JPH0968001A - Method of forming cooling hole in gas turbine blade by image processing - Google Patents
Method of forming cooling hole in gas turbine blade by image processingInfo
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- JPH0968001A JPH0968001A JP7246634A JP24663495A JPH0968001A JP H0968001 A JPH0968001 A JP H0968001A JP 7246634 A JP7246634 A JP 7246634A JP 24663495 A JP24663495 A JP 24663495A JP H0968001 A JPH0968001 A JP H0968001A
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Abstract
Description
【０００１】[0001]
【発明の属する技術分野】この発明は、画像処理による
ガスタービンブレードへの冷却孔の形成方法に関し、コ
ンピュータグラフィックス上でガスタービンブレードに
多数の冷却孔を短時間で作成できるようにし、冷却設計
などのシミュレーションに利用できるようにしたもので
ある。BACKGROUND OF THE INVENTION 1. Field of the Invention The present invention relates to a method of forming cooling holes in a gas turbine blade by image processing, and makes it possible to form a large number of cooling holes in a gas turbine blade in a computer graphic in a short time, and a cooling design. It can be used for simulations such as.
【０００２】[0002]
【従来の技術】ガスタービン、特に航空用エンジンにお
いては、軽量、低燃費、高信頼性が常に要求され、その
ためエンジンの主要構成要素であるタービンに対しは、
タービン入り口温度の上昇がはかられ、それに対処する
ために材料の進歩とともに冷却性能の一層の向上が求め
られている。2. Description of the Related Art Gas turbines, especially aeronautical engines, are always required to be lightweight, have low fuel consumption, and have high reliability. Therefore, for turbines which are the main components of the engine,
As the turbine inlet temperature rises, it is required to further improve the cooling performance along with the progress of materials in order to cope with it.
【０００３】このようなガスタービンの冷却性能の向上
のため、例えば図５に示すように、タービンブレード１
に冷却孔２を多数形成し、冷却空気によるフィルム冷却
などが行われている。In order to improve the cooling performance of such a gas turbine, for example, as shown in FIG.
A large number of cooling holes 2 are formed in the film to cool the film with cooling air.
【０００４】このタービンブレード１に形成する冷却孔
２はその配置や大きさなどによって冷却性能が変化する
一方、個数が非常に多く実際のタービンブレードに放電
加工などで冷却孔を形成して実験を行なうためには相当
の時間と費用がかかってしまう。The cooling performance of the cooling holes 2 formed in the turbine blade 1 varies depending on the arrangement and size of the cooling blades. However, the number of cooling holes 2 is very large and the cooling holes 2 are formed in the actual turbine blades by electric discharge machining or the like. It takes a considerable amount of time and money to do.
【０００５】そこで、コンピュータグラフィックスを利
用してタービンブレードに冷却孔をあけ、冷却設計など
のシミュレーションが行われている。Therefore, computer graphics are used to open cooling holes in turbine blades and perform simulations such as cooling design.
【０００６】従来から行われている画像処理によるター
ビンブレードへの冷却孔の形成方法は、まず、タービン
ブレード単体のＣＡＤデータ上に冷却孔のＣＡＤデータ
を１つ入力して合成し、タービンブレード単体に１個の
冷却孔をあける。A conventional method for forming cooling holes in a turbine blade by image processing is as follows. First, one CAD data of the cooling hole is input to the CAD data of the turbine blade alone, and the turbine data is synthesized. Make one cooling hole in.
【０００７】すると、タービンブレード単体のＣＡＤデ
ータは冷却孔１個分のデータが増大した状態になる。Then, the CAD data for the turbine blade itself is in a state in which the data for one cooling hole is increased.
【０００８】次に、冷却孔が１個形成された状態のター
ビンブレードのＣＡＤデータ上に、次の１個の冷却孔の
ＣＡＤデータを入力して合成し、タービンブレード単体
に２つ目の冷却孔をあける。Next, the CAD data of the next one cooling hole is input and combined with the CAD data of the turbine blade in the state where one cooling hole is formed, and the second cooling is performed on the turbine blade alone. Make a hole.
【０００９】すると、タービンブレード単体のＣＡＤデ
ータは冷却孔２個分のデータが増大した状態になる。Then, the CAD data of the turbine blade itself is in a state in which the data for two cooling holes is increased.
