CN109800442A - 航空发动机叶片模型重构方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种航空发动机叶片模型重构方法，涉及航空发动机领域。该方法包括以下步骤：根据设计参数中叶片各离散点的参数构建理论叶片二维模型；判断加工后形成的实际叶片的超差类型；根据超差类型调整已构建的理论叶片二维模型，以得到实际叶片的二维模型。上述方法能便捷地构建实际叶片的模型，以便于后续对实际叶片的各种参数进行分析，以判断实际叶片的性能。

Description

航空发动机叶片模型重构方法

技术领域

本发明涉及航空发动机领域，具体涉及一种航空发动机叶片模型 重构方法。

背景技术

航空发动机叶片是构成压气机、涡轮的基本单元，由相邻叶片构 成的流道决定了发动机的性能，因此叶片对压气机、涡轮性能起到了 决定性的作用。而航空发动机叶片具有叶片型面复杂、叶身扭曲弯度 大、叶身趋薄、几何精度要求高等特点，加工试制过程中，受加工工 艺影响，加工后叶片会出现加工超差的现象。

发明人发现，现有技术中至少存在下述问题：现有技术中难以判 断出现加工超差后，叶片的性能是否仍然满足要求。

发明内容

本发明的其中一个目的是提出一种航空发动机叶片模型重构方 法，用以实现航空发动机叶片实际加工后实际叶片的模型构建。

为实现上述目的，本发明提供了以下技术方案：

本发明提供了一种航空发动机叶片模型重构方法，其特征在于， 包括以下步骤：

根据设计参数中叶片各离散点的参数构建理论叶片二维模型；

判断加工后形成的实际叶片的超差类型；

根据超差类型调整已构建的理论叶片二维模型，以得到实际叶片 的二维模型。

在可选的实施例中，所述超差类型选自以下其中之一：轮廓度超 差、叶片前缘超差、位置度超差、扭转角超差。

在可选的实施例中，若超差类型为轮廓度超差，按照以下步骤调 整已构建的理论叶片二维模型：

计算理论叶片二维模型各离散点的法线方向；

计算实际叶片相对于理论叶片在理论叶片二维模型各离散点位置 处的轮廓变化量；

在理论叶片二维模型各离散点的法线方向叠加轮廓变化量，以得 到实际叶片的二维模型。

在可选的实施例中，若计算得到的理论叶片各离散点位置处的轮 廓变化量相同，则在理论叶片二维模型各离散点的法线方向叠加相同 的轮廓变化量，以得到实际叶片的二维模型。

在可选的实施例中，若计算得到的理论叶片各离散点位置处的轮 廓变化量不相同，则在理论叶片各离散点的法线方向叠加该离散点的 轮廓度变化量，以得到实际叶片的二维模型。

在可选的实施例中，采用下述公式一计算得到理论叶片各离散点 的轮廓度变化量y：

其中，A_i为轮廓度幅值；K_i为轮廓度变化周期数；α_i为轮廓度变化相位角；X为沿叶型的弧长方 向的坐标值。

在可选的实施例中，α_i大于等于-1且小于1。

在可选的实施例中，K_i的取值为整数。

在可选的实施例中，A_i的取值为整数。

在可选的实施例中，若超差类型为前缘形状超差，按照以下步骤 调整已构建的二维模型：

计算理论叶片二维模型的安装角直角坐标系，并将处于原始直角 坐标系中的理论叶片二维模型坐标变换至安装角直角坐标系中，其中 理论叶片前缘点坐标为(0，0)，理论叶片尾缘点坐标为(BT，0)， 其中，BT为弦长；

