CAESES在涡轮冷却叶片的参数化造型应用

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涡轮冷却叶片参数化造型与网格自动生成

涡轮冷却叶片参数化造型与网格自动生成岳孟赫;刘勇;刘闯;赵璐【摘要】为提高涡轮叶片的数值计算效率,开发出基于参数控制的涡轮叶片模型软件.可实现叶片模型重构、计算域分区、结构化网格生成过程的自动完成和参数化控制,使得叶片的造型和网格生成过程简单化;对生成网格进行数值模拟计算,计算结果表明:生成网格在满足叶片数值计算精度的前提下,工作量大大减少,网格生成效率极大提高;在模型调整时,只需更改相应参数即可快速更新模型,缩短模型的生成周期,提高设计工作的可重用性.%In order to improve numerical efficiency of turbine blade computation, the model software of turbine blade based on parameter control was developed, the software can achieve the function of the modeling, the division of computational domain and the structured grid generation automatically, which will simplify the blade design greatly. The mesh file that is generated automatically can be applied to numerical simulation. The result shows that the software can reduce labor operation without any loss in the precision of blade numerical computation which improves the grid-generation efficiency greatly. The model can be rebuilt quickly only by changing the corresponding parameters, which can shorten the blade design period and increase reutilization of blade design.【期刊名称】《航空发动机》【年(卷),期】2017(043)006【总页数】6页(P15-20)【关键词】涡轮冷却叶片;参数化建模;计算流体力学;网格生成【作者】岳孟赫;刘勇;刘闯;赵璐【作者单位】南京航空航天大学能源与动力学院,南京210016;南京航空航天大学能源与动力学院,南京210016;南京航空航天大学能源与动力学院,南京210016;南京航空航天大学能源与动力学院,南京210016【正文语种】中文【中图分类】V232.40 引言一般而言，复合冷却涡轮叶片的冷却结构包括直通道（小曲率通道）、折转通道、带扰流肋/扰流柱通道、冲击冷却结构和气膜冷却结构等。

CAESES在涡轮冷却叶片的参数化造型应用

CAESE在涡轮冷却叶片的参数化造型应用概述：目前的航空发动机及燃气轮机的涡轮部件中，由于来流温度远远超过叶片材料能够承受的范围，一般都需要在涡轮前几级叶片中添加冷却结构。

气膜冷却的发动机涡轮叶片如上图所示，常见的冷却结构包括叶片的内腔、肋板、扰流柱以及叶片表面的气膜孔等。

冷却结构一般都较为复杂，且需要能够随着叶片形状的变化而变化，内部的腔室结构、肋板、扰流柱、孔的排布及几何形状等都有可能需要调整，手动处理较为麻烦。

我们在CAESES软件中构建了典型涡轮冷却结构的全参数化模型，使得整个模型能够随着叶片自身形状的变化而调整，并能够通过修改参数快速的调整叶片的内部冷却结构，从而可以有效的降低冷却叶片的设计周期。

建模方法：1.涡轮叶片模型我们可以在CAESES中构建一个完整的叶片曲面，也可以将外部的叶片曲面截面数据，或三维曲面模型（IGES格式等）导入CAESES中，行成相应的叶片曲Tur boGr ldj lade _Inp0 證 J @ [/导入涡轮叶片2. 参数设定冷却叶片的参数变化主要体现在内腔、开孔、肋板等特征的形状、位置、数目等内容上；•叶片内腔曲面的造型，需要根据叶片曲面自动进行调整；•内腔中各式各样的小结构阵列分布在曲面上，这些结构需要重复生成而CAESES 强大的feature 功能，能够将任意模型的建模过程封装起来，使得我们能够方便的阵列某些类型的模型结构，也能在模型创建的过程中添加各种约束，以有效的规避有可能出现的错误；•冷却叶片开孔、开槽等小结构的定位必须和叶片曲面始终关联起来，避免叶片曲面改变之后导致的模型错误；• CAESES 的surface 曲面有U 和V 的方向区分，曲面上的每个位置都能以U 、V 方向比例位置的方式进行定位，所以内腔的小结构均可以此方式进行定位； T oInpat Filg F: /001/n ariu-al_r e £ ilts/tnas eli lie/ j nJ亡您 ut/bl 込.curzeAVGeneralDi^plajr Op h onsCAESES曲面信息示意3.创建辅助曲面基于叶片曲面相对位置，定位尾缘出气孔位置辅助面；创建叶片内部中弧面，用于协助定位内腔肋板、扰流柱等结构；叶片内壁面及中弧面4.创建竖向肋板在中弧面的基础上创建与中弧面垂直的竖向肋板，以竖向肋板的曲面进行定位，创建圆柱阵列，并与肋板进行布尔运算，形成开孔结构；竖向肋板模型示意5.创建尾部挡块及分隔板通过CAESES中使用feature 功能封装的建模模块，在中弧面尾缘位置创建系列挡块模型，挡块的个数、位置、形状都由参数控制，创建分隔板模型，其位置及形状由相应参数控制。