【００１０】このようにして、多数の冷却孔のＣＡＤデ
ータを１つずつその前までの冷却孔が形成された状態の
タービンブレード単体のＣＡＤデータに合成することを
繰り返して全ての冷却孔を形成するようにしていた。In this way, all the cooling holes are formed by repeatedly synthesizing the CAD data of a large number of cooling holes one by one with the CAD data of the turbine blade alone in the state in which the cooling holes up to that point are formed. I was trying to do it.
【００１１】[0011]
【発明が解決しようとする課題】ところが、タービンブ
レードの単体のＣＡＤデータに冷却孔のＣＡＤデータを
１つずつ入力して冷却孔をあけることを繰り返さなけれ
ばならないため、１つの冷却孔のＣＡＤデータの入力か
ら処理までに相当の時間がかかり、多数の冷却孔を形成
するために数日間にも及ぶ長時間がかかるという問題が
あった。However, the CAD data of one cooling hole must be repeated by inputting the CAD data of each cooling hole one by one to the CAD data of a single turbine blade, and therefore the CAD data of one cooling hole is repeated. There is a problem that it takes a considerable amount of time from the input of to the processing, and it takes a long time of several days to form a large number of cooling holes.
【００１２】この発明は、かかる従来技術の問題点に鑑
みてなされたもので、タービンブレード単体のＣＡＤデ
ータ上に多数の冷却孔の画像を短時間に能率良く形成す
ることができる画像処理によるガスタービンブレードへ
の冷却孔の形成方法を提供しようとするものである。The present invention has been made in view of the above problems of the prior art, and is a gas by image processing capable of efficiently forming images of a large number of cooling holes on CAD data of a turbine blade alone in a short time. The present invention seeks to provide a method of forming cooling holes in a turbine blade.
【００１３】[0013]
【課題を解決するための手段】上記従来技術が有する課
題を解決するため、この発明の請求項１記載の画像処理
によるガスタービンブレードへの冷却孔の形成方法は、
予め定めた３次元座標に基づくガスタービンブレード単
体のＣＡＤデータを収納しておく一方、前記ガスタービ
ンブレード単体に形成すべき冷却孔をモデル化しこのモ
デル化した冷却孔で前記ガスタービンブレード単体に形
成すべき個々のＣＡＤデータを入力し、これらのモデル
化した冷却孔の個々のＣＡＤデータからモデル化した冷
却孔全てを集合した冷却孔集合体のＣＡＤデータを形成
した後、前記ガスタービンブレード単体のＣＡＤデータ
とこのモデル化した冷却孔集合体のＣＡＤデータとを合
成し、次いでガスタービンブレード単体より冷却孔形状
の外側部分をモデル化した冷却孔集合体部分を取り除く
ようにしたことを特徴とするものである。In order to solve the above-mentioned problems of the prior art, a method of forming cooling holes in a gas turbine blade by image processing according to claim 1 of the present invention comprises:
CAD data of a single gas turbine blade based on predetermined three-dimensional coordinates is stored, while cooling holes to be formed in the single gas turbine blade are modeled and formed in the single gas turbine blade with the modeled cooling holes. After inputting the individual CAD data to be modeled and forming the CAD data of the cooling hole assembly in which all the modeled cooling holes are assembled from the individual CAD data of these modeled cooling holes, It is characterized in that the CAD data and the CAD data of the modeled cooling hole assembly are combined, and then the cooling hole assembly part modeling the outside part of the cooling hole shape is removed from the gas turbine blade alone. It is a thing.
【００１４】すなわち、この画像処理によるガスタービ
ンブレードへの冷却孔の形成方法によれば、ガスタービ
ンブレードに形成する多数の冷却孔に共通する冷却孔の
モデルを用い、このモデル化した全ての冷却孔の個々の
ＣＡＤデータを入力し、この全ての冷却孔の個々のＣＡ
Ｄデータから冷却孔集合体のＣＡＤデータを作成し、冷
却孔集合体のＣＡＤデータをガスタービンブレードのＣ
ＡＤデータに合成し、モデル化した冷却孔と実際の冷却
孔との相違分に相当するガスタービンブレードより冷却
孔形状の外側部分を削除するようにしており、冷却孔の
形成途中のＣＡＤデータの増大を最少にして短時間に多
数の冷却孔を形成できるようにしている。That is, according to the method of forming cooling holes in the gas turbine blade by this image processing, a model of cooling holes common to a large number of cooling holes formed in the gas turbine blade is used, and all the modeled cooling is performed. Enter the individual CAD data for each hole and the individual CA for all this cooling holes.