根据测量得到的实际叶片在前缘、叶盆局部区域、叶背局部区域 处的离散点坐标，移动理论叶片前缘点、叶盆局部区域、叶背局部区 域处离散点的位置；

根据移位后前缘、叶盆局部区域、叶背局部区域各离散点的位置 重新造型，以得到实际叶片在安装角直角坐标系下的二维模型；

采用坐标逆变换，将重构得到的实际叶片安装角直角坐标系下的 模型变换至原始直角坐标系中得到实际叶片的二维模型。

在可选的实施例中，采用贝塞尔曲线、样条曲线或者多项式曲线 对移位后的前缘、叶盆局部区域、叶背局部区域重新造型。

在可选的实施例中，重新构型后前缘点所在曲线一阶连续和/或重 新构型后叶盆曲线、叶背曲线与未重新构型的叶身连接处曲线二阶连 续。

在可选的实施例中，若超差类型为扭转角超差，则采用下述步骤 调整已构建的二维模型：

计算理论叶片二维模型各截面的重心坐标；

根据测量得到的实际叶片各截面重心坐标，计算理论叶片各截面 的重心相对于实际叶片各截面的重心坐标的扭转角；

根据各截面的扭转角，对理论叶片二维模型各截面做基于重心的 扭转，以得到校正后的实际叶片的二维模型。

在可选的实施例中，若超差类型为位置度超差，则采用下述步骤 调整已构建的二维模型：

计算理论叶片二维模型各截面的重心坐标；

测量实际叶片各截面的重心坐标；

计算理论叶片各截面重心坐标相对于实际叶片重心坐标的位置度 变化值；

根据理论叶片各截面重心坐标的位置度变化值，对理论叶片二维 模型各截面做基于重心的平移变化，以得到实际叶片的二维模型。

基于上述技术方案，本发明实施例至少可以产生如下技术效果：

上述技术方案，可以以叶片原始二维模型为基础，根据检测得到 的加工后实际形成的叶片数据生成实际加工得到的叶片的二维模型。 基于该加工得到的实际叶片的二维模型，可以进行实际叶片性能影响 的评估，从而为超差叶片的验收提供理论支撑。

附图说明

此处所说明的附图用来提供对本发明的进一步理解，构成本申请 的一部分，本发明的示意性实施例及其说明用于解释本发明，并不构 成对本发明的不当限定。在附图中：

图1为本发明实施例提供的航空发动机叶片的参数示意图；

图2a为本发明实施例提供的航空发动机叶片采用均匀轮廓度调 整后的曲线；

图2b为图2a的A局部放大示意图；

图2c为图2a的B局部放大示意图；

图3a为本发明实施例提供的航空发动机叶片采用单一轮廓度非 均匀变化调整后的曲线；

图3b为图3a的A局部放大示意图；

图3c为图3a的B局部放大示意图；

图3d为非均匀轮廓度的幅值变化波形图，基于此生成非均匀轮廓 度叶型；

图4a为本发明实施例提供的航空发动机叶片采用复合轮廓度非 均匀变化调整后的曲线；

图4b为图4a的A局部放大示意图；

图4c为图4a的B局部放大示意图；

图4d为复合轮廓度非均匀变化轮廓度的幅值变化波形图，基于此 生成复合非均匀轮廓度叶型；

图5a为本发明实施例提供的航空发动机叶片局部轮廓度变化调 整后的曲线；

图5b为图5a的A局部放大示意图；

图5c为图5a的B局部放大示意图；

图6a为本发明实施例提供的航空发动机叶片尖头前缘轮廓度变 化调整后的曲线；

图6b为图6a的A局部放大示意图；

图7a为本发明实施例提供的航空发动机叶片钝头前缘轮廓度变 化调整后的曲线；

图7b为图7a的A局部放大示意图；

图8a为本发明实施例提供的航空发动机叶片吸力面偏头前缘轮 廓度变化调整后的曲线；

图8b为图8a的A局部放大示意图；

图9a为本发明实施例提供的航空发动机叶片压力面偏头前缘轮 廓度变化调整后的曲线；

图9b为图9a的A局部放大示意图；

图10a为本发明实施例提供的航空发动机叶片扭转角变化调整后 的曲线；

图10b为图10a的A局部放大示意图；

图10c为图10a的B局部放大示意图；

具体实施方式

下面结合图1～图10c对本发明提供的技术方案进行更为详细的 阐述。

本实施例中涉及到的名词和术语解释。

轴流压气机：气流流动方向与工作轮旋转轴心线方向一致或近乎 一致的多级压缩设备，由一系列静子-转子交替排列构成，常用于航空 发动机或燃气轮机。

叶片：压气机/涡轮的气流通道实现气流功能转换与改变气流方向 的重要零件。

叶型：组成叶片的基本单元，叶片由叶型沿积叠线积叠而成。

超差：航空发动机叶片型面复杂，叶身扭曲弯度大，在叶片加工 试制过程中、受加工工艺影响，叶片会出现加工后的实际几何参数与 理论值存在偏差的现象，称为超差。超差类型包括轮廓度超差、叶片 前缘超差、位置度超差、扭转角超差。

