CN108090275B - 一种面向参数化模型的涡轮气冷叶片构型方法 - Google Patents

一种面向参数化模型的涡轮气冷叶片构型方法 Download PDF

Info

Publication number
CN108090275B
CN108090275B CN201711340592.1A CN201711340592A CN108090275B CN 108090275 B CN108090275 B CN 108090275B CN 201711340592 A CN201711340592 A CN 201711340592A CN 108090275 B CN108090275 B CN 108090275B
Authority
CN
China
Prior art keywords
blade
design
wall thickness
turbine air
unit
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Active
Application number
CN201711340592.1A
Other languages
English (en)
Other versions
CN108090275A (zh
Inventor
吴伟龙
吴向宇
屈云凤
王雷
徐景亮
韩绪军
杜治能
贺佳慧
宋伟
吕东
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
AECC Shenyang Engine Research Institute
Original Assignee
AECC Shenyang Engine Research Institute
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by AECC Shenyang Engine Research Institute filed Critical AECC Shenyang Engine Research Institute
Priority to CN201711340592.1A priority Critical patent/CN108090275B/zh
Publication of CN108090275A publication Critical patent/CN108090275A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN108090275B publication Critical patent/CN108090275B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Images

Classifications

    • G—PHYSICS
    • G06—COMPUTING; CALCULATING OR COUNTING
    • G06F—ELECTRIC DIGITAL DATA PROCESSING
    • G06F30/00—Computer-aided design [CAD]
    • G06F30/20—Design optimisation, verification or simulation
    • G—PHYSICS
    • G06—COMPUTING; CALCULATING OR COUNTING
    • G06F—ELECTRIC DIGITAL DATA PROCESSING
    • G06F30/00—Computer-aided design [CAD]
    • G06F30/10—Geometric CAD
    • G06F30/17—Mechanical parametric or variational design

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Geometry (AREA)
  • Theoretical Computer Science (AREA)
  • General Physics & Mathematics (AREA)
  • Evolutionary Computation (AREA)
  • Computer Hardware Design (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Pure & Applied Mathematics (AREA)
  • Mathematical Optimization (AREA)
  • Mathematical Analysis (AREA)
  • Computational Mathematics (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)

Abstract

本发明涉及航空发动机叶片设计，特别涉及一种面向参数化模型的涡轮气冷叶片构型方法，包括：步骤一、通过根、顶两个截面控制叶片径向壁厚，通过前缘、弦中、尾缘三个点的位置和壁厚参数控制叶片盆背侧壁厚，从而实现涡轮气冷叶片的变壁厚设计，形成叶片内腔结构框架；步骤二、以预定设计单元为基础，以步骤一形成的内腔结构框架为对象，对叶片的蛇形通道进行拓扑单元划分；步骤三、通过设定各单元的几何特征参数，将叶片的蛇形通道若干个拓扑单元连接成管网计算模型。本发明的面向参数化模型的涡轮气冷叶片构型方法，以参数化模型建模方式为基础，以单元设计法为原理，最后快速得到形成管网计算模型，以方便后续处理。