CAD data of the cooling hole assembly is created from the D data, and the CAD data of the cooling hole assembly is converted to the C data of the gas turbine blade.
The outer portion of the cooling hole shape is deleted from the gas turbine blade corresponding to the difference between the modeled cooling hole and the actual cooling hole, which is synthesized into the AD data, and the CAD data in the middle of the formation of the cooling hole is deleted. The increase is minimized so that a large number of cooling holes can be formed in a short time.
【００１５】[0015]
【発明の実施の形態】以下、この発明の実施の形態を図
面に基づき詳細に説明する。図１および図２はこの発明
の画像処理によるガスタービンブレードへの冷却孔の形
成方法の一実施の形態にかかるフローチャート及び工程
図である。Embodiments of the present invention will be described below in detail with reference to the drawings. 1 and 2 are a flow chart and a process diagram according to an embodiment of a method of forming a cooling hole in a gas turbine blade by image processing according to the present invention.
【００１６】この画像処理によるガスタービンブレード
への冷却孔の形成方法では、コンピュータによる画像処
理（コンピュータグラフィックス）のため、図５で説明
したタービンブレード１及び冷却孔２のＣＡＤデータを
作成するための基準となる３次元座標を定める。In the method of forming the cooling holes in the gas turbine blade by this image processing, since the image processing (computer graphics) is performed by the computer, the CAD data of the turbine blade 1 and the cooling holes 2 described in FIG. 5 is created. Determine the three-dimensional coordinates that will be the basis of.
【００１７】（１） 基準となる３次元座標 この３次元座標としては、例えば図３（ａ）に示すよう
に、プラットホーム上の位置決め基準点を座標の原点Ｏ
とし、この原点Ｏを通りエンジンの中心線に平行な方向
をＸ軸に、翼断面の積重線に平行な半径方向の基準線を
用い、原点Ｏを通り半径方向の基準線に平行にＺ軸に、
さらに、これらＸ軸及びＺ軸に直角な方向をＹ軸にそれ
ぞれ定める。そして、これらＸ軸、Ｙ軸、Ｚ軸の正の方
向は次のように定める。(1) Three-dimensional coordinate serving as a reference As the three-dimensional coordinate, for example, as shown in FIG. 3A, a positioning reference point on the platform is used as an origin O of the coordinate.
Then, the direction parallel to the center line of the engine passing through the origin O is used as the X axis, and the radial reference line parallel to the stacking line of the blade section is used. On the axis,
Further, directions perpendicular to the X axis and the Z axis are defined as the Y axis. Then, the positive directions of these X axis, Y axis, and Z axis are determined as follows.
【００１８】Ｘ軸；エンジンの前方から後方に向かう方
向を正の方向。 Ｙ軸；Ｘ軸、Ｚ軸に直角に左手系で指先の方向を正の方
向。 Ｚ軸；エンジン中心から離れる方向をを正の方向。X axis: The direction from the front of the engine to the rear is a positive direction. Y-axis: The direction of the fingertip is positive with the left-handed system at right angles to the X-axis and Z-axis. Z axis: The direction away from the engine center is the positive direction.
【００１９】（２） このＸ−Ｙ−Ｚ座標を基準にして
タービンブレード１単体のＣＡＤデータをコンピュータ
に入力して収納する（図１参照）。(2) CAD data of the turbine blade 1 alone is input to a computer and stored based on the XYZ coordinates (see FIG. 1).
【００２０】（３） 次に、冷却孔をモデル化する（図
１参照）。(3) Next, the cooling holes are modeled (see FIG. 1).
【００２１】この冷却孔のモデル化は、タービンブレー
ド１に形成すべき冷却孔２の配置等にかかわらず全ての
冷却孔２に共通した形状とされるもので、例えば図４に
示すように、ディフューザ３つきの冷却孔４の場合に
は、ディフューザ３が末広がりがある３面３ａ，３ｂ，
３ｃと末広がりのない１面３ｄとをもって構成され、こ
のディフューザ３に円形断面の冷却孔４が連続して構成
されるモデルを考える。This cooling hole is modeled to have a shape common to all the cooling holes 2 regardless of the arrangement of the cooling holes 2 to be formed in the turbine blade 1. For example, as shown in FIG. In the case of the cooling hole 4 with the diffuser 3, the diffuser 3 has three surfaces 3a, 3b, which have a flared end.
