涡轮叶片尾缘劈缝造型方法与流程

技术特征：
1.一种涡轮叶片尾缘劈缝造型方法，其特征在于，包括以下步骤：s10：根据叶片外形参数构造出叶片外形模体(10)；s20：在叶片外形模体(10)上选取出多个不同高度截面内的叶型曲线(20)；s30：根据叶型曲线(20)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(30)，并将不同高度截面内的叶片内腔型线(30)拉伸后连接形成叶片内腔模体(40)，以使叶片内腔模体(40)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(40)上给定劈缝隔板厚度和窗口高度；s50：将叶片内腔模体(40)与叶片外形模体(10)求差，以获得叶片实体模型(50)。2.根据权利要求1所述的涡轮叶片尾缘劈缝造型方法，其特征在于，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(20)；将多个不同高度处的叶型曲线(20)拉伸后连接形成叶片外形模体(10)。3.根据权利要求1所述的涡轮叶片尾缘劈缝造型方法，其特征在于，叶型曲线(20)包括叶片外形曲线(21)和叶片内腔曲线(22)；步骤s20中，选取叶片内腔曲线(22)与叶片外形曲线(21)相匹配的叶型曲线(20)。4.根据权利要求3所述的涡轮叶片尾缘劈缝造型方法，其特征在于，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(20)，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。5.根据权利要求3所述的涡轮叶片尾缘劈缝造型方法，其特征在于，步骤s30包括以下步骤：s31：根据叶型曲线(20)处的叶片出气角在叶型曲线(20)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(22)连接成封闭且带有劈缝特征参数的叶片内腔型线(30)；s33：将不同高度截面内的叶片内腔型线(30)拉伸后连接形成叶片内腔模体(40)。6.根据权利要求5所述的涡轮叶片尾缘劈缝造型方法，其特征在于，步骤s31具体包括以下步骤：根据叶型曲线(20)处的叶片出气角，作出与尾缘内切圆相切的垂线l1；过尾缘叶身作出与垂线l1平行且间距为劈缝出流长度c的直线l2；取直线l2与尾缘叶背交点p1、与尾缘叶盆交点p2，并读取直线l2上对应的叶背厚度a和叶盆厚度b；根据劈缝出流宽度d一致的设计准则，分配叶背厚度a、劈缝出流宽度d、及叶盆厚度b的关系。7.根据权利要求6所述的涡轮叶片尾缘劈缝造型方法，其特征在于，不同高度截面内的c取值相同，且c的取值以最高截面内叶型曲线(20)参数为约束。8.根据权利要求6所述的涡轮叶片尾缘劈缝造型方法，其特征在于，分配叶背厚度a、出流宽度d、及叶盆厚度b的关系时，使不同高度截面内的劈缝出流宽度d相同，且不同高度截面内的叶背厚度a与叶盆厚度b比值偏差不大于0.02mm。9.根据权利要求5所述的涡轮叶片尾缘劈缝造型方法，其特征在于，步骤s32具体包括
以下步骤：过p2点作出与直线l2重合的辅助线l3；作出与辅助线l3垂直且与垂线l1相交的辅助线l4；作出与辅助线l4垂直的辅助线l5；作出过直线l2与尾缘叶背内壁面交点且垂直辅助线l5的辅助线l6。10.根据权利要求1所述的涡轮叶片尾缘劈缝造型方法，其特征在于，进行步骤s40时，给定不同高度处的劈缝隔板厚度相等；给定最高位置处的窗口高度h1大于其余高度处的窗口高度h2。

技术总结
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。效精确优化设计。效精确优化设计。


技术研发人员：薛树林 李洋 吴超 董丽坤 罗安阳
受保护的技术使用者：中国航发湖南动力机械研究所
技术研发日：2021.06.09
技术公布日：2021/9/9