Description

一种面向参数化模型的涡轮气冷叶片构型方法
技术领域
本发明涉及航空发动机叶片设计，特别涉及一种面向参数化模型的涡轮气冷叶片构型方法。
背景技术
航空发动机中涡轮气冷叶片工作中承受燃烧室高温高压燃气，大负荷离心力、气动力和热应力，其方案设计难度大、周期长、制造成本高，需要采用合理精确的设计方法实现涡轮气冷叶片的快速设计。
涡轮气冷叶片方案设计需完成多专业协同评估——根据总体性能参数评估叶片工作环境，涡轮气动专业提供叶型和换热数据，强度专业评估叶片强度储备情况；多程序串联分析——依次进行实体建模、外换热计算、冷却系统计算、温度场计算、强度计算；多轮次迭代优化——需完成多轮次的迭代优化，使各项参数和计算结果满足设计要求。
现有涡轮气冷叶片方案设计方法分为5个步骤，如图1所示。步骤1为气动造型和换热数据的处理，步骤2通过参数分析初步形成冷却方案，步骤3以初步方案为框架进行实体CAD建模，步骤4针对该方案模型进行流动换热计算，步骤5依据步骤3和步骤4的结果进行叶片强度校核，形成初始方案，待多轮次优化通过评审后形成最终方案。
此方案设计方法的缺点在于：涡轮气冷叶片方案设计阶段核心任务是计算评估和方案筛选，由于涡轮气冷叶片结构复杂，步骤3针对初步方案的实体CAD建模(即构型)时间跨度大，若需反复迭代则需更长周期；步骤4流动换热计算基于步骤1的数据和步骤3的模型，此过程需对叶片实体模型进行切割处理，并手动提取各计算单元的结构参数，人工参与度较高，对结构参数的提取无法做到方法和结果的一致性，且工作量大，易造成计算结果的偏差；形成多种方案后，无明确的优化目标和方法，可能导致筛选方向偏离。
发明内容
本发明的目的是提供了一种面向参数化模型的涡轮气冷叶片构型方法，以解决现有涡轮气冷叶片构型方法存在的至少一个问题。
本发明的技术方案是：
一种面向参数化模型的涡轮气冷叶片构型方法，包括如下步骤：
步骤一、以参数化模型建模方式为基础，对具有预定冷却方案的叶片进行厚度设计，具体包括：
通过根、顶两个截面控制叶片径向壁厚，通过前缘、弦中、尾缘三个点的位置和壁厚参数控制叶片盆背侧壁厚，从而实现涡轮气冷叶片的变壁厚设计，形成叶片内腔结构框架；
步骤二、以预定设计单元为基础，以步骤一形成的内腔结构框架为对象，对叶片的蛇形通道进行拓扑单元划分；
步骤三、通过设定各单元的几何特征参数，将叶片的蛇形通道若干个拓扑单元连接成管网计算模型。
可选的，在所述步骤二，所述预定设计单元包括径向通道、转弯通道、横向通道、滞止通道，其中
所述径向通道单元、所述横向通道单元以及所述滞止通道单元分别为一个；所述转弯通道单元包括四个拐角呈直角的弯折单元和四个拐角呈圆角的弯折单元。
可选的，所述的面向参数化模型的涡轮气冷叶片构型方法还包括：
步骤四、形成初始方案；
步骤五、通过对所述步骤四中形成初始方案的叶片进行强度校核，判断是否满足要求；满足要求时，形成最终方案；否则，返回步骤二和步骤三，对其中的控制参数进行优化。
可选的，当强度校核不满足时，是在厚度设计步骤中通过修改截面弦长控制点位置参数以及控制点壁厚参数来进行优化；其中
控制点位置表示从前缘到尾缘沿型线控制点所占弦长的百分比，控制点壁厚表示该控制点壁厚值。
可选的，在所述步骤一中，所述叶片的预定冷却方案的形式包括采用几腔几通道的回转冷却形式，以及是否采用气膜孔、绕流肋及扰流柱的冷却结构。
发明效果：
本发明的面向参数化模型的涡轮气冷叶片构型方法，以参数化模型建模方式为基础，以单元设计法为原理，最后快速得到形成管网计算模型，以方便后续处理。
附图说明
图1是现有涡轮气冷叶片设计方法流程图；
图2是包含有本发明面向参数化模型的涡轮气冷叶片构型方法的叶片设计方法流程图；
图3、图4是分别本发明面向参数化模型的涡轮气冷叶片构型方法叶片内腔结构框架的两个视角的示意图；
图5是本发明面向参数化模型的涡轮气冷叶片构型方法中拓扑单元划分示意图；
图6是本发明面向参数化模型的涡轮气冷叶片构型方法一个实施例中的设计单元的结构示意图。
具体实施方式
为使本发明实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行更加详细的描述。在附图中，自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，旨在用于解释本发明，而不能理解为对本发明的限制。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。下面结合附图对本发明的实施例进行详细说明。
在本发明的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明保护范围的限制。
下面结合附图2至图6对本发明的面向参数化模型的涡轮气冷叶片设计方法做进一步详细说明。
一种基于本发明的面向参数化模型的涡轮气冷叶片构型方法的叶片设计方法，如图2所示，可以包括如下步骤：