叶型重构：对加工超差叶片的叶型进行重新拟合构造，使设计人 员能够对叶型超差进行数值模拟分析评估。

安装角：此角βy表示叶型在叶栅中安装时的倾斜程度，如图1 所示，它是叶型的弦线与叶栅额线的夹角，弦线是连接叶型前缘点和 尾缘点的直线b，额线是分别联结所有叶型前缘点和尾缘点的直线。

本发明实施例提供一种航空发动机叶片模型重构方法，包括以下 步骤：

步骤一、根据设计参数中叶片各离散点的参数构建理论叶片二维 模型。可以采用现有建模方法构建理论叶片模型。叶片二维模型为直 角坐标下的二维模型。

步骤二、判断加工后形成的叶片的超差类型。

在上述步骤二中，超差类型选自以下其中之一：轮廓度超差、叶 片前缘超差、位置度超差、扭转角超差。

其中，轮廓度超差是指：叶片加工后叶片型线与理论型线的偏差。

叶片前缘超差是指：叶片加工后叶片前缘形状与理论形状的偏差。

位置度超差是指：叶片加工后叶片的位置度与理论位置度的偏差。

扭转角超差是指：叶片加工后叶片的扭转角与理论扭转角的偏差。

步骤三、根据超差类型调整已构建的理论叶片二维模型，以得到 实际叶片的二维模型。

若超差类型为叶片部分区域的超差，则只修正该区域的理论叶片 二维模型；若超差类型为叶片全部区域的超差，则修正整个理论叶片 二维模型。

具体来说，在上述步骤三中，需要分超差种类情况，调整已经构 建的二维模型。

情况一，若超差类型为轮廓度超差，按照以下步骤调整已构建的 二维模型：

首先，计算理论叶片二维模型各离散点的法线方向。

其次，计算实际叶片相对于理论叶片在理论叶片二维模型各离散 点位置处的轮廓变化量。可以采用传感器测量实际叶片在各个离散点 的参数值，然后基于理论叶片离散点的参数值求取差值，该差值即为 某离散点处的轮廓变化量。

最后，在理论叶片二维模型各离散点的法线方向叠加轮廓变化量， 以得到实际叶片的二维模型。在该步骤中，若理论叶片各个离散点的 轮廓变化量相同，则直接在各个离散点的法线方向分别叠加相同的轮 廓变化量。可以根据测量实际叶片得到的波形图判断叶片轮廓度变化 是否均匀，若均匀，则只需要计算某些或某个离散点处的轮廓变化量。 若理论叶片各个离散点的轮廓变化量不相同，则在各个离散点的法线 方向分别叠加各自对应的轮廓变化量。

具体来说，若理论叶片各离散点的轮廓变化量不均匀，可采用下 述公式(一)计算各个离散点处的轮廓变化量。

其中，A_i为轮廓度幅值；K_i为轮廓度变化周期数；α_i为轮廓度变 化相位角；X为沿叶型的弧长方向的坐标值。

轮廓度幅值是指将理论叶片参数与测量得到的实际叶片参数比 对，得到的波形图的峰值。

轮廓度变化周期数是指将理论叶片参数与测量得到的实际叶片参 数比对，得到的波形图中波峰波谷的对数，一对波峰波谷包括一定区 域的一个或几个波峰以及一定区域的一个或几个波谷。