Consider a model that is composed of 3c and one surface 3d that does not spread, and that the cooling hole 4 having a circular cross section is continuous to the diffuser 3.
【００２２】この冷却孔のモデルでは、タービンブレー
ドのどの位置に配置しても内壁と外壁の間に位置させる
ことができ、他方の内壁や外壁と干渉しないようにして
あり、ディフューザ３の外側部分や冷却孔４の外側部分
はタービンブレード１の翼断面上に配置した状態では、
余分となる部分を有するものとなっている（図４（ｄ）
参照）。In the model of this cooling hole, it can be located between the inner wall and the outer wall regardless of the position of the turbine blade so as not to interfere with the other inner wall or outer wall, and the outer portion of the diffuser 3 In the state where the outer portion of the cooling hole 4 is arranged on the blade cross section of the turbine blade 1,
It has an extra part (Fig. 4 (d)).
reference).
【００２３】そして、例えば、ディフューザ３つきの冷
却孔４は、そのディフューザ３と冷却孔４との境界面を
中心にしてそれぞれの長さが５mmとされ、冷却孔４の孔
径が冷却孔の個々の入力データで支持された大きさとさ
れるとともに、末広がり部分の角度をそれぞれ１０度と
したモデルを用いる。For example, the cooling hole 4 with the diffuser 3 has a length of 5 mm centering on the boundary surface between the diffuser 3 and the cooling hole 4, and the diameter of the cooling hole 4 is different from that of each cooling hole. A model is used in which the size is supported by the input data and the angle of the flared portion is 10 degrees.
【００２４】（４） 冷却孔のＣＡＤデータの入力に必
要な方向を決める角度（図３(b) 参照） 図３（ｂ）に
おいて、タービンブレード１上の冷却孔２の中心線Ｌを
Ｘ−Ｙ−Ｚ座標のＸ−Ｙ平面に投影して出来た線Ｌ1 と
Ｘ軸とのなす角度を角度Ａとする。そして、この角度Ａ
は線Ｌ1 が原点Ｏを通るＸ軸の正方向と一致するときが
０度で、Ｚ軸の正方向から原点Ｏを見て反時計方向を正
方向とし、０〜３６０度の範囲で変化する。(4) Angle Determining Direction Required for Input of CAD Data of Cooling Holes (See FIG. 3B) In FIG. 3B, the center line L of the cooling holes 2 on the turbine blade 1 is indicated by X-. The angle formed by the line L1 projected on the XY plane of the YZ coordinates and the X axis is referred to as an angle A. And this angle A
Is 0 degree when the line L1 coincides with the positive direction of the X axis passing through the origin O, and the counterclockwise direction is positive when the origin O is seen from the positive direction of the Z axis and changes in the range of 0 to 360 degrees. .
【００２５】また、Ｘ−Ｙ−Ｚ座標をＺ軸回りに上記角
度Ａだけ回転した座標をＸ´−Ｙ´−Ｚ座標を定め、冷
却孔２の中心線ＬをＸ´−Ｚ平面に投影して出来た線Ｌ
2 とＺ軸のなす角度を角度Ｂとする。そして、この角度
Ｂは線Ｌ2 が原点Ｏを通るＺ軸の正方向と一致するとき
が０度で、Ｙ´軸の正方向から原点Ｏを見て反時計方向
を正方向とし、０〜３６０度の範囲で変化する。Further, the coordinates obtained by rotating the XYZ coordinates around the Z axis by the angle A are defined as X'-Y'-Z coordinates, and the center line L of the cooling hole 2 is projected on the X'-Z plane. Line L
Let B be the angle between 2 and the Z axis. The angle B is 0 degree when the line L2 coincides with the positive direction of the Z axis passing through the origin O, and the counterclockwise direction is positive when the origin O is viewed from the positive direction of the Y'axis, and is 0 to 360. It changes in the range of degrees.
【００２６】さらに、冷却孔２が丸孔以外の形状とする
場合にのみ必要となる角度であり、Ｘ´−Ｙ´−Ｚ座標
をＹ´軸回りに上記角度Ｂだけ回転した座標をＸ´´−
Ｙ´´−Ｚ´´座標を定め、Ｘ´´−Ｙ´´平面上でＹ
´´軸と冷却孔の形状方向を定義するベクトルとのなす
角を角度Ｃとする。Further, this is an angle required only when the cooling hole 2 has a shape other than a round hole, and the coordinate obtained by rotating the X'-Y'-Z coordinate around the Y'axis by the angle B is X '. ´－
Y ″ -Z ″ coordinates are determined, and Y is set on the X ″ -Y ″ plane.
