CN111079239B - 一种仿生压气机叶栅造型方法 - Google Patents

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Abstract

本公开提供了一种仿生压气机叶栅造型方法，包括以下步骤：步骤1，根据需求选取基础叶栅，根据需求工况选择基础叶型，并沿叶高方向进行积叠；步骤2，根据仿生结构外形线确定扫掠引导线，并以所述扫掠引导线的结构高度h、结构长度s为参数绘制参数化规律曲线；步骤3，以基础叶栅的前缘段或尾缘段横截面形状曲线作为特征曲线，将特征曲线沿步骤2生成的规律曲线进行扫掠，生成特征面；步骤4，以步骤3生成的特征面为工具，对原型叶珊进行修剪，得到具有仿生结构的叶栅。本公开的方法基于扫掠和参数化变量。可高效稳定的生成光滑过渡的仿生压气机叶栅模型，适用于软件模型建模和真实加工数控模型，为新型仿生压气机叶栅设计造型提供支撑。

Description

一种仿生压气机叶栅造型方法
技术领域
本公开涉及叶栅造型方法，尤其涉及一种仿生压气机叶栅造型方法。
背景技术
风扇/压气机吸力面分离和转静子尾迹的控制对效率提升、噪声降低起着重要的作用。传统的叶型设计技术和流动控制技术相对进入瓶颈期，亟需新方法的引入来实现更进一步的性能提升。
研究发现，自然界中仿生结构具有减阻、扩稳、延缓失速、降噪等诸多优点。如何将仿生结构加载于平面叶栅之上，保证局部连续、曲率连续，是进行高效率、低噪声的仿生叶栅设计和优化工作的基础。
发明内容
本公开提供了一种仿生压气机叶栅造型方法，该方法基于扫掠和参数化变量。可高效稳定的生成光滑过渡的仿生压气机叶栅模型，适用于软件模型建模和真实加工数控模型，为新型仿生压气机叶栅设计造型提供支撑。
本公开的技术方案是这样实现的：
一种仿生压气机叶栅造型方法，包括以下步骤：
步骤1，根据需求选取基础叶栅，根据需求工况选择基础叶型，并沿叶型的叶高方向进行积叠；
步骤2，根据仿生结构外形线确定扫掠引导线，并以所述扫掠引导线的结构高度h、结构长度s为参数绘制参数化规律曲线；
步骤3，以基础叶栅的前缘段或尾缘段横截面形状曲线作为特征曲线，将特征曲线沿步骤2生成的规律曲线进行扫掠，生成特征面；
步骤4，以步骤3生成的特征面为工具，对原型叶珊进行修剪，得到具有仿生结构的叶栅。
进一步地，在步骤2中，所述仿生结构为仿生前缘结构，所述规律曲线的绘制方法为：以叶栅一端前缘中心为原点，以叶型中弧线切线和叶高方向为坐标轴绘制规律曲线，然后对所述规律曲线进行平移h/2操作，使得叶栅前缘和所述规律曲线波峰恰好相切。
进一步地，在步骤2中，所述仿生结构为仿生尾缘结构，所述规律曲线的绘制方法为：以叶栅一端尾缘中心为原点，以叶型中弧线切线和叶高方向为坐标轴绘制规律曲线，然后对所述规律曲线进行平移h/2操作使得叶栅尾缘和所述规律曲线波峰恰好相切。
进一步地，所述仿生结构为仿生前缘结构时，所述规律曲线满足表达式：
其中，z为叶片展向方向坐标。
进一步地，所述仿生结构为仿生尾缘结构时，所述规律曲线简化为若干连续光滑的等边三角形构成的曲线，结构高度h为三角形的高，结构长度s为三角形的底边长度。
进一步地，在步骤3中，当仿生结构为仿生前缘结构时，以基础叶栅的前缘段曲横截面形状曲线为特征曲线；将该特征曲线作为仿生波状前缘的截面形状；并使得所述特征曲线两端与相连的叶型曲线保持二阶连续。
进一步地，在步骤3中，当仿生结构为仿生尾缘结构时，以基础叶栅的尾缘段曲横截面形状曲线为特征曲线；将该特征曲线作为仿生锯齿尾缘的截面形状；并使得所述特征曲线两端与相连的叶型曲线保持二阶连续。
进一步地，所述规律曲线可作为建模中扫掠的引导线或者加工中刀具沿叶栅的叶高方向的轨迹线。
进一步地，所述特征曲线可作为建模中扫掠的特征曲线或者加工中刀具沿栅距方向的轨迹线。
进一步地，所述仿生结构为：仿座头鲸胸鳍波状结构的仿生前缘结构或仿鸟翼尾缘结构的仿生尾缘结构。
附图说明
附图示出了本公开的示例性实施方式，并与其说明一起用于解释本公开的原理，其中包括了这些附图以提供对本公开的进一步理解，并且附图包括在本说明书中并构成本说明书的一部分。
图1是本公开的造型方法的流程示意图；
图2是本公开的基础叶栅的叶型截面示意图；
图3是本公开的基础叶栅的叶型结构示意图；
图4是本公开的仿生前缘结构规律曲线示意图；
图5是本公开的仿生尾缘结构规律曲线示意图；
图6是本公开的仿生波状前缘结构示意图；
图7是本公开的仿生锯齿尾缘结构示意图；
图8是本公开的实施二的仿生波状前缘结构的仿生压气机叶栅模型结构化网格模型；
图9是本公开的实施二的仿生锯齿尾缘结构的仿生压气机叶栅模型结构化网格模型；
仿生前缘结构的规律曲线1；仿生尾缘结构的规律曲线2；仿生波状前缘叶栅3；仿生锯齿尾缘叶栅4；流道5；
具体实施方式
下面结合附图和实施方式对本公开作进一步的详细说明。可以理解的是，此处所描述的具体实施方式仅用于解释相关内容，而非对本公开的限定。另外还需要说明的是，为了便于描述，附图中仅示出了与本公开相关的部分。