轮廓度变化相位角是常量，取值可以与轮廓度变化周期数相同。

在上述公式(一)中，α_i大于等于-1且小于1。A_i、Ki的取值都 可为选定值。

下面介绍几种实现叶型轮廓度超差重构的具体方法。

1叶型轮廓度调整：

构建轮廓度调整叶型几何造型方法实现步骤如下：

1)、将输入几何转换为等高面几何叶型；

2)、基于等高面叶型选取轴向和圆周方向坐标构建二维叶型；

3)、求取二维叶型各离散点的法线方向；

4)、求取二维叶型各离散点位置的轮廓度变化量；

5)、基于法线方向叠加二维叶型各离散点处的轮廓度变化量；

6)、输出变轮廓度的等高面几何叶型。

承上述，叶型轮廓度调整分为局部调整、全部调整两种情况；其 中全部调整又分为均匀轮廓度调整、非均匀轮廓度调整两种情况，分 别介绍如下。

1.1、均匀轮廓度调整

各截面二维叶型各离散点轮廓度均匀变化，实现效果见图2a、图 2b和图2c。图2a中，虚线为原始叶型，实线为轮廓均匀度调整后的 叶型。其他图形中，也以虚线表示原始叶型，实线表示调整调整后的 叶型。

1.2、非均匀轮廓度调整

各截面二维叶型各离散点轮廓度非均匀变化，轮廓度变化曲线实 现方法如下：

1)、离散点从前缘沿吸力面到尾缘，再从尾缘沿压力面到前缘， 连成一条线；

2)、沿1)方向构建轮廓度变化曲线，横坐标取弧长无量纲分布， 纵坐标取轮廓度变化量；

3)、轮廓度变化曲线公式如下公式(1)所示。

其中：A_i是指：轮廓度幅值；

K_i是指：轮廓度变化周期数；

α_i是指：轮廓度变化相位角；

X是指：沿叶型的弧长方向的坐标值。

基于上述轮廓度变化曲线生成方法，可以构造轮廓度非均匀变化 叶型几何，其中，单一轮廓度非均匀变化的实现效果见图3a至图3c 所示，复合轮廓度非均匀变化的实现效果如图4a至图4c所示。其中， 图3d为非均匀轮廓度的幅值变化波形图，基于此生成非均匀轮廓度叶 型。图4d为复合轮廓度非均匀变化轮廓度的幅值变化波形图，基于此 生成复合非均匀轮廓度叶型。

1.3、局部轮廓度调整

各截面二维叶型局部轮廓度变化，达到局部凸起或凹坑的效果， 实现效果见图5a至图5c所示。

情况二，若超差类型为前缘形状超差，按照以下步骤调整已构建 的二维模型：

首先，计算理论叶片二维模型的安装角直角坐标系，并将处于原 始直角坐标系中的理论叶片二维模型坐标变换至安装角直角坐标系 中。其中，理论叶片前缘点坐标为(0，0)，理论叶片尾缘点坐标为 (BT，0)，其中，BT为弦长。

其次，根据测量得到的实际叶片在前缘、叶盆局部区域、叶背局 部区域处的离散点坐标，移动理论叶片前缘点、叶盆局部区域、叶背 局部区域处离散点的位置。

再次，根据移位后前缘、叶盆局部区域、叶背局部区域各离散点 的位置重新造型，以得到实际叶片在安装角直角坐标系下的二维模型。 构型是指用曲线按照一定的顺序连接离散点。顺序比如为从尾缘沿吸 力面到前缘、再从前缘沿压力面到尾缘。

具体地，可采用贝塞尔曲线、样条曲线或者多项式曲线对移位后 的前缘、叶盆、叶背重新造型。进一步地，重新构型后前缘点所在曲 线一阶连续和/或重新构型后叶盆曲线、叶背曲线与叶身连接处曲线二 阶连续。

最后，采用坐标逆变换，将重构得到的实际叶片安装角直角坐标 系下的模型变换至原始直角坐标系中得到实际叶片的二维模型。

下面介绍一种具体实施例以实现叶型前缘形状超差重构。

构建前缘形状调整叶型几何造型方法实现步骤如下：

1)、将输入几何转换为等高面几何叶型；

2)、基于等高面叶型选取轴向和圆周方向坐标构建二维叶型；

3)、基于二维叶型前尾缘点，获取安装角，坐标变换使横坐标为 弦长方向，前缘点为(0，0)点，尾缘点为(BT，0)点，BT为弦长值；

4)、基于坐标转换后的二维叶型，进行前缘重新造型，盆背曲线 各采用一条贝塞尔曲线：前缘点可上下左右平移，保证前缘点一阶连 续，保证叶盆、叶背曲线与叶身连接处二阶连续；