步骤S101、根据获取的叶型坐标数据换热数据，建立叶片参数化计算模型框架。
其中，本发明的步骤一以及后续步骤均可以在预定的软件程序中进行；软件可以自动读取叶型坐标数据换热数据，建立叶片参数化计算模型框架。进一步，优选叶型坐标数据换热数据包括温度和换热系数。
步骤S102、根据预定环境条件，确定所述叶片基本冷却方案形式。
本实施例中，优选预定环境条件包括叶片所处的燃气温度、压力水平，以及提供冷气的温度、压力水平；进一步，叶片基本冷却方案形式包括采用几腔几通道的回转冷却形式，是否采用气膜孔、绕流肋、扰流柱等冷却结构以及布置方式。
接下来是步骤S103，此步骤包括了本发明的面向参数化模型的涡轮气冷叶片构型方法的主要步骤(即步骤一至步骤三)；
具体地，步骤S103是以参数化模型建模方式为基础，以单元设计法为原理，通过管网计算程序，得到三维温度场计算结果。
其中，面向参数化模型的涡轮气冷叶片单元设计法包括厚度设计和拓扑设计。
厚度设计：
通过根、顶两个截面控制叶片径向壁厚，通过前缘、弦中、尾缘三个点的位置和壁厚参数控制叶片盆背侧壁厚，可实现涡轮气冷叶片的变壁厚设计，形成如图3和图4所示的叶片内腔结构框架。
拓扑设计：
以预定设计单元为基础，以厚度设计形成的内腔结构框架为对象，对叶片的蛇形通道进行拓扑单元划分，通过设定各单元的几何特征参数，将叶片的蛇形通道若干个拓扑单元连接成管网计算模型，进而进行温度场计算。
进一步，本实施例中，如图6所示，是以11种设计单元为基础，包括径向通道1、转弯通道(3、4、5、6、-3、-4、-5、-6)、横向通道2、滞止通道0(未示出)；如图5所示，再以厚度设计步骤形成的内腔结构框架为对象，对叶片的蛇形通道进行拓扑单元划分；最后，通过设定各单元的几何特征参数，可将叶片的蛇形通道若干个拓扑单元连接成管网计算模型，进而进行温度场计算。
本发明的面向参数化模型的涡轮气冷叶片构型方法，以参数化模型建模方式为基础，以单元设计法为原理，最后快速得到形成管网计算模型，以方便后续(即步骤S104、步骤S105)处理。
步骤S104、形成初始方案。
步骤S105、叶片初始方案的优化设计。
其中，叶片初始方案的优化设计包括：
通过对所述步骤四中形成初始方案的叶片进行强度校核，判断是否满足要求；满足要求时，形成最终方案；否则，返回步骤三对单元设计法中的控制参数进行优化。
具体地，当强度校核不满足时，是在厚度设计步骤中通过修改截面弦长控制点位置参数以及控制点壁厚参数来进行优化；其中，控制点位置表示从前缘到尾缘沿型线控制点所占弦长的百分比，控制点壁厚表示该控制点壁厚值。
也即是说，步骤四和步骤五为叶片初始方案的优化设计，通过固化的设计流程，重复步骤三的设计过程，可快速得到多种方案的温度计算结果，程序可自动实现关键计算结果参数的判读，实现较短周期内的叶片方案多轮次优化设计。
上述基于本发明的面向参数化模型的涡轮气冷叶片构型方法的叶片设计方法中，叶片的整个设计流程均通过参数化控制，故根据温度场计算结果，仅需对拓扑单元的控制参数进行优化，即可快速得到改进后的温度场计算结果，无需重复设计流程。
以壁厚设计为例，如果在完成一轮设计后，强度评估认为需减薄壁厚以增加强度储备，传统方法需要从图1的步骤三开始完全重复设计流程，需要一个完整的设计周期。而发明的涡轮气冷叶片设计方法仅需在平台界面更改该截面弦长控制点参数，如表1所示，控制点位置表示从前缘到尾缘沿型线控制点所占弦长的百分比，控制点壁厚表示该控制点壁厚值，表1中队弦中控制点的壁厚值进行了更改，保存修改后即可立即输出计算结果用于强度评估，快速完成改进设计。
表1叶片壁厚控制参数
Figure BDA0001508308170000071
基于本发明的面向参数化模型的涡轮气冷叶片构型方法的叶片设计方法中，通过建立涡轮气冷叶片参数化模型，并以特定参数形式控制冷却结构，自动实现边界条件加载，完成叶片流动换热分析，实现涡轮气冷叶片方案快速设计。在叶片方案设计阶段，面向参数化模型的涡轮气冷叶片拓扑单元设计方法实现了叶片在无实体模型的情况下，以单元设计法为原理，通过参数化建模方式建立叶片计算模型，自动提取计算数据，快速得到温度场计算结果。叶片的整个设计流程均通过参数化控制，故根据温度场计算结果，仅需对拓扑单元的控制参数进行优化(对各冷却结构设定关键参数控制，可在较短时间内建立用于计算的叶片参数化模型)，即可快速得到改进后的温度场计算结果，无需重复设计流程，显著降低优化设计周期。
另外，本发明的面向参数化模型的涡轮气冷叶片设计方法中，用于热分析和流动分析的计算数据，可直接在基于参数化的建模过程中输入的叶片各冷却结构关键参数提取或转换，无需对模型进行任何处理。
以上所述，仅为本发明的具体实施方式，但本发明的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本发明的保护范围之内。因此，本发明的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。

