[發明專利]渦輪葉片尾緣劈縫造型方法

有效

• 申請號: 202110641396.8
• 申請日: 2021-06-09
• 公開（公告）號: CN113374534B
• 公開（公告）日: 2022-08-30
• 發明（設計）人: 薛樹林;李洋;吳超;董麗坤;羅安陽
• 申請（專利權）人: 中國航發湖南動力機械研究所
• 主分類號: F01D5/18
• 分類號: F01D5/18
• 代理公司: 長沙智嶸專利代理事務所(普通合伙) 43211
• 代理人: 羅紅枚

本發明公開了一種渦輪葉片尾緣劈縫造型方法，包括以下步驟：根據葉片外形參數構造出葉片外形模體；在葉片外形模體上選取出多個不同高度截面內的葉型曲線；根據葉型曲線處的葉片出氣角構造出帶有劈縫特征參數的葉片內腔型線，并將不同高度截面內的葉片內腔型線拉伸后連接形成葉片內腔模體，以使葉片內腔模體上不同高度截面內的劈縫出流長度、劈縫出流寬度分別相等，且劈縫起始處葉背與葉盆厚度之比相當；在葉片內腔模體上給定劈縫隔板厚度和窗口高度；將葉片內腔模體與葉片外形模體求差，以獲得葉片實體模型。本發明的渦輪葉片尾緣劈縫造型方法中，偏劈縫的結構尺寸控制更精確合理、結構優化效率更高，可實現渦輪冷卻葉片高效精確優化設計。

技術領域

本發明涉及渦輪葉片領域，特別地，涉及一種渦輪葉片尾緣劈縫造型方法。

背景技術

航空發動機渦輪葉片的冷卻是航空發動機渦輪安全有效運轉的重要關鍵，渦輪葉片冷卻一般分為葉身氣膜冷卻和葉片尾緣劈縫冷卻，尾緣劈縫一般分為中劈縫和偏劈縫，取決于葉片冷卻需求與劈縫位置。航空發動機高壓葉片直接承受燃燒室高溫燃氣，工作環境惡劣，通常葉片尾緣尤其尾緣葉尖區域溫度最高，偏劈縫的設計優化對于渦輪葉片的冷卻設計至關重要。

現有方法中，一種方法是僅控制偏劈縫出流高度，對葉盆、葉背厚度僅控制最小厚度，各截面偏劈縫窗口高度平均分配。這種方法的缺陷在于：

1)對于葉片后期優化調整過程中，尤其偏劈縫出流高度優化，會導致葉盆側或者葉背側單一側厚度變化隨意性較大，極易導致尾緣厚度小于設計要求，厚度不均勻，熱應力集中，造成葉片燒蝕；

2)偏劈縫窗口高度追求平均分布，未考慮高溫區集中于尾緣葉尖處，導致葉尖冷氣量不足，造成葉片燒蝕。隨著現階段渦輪葉片冷卻設計難度加大，復合冷卻形式增多，對冷卻結構的快速、精準優化要求越來越高，這種偏劈縫設計方法已經難以滿足冷卻設計要求。

發明內容

本發明提供了一種渦輪葉片尾緣劈縫造型方法，以解決現有葉片設計中存在的“尾緣偏劈縫優化調整修改難度大、尺寸控制不規范”的技術問題。

本發明采用的技術方案如下：

一種渦輪葉片尾緣劈縫造型方法，包括以下步驟：S10：根據葉片外形參數構造出葉片外形模體；S20：在葉片外形模體上選取出多個不同高度截面內的葉型曲線；S30：根據葉型曲線處的葉片出氣角構造出帶有劈縫特征參數的葉片內腔型線，并將不同高度截面內的葉片內腔型線拉伸后連接形成葉片內腔模體，以使葉片內腔模體上不同高度截面內的劈縫出流長度、劈縫出流寬度分別相等，且劈縫起始處葉背與葉盆厚度之比相當；S40：在葉片內腔模體上給定劈縫隔板厚度和窗口高度；S50：將葉片內腔模體與葉片外形模體求差，以獲得葉片實體模型。

進一步地，步驟S10包括以下步驟：根據葉片外形參數獲取葉片多個不同高度處的葉型曲線；將多個不同高度處的葉型曲線拉伸后連接形成葉片外形模體。

進一步地，葉型曲線包括葉片外形曲線和葉片內腔曲線；步驟S20中，選取葉片內腔曲線與葉片外形曲線相匹配的葉型曲線。

進一步地，步驟S20中，在葉片高度范圍內選取4個高度截面內的葉型曲線，其中，葉片兩端截面分別靠近葉片的上緣板和下緣板，中間兩個截面將兩端兩個截面之間的葉身平分。

進一步地，步驟S30包括以下步驟：S31：根據葉型曲線處的葉片出氣角在葉型曲線的尾緣處構造出劈縫型線；S32：在劈縫型線上構造出輔助線，以與葉片內腔曲線連接成封閉且帶有劈縫特征參數的葉片內腔型線；S33：將不同高度截面內的葉片內腔型線拉伸后連接形成葉片內腔模體。