5)、基于重构前缘形状的二维叶型，坐标变化，转回原始坐标系；

6)、输出前缘重新构型后的等高面几何叶型二维模型。

前缘形状调整方法在吸力面及压力面分别采用一条贝塞尔曲线进 行曲线造型，曲线需保证右边界与叶身连接处二阶连续；且在前缘点 连接处，两根曲线至少保证一阶连续。

通过上述前缘形状调整的造型方法，可以模拟出叶片加工时常见 的前缘偏头(上偏、下偏)、前缘尖头、前缘钝头、前缘缩颈等典型 的几何结构，用于数值模拟分析，对加工制造提供支撑。图6a和图 6b示意的是尖头前缘的效果示意图。图7a和图7b示意的是钝头前缘 的效果示意图。图8a和图8b示意的是吸力面偏头的效果示意图。图 9a和图9b示意的是压力面偏头前缘的效果示意图。

此外，叶型前缘形状调整配合叶型沿径向各截面的协同变化，可 以实现前缘磕碰伤的几何建模。

情况三，若超差类型为扭转角超差，则采用下述步骤调整已构建 的二维模型：

首先，计算理论叶片二维模型各截面的重心坐标。

其次，根据测量得到的实际叶片各截面重心坐标，计算理论叶片 各截面的重心相对于实际叶片各截面的重心的扭转角变化值。

最后，根据各截面的扭转角，对理论叶片二维模型各截面做基于 理论叶片重心的扭转，以得到校正后的实际叶片的二维模型。

下面介绍一种具体实施例以实现叶型扭转角超差重构。

1)、将输入几何转换为等高面几何叶型。

2)、基于等高面叶型选取轴向和圆周方向坐标构建二维叶型。

3)、计算各截面叶型重心坐标。

4)、根据输入的扭转角变化值，对各截面叶型做基于重心的扭转 变化。

5)、输出变扭转角的等高面几何叶型。

各截面二维叶型扭转角变化实现效果见图10a至图10c。

情况四，若超差类型为位置度超差，则采用下述步骤调整已构建 的二维模型：

首先，计算理论叶片二维模型各截面的重心坐标。

其次，测量实际叶片各截面的重心坐标。

再次，计算理论叶片各截面重心坐标相对于实际叶片重心坐标的 位置度变化值。

最后，根据理论叶片各截面重心坐标的位置度变化值，对理论叶 片二维模型各截面做基于重心的平移变化，以得到实际叶片的二维模 型。

下面介绍一种具体实施例以实现位置度超差叶片的构建方法。

1)、将输入几何转换为等高面几何叶型。

2)、基于等高面叶型选取轴向和圆周方向坐标构建二维叶型。

3)、求取各截面叶型重心坐标。

4)、根据输入的位置度变化值，对各截面叶型做基于重心的平移 变化。

5)、输出变位置度的等高面几何叶型。

可见，上述技术方案，能基于叶型加工超差情况，对理论叶型坐 标进行局部调整，重构满足各类超差情况的叶型，支撑超差分析评估 工作。可针对不同叶片超差形式进行数值模拟，分析不同超差类型对 叶片性能的影响程度，从而为超差叶片的验收提供理论支撑。基于本 文的相关方法，应对加工时出现的叶片磕伤、局部凸起/凹坑等加工问 题，可按需构建几何模型，进行分析评估。

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，仅是为便于描述本发明和简化描述，而不 是指示或暗指所指的装置或元件必须具有特定的方位、为特定的方位 构造和操作，因而不能理解为对本发明保护内容的限制。

最后应说明的是：以上实施例仅用以说明本发明的技术方案，而 非对其限制；尽管参照前述实施例对本发明进行了详细的说明，本领 域的普通技术人员应当理解：其依然可以对前述各实施例所记载的技 术方案进行修改，或者对其中部分技术特征进行等同替换，但这些修 改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本发明各实施例技术方 案的精神和范围。

Claims (14)

