CN114542207B - 一种涡轮后机匣支板外型面造型设计方法 - Google Patents

Abstract

本申请属于轴流式涡轮后机匣支板型面造型设计领域，为一种涡轮后机匣支板外型面造型设计方法，通过给定6个设计参数、2个系数，给定支板厚度分布形式，并通过各个参数的关联设计来实现支板外型面的造型设计；通过给定支板的前缘和尾缘小圆直径，能够适应更宽广的来流方向，保证尾缘厚度，满足铸造需求，降低尾缘流动损失。通过给定前缘小圆圆心连接尾缘小圆圆心的直线与型面水平线的角度，给定支板进口构造角和出口构造角，使得后机匣支板前后的主气流能够满足一定角度的气流转折需求，导流作用增强；通过沿中弧线给定支板厚度分布进行支板型面设计，支板厚度设计的自由度更高，满足支板内部通管路的更大的厚度需求。

Description

一种涡轮后机匣支板外型面造型设计方法

技术领域

本申请属于轴流式涡轮后机匣支板型面造型设计领域，特别涉及一种涡轮后机匣支板外型面造型设计方法。

背景技术

在航空发动机与燃气轮机领域，低压涡轮或动力涡轮一般采用后机匣结构形式作为发动机或燃气轮机的主支撑点，典型的后机匣结构示意图如图1。后机匣流道内设置具有一定厚度的支板，功能主要体现在两个方面：一是支撑功能，支板自身支撑或者内通承力拉杆支撑，作为转子重要传力路径；二是内部通管路功能，包括润滑油管路和空气系统引气管路，输送润滑油和二次空气，实现支点轴承润滑与密封。为铸造方便，支板外型面通常采用对称型面设计，尾缘厚度较大，如图2，或者采用机加制造的上下对称型支板，可用较小尾缘厚度设计以减小尾缘损失，如图3。

现有的涡轮后机匣支板常采用图2、图3所示的型面设计。

图2所示的上下和左右对称型支板采用相同的前缘和尾缘厚度，其缺点是前缘厚度太小会降低前缘对来流的不敏感度，攻角适应性弱；支板外型面相对固定，型线存在局部平直段，型线曲率变化较大，在满足支撑功能的条件下，导流能力弱，易形成流动过加速或欠加速，增加附面层流动损失；尾缘厚度过大会增加尾缘流动损失。

图3所示的上下对称型支板，尾缘很薄如采用铸造制造则难以保证精度和强度，只能采用机加或钣金制造，型面保持度差。

图2、图3所示的这两种类型支板均是上下对称设计，能较好适应涡轮轴向排气的情况，但涡轮排气偏离轴向较大时支板表面容易出现流动分离，增加流动损失。由于支板中间区域采用一段平直段设计，支板厚度也有一定的限制。

因此，如何根据涡轮机匣的支板外型面根据不同的情况进行更有效造型是一个需要解决的问题。

发明内容

本申请的目的是提供了一种涡轮后机匣支板外型面造型设计方法，以解决现有技术中的对称型支板的尾缘流动损失较大或难以加工的问题。

本申请的技术方案是：一种涡轮后机匣支板外型面造型设计方法，包括：根据支板前缘和尾缘小圆圆心确定中弧线两端端点的位置；根据不同涡轮排气情况构造支板型面中弧线；给定支板型面厚度沿轴向方向的分布，以中弧线上一系列点为圆心，在中弧线的长度方向上画出一系列小圆，求得所有小圆的外包络线，形成支板的外型线，支板在前缘、后缘处的外型线为小圆的部分圆弧线，小圆的直径根据涡轮支板所需厚度分布给出；完成支板外型面造型设计。

优选地，所述中弧线两端端点位置的具体确定方法为：给定支板前缘小圆直径和圆心A、后缘小圆直径圆心C，连接前后缘小圆的圆心，形成线段AC，给定安装角，给定支板宽度，得到中弧线两端端点的位置。

