一种叶片截面线光顺及等距面生成方法

采用等距面生成球头刀加工刀具轨迹是曲面加工中一种常用的方法。但是,在对叶身曲面进行等距偏置时,经常出现无法偏置的问题。针对该问题,分析了曲面偏置自相交原因,并根据叶片类零件叶身曲面的特点,提出了一种叶身截面线光顺及等距面生成方法。该方法首先采用Kjellander方法将原始截面线进行自动光顺,然后根据光顺后的原始截面线和数据采样法构造偏置截面线,最后通过截面线放样法构造叶身曲面等距面。实例表明,采用Kjellander方法可以实现叶片曲面的自动光顺和叶片曲面等距面的构造。     

多曲面岛屿五轴螺旋刀位轨迹规划

针对复杂拓扑关系的多曲面岛屿加工,以叶片阻尼台为研究对象,提出基于清根刀心轨迹的五轴球头刀螺旋刀位轨迹生成算法。首先建立局部坐标系,定义并确定中轴线,然后按层逐点创建投影射线,利用实体求交构造初始刀心螺旋轨迹;通过变步长迭代算法修正,使得刀心点距实体最短距离在加工精度范围内等于刀具半径。最后根据实体结构控制刀轴矢量,规划出无干涉的螺旋刀位轨迹。算例表明,本文算法统一了阻尼台加工与清根加工,避免了复杂偏置曲面片的构造,保证在加工过程中没有冗余进退刀的同时刀具不会过切叶身曲面,实现了阻尼台多曲面岛屿五轴球头刀高效精密加工。     

基于桥接线的涡轮叶片尾缘劈缝建模方法研究

航空发动机涡轮叶片尾缘劈缝是一个复杂的曲面,设计过程繁琐,造型过程中易出现与叶身连接不光顺的问题。针对尾缘劈缝的几何结构特征,提出一种基于桥接线的涡轮叶片尾缘劈缝的建模方法,以尾缘劈缝截面线和叶身内形曲面为边界条件,采用模拟退火算法创建桥接线,以此为基础完成尾缘劈缝的建模。开发了尾缘劈缝参数化建模模块,提高了叶片设计效率,并为航空发动机复杂曲面参数化建模提供了参考     

基于解析及特征造型的涡轮冷却叶片参数化设计

基于数学解析与特征造型技术相结合的方法,建立了基于构造过程的复杂涡轮冷却叶片的参数化设计技术。用五次多项式描述叶身型线,根据壁面厚度函数求解冷却通道外形,定义冷却通道隔板位置及厚度等参数,计算得到叶身及冷却通道各截面造型数据;以特征造型方法完成对涡轮冷却叶片转弯流道、缘板、榫头及叶片相关特征的参数化设计;利用CAD系统的二次开发接口,实现了多腔回流式涡轮冷却叶片的自动建模。     

变壁厚气冷涡轮叶片结构参数化设计方法

叶片叶身截面内腔型线的光滑过渡是航空发动机变壁厚涡轮叶片结构设计的关键.为解决变壁厚插值在最大壁厚点处出现拐点而导致过渡不光滑的问题,提出变壁厚叶片结构设计方法即变壁厚抛物线插值法.该方法基于管道相交投影线拟合中弧线法,利用壁厚系数及其对应关系控制壁厚,实现变壁厚涡轮叶片结构参数化设计.设计实例结果表明:应用变壁厚抛物线插值法对不同壁厚气冷涡轮叶片进行结构设计,叶身截面内腔型线光滑,在最大壁厚点处不会出现拐点过渡.     