The angle formed by the ″ axis and the vector defining the shape direction of the cooling hole is defined as an angle C.
【００２７】たとえば、図４に示すようなディフューザ
３つきの冷却孔４の場合には、ディフューザ３が末広が
りがある３面３ａ，３ｂ，３ｃと末広がりのない１面３
ｄとをもって構成されているが、この末広がりのない１
面３ｄに直角なベクトルがＹ´´軸となす角を角度Ｃと
する。なお、この角度Ｃについても０〜３６０度の範囲
で変化する。For example, in the case of the cooling hole 4 with the diffuser 3 as shown in FIG. 4, the diffuser 3 has three surfaces 3a, 3b and 3c having an end spread and one surface 3 having no end spread.
It is composed of d and 1
The angle formed by the vector perpendicular to the surface 3d and the Y ″ axis is referred to as an angle C. The angle C also changes within the range of 0 to 360 degrees.
【００２８】また、ディフューザ３つきの冷却孔４の場
合には、ディフューザ３の大きさを示す必要があり、深
さＤを用いるが、この深さＤは理想的な翼面形状と冷却
孔４の中心線との交点からディフューザ３の始まり（デ
ィフューザと冷却孔の境界面）間での冷却孔４の中心線
上での距離で定義される（図４（ｄ）参照）。Further, in the case of the cooling hole 4 with the diffuser 3, it is necessary to indicate the size of the diffuser 3 and the depth D is used. The depth D is the ideal blade surface shape and the cooling hole 4. It is defined by the distance on the center line of the cooling hole 4 from the intersection with the center line to the beginning of the diffuser 3 (the interface between the diffuser and the cooling hole) (see FIG. 4 (d)).
【００２９】（５） 個々の冷却孔のＣＡＤデータの入
力（図１参照）。(5) Input of CAD data of individual cooling holes (see FIG. 1).
【００３０】以上のようにして冷却孔を表すための座標
系と冷却孔のモデルが定義されることから、個々の冷却
孔のＣＡＤデータとして次の値が用いられる。Since the coordinate system for expressing the cooling holes and the model of the cooling holes are defined as described above, the following values are used as CAD data of each cooling hole.
【００３１】孔位置を表すための翼外面の座標（Ｘ，
Ｙ，Ｚ）、孔方向を表す角度（Ａ，Ｂ，Ｃ）、孔の直
径、翼内面の座標（Ｘ，Ｙ，Ｚ）及びディフューザの深
さＤを定めることで個々の冷却孔をコンピュータグラフ
ィックスを利用して表すことができる。Coordinates of the wing outer surface (X,
Y, Z), angles representing hole directions (A, B, C), hole diameters, blade inner surface coordinates (X, Y, Z) and diffuser depth D are defined by computer graphics for each cooling hole. Can be represented by using a space.
【００３２】そこで、タービンブレードに形成すべき冷
却孔の全てについて、それぞれ上記のＣＡＤデータが用
意され、たとえばフロッピディスク等に記憶させたもの
から全ての冷却孔のＣＡＤデータを読み込ませてコンピ
ュータに入力する。Therefore, the above CAD data is prepared for each of all the cooling holes to be formed in the turbine blade. For example, the CAD data of all the cooling holes from those stored in the floppy disk or the like are read and input to the computer. To do.
【００３３】（６）こうしてコンピュータに入力された
全ての冷却孔のＣＡＤデータから、全ての冷却孔のみを
モデル化した状態で画像とした冷却孔集合体５が作られ
る（図１および図２（ｂ）参照）。(6) From the CAD data of all the cooling holes input to the computer in this way, the cooling hole assembly 5 which is an image in which only all the cooling holes are modeled is formed (see FIGS. 1 and 2 ( See b)).
