叶片三维轮廓测量点云数据高精度多角度融合

针对高精度多角度点云数据融合叶片测量难题,设计了一种基于相位测量轮廓方法的多角度点云数据融合的机械装置.通过设计对参考平面数据旋转的算法,实现叶片三维轮廓的高精度数据合成,精度达到(0.06±0.01)mm.这种装置的方法、结构简单实用,测量效率和精度高,可以多个叶片同时测量,是一种可以取代三坐标测量的实用方法.      

相位测量轮廓术应用于叶片测量

为解决叶片高精度三维轮廓测量成本高、效率低的问题,搭建了基于相位测量的三维轮廓测量系统.在完成了系统标定后,为了检验系统的测量精度,测量了一个滚珠轴承,测量精度为(0.084±10.01)mm.利用该系统从不同方向对某叶片进行了6次数据采集,采集到的数据通过数据融合得到了整个叶片的三维点云,利用整个叶片三维点云数据得到了叶片的不同截面图,为叶片型面轮廓和几何尺寸的检测提供了依据.相位测量轮廓术用于叶片三维轮廓测量,在保证测量精度的同时大大降低了测量成本,因此将相位测量轮廓术用于叶片三维轮廓测量是非常有意义的.      

航空发动机叶片高精度自动测量系统

为了解决叶片完整型面自动测量存在的问题,提出了一种叶片高精度自动测量融合系统.系统结合双目三维扫描装置和电控转台,利用高精度校准平面旋转,通过平面拟合、虚拟转轴及角度计算,获取高精度四元数及中心位置坐标后完成自身定位.多次测量数据以中心坐标为中心,进行四元数运算,即可实现叶片实时测量融合.对融合后数据采用阈值迭代就近点(ICP)算法收敛处理消除机械转动误差.结果表明:系统装置综合精度为0.03~0.04mm,可自动、高效、稳定地实现发动机叶片的高精度测量.      

超声速来流基元叶型前缘加工误差气动敏感性分析

为研究叶型前缘加工误差对叶栅气动性能敏感性,以NASA Rotor 67转子70%叶高截面基元级叶型为研究对象,选择Clamped型非均匀B样条曲线实现叶型前缘数学描述。采用单因素法建立叶型前缘加工误差模型,提炼出叶片弦长误差、前缘轮廓度误差、几何进气角误差三个误差模型;随后结合L9(34)正交实验及数值模拟方法研究超声速来流条件下三维直列叶栅不同前缘误差类型对叶栅气动性能的敏感性。正交实验极差分析及显著性分析均表明:前缘轮廓度误差FP是影响叶栅气动性能的主要影响因素(75%以上可能性),叶栅性能随前缘轮廓度增加呈现恶化趋势,即叶型前缘越厚,叶栅总压损失越大,扩压能力越小。进一步分析轮廓度误差对叶栅性能影响机制得出:激波损失是叶栅性能随轮廓度误差加大而恶化的重要原因。     

旋转涡轮叶片前缘热色液晶测温技术研究

建立了基于频闪拍照和液晶测温技术的旋转态全环涡轮叶片前缘外壁面温度场测量系统,研究了不同旋转状态下前缘外壁面温度场特性。实验结果表明:该系统能够获取旋转状态下全环涡轮叶片前缘外壁面温度分布,并具有足够的分辨率和精度;随着旋转数的增加,前缘气膜冷却效率整体呈下降趋势,且加剧了压力面和吸力面气膜冷却效率的不均衡。      

曲率连续的压气机叶片前缘设计方法

为优化压气机叶片前缘形状以改善叶型性能,提出了一种曲率连续叶片前缘的设计方法。前缘设计过程基于三次Bezier曲线,只需引入三个设计变量。使用该方法对可控扩散叶型前缘进行了重新设计,并采用计算流体力学方法比较了不同前缘形状对于叶型气动性能的影响。计算结果表明新型前缘在来流马赫数0.2和0.6两种下均能够有效抑制前缘分离泡的产生和发展,与圆弧形和椭圆形前缘相比叶型攻角范围分别扩大约1.2°和2.5°。对跨声转子叶片的前缘进行重新设计后,提高了动叶效率,扩大了稳定工作范围。      