基于压缩量偏差约束的整体叶盘砂布轮数控抛光路径规划

数控抛光是实现整体叶盘叶片表面光整加工自动化、高效化的关键技术,而抛光路径规划对表面质量有着显著的影响。在抛光曲面时,砂布轮沿接触曲线上的径向压缩量偏差导致材料去除量一致性较差。针对该问题,提出一种基于压缩量偏差约束的路径规划方法。通过对砂布轮受曲面挤压变形几何分析,建立了自由曲面抛光接触线上砂布轮压缩变形量分布模型。在给定刀触点处,以接触曲线上最大压缩量偏差最小化为评价指标构建了刀轴矢量优化模型,并利用改进的粒子群优化（PSO）算法进行求解。基于最优刀轴矢量,完成自由曲面上等参数相邻刀触轨迹曲线的计算。最后,通过数据对比和试验,验证了所提方法的正确性和有效性。结果表明,抛光区域的轮廓度、粗糙度均得到明显的改善。     

长边条翼身融合过渡曲面的构造方法

 针对飞航导弹长边条翼身融合过渡曲面的构造展开研究,为满足融合过渡曲面过渡线能够由设计人员确定和长边条面必须是等截面的直纹面等要求,综合应用基于局部重新参数化构造过渡曲面和基于物理的能量曲面造型构造过渡曲面方法,并结合导弹弹身曲面是等截面直纹面的特点,通过构造翼身融合面、长边条面和头锥面3张曲面拼接来构造G-1连续的长边条翼身融合过渡曲面。提出了预先构造中间辅助面和辅助基曲面的方法,通过辅助基曲面和弹翼面上重新参数化局部基曲面间线性组合来构造翼身融合面。通过使中间辅助过渡面的边界切矢与弹身的纵向切矢一致,来保证长边条面与翼身融合面间的G-1连续性。最后利用基于物理的能量曲面造型方法构造与弹身和长边条面G-1连续的头锥过渡面。     

沿曲面交线多坐标数控加工的算法研究

分析了曲面交线加工中刀具的偏置类型,提出了新的交线加工刀位轨迹生成算法。该算法利用曲面跟踪求交算法计算两曲面交线,并根据交线处曲面局部微分几何性质推算刀具的初始位置,然后采用牛顿迭代算法精确刀位。该算法的优点是能够精确控制刀具与曲面的加工误差,可处理单支点、双支点偏置情况下球头刀、平底刀、圆角刀的交线域加工,算法稳定、统一。     

基于真实刀位轨迹的铣削厚度建模

瞬时未变形切削厚度是决定铣削加工切削力预测精度的一个重要参数.现有铣削力预测方法中,通常采用圆形轨迹逼近铣刀刀齿的运动轨迹并进行未变形切削厚度的计算.铣刀刀齿的实际运动轨迹为摆线轨迹,采用圆形轨迹近似必然造成在计算未变形切削厚度时存在误差.为获得更精确的铣削力预测结果,本文提出了一种基于刀齿真实轨迹的未变形切削厚度计算方法.通过计算铣刀刀齿的真实摆线运动轨迹,推导出未变形切削厚度计算的超越方程.通过对该超越方程的数值求解,得到了准确的未变形切削厚度.最后,通过算例分析及对比验证了所提方法的有效性.     

复杂曲面宽行加工等参数线刀轨精确搭接方法

等参数线刀轨规划方法广泛应用在复杂曲面的加工中,然而,宽行加工中用传统方法计算刀轨行距不能保证准确性。为避免相邻刀轨之间出现欠切或行宽重叠过多,本文提出了一种行距的预测和调整算法。根据已有刀轨驱动线的位置预测后续刀轨驱动线的位置。构造了刀轨的有效搭接区间,选取能代表刀轨边界的几个特征刀位,通过调整刀轨驱动线的位置使其参数边界落在有效搭接区间内部。有效搭接区间为确定刀轨行距提供了依据,而特征刀位的先取大大减小了刀轨驱动线调整时的计算量。计算实例表明,本文提出的算法可以实现相邻刀轨的精确搭接。     

压气机叶片型面精密数控铣加工技术应用研究

为了提高压气机叶片型面和进、排气边转接圆角的数控铣加工质量,在工艺、夹具、数控加工模型与程序以及检测方法等方面采取了攻关措施,减小了叶片型面精铣加工的变形,实现了叶身型面的精密铣削加工,对型面采用毡轮修光去除铣削痕迹后,经过3坐标、小半径投影仪等设备的测量,进、排气边转接圆角的形状和型面轮廓度、位置度各项要求的加工质量得到了质的提升,其合格率由20％提高到75％以上,加工效率和刀具耐用度提高1倍以上,使叶身型面精密铣削技术具备了精品叶片批量生产的工程化应用技术基础.     

