[发明专利]涡轮叶片尾缘劈缝造型方法

说明书

本发明公开了一种涡轮叶片尾缘劈缝造型方法，包括以下步骤：根据叶片外形参数构造出叶片外形模体；在叶片外形模体上选取出多个不同高度截面内的叶型曲线；根据叶型曲线处的叶片出气角构造出带有劈缝特征参数的叶片内腔型线，并将不同高度截面内的叶片内腔型线拉伸后连接形成叶片内腔模体，以使叶片内腔模体上不同高度截面内的劈缝出流长度、劈缝出流宽度分别相等，且劈缝起始处叶背与叶盆厚度之比相当；在叶片内腔模体上给定劈缝隔板厚度和窗口高度；将叶片内腔模体与叶片外形模体求差，以获得叶片实体模型。本发明的涡轮叶片尾缘劈缝造型方法中，偏劈缝的结构尺寸控制更精确合理、结构优化效率更高，可实现涡轮冷却叶片高效精确优化设计。

技术领域

本发明涉及涡轮叶片领域，特别地，涉及一种涡轮叶片尾缘劈缝造型方法。

背景技术

航空发动机涡轮叶片的冷却是航空发动机涡轮安全有效运转的重要关键，涡轮叶片冷却一般分为叶身气膜冷却和叶片尾缘劈缝冷却，尾缘劈缝一般分为中劈缝和偏劈缝，取决于叶片冷却需求与劈缝位置。航空发动机高压叶片直接承受燃烧室高温燃气，工作环境恶劣，通常叶片尾缘尤其尾缘叶尖区域温度最高，偏劈缝的设计优化对于涡轮叶片的冷却设计至关重要。

现有方法中，一种方法是仅控制偏劈缝出流高度，对叶盆、叶背厚度仅控制最小厚度，各截面偏劈缝窗口高度平均分配。这种方法的缺陷在于：

1)对于叶片后期优化调整过程中，尤其偏劈缝出流高度优化，会导致叶盆侧或者叶背侧单一侧厚度变化随意性较大，极易导致尾缘厚度小于设计要求，厚度不均匀，热应力集中，造成叶片烧蚀；

2)偏劈缝窗口高度追求平均分布，未考虑高温区集中于尾缘叶尖处，导致叶尖冷气量不足，造成叶片烧蚀。随着现阶段涡轮叶片冷却设计难度加大，复合冷却形式增多，对冷却结构的快速、精准优化要求越来越高，这种偏劈缝设计方法已经难以满足冷却设计要求。

发明内容

本发明提供了一种涡轮叶片尾缘劈缝造型方法，以解决现有叶片设计中存在的“尾缘偏劈缝优化调整修改难度大、尺寸控制不规范”的技术问题。

本发明采用的技术方案如下：

一种涡轮叶片尾缘劈缝造型方法，包括以下步骤：S10：根据叶片外形参数构造出叶片外形模体；S20：在叶片外形模体上选取出多个不同高度截面内的叶型曲线；S30：根据叶型曲线处的叶片出气角构造出带有劈缝特征参数的叶片内腔型线，并将不同高度截面内的叶片内腔型线拉伸后连接形成叶片内腔模体，以使叶片内腔模体上不同高度截面内的劈缝出流长度、劈缝出流宽度分别相等，且劈缝起始处叶背与叶盆厚度之比相当；S40：在叶片内腔模体上给定劈缝隔板厚度和窗口高度；S50：将叶片内腔模体与叶片外形模体求差，以获得叶片实体模型。

进一步地，步骤S10包括以下步骤：根据叶片外形参数获取叶片多个不同高度处的叶型曲线；将多个不同高度处的叶型曲线拉伸后连接形成叶片外形模体。

进一步地，叶型曲线包括叶片外形曲线和叶片内腔曲线；步骤S20中，选取叶片内腔曲线与叶片外形曲线相匹配的叶型曲线。

进一步地，步骤S20中，在叶片高度范围内选取4个高度截面内的叶型曲线，其中，叶片两端截面分别靠近叶片的上缘板和下缘板，中间两个截面将两端两个截面之间的叶身平分。

进一步地，步骤S30包括以下步骤：S31：根据叶型曲线处的叶片出气角在叶型曲线的尾缘处构造出劈缝型线；S32：在劈缝型线上构造出辅助线，以与叶片内腔曲线连接成封闭且带有劈缝特征参数的叶片内腔型线；S33：将不同高度截面内的叶片内腔型线拉伸后连接形成叶片内腔模体。