关于叶片前缘加工缺陷及气动合格性的探讨

为了指导压气机叶片前缘的精细化加工,以某高亚声速压气机叶型为研究对象,基于叶片前缘的实际加工过程,建立“过切前缘”与“欠抛前缘”2类典型加工缺陷模型,并采用数值模拟方法研究了不同形式、不同大小、不同位置的前缘缺陷对气动合格性的影响。研究结果表明：前缘过切角度是影响叶片气动合格性的重要因素。随着过切角度的减小,叶片的气动不合格性逐渐增大。不同位置的前缘缺陷对叶片气动合格性的影响与来流攻角有关。叶片前缘双侧加工缺陷对气动合格性的影响要高于单侧前缘加工缺陷。对于“过切”和“欠抛”前缘缺陷,均存在前缘实际轮廓满足加工公差要求,但叶片气动合格性不满足设计期望的情况。所获得的前缘加工缺陷影响规律可用于指导前缘精细化加工以及制定叶片前缘质量评判标准。     

波浪形前缘降低后掠叶片宽频噪声实验研究

为了研究波浪形前缘对后掠叶片湍流干涉噪声的影响,通过放置于叶片上游的倾斜圆柱产生尾迹,圆柱尾迹为各向异性的湍流,之后湍流与叶片相互干涉产生干涉噪声。实验采用的叶型后掠角度为30°,截面为NACA0012翼型。在气流来流速度30m/s,40m/,60m/s和70m/s的情况下（基于叶片弦长的雷诺数为300000~700000）,使用31个麦克风线阵列测量了基准后掠叶片与波浪形前缘叶片对应的叶片湍流干涉噪声。采用Clean-SC算法处理数据,得到不同幅值与波长下后掠叶片前缘噪声信息。实验结果表明,波浪形前缘幅值与波长对总声压级降噪量均有影响,使用最大幅值和最小波长的波浪形前缘降噪效果最好;不同气流速度下,采用相同的波浪形前缘,使用斯特劳哈尔数表征的噪声频谱图变化规律相似。     

基于红外辐射的涡轮转子叶片前缘温度场测量

根据发动机涡轮转子叶片温度场测试需求,对发动机进行了局部改装,并设计了安装支架,利用红外辐射高温计测量了发动机涡轮叶片前缘及叶盆温度场。试验结果表明,所有叶片表面温度分布具有明显的规律性——中截面附近区域前缘温度最高、叶盆次之,在前缘和叶盆之间存在一低温区;从前缘到叶盆的叶尖弦向温度呈反S形分布。各涡轮叶片叶盆存在一椭圆形高温区,该高温区在中截面附近温度最高,沿叶尖和叶根方向延伸并伴随温度递减。各涡轮叶片前缘温度的高温区都集中在中截面附近约1/3叶高范围,叶尖和叶根温度都较低。     

一种高陡度光学镜面高精度机械式测量方法

本文建立了高陡度光学镜面的多段拼接测量方法,将高陡度光学镜面轮廓的测量分割为具有一定重叠区域的数段较短面形轮廓的测量.通过测量系统与被测工件之间的相对旋转与平移运动调整被测工件的姿态实现分段轮廓的测量.之后通过拼接算法将各段面形轮廓拼接起来,重构出被测工件的面形误差.在建立了测量数学模型的基础上,介绍了设计的测量实验系统.并进行了相关实验.仿真与测量实验表明:上述方法能够高精度的重构出被测轮廓.     