GH4169G整体叶盘阶梯铣削稳定性研究

为解决高强高温合金GH4169G整体叶盘叶片铣削加工不稳定问题,通过有限元分析的方法,分析了沿大径方向(叶片宽度)和轴向(叶身方向)两种逐层铣削方案对加工稳定性的影响,研究了阶梯铣削工艺和传统双面对称铣削工艺对整体叶盘叶片铣削稳定性的影响.结果表明:沿大径方向逐层加工时,其理论绝对稳定极限切削深度小于实际加工中可能的最大切削深度,主轴转速、切削深度等切削参数选择范围较小;而沿轴向逐层加工时,其理论绝对稳定极限切削深度大于实际加工中可能的最大切削深度.与传统双面对称铣削工艺相比,阶梯铣削工艺使整体叶盘叶片的刚度得到提高,相同载荷下叶片的最大变形量降低了60%,其前6阶模态频率均较高,加工过程更稳定,加工出的叶片能满足设计要求.      

复合材料参数化桨叶的动力学减振优化设计

为了进行桨叶动力学优化设计,建立面向工程设计的复合材料多闭室C型梁桨叶剖面参数化模型,实现了桨叶剖面气动外形、内部结构组件、复合材料铺层设计的参数化,并提出了一种保持C型梁纤维面积恒定的参数化设计方法.采用全局寻优能力较强的多种群遗传算法(MPGA),集成参数化设计模型与旋翼有限元气动弹性综合分析模型,通过桨叶各剖面结构组件的参数优化实现了旋翼动力学减振.算例给出了"海豚"直升机桨叶剖面特性实测值与参数化桨叶模型计算值的对比,整体误差不超过3%,并用该参数化模型对桨叶进行动力学减振优化,实现了旋翼加权优化振动载荷系数减小4.15%,经过优化后桨叶的配重位置更加分散,有利于缓解桨叶内部应力/应变突变;而且部分配重分配到桨尖,提高了旋翼的自转惯量,增加了旋翼自转下滑的安全性.     

航空发动机整体叶盘磨料水射流开坯加工技术研究进展

整体叶盘结构是航空发动机技术发展的一个重要方向，且多采用难加工材料，如何实现整体叶盘高质高效加工是机械制造领域亟待解决的难题之一。通过高压磨料水射流（AWJ）加工技术实现整体叶盘毛坯的开坯粗加工，是一种有效缩短整体叶盘加工周期、降低昂贵铣削刀具成本、提高开坯效率的工艺手段。本文就磨料水射流加工材料去除机理、复杂曲面轨迹优化、多物理量和机械量参数组合优化和整体叶盘开坯设备概述了国内外的研究现状，在此基础上，针对当前具有复杂曲面结构的整体叶盘开坯面临的关键问题，提出了若干解决思路和技术途径，指出了高压磨料水射流在复杂曲面零件高效加工中的发展趋势。     

An intuitive parameterization method with inherently high-order differentiability for compressor blade sections based on ellipse hierarchical deformation

Shape parameterization has a crucial influence on the optimal solution of aerodynamic optimization. This paper proposes a novel parameterization method for compressor blade sections based on the three-level deformation of the ellipse, which simultaneously satisfies the requirements of flexibility, smoothness, intuitiveness, and compactness. In proposed method, the first-level deformation directly controls nine key geometric parameters to construct the blade section profile, and then the second- and third-level deformations are performed respectively to coarsely and finely modify the profile while keeping the key geometric parameters unchanged. These three levels of deformation effectively decompose the design space without destroying the ellipse’s infinite differentiability, allowing designers to work only with intuitive shape-related parameters to design blade sections with inherently high-order continuity. To verify the effectiveness, six existing blade sections are first fitted and then one of them is selected for a three-level optimization. The results show that the geometry and aerodynamic performance of the fitted and the original blade sections are in good agreement, and the loss coefficient of the optimized blade section is reduced by a total of 36.41%, with 27.34%, 8.45%, and 0.62% reductions for the first to the third level, respectively. Therefore, the proposed parameterization method facilitates the design of lower-loss and higher-load compressor blade sections.     