【００３４】このモデル化した状態で冷却孔集合体５を
作成する場合には、個々の冷却孔のＣＡＤデータのうち
から冷却孔の翼外面の座標（Ｘ，Ｙ，Ｚ）と翼内面の座
標（Ｘ，Ｙ，Ｚ）を用いその中間点の座標（Ｘ，Ｙ，
Ｚ）を求め、この中間点にモデル化した冷却孔のディフ
ューザ３と冷却孔４との境界面での冷却孔４の中心が位
置するように配置するとともに孔径のデータに基づき冷
却孔４の大きさを定めることで作られる。When the cooling hole assembly 5 is created in this modeled state, the coordinates (X, Y, Z) of the blade outer surface of the cooling hole and the coordinates of the blade inner surface are selected from the CAD data of the individual cooling holes. Using (X, Y, Z), the coordinates (X, Y,
Z) is obtained, the cooling hole 4 is arranged so that the center of the cooling hole 4 at the boundary surface between the diffuser 3 and the cooling hole 4 of the cooling hole modeled at this intermediate point is located, and the size of the cooling hole 4 is determined based on the hole diameter data. It is made by determining the size.
【００３５】（７） タービンブレード１単体の画像と
冷却孔集合体５の画像を合成する（図１参照）。(7) The image of the turbine blade 1 alone and the image of the cooling hole aggregate 5 are combined (see FIG. 1).
【００３６】冷却孔集合体５のＣＡＤデータと予め収納
してあるタービンブレード１単体のＣＡＤデータを同一
画像上で合成すると、図２（ｃ）に示すように、タービ
ンブレード１単体上に冷却孔集合体５が重ねられて表示
される。このようなＣＡＤデータの合成は、これらター
ビンブレード１単体のＣＡＤデータも冷却孔集合体５の
ＣＡＤデータも既に説明した共通の３次元座標（Ｘ，
Ｙ，Ｚ）に基づいてデータが作成されているので、簡単
に合成することができる。When the CAD data of the cooling hole aggregate 5 and the CAD data of the turbine blade 1 alone stored in advance are combined on the same image, as shown in FIG. 2C, the cooling holes are formed on the turbine blade 1 alone. The aggregate 5 is displayed in an overlapping manner. Such synthesizing of the CAD data is performed by using the common three-dimensional coordinates (X, X, CAD data of the turbine blade 1 alone and the CAD data of the cooling hole assembly 5 already described.
Since the data is created based on (Y, Z), it can be easily combined.
【００３７】こうしてタービンブレード１と冷却孔集合
体が合成された画像では、モデル化した冷却孔をタービ
ンブレードの所定の位置に配置したものであることか
ら、各冷却孔の両端部が翼外面および翼内面から外側に
突き出た状態となっている。In the image in which the turbine blade 1 and the cooling hole aggregate are combined in this manner, the modeled cooling hole is arranged at a predetermined position of the turbine blade. It is in a state of protruding outward from the inner surface of the wing.
【００３８】（８） タービンブレード外側の冷却孔部
分の除去（図１参照） タービンブレード１と冷却孔集合体５の合成された画像
上からそれぞれの冷却孔４の個々のＣＡＤデータとして
入力されている翼外面の座標（Ｘ，Ｙ，Ｚ）および翼内
面の座標（Ｘ，Ｙ，Ｚ）とタービンブレードのＣＡＤデ
ータから冷却孔４の両端部を翼の外面および内面の形状
に合わせて取り除くデータ処理を行う。(8) Removal of Cooling Holes Outside Turbine Blade (See FIG. 1) From the combined image of the turbine blade 1 and the cooling hole assembly 5 is input as individual CAD data of each cooling hole 4. Data for removing both ends of the cooling holes 4 according to the shapes of the outer surface and the inner surface of the blade from the coordinates (X, Y, Z) of the outer surface of the blade and the coordinates (X, Y, Z) of the inner surface of the blade and the CAD data of the turbine blade. Perform processing.
【００３９】すると、モデル化した冷却孔の両端のター
ビンブレードの外側（翼外面の外側及び翼内面の外側の
いずれも含む意）の余分な部分が取り除かれ、形成すべ
き冷却孔の形状になる（図２（ｄ）参照）。Then, excess portions outside the turbine blades (both outside the blade outer surface and outside the blade inner surface) at both ends of the modeled cooling hole are removed, and the shape of the cooling hole to be formed is formed. (See FIG. 2 (d)).
【００４０】（９） このようにして、冷却孔付きのタ
ービンブレードの画像を得ることができる（図１参
照）。(9) In this way, an image of the turbine blade with cooling holes can be obtained (see FIG. 1).
