扭隔肋 11.投影曲线S0
【具体实施方式】
下面结合附图对本发明作进一步说明。
本发明涡轮叶片冲击孔2参数化造型方法，基于UG环境，通过下述步骤实现，如图3所示：
步骤1：启动UG，导入涡轮叶片外型文件；
打开UG中建模模块，导入存在的涡轮叶片外型；使UG绝对坐标系O(x,y,z)中原点O位于涡轮发动机的轴线上，Z轴正向位于叶高方向，X轴正向为沿发动机中心线从前向后方向，Y轴正向按右手直角坐标系确定。导入的涡轮叶片模型及其坐标系如图4所示。
步骤2：选取要创建冲击孔2的隔肋曲面，并在隔肋曲面上纵向由上至下或由下至上依次选取n个基准点，2≤n，则第i个基准点坐标为pi(xpi,ypi,zpi)。此处取n＝6，p1(-1.85,7.65,304.87)，p2(-2.69,7.67,299.91)，p3(-3.10,7.53,294.85)，p4(-3.07,7.12,289.74)，p5(-2.67,6.17,284.72)，p6(-1.47,3.83,278.00)。
步骤3：将n个基准点插值生成一条样条曲线，并向隔肋曲面做投影，获得一条投影曲线S011，见图5.
步骤4：创建冲击孔2定位参考基准面；
计算步骤3创建的投影曲线S011的端点，取z值较大的端点为O1(x1,y1,z1)。过O1(x1,y1,z1)点做垂直于Z坐标轴的基准面XO1Y；以XO1Y为参考向下做等距基准面XOiY，间距为s，数目为m-1；即本步骤共创建m个垂直于Z坐标轴的基准面，任意两个相邻基准面间距为s，基准面按照Z坐标由大到小第i个基准面为XOiY。完成上述步骤后，UG自动生成等距间距的表达式P1与等距面数目的表达式P2。此处O1(-1.85,7.65,304.87)，s＝5，m＝5。生成表达式P1＝5.0，P2＝5，等距面的创建可见图5。
步骤5：创建冲击孔2定位参考点；
将基准面XOiY与投影曲线S0相交，得交点Oi(xoi,yoi,zoi)，Oi即冲击孔2定位参考点，Oi见图5。此处，计算得O3(-3.10,7.52,294.87)，O4(-3.08,7.14,289.87)，O5(-2.67,6.21,284.87)。下面分别对Oi执行步骤6至步骤9。
步骤6：创建冲击孔轮廓草图承载基准面与拉伸基准轴；
计算隔肋曲面在点Oi处的单位法矢以Oi为基点，为面法矢，创建冲击孔轮廓草图承载基准面SDOi；以Oi为始点，方向矢量，创建冲击孔拉伸基准轴DOi。此处计算得到
步骤7：创建冲击孔轮廓草图；
将隔肋曲面上的投影曲线S0向基准面SDOi投影，获得投影曲线Si，点Oi必位于Si上，求曲线Si在点Oi处的切矢在基准面SDOi内部创建草图SKi，将曲线Si加入到草图SKi，并在草图内创建一个同时包含定形参数和定位参数的跑道形截面线线框；其中定形参数为跑道宽度w与跑道径向长度l，参数需要满足w＞0,l＞w；定位参数为基准点Oi位置，需要使基准点Oi位置位于跑道形轮廓中心，且使跑道轮廓径向中心线平行于矢量冲击孔草图轮廓如图6所示。
此步骤中， 取值w＝0.8，l＝1.7。
在步骤7中，当创建跑道轮廓完毕后，UG自动生成跑道宽度w的表达式P3i与跑道径向长度l的表达式P4i。实例中，P3i＝0.8，P4i＝1.7。
步骤8：拉伸冲击孔工具实体；
以草图SKi为轮廓，以为拉伸基准轴，分别向轮廓两侧拉伸长度h，获取冲击孔拉伸工具实体，同时获得拉伸长度h的表达式P5。此处取值h＝3.0，P5＝3.0。
步骤9：将步骤8中创建的工具实体与叶片外型进行布尔求差运算，得到新的带有一组冲击孔的叶片外型实体。通过上述步骤，可以获得一组冲击孔，个数m个，位置与冲击孔定位参考点对应；同时获得等距参数s，等距面个数m，冲击孔草图定形参数l与w的表达式。通过调整l与w的值，可以修改冲击孔轮廓，修改s与m，可以修改该组冲击孔数目与排列分布。步骤9生成的冲击孔见图7a和图7b。
步骤10：返回步骤2，进行下一组冲击孔的生成；通过上述步骤，可以获得带有k组冲击孔的涡轮叶片。如图8a和图8b所示，为带有2组冲击孔的弯扭隔肋10及涡轮叶片9。