需要说明的是，在不冲突的情况下，本公开中的实施方式及实施方式中的特征可以相互组合。下面将参考附图并结合实施方式来详细说明本公开。
实施例一
参照图1，一种仿生压气机叶栅造型方法，包括以下步骤：
步骤1，根据需求选取基础叶栅，根据需求工况选择基础叶型，并沿叶型的叶高方向进行积叠；所以需求工况包括设计来流速、设计使用环境中流体的运动粘性系数等；
步骤2，根据仿生结构外形线确定扫掠引导线，并以所述扫掠引导线的结构高度h、结构长度s为参数绘制参数化规律曲线；结构高度和结构长度如图6和图7所示；
本实施例的仿生结构特征由参数结构高度h和结构长度s进行控制，相似拓扑不同尺寸的结构只需更改数值即可完成再次造型，方便快捷，便于后续开展模型的优化。
所述仿生结构为：仿座头鲸胸鳍波状结构的仿生前缘结构或仿鸟翼尾缘结构的仿生尾缘结构。所述扫掠引导线依据被仿生结构的外形确定，例如，仿生结构为座头鲸胸鳍波状结构，则以座头鲸胸鳍波状结构的曲线为扫掠引导线，仿生结构为鸟翼尾缘结构，则以鸟翼尾缘结构的曲线为扫掠引导线；
当所述仿生结构为仿生前缘结构时，所述规律曲线的绘制方法为：以叶栅一端前缘中心为原点，以叶型中弧线切线和叶高方向为坐标轴绘制规律曲线，然后对所述规律曲线进行平移h/2操作，使得叶栅前缘和所述规律曲线波峰恰好相切。
所述仿生结构为仿生前缘结构时，所述规律曲线满足表达式：
其中，z为叶片展向方向坐标。
当所述仿生结构为仿生尾缘结构时，所述规律曲线的绘制方法为：以叶栅一端尾缘中心为原点，以叶型中弧线切线和叶高方向为坐标轴绘制规律曲线，然后对所述规律曲线进行平移h/2操作使得叶栅尾缘和所述规律曲线波峰恰好相切。
所述仿生结构为仿生尾缘结构时，所述规律曲线简化为若干连续光滑的等边三角形构成的曲线，结构高度h为三角形的高，结构长度s为三角形的底边长度。
本实施例，所述规律曲线可作为建模中扫掠的引导线或者加工中刀具沿叶栅的叶高方向的轨迹线。
步骤3，以基础叶栅的前缘段或尾缘段横截面形状曲线作为特征曲线，将特征曲线沿步骤2生成的规律曲线进行扫掠，生成特征面；
当仿生结构为仿生前缘结构时，以基础叶栅的前缘段曲横截面形状曲线为特征曲线；将该特征曲线作为仿生波状前缘的截面形状；并使得所述特征曲线两端与相连的叶型曲线保持二阶连续。
当仿生结构为仿生尾缘结构时，以基础叶栅的尾缘段曲横截面形状曲线为特征曲线；将该特征曲线作为仿生锯齿尾缘的截面形状；并使得所述特征曲线两端与相连的叶型曲线保持二阶连续。
本实施例中，所述特征曲线可作为建模中扫掠的特征曲线或者加工中刀具沿栅距方向的轨迹线。
步骤4，以步骤3生成的特征面为工具，对原型叶珊进行修剪，得到具有仿生结构的叶栅。
本实施例的仿生结构具有可拓展性，采用上述方法可适用于多种能用规律曲线描述的仿生结构，仿生结构和叶栅段连接光滑，保证二阶导数连续，可满足数值模拟时网格划分与试验件加工需求。
本实施例基于扫掠和参数化变量的方式生成具有波状仿生前缘结构和锯齿仿生尾缘结构的仿生叶栅。仿生结构和基础叶型连接处光滑过渡，且仿生结构具有参数化特征，可在造型中和后续使用中进行参数化调整。本实施例所述的方法可适用于任意压气机叶栅，包括亚音速、跨音速和超音速叶型。上述方法适用于软件模型建模和真实加工制造，可减少两者间的建模误差。
实施例二
本实施例在实施例一的基础上，以典型轴流跨音速压气机NASA STAGE37动叶叶型ROTOR37的5％叶高截面为基础叶型，如图2所示；对其对应的基础叶栅进行了前缘仿生波状处理和仿生锯齿尾缘处理，并用模型生成结构化网格来验证建模的有效性；具体实施过程如下：
首先，根据原始叶型数据(NASA ROTOR37 5％叶高)绘制基础截面，并生成原型叶栅，如图3所示；
其次，根据仿生结构，在Siemens NX10中进行参数化建模，按照实施例一中步骤2的方法，生成规律曲线；如图4所示对于仿生前缘结构的规律曲线1，定义其特征参数h＝1.6mm，s＝6.4mm为参数化变量；如图5所示对于仿生尾缘结构的规律曲线2，定义其特征参数h＝1.6mm，s＝3.2mm为参数化变量，并绘制阵列的折线段为其规律曲线，所述仿生尾缘结构2为锯齿尾缘结构。
再次，根据实施例一中步骤3的方法，选取特征曲线，沿规律曲线扫掠生成特征曲面，对应仿生前缘结构的特征曲面为波状前缘面，对应仿生尾缘结构的特征曲面为锯齿尾缘面；
最后，根基实施例一中步骤4的方法对基础叶栅进行修剪，得到具有仿生波状前缘结构/锯齿尾缘结构的压气机叶栅，如图6和图7所示。
如图8和图9所示，根据本实施例的生成的仿生压气机叶栅模型，包括仿生波状前缘叶栅3和仿生锯齿尾缘叶栅4，应用ICEM进行结构化网格的划分；保证网格质量，无负网格出现；导入ANSYS Fluent软件进行计算，计算顺利且收敛良好，证明了本方法造型的有效性。
本领域的技术人员应当理解，上述实施方式仅仅是为了清楚地说明本公开，而并非是对本公开的范围进行限定。对于所属领域的技术人员而言，在上述公开的基础上还可以做出其它变化或变型，并且这些变化或变型仍处于本公开的范围内。

