[发明专利]一种面向参数化模型的涡轮气冷叶片设计方法

说明书

技术领域

本发明涉及航空发动机叶片设计，特别涉及一种面向参数化模型的涡轮气冷叶片设计方法。

背景技术

航空发动机中涡轮气冷叶片工作中承受燃烧室高温高压燃气，大负荷离心力、气动力和热应力，其方案设计难度大、周期长、制造成本高，需要采用合理精确的设计方法实现涡轮气冷叶片的快速设计。

涡轮气冷叶片方案设计需完成多专业协同评估——根据总体性能参数评估叶片工作环境，涡轮气动专业提供叶型和换热数据，强度专业评估叶片强度储备情况；多程序串联分析——依次进行实体建模、外换热计算、冷却系统计算、温度场计算、强度计算；多轮次迭代优化——需完成多轮次的迭代优化，使各项参数和计算结果满足设计要求。

现有涡轮气冷叶片方案设计方法分为5个步骤，如图1所示。步骤1为气动造型和换热数据的处理，步骤2通过参数分析初步形成冷却方案，步骤3以初步方案为框架进行实体CAD建模，步骤4针对该方案模型进行流动换热计算，步骤5依据步骤3和步骤4的结果进行叶片强度校核，形成初始方案，待多轮次优化通过评审后形成最终方案。

此方案设计方法的缺点在于：涡轮气冷叶片方案设计阶段核心任务是计算评估和方案筛选，由于涡轮气冷叶片结构复杂，步骤3针对初步方案的实体CAD建模时间跨度大，若需反复迭代则需更长周期；步骤4流动换热计算基于步骤1的数据和步骤3的模型，此过程需对叶片实体模型进行切割处理，并手动提取各计算单元的结构参数，人工参与度较高，对结构参数的提取无法做到方法和结果的一致性，且工作量大，易造成计算结果的偏差；形成多种方案后，无明确的优化目标和方法，可能导致筛选方向偏离。

发明内容

本发明的目的是提供了一种面向参数化模型的涡轮气冷叶片设计方法，以解决现有涡轮气冷叶片设计方法存在的至少一个问题。

本发明的技术方案是：

一种面向参数化模型的涡轮气冷叶片设计方法，包括如下步骤：

步骤一、根据获取的叶型坐标数据换热数据，建立叶片参数化计算模型框架；

步骤二、根据预定环境条件，确定所述叶片基本冷却方案形式；

步骤三、以参数化模型建模方式为基础，以单元设计法为原理，通过管网计算程序，得到三维温度场计算结果；

步骤四、形成初始方案；

步骤五、叶片初始方案的优化设计。

可选的，在所述步骤三中的单元设计中，包括：

步骤3.1、厚度设计：

通过根、顶两个截面控制叶片径向壁厚，通过前缘、弦中、尾缘三个点的位置和壁厚参数控制叶片盆背侧壁厚，从而实现涡轮气冷叶片的变壁厚设计，形成叶片内腔结构框架；

步骤3.2、拓扑设计：

以预定设计单元为基础，以步骤3.1形成的内腔结构框架为对象，对叶片的蛇形通道进行拓扑单元划分，通过设定各单元的几何特征参数，将叶片的蛇形通道若干个拓扑单元连接成管网计算模型，进而进行温度场计算。

可选的，在所述步骤3.2的拓扑设计步骤中，是以通用的11种设计单元为基础，包括径向通道、转弯通道、横向通道、滞止通道。

可选的，所述步骤五中，叶片初始方案的优化设计包括：

通过对所述步骤四中形成初始方案的叶片进行强度校核，判断是否满足要求；满足要求时，形成最终方案；否则，返回步骤三对单元设计法中的控制参数进行优化。

可选的，当强度校核不满足时，是在厚度设计步骤中通过修改截面弦长控制点位置参数以及控制点壁厚参数来进行优化；其中

控制点位置表示从前缘到尾缘沿型线控制点所占弦长的百分比，控制点壁厚表示该控制点壁厚值。

可选的，在所步骤一中，所述叶型坐标数据换热数据包括温度和换热系数。

可选的，在所述步骤二中，所述预定环境条件包括所处的燃气温度、压力水平以及提供冷气的温度、压力水平。

可选的，在所述步骤二中，所述叶片基本冷却方案形式包括采用几腔几通道的回转冷却形式，以及是否采用气膜孔、绕流肋及扰流柱的冷却结构。

发明效果：

本发明的面向参数化模型的涡轮气冷叶片设计方法，叶片的整个设计流程均通过参数化控制，能够根据温度场计算结果快速形成初始方案，并在优化设计后快速得到最终初始方案。

附图说明

图1是现有涡轮气冷叶片设计方法流程图；

图2是本发明面向参数化模型的涡轮气冷叶片设计方法流程图；

图3、图4是分别本发明面向参数化模型的涡轮气冷叶片设计方法中叶片内腔结构框架的两个视角的示意图；