Claims (10)

1.一种涡轮叶片冲击孔参数化造型方法，其特征在于，具体通过下述步骤实现：
步骤1：在UG中导入涡轮叶片外型实体文件；
步骤2：选取要创建冲击孔的隔肋曲面，并在隔肋曲面上纵向由上至下或由下至上依次选取n个基准点，2≤n，则第i个基准点坐标为pi(xpi,ypi,zpi)；
步骤3：将n个基准点插值生成一条样条曲线，并向隔肋曲面做投影，获得一条投影曲线S0；
步骤4：创建冲击孔定位参考基准面；
步骤5：创建冲击孔定位参考点；
步骤6：创建冲击孔轮廓草图承载基准面与拉伸基准轴；
步骤7：创建冲击孔轮廓草图；
步骤8：拉伸冲击孔工具实体；
步骤9：将步骤8中创建的工具实体与叶片外型进行布尔求差运算，得到新的带有一组冲击孔的叶片外型实体；
步骤10：返回步骤2，进行下一组冲击孔的生成；通过步骤2-10，获得带有k组冲击孔的涡轮叶片。
2.根据权利要求1所述的一种涡轮叶片冲击孔参数化造型方法，其特征在于：在步骤1中，打开UG中建模模块，导入存在的涡轮叶片外型；使UG绝对坐标系O(x,y,z)中原点O位于涡轮发动机的轴线上，Z轴正向位于叶高方向，X轴正向为沿发动机中心线从前向后方向，Y轴正向按右手直角坐标系确定。
3.根据权利要求1所述的一种涡轮叶片冲击孔参数化造型方法，其特征在于：在步骤4中，计算步骤3创建的投影曲线S0的端点，取z值大的端点为O1(x1,y1,z1)；过O1(x1,y1,z1)点做垂直于Z坐标轴的基准面XO1Y；以XO1Y为参考向下做等距基准面XOiY，间距为s，数目为m-1；即步骤4共创建m个垂直于Z坐标轴的基准面，任意两个相邻基准面间距为s，基准面按照Z坐标由大到小第i个基准面为XOiY；完成步骤4后，UG自动生成等距间距的表达式P1与等距面数目的表达式P2。
4.根据权利要求1所述的一种涡轮叶片冲击孔参数化造型方法，其特征在于：在步骤5中，将基准面XOiY与投影曲线S0相交，得交点Oi(xoi,yoi,zoi)，Oi即冲击孔定位参考点，下面分别对Oi执行步骤6至步骤8。
5.根据权利要求1所述的一种涡轮叶片冲击孔参数化造型方法，其特征在于：在步骤6中，计算隔肋曲面在点Oi处的单位法矢以Oi为基点，为面法矢，创建冲击孔轮廓草图承载基准面SDOi；以Oi为始点，方向矢量，创建冲击孔拉伸基准轴DOi。
6.根据权利要求1所述的一种涡轮叶片冲击孔参数化造型方法，其特征在于：在步骤7中，将隔肋曲面上的投影曲线S0向基准面SDOi投影，获得投影曲线Si，点Oi必位于Si上，求曲线Si在点Oi处的切矢在基准面SDOi内部创建草图SKi，将曲线Si加入到草图SKi，并在草图内创建一个同时包含定形参数和定位参数的跑道形截面线线框；其中定形参数为跑道宽度w与跑道径向长度l，参数需要满足w＞0,l＞w；定位参数为基准点Oi位置，需要使基准点Oi位置位于跑道形轮廓中心，且使跑道轮廓径向中心线平行于矢量
7.根据权利要求1所述的一种涡轮叶片冲击孔参数化造型方法，其特征在于：在步骤7中，当创建跑道轮廓完毕后，UG自动生成跑道宽度w的表达式P3i与跑道径向长度l的表达式P4i。
8.根据权利要求1所述的一种涡轮叶片冲击孔参数化造型方法，其特征在于：在步骤8中，以草图SKi为轮廓，以为拉伸基准轴，分别向轮廓两侧拉伸长度h，获取冲击孔拉伸工具实体。
9.根据权利要求1所述的一种涡轮叶片冲击孔参数化造型方法，其特征在于：在步骤9中，通过步骤2-9，获得一组冲击孔，个数m个，位置与冲击孔定位参考点对应；同时获得等距参数s，等距面个数m，冲击孔草图定形参数l与w的表达式；通过调整l与w的值，修改冲击孔轮廓，修改s与m，修改该组冲击孔数目与排列分布。
10.根据权利要求3或8或9所述的一种涡轮叶片冲击孔参数化造型方法，其特征在于：所述m的取值范围为m≥1；所述s的取值范围为s＞l；所述参数h的取值范围为h＞0。
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