Claims (6)

1.一种仿生压气机叶栅造型方法，其特征在于，包括以下步骤：
步骤1，根据需求选取基础叶栅，根据需求工况选择基础叶型，并沿叶型的叶高方向进行积叠；
步骤2，根据仿生结构外形线确定扫掠引导线，并以所述扫掠引导线的结构高度h、结构长度s为参数绘制参数化规律曲线；
当所述仿生结构为仿生前缘结构时，所述规律曲线的绘制方法为：以叶栅一端前缘中心为原点，以叶型中弧线切线和叶高方向为坐标轴绘制规律曲线，然后对所述规律曲线进行平移h/2操作，使得叶栅前缘和所述规律曲线波峰恰好相切；
当所述仿生结构为仿生尾缘结构时，所述规律曲线的绘制方法为：以叶栅一端尾缘中心为原点，以叶型中弧线切线和叶高方向为坐标轴绘制规律曲线，然后对所述规律曲线进行平移h/2操作使得叶栅尾缘和所述规律曲线波峰恰好相切；
步骤3，以基础叶栅的前缘段或尾缘段横截面形状曲线作为特征曲线，将特征曲线沿步骤2生成的规律曲线进行扫掠，生成特征面；
当仿生结构为仿生前缘结构时，以基础叶栅的前缘段曲横截面形状曲线为特征曲线；将该特征曲线作为仿生波状前缘的截面形状；并使得所述特征曲线两端与相连的叶型曲线保持二阶连续；
当仿生结构为仿生尾缘结构时，以基础叶栅的尾缘段曲横截面形状曲线为特征曲线；将该特征曲线作为仿生锯齿尾缘的截面形状；并使得所述特征曲线两端与相连的叶型曲线保持二阶连续；
步骤4，以步骤3生成的特征面为工具，对原型叶珊进行修剪，得到具有仿生结构的叶栅。
2.如权利要求1所述的仿生压气机叶栅造型方法，其特征在于，所述规律曲线满足表达式：
其中，z为叶片展向方向坐标。
3.如权利要求1所述的仿生压气机叶栅造型方法，其特征在于，所述规律曲线简化为若干连续光滑的等边三角形构成的曲线，结构高度h为三角形的高，结构长度s为三角形的底边长度。
4.如权利要求1所述的仿生压气机叶栅造型方法，其特征在于，所述规律曲线可作为建模中扫掠的引导线或者加工中刀具沿叶栅的叶高方向的轨迹线。
5.如权利要求1所述的仿生压气机叶栅造型方法，其特征在于，所述特征曲线可作为建模中扫掠的特征曲线或者加工中刀具沿栅距方向的轨迹线。
6.如权利要求1-5任一项所述的仿生压气机叶栅造型方法，其特征在于，所述仿生结构为：仿座头鲸胸鳍波状结构的仿生前缘结构或仿鸟翼尾缘结构的仿生尾缘结构。
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Families Citing this family (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN111622808B (zh) * 2020-05-25 2021-05-04 武汉大学 一种基于汽轮机叶型改造的仿生叶片及设计方法