【００４１】こうして得られる冷却孔付きのタービンブ
レードは、例えば図５に示すようになり、冷却設計など
のシミュレーションに用いられる。The turbine blade with cooling holes thus obtained is, for example, as shown in FIG. 5, and is used for simulation such as cooling design.
【００４２】以上のように、この画像処理によるガスタ
ービンブレードへの冷却孔の形成方法によれば、多数の
冷却孔を１つの冷却孔にモデル化し、モデル化した冷却
孔をその位置データに基づきタービンブレートのＣＡＤ
データとは別に冷却孔集合体のＣＡＤデータに合成する
ようにしており、短時間に冷却孔集合体のＣＡＤデータ
を作ることができる。As described above, according to the method of forming cooling holes in the gas turbine blade by this image processing, a large number of cooling holes are modeled as one cooling hole, and the modeled cooling hole is based on its position data. Turbine blade CAD
The CAD data of the cooling hole assembly is synthesized separately from the data, and the CAD data of the cooling hole assembly can be created in a short time.
【００４３】そして、この冷却孔集合体のＣＡＤデータ
とタービンブレードのＣＡＤデータを合成するので、冷
却孔のＣＡＤデータを１つずつタービンブレードのＣＡ
Ｄデータと合成することを繰り返す場合に比べて、この
場合の合成も短時間にできる。 さらに、タービンブレ
ードとモデル化した冷却孔集合体のＣＡＤデータから余
分な部分を削除することで、簡単に冷却孔付きのタービ
ンブレードを得ることができる。Since the CAD data of the cooling hole assembly and the CAD data of the turbine blade are combined, the CAD data of the cooling holes are CA one by one for the turbine blade.
In this case, the composition can be performed in a short time as compared with the case of repeating the composition with the D data. Furthermore, a turbine blade with cooling holes can be easily obtained by deleting an extra portion from the CAD data of the cooling hole aggregate modeled as a turbine blade.
【００４４】[0044]
【発明の効果】以上、実施の形態とともに具体的に説明
したようにこの発明の画像処理によるガスタービンブレ
ードへの冷却孔の形成方法によれば、ガスタービンブレ
ードに形成する多数の冷却孔に共通する冷却孔のモデル
を用い、このモデル化した全ての冷却孔の個々のＣＡＤ
データを入力し、この全ての冷却孔の個々のＣＡＤデー
タから冷却孔集合体のＣＡＤデータを作成し、冷却孔集
合体のＣＡＤデータをガスタービンブレードのＣＡＤデ
ータに合成し、モデル化した冷却孔と実際の冷却孔との
相違分に相当するガスタービンブレードより外側部分を
削除するようにしたので、冷却孔の形成途中のＣＡＤデ
ータの増大を最少にして短時間に多数の冷却孔を形成し
た冷却孔付きのタービンブレードを得ることができる。As described above in detail with the embodiments, according to the method of forming cooling holes in a gas turbine blade by image processing of the present invention, it is common to many cooling holes formed in a gas turbine blade. The individual CAD of all the modeled cooling holes using the model of the cooling holes
By inputting data, CAD data of the cooling hole assembly is created from the individual CAD data of all the cooling holes, and the CAD data of the cooling hole assembly is combined with the CAD data of the gas turbine blade to model the cooling hole. Since the outer portion of the gas turbine blade corresponding to the difference between the cooling holes and the actual cooling holes is deleted, a large number of cooling holes are formed in a short time by minimizing the increase of CAD data during the formation of the cooling holes. Turbine blades with cooling holes can be obtained.
【００４５】特に、冷却孔の個数が数百個にも及ぶ場合
でも、従来の１つずつ冷却孔を形成していく場合に比
べ、大幅に冷却孔付きのタービンブレードの製作時間を
短縮することができる。In particular, even when the number of cooling holes reaches several hundreds, the manufacturing time of turbine blades with cooling holes can be greatly reduced compared to the conventional case where cooling holes are formed one by one. You can
【図１】この発明の画像処理によるガスタービンブレー
ドへの冷却孔の形成方法の一実施の形態にかかるフロー
チャートである。FIG. 1 is a flowchart according to an embodiment of a method for forming cooling holes in a gas turbine blade by image processing according to the present invention.
【図２】この発明の画像処理によるガスタービンブレー
ドへの冷却孔の形成方法の一実施の形態にかかる工程図
である。FIG. 2 is a process diagram according to an embodiment of a method for forming cooling holes in a gas turbine blade by image processing according to the present invention.
