一种层板腔式气冷涡轮叶片的参数化设计方法技术

本发明专利技术属于叶片设计技术领域，具体公开一种层板腔式气冷涡轮叶片的参数化设计方法，将叶片不同叶高截面的型面数据读取到建模程序内部，各个叶高截面均匀分布在设计空间；将需要进行冷却结构布局的叶片外型线进行标准化处理，确保后续使用的叶片型线的连续性以及其曲线的高阶导数连续性；包含上百个冲击

【技术实现步骤摘要】
一种层板腔式气冷涡轮叶片的参数化设计方法


[0001]本专利技术属于航空发动机气冷涡轮叶片设计领域，具体涉及一种层板腔式气冷涡轮叶片的参数化设计方法。

技术介绍

[0002]高压涡轮是航空发动机和重型燃气轮机工作环境最恶劣、最易发生热失效的关键热端部件。第一级高压涡轮叶片直接暴露在燃烧室出口的高温燃气中，由于燃气温度远超涡轮叶片材料的熔点，涡轮叶片通常采用气膜冷却、冲击冷却、内部冷却、热障涂层等措施来保护叶片不被高温烧蚀。目前，常见的气冷涡轮叶片冷却布局形式主要有冲击套管式和蛇形通道式。
[0003]由于承受的热负荷最高，高压一导通常采用冲击套管式冷却布局形式。其基本原理是，冷气通过冲击套管上的冲击孔冲击叶片内壁面带走热量，随后从叶片上的气膜孔或者尾缘劈缝喷出，在叶片外表面形成冷却气膜进行隔热和降温。同时，冲击套管式气冷叶片具有结构简单、加工方便的优势，因而得到了广泛应用，如美国的GE E3高压涡轮一导就采用了此种布局形式。对于高压一导，通常采用基于蛇形通道的复合冷却布局。其基本原理是，冷气在蛇形通道中通过绕流肋进行内部换热带走热量，随后从气膜孔喷出形成冷却气膜进行隔热降温。同时，在需要重点冷却的前缘区域还布置了冲击孔，形成冲击
‑
气膜强化冷却，以提升前缘区域的综合冷却效果。
[0004]近年来，随着涡轮前温的进一步提升到2200K等级，气冷涡轮叶片的冷却布局形式也在发生变革。基于冲击
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气膜冷却单元的层板腔式冷却布局(也称双层壁)概念被提出并开始得到重视。其基本原理是，冷气从内腔流入若干个冲击
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气膜冷却单元，最后从叶片表面的气膜孔喷出形成冷却气膜。由于形成了一系列的冲击
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气膜强化冷却单元，该冷却布局方式具有最高的综合冷却效率。然而，从加工制造角度而言，层板腔式气冷叶片的加工难度大且加工精度较难保证。
[0005]尽管层板腔式气冷涡轮叶片具有高的综合冷却效率，但是其冷却结构极为复杂，通常有上百个冲击
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气膜冷却单元以及耦合绕流结构的尾缘劈缝结构。如何将如此复杂的冷却结构进行参数化描述，进而实现参数化的几何建模是层板腔式气冷涡轮叶片研发面对的棘手难题。