优选地，所述支板型面中弧线的具体构造方法为：给定前缘构造角和尾缘构造角，形成直线AE和直线CF，直线AE与直线CF相交形成点D，给定线段AE与AD的长度比例的系数1，给定线段CF与CD的长度比例的系数2，确定点E、点F，通过点A、点E、点F和点C四个点为控制点确定与线段AE和CF相切的样条曲线ABC，样条曲线ABC即为支板型面中弧线。

优选地，根据所述小圆获得外包络线的具体方法为：根据给定的中弧线上的一系列小圆分布，插值出沿中弧线分布的满足工程需要数量的小圆；求取相邻小圆的公切线，中弧线一侧的每个小圆上有两个切点，求出两个切点的中点；以一系列小圆求取的中点为控制点形成一条样条曲线即为小圆的外包络线。

优选地，所述支板外型面为上下对称设计。

优选地，所述支板外型面为非对称设计。

本申请一种涡轮后机匣支板外型面造型设计方法，通过给定6个设计参数、2个系数，给定支板厚度分布形式，并通过各个参数的关联设计来实现支板外型面的造型设计。通过给定支板的前缘和尾缘小圆直径，前缘采用较大的小圆直径以适应更宽广的来流方向，尾缘采用适中的小圆直径保证尾缘厚度，既可以满足铸造需求，又可以尽可能降低尾缘流动损失。通过给定前缘小圆圆心连接尾缘小圆圆心的直线与型面水平线的角度，给定支板进口构造角和出口构造角以形成支板的中弧线，使得后机匣支板前后的主气流能够满足一定角度的气流转折需求，导流作用增强，有利于流动损失控制，有利于来流偏离轴向较大时，支板后轴向排气设计，还能降低流动分离的风险。通过沿中弧线给定支板厚度分布进行支板型面设计，给定若干内切圆形成支板厚度分布，支板厚度设计的自由度更高，可以满足支板内部通管路的更大的厚度需求。

附图说明

为了更清楚地说明本申请提供的技术方案，下面将对附图作简单地介绍。显而易见地，下面描述的附图仅仅是本申请的一些实施例。

图1为背景技术中涡轮后机匣结构示意图；

图2为背景技术中上下和左右对称型的支板外型面结构示意图；

图3为背景技术中上下对称型的支板外型面结构示意图；

图4为本申请整体流程示意图；

图5为本申请支板中弧线构造结构示意图；

图6为本申请由一系列小圆构造外轮廓线的结构示意图；

图7为本申请前后缘厚度适中的上下对称支板型面示意图；

图8为本申请中弧线弯曲的支板型面示意图；

图9为本申请上下对称的大厚度支板型面示意图。

具体实施方式

为使本申请实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本申请实施例中的附图，对本申请实施例中的技术方案进行更加详细的描述。

一种涡轮后机匣支板外型面造型设计方法，采用“中弧线+厚度分布”进行外轮廓型面设计，前缘和尾缘分别用小圆形式，前缘小圆和尾缘小圆圆心为中弧线的两个端点，中弧线采用样条曲线设计，根据进排气的流动方向来确定样条曲线的形状，进排气沿轴向时中弧线为直线，进排气为非轴向时中弧线为弧线，以适应不同的进排气需求。

如图4所示，包括以下步骤：

步骤S100，根据支板前缘和尾缘小圆圆心确定中弧线两端端点的位置；

中弧线的两端端点一方面影响支板的长度，同时也代表了自身的强度，另一方面也影响涡轮后方气流的在支板内的流动路径的长短，因此需要根据不同的涡轮后机匣进行适配性的设计。

如图5所示，中弧线两端端点位置的具体确定方法如下：

给定前缘小圆直径(圆心A，半径r1)，尾缘小圆直径(圆心C，半径r2)，连接AC，给定安装角δ(直线AC与发动机轴线的夹角)，给定支板宽度s(r1+AC+r2)，在AC上以支板安装点为端点沿发动机的轴线方向截取支板宽度s，即可确定线段AC的位置点A和点C。