Claims (3)

1.一种面向参数化模型的涡轮气冷叶片构型方法，其特征在于，包括如下步骤：
步骤一、以参数化模型建模方式为基础，对具有预定冷却方案的叶片进行厚度设计，具体包括：
通过根、顶两个截面控制叶片径向壁厚，通过前缘、弦中、尾缘三个点的位置和壁厚参数控制叶片盆背侧壁厚，从而实现涡轮气冷叶片的变壁厚设计，形成叶片内腔结构框架；
步骤二、以预定设计单元为基础，以步骤一形成的内腔结构框架为对象，对叶片的蛇形通道进行拓扑单元划分；
步骤三、通过设定各单元的几何特征参数，将叶片的蛇形通道若干个拓扑单元连接成管网计算模型；所述的面向参数化模型的涡轮气冷叶片构型方法，还包括：
步骤四、形成初始方案；
步骤五、通过对所述步骤四中形成初始方案的叶片进行强度校核，判断是否满足要求；满足要求时，形成最终方案；否则，返回步骤二和步骤三，对其中的控制参数进行优化；
当强度校核不满足时，是在厚度设计步骤中通过修改截面弦长控制点位置参数以及控制点壁厚参数来进行优化；其中
控制点位置表示从前缘到尾缘沿型线控制点所占弦长的百分比，控制点壁厚表示该控制点壁厚值。
2.根据权利要求1所述的面向参数化模型的涡轮气冷叶片构型方法，其特征在于，在所述步骤二，所述预定设计单元包括径向通道、转弯通道、横向通道、滞止通道，其中
所述径向通道单元、所述横向通道单元以及所述滞止通道单元分别为一个；所述转弯通道单元包括四个拐角呈直角的弯折单元和四个拐角呈圆角的弯折单元。
3.根据权利要求1所述的面向参数化模型的涡轮气冷叶片构型方法，其特征在于，在所述步骤一中，所述叶片的预定冷却方案的形式包括采用几腔几通道的回转冷却形式，以及是否采用气膜孔、绕流肋及扰流柱的冷却结构。
CN201711340592.1A 2017-12-14 2017-12-14 一种面向参数化模型的涡轮气冷叶片构型方法 Active CN108090275B (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201711340592.1A CN108090275B (zh) 2017-12-14 2017-12-14 一种面向参数化模型的涡轮气冷叶片构型方法

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201711340592.1A CN108090275B (zh) 2017-12-14 2017-12-14 一种面向参数化模型的涡轮气冷叶片构型方法

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN108090275A CN108090275A (zh) 2018-05-29
CN108090275B true CN108090275B (zh) 2021-12-28

Family

ID=62175888

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201711340592.1A Active CN108090275B (zh) 2017-12-14 2017-12-14 一种面向参数化模型的涡轮气冷叶片构型方法

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN108090275B (zh)

Families Citing this family (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN110593960B (zh) * 2019-09-19 2021-03-23 西安交通大学 一种可用于弯扭掠的轴流透平机械叶片参数化方法
CN111783306B (zh) * 2020-07-06 2022-11-18 中国航发湖南动力机械研究所 涡轮叶片冷气量与冷效特性分析方法
CN112380651B (zh) * 2020-11-13 2022-09-20 中国航发沈阳发动机研究所 一种涡轮冷却叶片管网拓扑数据提取方法
CN112380696B (zh) * 2020-11-13 2022-08-19 中国航发沈阳发动机研究所 一种基于增材制造工艺的涡轮气冷叶片设计方法
CN113172726B (zh) * 2021-04-09 2022-12-09 西安交通大学 基于3d打印的空心涡轮叶片陶瓷铸型及其精度控制方法和应用
CN114065572B (zh) * 2021-10-27 2023-04-07 西北工业大学 一种厚度偏差与叶片厚度分布相关的叶片模型构建方法
CN115788598B (zh) * 2023-02-10 2023-06-30 中国航发四川燃气涡轮研究院 一种涡轮叶片气膜孔参数化控制与设计方法
CN116976201A (zh) * 2023-07-10 2023-10-31 哈尔滨工业大学 呼吸机微涡轮叶片自编程参数化建模方法及其建模系统、计算机可读存储介质和电子设备
CN117436344B (zh) * 2023-11-10 2024-07-02 沈阳工业大学 一种基于参数化描述的风力机叶片结构优化设计方法

Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN103902786A (zh) * 2014-04-14 2014-07-02 西北工业大学 一种涡轮气冷动叶片伸根段外形参数化设计方法
CN104881540A (zh) * 2015-05-27 2015-09-02 西北工业大学 一种涡轮气冷叶片叶身内型精确壁厚控制建模方法
CN106870015A (zh) * 2017-04-26 2017-06-20 哈尔滨工业大学 一种用于高温涡轮动叶尾缘的迷宫型内部冷却结构

Family Cites Families (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN105808838B (zh) * 2016-03-04 2018-07-31 西北工业大学 一种空心风扇叶片多内腔结构设计方法

Patent Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN103902786A (zh) * 2014-04-14 2014-07-02 西北工业大学 一种涡轮气冷动叶片伸根段外形参数化设计方法
CN104881540A (zh) * 2015-05-27 2015-09-02 西北工业大学 一种涡轮气冷叶片叶身内型精确壁厚控制建模方法
CN106870015A (zh) * 2017-04-26 2017-06-20 哈尔滨工业大学 一种用于高温涡轮动叶尾缘的迷宫型内部冷却结构

Non-Patent Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
"基于离散数据点的变壁厚叶身参数化设计";余伟巍 等;《北京航空航天大学学报》;20081130;第34卷(第11期);1319-1322页 *
"气冷涡轮叶片的传热设计";迟重然;《中国优秀硕士学位论文全文数据库 工程科技Ⅱ辑》;20120515(第05期);C039-164 *

Also Published As

Publication number Publication date
CN108090275A (zh) 2018-05-29

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN108090275B (zh) 一种面向参数化模型的涡轮气冷叶片构型方法
CN104281751B (zh) 一种基于特征的涡轮冷却叶片参数化构建系统及方法
CN107977523A (zh) 一种面向参数化模型的涡轮气冷叶片设计方法
CN106776963A (zh) 轻量化的bim大数据在线可视化方法和系统
CN109543325A (zh) 一种门窗用铝合金型材力热集成优化设计方法
CN114707254B (zh) 一种基于模板构造法的二维边界层网格生成方法及系统
CN110852000B (zh) 一种车身结构优化方法
CN104750948A (zh) 一种处理飞行器设计中多极值多约束问题的优化方法
JP4829674B2 (ja) 成形条件の設定方法、プログラムおよび射出成形機
CN106951610A (zh) 一种基于近似模型的插秧机秧箱结构优化方法
CN114151139A (zh) 一种采用渗透模型模拟涡轮叶片表面气膜孔冷气层流动的方法
CN111177967B (zh) 网格单元的批量修改方法，其装置及电子设备
Porziani et al. Automatic shape optimization of structural components with manufacturing constraints
Vasilopoulos et al. CAD-based aerodynamic optimization of a compressor stator using conventional and adjoint-driven approaches
CN117473655B (zh) 基于边坍缩网格优化的飞行器仿真驱动设计方法和装置
CN113094769B (zh) 一种模块单元化叶片设计方法、装置、设备及存储介质
CN104657565A (zh) 近型面水道的热作模具设计方法
CN111859483B (zh) 一种铠甲式薄壁结构轻量化设计方法
CN104915490A (zh) 动车组头型气动反设计方法及装置
CN109409020B (zh) 一种空心风扇叶片的建模方法
CN108897956B (zh) 一种多孔机械零部件优化设计方法
CN113239466B (zh) 一种发动机舱热管理仿真方法
CN112380651B (zh) 一种涡轮冷却叶片管网拓扑数据提取方法
CN113378496A (zh) 工程机械及其散热器进出口温度的计算方法
CN104392027A (zh) 一种涡轮叶片扰流柱的参数化造型方法

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
GR01 Patent grant
GR01 Patent grant