叶片前缘形状对涡轮气动性能的影响

采用Bezier曲线控制涡轮叶片前缘形状由圆弧形改为非圆弧形,用数值计算方法研究涡轮叶片前缘形状对其气动性能影响.首先以基元叶型为研究基础,数值模拟分析、比较不同基元叶型前缘形状在不同攻角下对涡轮叶栅性能影响.对于正常运行的攻角范围(-15°~+10°),由于非圆弧形前缘表面曲率半径增大较缓,减小了前缘表面流动的法向压力梯度,抑制过度膨胀,减小由摩擦力引起的能量耗散,损失减小,且非圆弧形曲率半径越大,提高性能效果相对越好.而在非设计工况的大攻角条件下,前缘曲率半径缓慢增大将导致叶型分离更严重,损失相对增加.其次以某5级低压涡轮作为验证实例,数值研究分析认为,非圆弧形前缘形状可改善叶片前缘流动特性,提高涡轮效率,但对于远离设计点的非设计工况,由于气流攻角的大幅度改变,会带来涡轮气动性能的负面影响.      

孔排布局对叶片前缘气膜冷却的影响

采用放大的半圆柱状表面模拟涡轮叶片前缘的形状,对叶片前缘单排及两排圆柱形孔的气膜冷却效率进行了测量。试件表面交错地开有 6排孔,以驻点为起点,位置分别在± 1 5°,± 4 0°及± 60°处,各排孔的孔间距均为 3个孔径,孔轴线与表面在展向及流向的夹角分别为 30°及 90°,孔长与孔径比为 4。主要对比研究了 3种单排气膜孔不同孔排位、3种两排气膜孔不同孔排位及 1种三排气膜孔的布局对孔排下游冷却效率的影响。结果表明 :在同样二次流流量条件下,冷却效果好的单排孔位置依次为 60°,4 0°,1 5°,冷却效果最好的两排孔位置组合为 ( 40°,60°)。结果还表明 :在较大的二次流流量条件下,采用单排孔、两排孔或三排孔冷却方案对孔排下游的冷却效果影响不大;但在较小的二次流流量条件下,从冷却效果看,较好的孔排冷却方案依次为 :三排孔、两排孔及单排孔。实验参数范围是 :主流雷诺数 Re=4 2 0 0 0～ 1 2 70 0 0,平均吹风比 M =0.5～ 2.0     

水下复杂环境下基于SINS/USBL/DVL多源信息融合的组合导航算法

针对复杂水下声场环境下高精度、长航时导航与定位的需求,构建了捷联惯性导航系统(SINS)/超短基线(USBL)相对测量信息的观测方程和SINS/声学多普勒测速仪(DVL)的观测方程,提出了一种融合SINS/USBL/DVL多源信息的组合定位算法.为解决声学量测信息不确定引起的导航性能下降的问题,充分考虑水声野值所导致的...     

叶片前缘高精度重建方法研究

叶片前后缘的形状对发动机的气动性能有非常重要的影响。对叶片前后缘的精确建模是高质量加工的前提。现有的叶片前缘大多为圆弧或椭圆弧。为了实现精确建模,本文首先运用一种基于带约束的最小二乘方法对数据点进行拟合,然后用拟合的结果作为初值,根据椭圆的极线性质进行更精确地求解。实例表明本文的方法在对椭圆弧的拟合中具有比Fitzgibbon方法更好的鲁棒性及更高的精确度。在重建前缘时,一些事先难以排除的出格点极大地影响了拟合精度,鉴于本文方法具有较好的鲁棒性,本文提出了以前缘点为中心,对于逐次增加数据点多次运用本文的拟合方法,最终排除出格点的方案。数据实验验证了这一方案的有效性。总之,本文提出的拟合方法非常适合于在逆向工程中对叶片前缘的重建。      

前缘切口对翼伞气动性能的影响

对带不同前缘切口和弧面下反角以Clark-Y翼型为基础翼型的翼伞分别进行了二维和三维的数值模拟,详细分析了前缘切口和弧面下反角对翼伞气动性能的影响.结果表明:前缘切口在增强翼伞的滑翔性能的同时,导致升力系数减小,阻力系数增加,且切口越大,升力系数损失越严重;前缘切口的"唇部"可有效降低翼伞型阻;弧面下反角越大,翼伞升力损失越大;所推导的修正LLT(lift line theory)模型,在中小迎角范围内,具有很高的精度.      