【図３】この発明の画像処理によるガスタービンブレー
ドへの冷却孔の形成方法の一実施の形態における基準と
なる座標の説明図である。FIG. 3 is an explanatory diagram of coordinates serving as a reference in an embodiment of a method of forming a cooling hole in a gas turbine blade by image processing according to the present invention.
【図４】この発明の画像処理によるガスタービンブレー
ドへの冷却孔の形成方法の一実施の形態における冷却孔
のモデルの斜視図、左側面図、正面図、平面図である。FIG. 4 is a perspective view, a left side view, a front view, and a plan view of a model of a cooling hole in an embodiment of a method of forming a cooling hole in a gas turbine blade by image processing according to the present invention.
【図５】この発明の適用対象となる冷却孔付きのガスタ
ービンブレードの一例にかかる斜視図である。FIG. 5 is a perspective view of an example of a gas turbine blade with cooling holes to which the present invention is applied.
１ ガスタービンブレード（単体） ２ 冷却孔 ３ ディフューザ ４ 冷却孔 ５ 冷却孔集合体 1 Gas turbine blade (single unit) 2 Cooling hole 3 Diffuser 4 Cooling hole 5 Cooling hole assembly
Claims (1)
ンブレード単体のＣＡＤデータを収納しておく一方、前
記ガスタービンブレード単体に形成すべき冷却孔をモデ
ル化しこのモデル化した冷却孔で前記ガスタービンブレ
ード単体に形成すべき個々のＣＡＤデータを入力し、こ
れらのモデル化した冷却孔の個々のＣＡＤデータからモ
デル化した冷却孔全てを集合した冷却孔集合体のＣＡＤ
データを形成した後、前記ガスタービンブレード単体の
ＣＡＤデータとこのモデル化した冷却孔集合体のＣＡＤ
データとを合成し、次いでガスタービンブレード単体よ
り冷却孔形状の外側部分をモデル化した冷却孔集合体部
分を取り除くようにしたことを特徴とする画像処理によ
るガスタービンブレードへの冷却孔の形成方法。1. While storing CAD data of a single gas turbine blade based on predetermined three-dimensional coordinates, a cooling hole to be formed in the single gas turbine blade is modeled and the gas is modeled by the cooling hole. CAD data of a cooling hole assembly in which individual CAD data to be formed in a single turbine blade are input and all the cooling holes modeled from these individual CAD data of the cooling holes are collected.
After forming the data, the CAD data of the gas turbine blade alone and the CAD of the modeled cooling hole assembly
A method of forming cooling holes in a gas turbine blade by image processing, characterized in that the cooling hole aggregate part that models the outside portion of the cooling hole shape is removed from the gas turbine blade alone .
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|---|---|---|---|
| JP24663495A JP3962931B2 (en) | 1995-08-31 | 1995-08-31 | Method for forming cooling holes in gas turbine blades by image processing |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP24663495A JP3962931B2 (en) | 1995-08-31 | 1995-08-31 | Method for forming cooling holes in gas turbine blades by image processing |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH0968001A true JPH0968001A (en) | 1997-03-11 |
| JP3962931B2 JP3962931B2 (en) | 2007-08-22 |
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|---|---|
| JP (1) | JP3962931B2 (en) |
Cited By (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2005248958A (en) * | 2004-03-02 | 2005-09-15 | General Electric Co <Ge> | Tip cap for gas turbine bucket |
| JP2005284624A (en) * | 2004-03-29 | 2005-10-13 | Mazda Motor Corp | Design support program, design support method, and design support apparatus |
| JP2007207033A (en) * | 2006-02-02 | 2007-08-16 | Mazda Motor Corp | Design support method, design support program and design support device |
| JP2009162224A (en) * | 2007-12-28 | 2009-07-23 | General Electric Co <Ge> | Method of forming cooling hole and turbine airfoil with hybrid-formed cooling holes |
| CN114658493A (en) * | 2022-03-18 | 2022-06-24 | 北京航空航天大学 | Surface image flattening method suitable for rotating non-torsion turbine blade and application |
-
1995
- 1995-08-31 JP JP24663495A patent/JP3962931B2/en not_active Expired - Fee Related
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| CN114658493B (en) * | 2022-03-18 | 2022-12-23 | 北京航空航天大学 | Surface image flattening method suitable for rotating non-torsion turbine blade and application |
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| Publication number | Publication date |
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