CST气动外形参数化方法研究

 类别形状函数变换(CST)方法是通过类别函数和形状函数来表示几何外形的新型气动外形参数化方法。通过考察参数化过程线性系统的条件数以及对翼型的表示误差,研究了Bernstein多项式阶数(BPO)对CST方法单值性和精度的影响,并将CST方法与B样条法、Hicks-Henne法和参数化翼型(PARSEC)法的参数数量和表示精度进行了对比。使用基于CST参数化方法的远场组元(FCE)激波阻力优化方法对超声速机翼进行外形优化,优化后的机翼其激波阻力降低达61%。研究结果表明:CST方法具有参数少,精度高的优点;为保证表示精度,同时避免病态参数化过程,应使用4阶以上、10阶以下的Bernstein多项式定义形状函数。     

An automated approach to calculating the maximum diameters of multiple cutters and their paths for sectional milling of centrifugal impellers on a 4?-axis CNC machine

Power generators and chemical engineering compressors include heavy and large centrifugal impellers. To produce these impellers in high-speed machining, a 4?-axis milling machine(or a 4-axis machine plus an indexing table) is often used in the industry, which is more rigid than a5-axis milling machine. Since impeller blades are designed with complex B-spline surfaces and impeller channels spaces vary significantly, it is more efficient to use multiple cutters as large as possible to cut a channel in sections and a blade surface in patches, instead of only using a small cutter to machine a whole blade and a channel. Unfortunately, no approach has been established to automatically calculate the largest diameters of cutters and their paths, which include the indexing table angles. To address this problem, an automated and optimization approach is proposed. Based on the structure of a 4?-axis machine, a geometric model for a cutter gouging/interfering the impeller is formulated, and an optimization model of the cutter diameter in terms of the indexing table angle is established at a cutter contact(CC) point on a blade surface. Then, the diameters of the tools,their orientations, and the indexing table angles are optimized, and each tool's paths are generated for machining its corresponding impeller section. As a test, an impeller is efficiently machined with these tools section by section; thus, this approach is valid. It can be directly used in the industry to improve efficiency of machining centrifugal impellers.     

航空发动机叶片CAD造型方法

提出了一种叶片截面线光滑拼接的造型方法,解决了造型中截面线产生拐点等问题;同时提供了一种叶片曲面放样的方法,解决了弯扭叶片在截面叠加时曲面易扭曲等问题;最后以通用CAD软件为平台,开发了航空发动机叶片CAD造型软件,实现了叶片造型的可修改性,大大地缩短了叶片的造型时间,取得了良好的应用效果.     

大涵道比风扇叶片气动优化设计

应用自动优化方法进行大涵道比风扇叶片三维气动设计,数值最优化采用遗传算法，并利用网络通讯协议实现多CPU并行优化,大幅度缩短优化耗时.对风扇叶片型面、叶片积叠线、子午面流道、叶型安装角和叶型弦长采用基于修改量的参数化方法、结合遗传算法设计参数范围限制,以达到优化过程生成个体的可控制、合理性.采用Denton黏性体积力方法进行流场计算,较大程度减少流场计算耗时，进一步缩短优化时间.以提高设计点风扇效率、保持设计点总压比和流量不变为优化目标,并对非设计点性能进行全工况校核.通过两次不同设计参数设置的优化,最终优化风扇效率由09463提高到09560；稳定裕度由112%增加到219%.最终优化风扇叶尖处激波前马赫数略有下降，且激波向通道内倾斜,因此激波及激波造成的附面层损失下降，且稳定裕度增加.