Method for utilizing PIV to investigate high curvature and acceleration boundary layer flows around the compressor blade leading edge

Particle Image Velocimetry (PIV) is a well-developed and contactless technique in experimental fluid mechanics, but the strong velocity gradient and streamline curvature near the wall substantially limits its accuracy improvement. This paper presents a data processing procedure combining conventional PIV and newly developed Mirror Interchange (MI) based Interface-PIV for the measurement of the boundary layer parameter development in the blade leading edge region. The synthetic particle images are used to analyze the measurement errors in the entire procedure. Overall, three types of errors, namely the errors caused by the Window Deformation Iterative Multigrid (WIDIM) algorithm, the discrete data interpolation and integration, and the wall offset uncertainty, comprise the main measurement error. Specifically, the errors due to the discrete data interpolation and integration and the WIDIM algorithm comprise the mean bias, which can be corrected through the error analysis method proposed in the present work. Meanwhile, the errors due to the WIDIM algorithm and the wall offset uncertainty contribute to the measurement uncertainty. Computational fluid dynamics-based synthetic particle flows were generated to verify the newly developed PIV data processing procedure and the corresponding error analysis method. Results showed that the data processing method could improve the accuracy of PIV measurements for boundary layer flows with high curvature and acceleration and even with significant flow separation bubbles. Finally, the data processing method is also applied in a PIV experiment to investigate the boundary layer flows around a compressor blade leading edge, and several credible boundary flow parameters were obtained.     

基于3D打印技术的预研涡轮叶片精铸蜡型快速制造方法

针对航空预研涡轮叶片制造成本高、周期长等问题,提出一种基于光固化成型技术的涡轮叶片快速制造方法。根据涡轮叶片的结构特点设计蜡模模具及其冷却结构,采用光固化成型技术制造模具型壳和内植冷却流道,基于凝胶注模方法将氧化铝等陶瓷粉末填充于模具内腔,实现了涡轮叶片蜡模模具的快速制造;基于ANSYS模拟研究了蜡模模具和蜡模温度场分布;采用三坐标测量分析了涡轮叶片精度。研究结果表明:随形冷却流道明显改善了蜡模温度场的均匀性,缩短了蜡模的冷却时间,提高了蜡模的制造质量,金属涡轮叶片尺寸精度达到CT4~CT5等级,表面粗糙度Ra达到4.97μm,相对于金属模具制造方法,显著缩短了预研涡轮叶片的制造周期,大大降低了制造成本。     

带有前缘气膜冷却燃气轮机叶片的气热耦合研究(英文)

使用气热耦合数值计算方法对带有"淋浴喷头"式前缘气膜冷却的C3X燃气轮机叶片进行数值模拟。通过对使用不同湍流模型的计算结果与实验测量值进行对比,使用转捩模型能够比较准确的模拟带有气膜冷却射流的边界层内的流动和传热过程。气膜冷却射流在叶片吸力面上游层流边界层区域内表现出比较明显的三维湍流特性,但在吸力面下游边界层转捩为湍流以后,湍流使得气膜冷却射流与主流燃气掺混过程加速而使其三维流动特性迅速消失;在吸力面由于边界层流动始终为层流状态,冷却射流与主流掺混较缓慢而使其仍能保持较强的三维湍流特性。边界层内由高温燃气与被冷却叶片之间温度差形成的温度梯度有益于增强边界层流动的稳定性。     

基于惯性系双积分的分布式POS抗干扰对准方法

分布式P OS是一种基于惯性/卫星组合技术的柔性基线多节点高精度时空测量系统,是多任务航空遥感载荷高精度成像的关键装置.然而,外部扰动及节点间的柔性连接使得分布式P OS不能采用传统解析粗对准方法进行高精度初始对准.为实现分布式P OS系统在外部扰动下获得高精度初始姿态,提出了基于惯性系双积分的抗干扰对准方法,通过双积分去噪原理极大降低外部扰动影响,最后对算法进行了三轴转台实验和飞行实验验证.实验结果表明,该方法能够有效隔离载体的动态干扰,实现了分布式P OS各节点初始姿态信息的高精度测量.