技术实现思路

[0006]为了解决现有技术中存在的问题，本专利技术提供一种层板腔式气冷涡轮叶片的参数化设计方法，能够实现包括冲击孔、气膜孔、绕流柱、尾缘劈缝等多种冷却结构的气冷涡轮导叶冷却结构参数化设计方法。
[0007]为了实现上述目的，本专利技术采用的技术方案是：一种层板腔式气冷涡轮叶片的参数化设计方法，包括以下步骤：
[0008]S1、将叶片分为若干个不同叶高的二维特征截面，在每个截面首先进行二维冷却
结构的布局；
[0009]S2、在每个二维特征截面划分层板腔、隔板以及半劈缝，利用偏置曲线方法生成层板腔、隔板和半劈缝的几何型线；
[0010]S3、基于层板腔、隔板和半劈缝的几何型线确定冲击腔的个数和位置，利用偏置曲线方法生成冲击腔的几何型线；
[0011]S4、根据冲击腔上靠近尾缘腔的尾部倒圆圆心坐标，确定每一个尾缘半劈缝结构的位置、尺寸和方位参数；
[0012]S5、根据每一个层板腔的型线确定每一个层板腔上冲击孔的位置、尺寸和方位参数，生成相应的几何参数和方向矢量；
[0013]S6、根据冲击腔型线确定每一个冲击腔的冲击孔的位置、尺寸和方位参数，生成相应的几何参数和方向矢量；
[0014]S7、根据层板腔型线确定每一个层板腔的扰流柱的位置、尺寸和方位参数，生成相应的几何参数和方向矢量；
[0015]S8、根据层板腔和冲击腔型线确定每一个气膜孔的位置、尺寸和方位参数，生成相应的几何参数和方向矢量；
[0016]S9、根据尾缘半劈缝结构的型线确定每一个尾缘半劈缝内部的扰流柱的位置、尺寸和方位参数，生成相应的几何参数和方向矢量；
[0017]S10、根据S1
‑
S9所得结果在建模软件中完成层板腔式气冷涡轮叶片模型的设计。
[0018]S2中利用偏置曲线方法生成层板腔、隔板和半劈缝的几何型线时，首先对曲线进行三次样条插值，然后获取各点法向向量，最后根据偏置距离求解偏置后的几何型线，具体如下：
[0019]将处理后的叶片外壁面型线向叶片内部偏置，偏置距离分别为T
out_wall
、T
out_wall
+T
Cell
以及T
out_wall
+T
Cell
+T
in_wall
，生成层板腔在叶片中弧线方向的三条型线；隔板结构需要的参数为隔板中线延长线与叶片外壁面型线交点位置到叶片前缘的距离与叶片外壁面弦线长度的比值P
Cavity
，以及隔板厚度T
Cavity
，根据以上参数确定一个隔板在当前叶片二维截面上的相对位置；根据以上参数信息，确定隔板的型线，将隔板与内腔型线在交点处截断，去除多余线段和曲线，确定层板腔在当前二维截面上的位置。
[0020]基于已确定的内腔型线，通过曲线截断算法，对叶片内腔型线进行2次截断，对肋板型线进行2次截断，生成靠近叶片前缘的腔室型线；
[0021]位于叶片中部的腔室需要的参数为两个肋板的参数，其中肋板参数与靠近前缘的腔室肋板参数一致，在进行曲线截断过程中，对叶片的内腔型线进行4次截断，对肋板型线进行4次截断，生成冲击腔中部腔室的型线；
[0022]靠近叶片尾缘的腔室需要一个肋板的参数以及腔室靠近尾缘交点的倒圆半径R
EndCav
，对叶片型线和肋板型线分别进行2次截断，根据已生成的内腔型线在靠近尾缘处交点坐标，通过求倒圆方法得到尾缘腔尾部倒圆的圆心坐标，最终得到靠近尾缘的腔室的型线；
[0023]根据靠近叶片前缘的腔室型线、冲击腔中部腔室的型线以及靠近尾缘的腔室的型线得到冲击腔的几何型线。
[0024]S4中，根据冲击腔上靠近尾缘腔的尾部倒圆圆心坐标，确定每一个尾缘半劈缝结
构的位置、尺寸和方位参数具体包括以下步骤：
[0025]先根据靠近尾缘腔的尾部倒圆圆心坐标确定尾缘半劈缝结构在当前叶片截面的起点，选取当前叶片外型线压力面分支，计算外型线压力面分支曲线在尾缘处的曲率，确定叶片外型线压力面分支的尾缘处切线点，所述尾缘处切线点作为尾缘半劈缝结构在当前叶片截面的终点；
[0026]根据所述尾缘处切线点和尾缘半劈缝结构在当前叶片截面的终点确定尾缘半劈缝结构的矩形对角线方向；确定尾缘半劈缝结构在当前叶片截面的型线，不同叶片截面的半劈缝型线组合确定半劈缝结构在叶片内部的相对位置。
[0027]S5中，根据所有层板腔的型线，对需要进行冲击孔布局的层板腔内壁面型线进行归一化处理，根据不同截面的相对位置参数P
IM_Hole