根据不同的涡轮后机匣，这些参数的具体尺寸会根据气流的流向和流量大小进行调整，以满足不同涡轮后机匣的进排气需求，当给定安装角δ为0时，中弧线是直线。

并且由于前后缘均采用小圆设计，大前缘直径能更好地适应来流，适中的尾缘直径可满足机加和铸造两种加工形式，从而降低尾缘流动损失。

步骤S200，根据不同涡轮排气情况构造支板型面中弧线；

中弧线决定了支板型面的具体走向，支板型面中弧线的具体构造方法为：

给定前缘构造角β1k和尾缘构造角β2k。β1k是以A为端点，直线AE与发动机轴线的夹角；β2k是以C为端点，直线CF与发动机轴线的夹角，以此确定直线AE和直线CF，两条直线相交于点D。

给定系数1和系数2，其中系数1为线段AE与线段AD的比例，系数2为线段CF与线段CD的比例，范围在0～1之间，当系数1为0时，点A和点E重合，当系数1为1时，点E和点D重合，当系数2为0时，点C和点F重合，当系数2为1时，点F和点D重合，由此确定了点E和点F。

通过点A、点E、点F和点C四个点为控制点确定一条样条曲线ABC，直线AE和直线CF分别与样条曲线ABC相切，切点分别为点A和点C，样条曲线ABC即所需的支板型面中弧线。

系数1与系数2给定的数值越大，中弧线的弧度越大；系数1和系数2给定的数值越小，中弧线的弧度也就越小。同理，给定的前后缘构造角越大，中弧线的弧度越大；给定的前后缘构造角越小，中弧线的弧度越小。系数1、系数2和前后缘的构造角大小根据气流转折的角度来进行给定，气流转折的角度越大，则给定这4个参数的数值越大；气流转折的角度越小，给定的4个参数的数值越小，从而能够有效满足来流偏离轴向时的排气需求。

步骤S300，给定支板型面厚度沿轴向方向的分布，以中弧线上一系列点为圆心，在中弧线的长度方向上画出一系列小圆，求得所有小圆的外包络线，形成支板的外型线，支板在前缘、后缘处的外型线为小圆的部分圆弧线，小圆的直径根据涡轮支板所需厚度分布给出；

如图6所示，通过利用厚度分布来进行支板外型面的构造，而支板外型面的厚度分布又通过一系列小圆的半径来进行体现，其中设点A位置为0，从点A开始到点C，用绝对位置或相对位置均可，在中弧线上给定小圆数目、小圆圆心轴向位置和小圆直径，而后根据所有小圆的外包络线来获取支板的外型线，每个小圆均是支板外型线的内切圆。这一系列中弧线上的小圆直径(支板厚度)的大小和位置分布可根据实际需要进行调整设计，以满足内部通管路的需求，由于支板的外型面各个位置的宽度根据实际的通管路需求来进行设计，因此设计完成的支板外型面肯定能够满足实际的使用需求。通过调整支板厚度分布以适应支板内管路位置的改变。

根据小圆获得外包络线的具体方法为：

首先根据给定的中弧线上的一系列小圆(包括前缘小圆和尾缘小圆)分布，插值出沿中弧线分布的满足工程需要数量的小圆，例如给定小圆数目为6，插值出沿中弧线均匀分布的100个的小圆；

然后求取相邻小圆的公切线，中弧线一侧的每个小圆上有两个切点，求出任意相邻两个切点的中点；

最后按照一系列小圆求取的中点为控制点，形成一条样条曲线即为小圆的外包络线。插值后的小圆数目越多，小圆的外包括线越精确，对于工程使用来说100个点可满足设计要求。

支板外型面主要的设计参数见表1，对应参数示意图见图5。

表1支板型面设计参数

本发明给出3种支板造型数值示例，见表2和表3，厚度分布点数为6，支板外型面示意图见图7-9。

表2支板设计参数示例

序号	设计参数	单位	支板1	支板2	支板3
						1	前缘半径r1	mm	10	10	12
2	尾缘半径r2	mm	5	5	5
						3	轴向宽度s	mm	210	210	220
4	圆心连线角δ	°	0	15	0
						5	进口构造角β1k	°	0	30	0
6	出口构造角β2k	°	0	0	0
						7	系数1		0	0.5	0
8	系数2		0	0.5	0