1.一种航空发动机叶片模型重构方法，其特征在于，包括以下步骤：

根据设计参数中叶片各离散点的参数构建理论叶片二维模型；

判断加工后形成的实际叶片的超差类型；

根据超差类型调整已构建的理论叶片二维模型，以得到实际叶片的二维模型。

2.根据权利要求1所述的航空发动机叶片模型重构方法，其特征在于，所述超差类型选自以下其中之一：轮廓度超差、叶片前缘超差、位置度超差、扭转角超差。

3.根据权利要求2所述的航空发动机叶片模型重构方法，其特征在于，若超差类型为轮廓度超差，按照以下步骤调整已构建的理论叶片二维模型：

计算理论叶片二维模型各离散点的法线方向；

计算实际叶片相对于理论叶片在理论叶片二维模型各离散点位置处的轮廓变化量；

在理论叶片二维模型各离散点的法线方向叠加轮廓变化量，以得到实际叶片的二维模型。

4.根据权利要求3所述的航空发动机叶片模型重构方法，其特征在于，若计算得到的理论叶片各离散点位置处的轮廓变化量相同，则在理论叶片二维模型各离散点的法线方向叠加相同的轮廓变化量，以得到实际叶片的二维模型。

5.根据权利要求3所述的航空发动机叶片模型重构方法，其特征在于，若计算得到的理论叶片各离散点位置处的轮廓变化量不相同，则在理论叶片各离散点的法线方向叠加该离散点的轮廓度变化量，以得到实际叶片的二维模型。

6.根据权利要求5所述的航空发动机叶片模型重构方法，其特征在于，采用下述公式一计算得到理论叶片各离散点的轮廓度变化量y：

其中，A_i为轮廓度幅值；K_i为轮廓度变化周期数；α_i为轮廓度变化相位角，X为沿叶型的弧长方向的坐标值。

7.根据权利要求6所述的航空发动机叶片模型重构方法，其特征在于，α_i大于等于-1且小于1。

8.根据权利要求6所述的航空发动机叶片模型重构方法，其特征在于，K_i的取值为整数。

9.根据权利要求6所述的航空发动机叶片模型重构方法，其特征在于，A_i的取值为整数。

10.根据权利要求2所述的航空发动机叶片模型重构方法，其特征在于，若超差类型为前缘形状超差，按照以下步骤调整已构建的二维模型：

计算理论叶片二维模型的安装角直角坐标系，并将处于原始直角坐标系中的理论叶片二维模型坐标变换至安装角直角坐标系中，其中，理论叶片前缘点坐标为(0，0)，理论叶片尾缘点坐标为(BT，0)，其中，BT为弦长；

根据测量得到的实际叶片在前缘、叶盆局部区域、叶背局部区域处的离散点坐标，移动理论叶片前缘点、叶盆局部区域、叶背局部区域处离散点的位置；

根据移位后前缘、叶盆局部区域、叶背局部区域各离散点的位置重新造型，以得到实际叶片在安装角直角坐标系下的二维模型；

采用坐标逆变换，将重构得到的实际叶片安装角直角坐标系下的模型变换至原始直角坐标系中得到实际叶片的二维模型。

11.根据权利要求10所述的航空发动机叶片模型重构方法，其特征在于，采用贝塞尔曲线、样条曲线或者多项式曲线对移位后的前缘、叶盆局部区域、叶背局部区域重新造型。

12.根据权利要求11所述的航空发动机叶片模型重构方法，其特征在于，重新构型后前缘点所在曲线一阶连续和/或重新构型后叶盆曲线、叶背曲线与未重新构型的叶身连接处曲线二阶连续。

13.根据权利要求2所述的航空发动机叶片模型重构方法，其特征在于，若超差类型为扭转角超差，则采用下述步骤调整已构建的二维模型：

计算理论叶片二维模型各截面的重心坐标；

根据测量得到的实际叶片各截面重心坐标，计算理论叶片各截面的重心相对于实际叶片各截面的重心的扭转角变化值；

根据各截面的扭转角，对理论叶片二维模型各截面做基于理论叶片重心的扭转，以得到校正后的实际叶片的二维模型。

14.根据权利要求2所述的航空发动机叶片模型重构方法，其特征在于，若超差类型为位置度超差，则采用下述步骤调整已构建的二维模型：

计算理论叶片二维模型各截面的重心坐标；

测量实际叶片各截面的重心坐标；

计算理论叶片各截面重心坐标相对于实际叶片重心坐标的位置度变化值；

根据理论叶片各截面重心坐标的位置度变化值，对理论叶片二维模型各截面做基于重心的平移变化，以得到实际叶片的二维模型。