确定冲击孔在不同叶高B2B截面的相对位置，根据顶部冲击孔距离叶栅通道顶部的距本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种层板腔式气冷涡轮叶片的参数化设计方法，其特征在于，包括以下步骤：S1、将叶片分为若干个不同叶高的二维特征截面，在每个截面首先进行二维冷却结构的布局；S2、在每个二维特征截面划分层板腔、隔板以及半劈缝，利用偏置曲线方法生成层板腔、隔板和半劈缝的几何型线；S3、基于层板腔、隔板和半劈缝的几何型线确定冲击腔的个数和位置，利用偏置曲线方法生成冲击腔的几何型线；S4、根据冲击腔上靠近尾缘腔的尾部倒圆圆心坐标，确定每一个尾缘半劈缝结构的位置、尺寸和方位参数；S5、根据每一个层板腔的型线确定每一个层板腔上冲击孔的位置、尺寸和方位参数，生成相应的几何参数和方向矢量；S6、根据冲击腔型线确定每一个冲击腔的冲击孔的位置、尺寸和方位参数，生成相应的几何参数和方向矢量；S7、根据层板腔型线确定每一个层板腔的扰流柱的位置、尺寸和方位参数，生成相应的几何参数和方向矢量；S8、根据层板腔和冲击腔型线确定每一个气膜孔的位置、尺寸和方位参数，生成相应的几何参数和方向矢量；S9、根据尾缘半劈缝结构的型线确定每一个尾缘半劈缝内部的扰流柱的位置、尺寸和方位参数，生成相应的几何参数和方向矢量；S10、根据S1
‑
S9所得结果在建模软件中完成层板腔式气冷涡轮叶片模型的设计。2.根据权利要求1所述的层板腔式气冷涡轮叶片的参数化设计方法，其特征在于，S2中利用偏置曲线方法生成层板腔、隔板和半劈缝的几何型线时，首先对曲线进行三次样条插值，然后获取各点法向向量，最后根据偏置距离求解偏置后的几何型线，具体如下：将处理后的叶片外壁面型线向叶片内部偏置，偏置距离分别为T
out_wall
、T
out_wall
+T
Cell
以及T
out_wall
+T
Cell
+T
in_wall
，生成层板腔在叶片中弧线方向的三条型线；隔板结构需要的参数为隔板中线延长线与叶片外壁面型线交点位置到叶片前缘的距离与叶片外壁面弦线长度的比值P
Cavity
，以及隔板厚度T
Cavity
，根据以上参数确定一个隔板在当前叶片二维截面上的相对位置；根据以上参数信息，确定隔板的型线，将隔板与内腔型线在交点处截断，去除多余线段和曲线，确定层板腔在当前二维截面上的位置。3.根据权利要求2所述的层板腔式气冷涡轮叶片的参数化设计方法，其特征在于，基于已确定的内腔型线，通过曲线截断算法，对叶片内腔型线进行2次截断，对肋板型线进行2次截断，生成靠近叶片前缘的腔室型线；位于叶片中部的腔室需要的参数为两个肋板的参数，其中肋板参数与靠近前缘的腔室肋板参数一致，在进行曲线截断过程中，对叶片的内腔型线进行4次截断，对肋板型线进行4次截断，生成冲击腔中部腔室的型线；靠近叶片尾缘的腔室需要一个肋板的参数以及腔室靠近尾缘交点的倒圆半径R
EndCav
，对叶片型线和肋板型线分别进行2次截断，根据已生成的内腔型线在靠近尾缘处交点处的坐标，通过求倒圆方法得到尾缘腔尾部倒圆的圆心坐标，最终得到靠近尾缘的腔室的型线；根据靠近叶片前缘的腔室型线、冲击腔中部腔室的型线以及靠近尾缘的腔室的型线得
到冲击腔的几何型线。4.根据权利要求1所述的层板腔式气冷涡轮叶片的参数化设计方法，其特征在于，S4中，根据冲击腔上靠近尾缘腔的尾部倒圆圆心坐标，确定每一个尾缘半劈缝结构的位置、尺寸和方位参数具体包括以下步骤：先根据靠近尾缘腔的尾部倒圆圆心坐标确定尾缘半劈缝结构在当前叶片截面的起点，选取当前叶片外型线压力面分支，计算外型线压力面分支曲线在尾缘处的曲率，确定叶片外型线压力面分支的尾缘处切线点，所述尾缘处切线点作为尾缘半劈缝结构在当前叶片截面的终点；根据所述尾缘处切线点和尾缘半劈缝结构在当前叶片截面的终点确定尾缘半劈缝结构的矩形对角线方向；确定尾缘半劈缝结构在当前叶片截面的型线，不同叶片截面的半劈缝型线组合确定半劈缝结构在叶片内部的相对位置。5.根据权利要求1所述的层板腔式气冷涡轮叶片的参数化设计方法，其特征在于，S5中，根据所有层板腔的型线，对需要进行冲击孔布局的层板腔内壁面型线进行归一化处理，根据不同截面的相对位置参数P
IM_Hole
确定冲击孔在不同叶高B2B截面的相对位置，根据顶部冲击孔距离叶栅通道顶部的距离D
toShroud
以及底部冲击孔距离叶栅通道底部的距离D
toHub
，确定冲击孔在叶高方向的起止点；最后，根据冲击孔的个数N
IM_Hole
，依照冲击孔均布的准则确定每一个冲击孔在层板腔壁面上位置参数；冲击孔的孔径，直接赋值；确定冲击孔的矢量方向，具体如下：确定冲击孔在层板腔的位置后，根据线性插值的方法，确定层板腔在当前冲击孔叶高位置的层板腔型线，在所得的层板腔型线上寻找距离冲击孔点最近的两个点，与冲击孔构成两条线段，冲击孔点为B，其余两点为A和C，得到BC线段在B点的法向量以及AB线段在B点的法向量最终将以双方各占50％的加权方式，得到曲线在B点的近...

【专利技术属性】
技术研发人员：乔怡飞，陶志，于博阳，宋立明，
申请(专利权)人：西安交通大学，
类型：发明
国别省市：