表3支板厚度分布示例

步骤S400，完成支板外型面造型设计。

本申请共给定6个设计参数、2个系数，给定支板厚度分布形式，并通过各个参数的关联设计来实现支板外型面的造型设计。

通过给定支板的前缘和尾缘小圆直径，前缘采用较大的小圆直径以适应更宽广的来流方向，尾缘采用适中的小圆直径保证尾缘厚度，既可以满足铸造需求，又可以尽可能降低尾缘流动损失。一种前后缘厚度适中的上下对称支板型面见图7。

通过给定前缘小圆圆心连接尾缘小圆圆心的直线与型面水平线的角度，给定支板进口构造角和出口构造角以形成支板的中弧线，使得后机匣支板前后的主气流能够满足一定角度的气流转折需求，导流作用增强，有利于流动损失控制，有利于来流偏离轴向较大时，支板后轴向排气设计，还能降低流动分离的风险。一种具有气流转折作用的中弧线弯曲的支板型面见图8。

通过沿中弧线给定支板厚度分布进行支板型面设计，体现在以中弧线上一点为圆心，给定若干内切圆形成支板厚度分布，支板厚度设计的自由度更高，可以满足支板内部通管路的更大的厚度需求；并且不会产生平直段，也就不会有厚度的限制。一种上下对称的大厚度支板型面见图9。

以上所述，仅为本申请的具体实施方式，但本申请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申请揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本申请的保护范围之内。因此，本申请的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。

Claims (4)

1.一种涡轮后机匣支板外型面造型设计方法，其特征在于，包括：

根据支板前缘和尾缘小圆圆心确定中弧线两端端点的位置；

根据不同涡轮排气情况构造支板型面中弧线；

给定支板型面厚度沿轴向方向的分布，以中弧线上的一系列点为圆心，在中弧线的长度方向上画出一系列小圆，求得所有小圆的外包络线，形成支板的外型线，支板在前缘、后缘处的外型线为小圆的部分圆弧线，小圆的直径根据支板所需厚度分布给出；

完成支板外型面造型设计；

所述中弧线两端端点位置的具体确定方法为：

给定支板前缘小圆直径和圆心A、后缘小圆直径圆心C，连接前后缘小圆的圆心，形成线段AC，给定安装角，给定支板宽度，得到中弧线两端端点的位置；

所述支板型面中弧线的具体构造方法为：

给定前缘构造角和尾缘构造角，形成直线AE和直线CF，直线AE与直线CF相交形成点D，给定线段AE与AD的长度比例的系数1，给定线段CF与CD的长度比例的系数2，确定点E、点F，通过点A、点E、点F和点C四个点为控制点确定与线段AE和CF相切的样条曲线ABC，样条曲线ABC即为支板型面中弧线。

2.如权利要求1所述的涡轮后机匣支板外型面造型设计方法，其特征在于，根据所述小圆获得外包络线的具体方法为：

根据给定的中弧线上的一系列小圆分布，插值出沿中弧线分布的满足工程需要数量的小圆；

求取相邻小圆的公切线，中弧线一侧的每个小圆上有两个切点，求出两个切点的中点；

以一系列小圆求取的中点为控制点形成一条样条曲线即为小圆的外包络线。

3.如权利要求1所述的涡轮后机匣支板外型面造型设计方法，其特征在于，所述支板外型面为上下对称设计。

4.如权利要求1所述的涡轮后机匣支板外型面造型设计方法，其特征在于，所述支板外型面为非对称设计。