Citations (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN102996511A (zh) * 2012-12-13 2013-03-27 清华大学 曲率连续的可控扩散叶型的cad辅助设计方法
CN105332948A (zh) * 2015-10-23 2016-02-17 上海交通大学 改进型压气机叶片及其实现方法
CN205744592U (zh) * 2016-01-26 2016-11-30 西安交通大学 一种多翼离心风机中的风机叶片
CN106874628A (zh) * 2017-03-23 2017-06-20 河北工业大学 一种航空发动机压气机叶片叶尖缺损的三维重建方法
CN107893780A (zh) * 2017-11-09 2018-04-10 西安交通大学 一种用于多翼离心风机的分流降噪曲面结构
CN108799199A (zh) * 2018-05-29 2018-11-13 中国航空发动机研究院 高负荷宽裕度弯度可调串列叶栅的设计方法
CN109783963A (zh) * 2019-01-24 2019-05-21 西北工业大学 一种控制压气机角区分离的端壁造型方法
CN109779971A (zh) * 2019-01-21 2019-05-21 上海交通大学 基于曲率控制的高负荷压气机叶型径向积叠造型优化方法
CN110287647A (zh) * 2019-07-18 2019-09-27 大连海事大学 一种跨声速压气机平面叶栅激波控制的设计方法

Family Cites Families (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20160012159A1 (en) * 2014-07-10 2016-01-14 Anthony M. Ferrar Design And Manufacture Of Generalized Flow Profile-Producing Devices
EP3131025A1 (en) * 2015-08-14 2017-02-15 Siemens Aktiengesellschaft Method for the prediction of surge in a gas compressor
CN105298924B (zh) * 2015-10-23 2017-09-15 上海交通大学 基于座头鲸鳍状肢的压气机仿生学静叶及其实现方法
US11499525B2 (en) * 2016-01-20 2022-11-15 Soliton Holdings Corporation, Delaware Corporation Generalized jet-effect and fluid-repellent corpus
CN105508265B (zh) * 2016-01-26 2018-07-17 西安交通大学 一种新型多翼离心风机
CN108386383B (zh) * 2018-02-24 2021-04-20 西安交通大学 一种结合鲹科鱼体和鸟翼的交叉仿生叶片及其制备方法
CN109667790B (zh) * 2019-01-24 2024-06-18 大连海事大学 一种高速离心压气机仿生前缘叶片

Patent Citations (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN102996511A (zh) * 2012-12-13 2013-03-27 清华大学 曲率连续的可控扩散叶型的cad辅助设计方法
CN105332948A (zh) * 2015-10-23 2016-02-17 上海交通大学 改进型压气机叶片及其实现方法
CN205744592U (zh) * 2016-01-26 2016-11-30 西安交通大学 一种多翼离心风机中的风机叶片
CN106874628A (zh) * 2017-03-23 2017-06-20 河北工业大学 一种航空发动机压气机叶片叶尖缺损的三维重建方法
CN107893780A (zh) * 2017-11-09 2018-04-10 西安交通大学 一种用于多翼离心风机的分流降噪曲面结构
CN108799199A (zh) * 2018-05-29 2018-11-13 中国航空发动机研究院 高负荷宽裕度弯度可调串列叶栅的设计方法
CN109779971A (zh) * 2019-01-21 2019-05-21 上海交通大学 基于曲率控制的高负荷压气机叶型径向积叠造型优化方法
CN109783963A (zh) * 2019-01-24 2019-05-21 西北工业大学 一种控制压气机角区分离的端壁造型方法
CN110287647A (zh) * 2019-07-18 2019-09-27 大连海事大学 一种跨声速压气机平面叶栅激波控制的设计方法

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
"仿生智能算法与轴流压气机叶型优化设计研究";杨小东;《中国优秀硕士学位论文全文数据库》;全文 *

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