CAESES各行业应用案例介绍

1 轴流风扇噪声性能优化
CAESES中包含专门的叶轮机械模块，集成了多种参数化叶型生成方法，能够对叶型参数及积叠规律等进行灵活的控制。
针对截面叶型及径向积叠规律主要设置如下参数：
Chord （弦长） Max Camber（最大弯度） Camber Pos（最大弯度位置） Thickness （叶片厚度） Stagger （安装角） Rake （轴向倾斜-掠角） Skew （周向倾斜-弯角） Tip clearance （顶部径向间隙） Number （叶片数）
在CAESES中建立燃烧室参数化模型，通过型线回转生成曲面。
燃烧的压缩体积是一个关键参数。在CAESES中通过算法控制，可以使
得燃烧室的压缩体积在模型变化过程中始终能够满足要求。
2 汽车发动机进气岐管及燃烧室优化
优化工具：CAESES+Converge 优化算法：遗传算法优化目标：SOOT及Nox排放
1 轴流风扇噪声性能优化
建立自动化仿真流程
几何输出
输入文件
输出文件
输出结果
1 轴流风扇噪声性能优化
DoE：参数变化影响规律研究 Variants: 500 评估目标: •静压升 •静压效率
•参数组合灵活 •自动后处理分析
1 轴流风扇噪声性能优化
自动化优化：NSGA II Population :20 Generations :100
2 汽车发动机进气岐管及燃烧室优化
2 汽车发动机进气岐管及燃烧室优化
优化迭代进程
SOOT Reduction 58.1%
NOx Reduction 5.9%
3 飞行器外气动性能优化
3 飞行器外气动性能优化

涡轮冷却叶片参数化建模及多学科设计优化

第22卷第8期2007年8月航空动力学报Journal of Aerospace Pow erVol.22No.8Aug.2007文章编号:100028055(2007)0821346206涡轮冷却叶片参数化建模及多学科设计优化虞跨海,岳珠峰(西北工业大学力学与土木建筑学院,西安710072)摘要:建立了一个涉及结构、气动、传热、振动、强度和寿命等学科的涡轮冷却叶片多学科设计优化系统,进行了单孔薄壁冷却叶片的多学科设计优化.提出了单孔薄壁冷却叶片的参数化造型方法,叶片叶型采用5次多项式构造,气动与传热为三维耦合分析;叶片体积平均温度与最高温度为优化目标,强度、振动和寿命等学科相关参数为约束,模拟退火与序列二次规划组合算法进行叶片参数空间寻优,在保持冷却气体流量不变的条件下,优化提高了冷却效果,降低了叶片材料的性能要求.关　键　词:航空、航天推进系统;冷却叶片;多学科设计优化;参数化建模;耦合分析中图分类号:V232 文献标识码:A收稿日期:2006208208;修订日期:2006211203基金项目:国家自然科学基金(50375124,10472094),航空科学基金(03B53003)作者简介:虞跨海(19822),男,浙江义乌人,博士生,主要从事多学科设计优化、结构设计与优化方面工作.Parametric modeling and multidisciplinary designoptimization for cooling turbine bladeYU Kua 2hai ,YU E Zhu 2feng(School of Mechanics ,Civil Engineering and Architect ure ,Nort hwesternPolytechnical U niversity ,Xi ’an 710072,China )Abstract :A multidisciplinary design optimization system for gas t urbine blade ,which involves st ruct ure ,aerodynamic ,heat transfer ,vibration and service life ,etc ,has been devel 2oped ,serving t he p urpose of multidisciplinary design optimization of single 2hole t hin wall cooling blade.A paramet ric modeling met hod was also proposed for single 2hole t hin wall cooling blade.The blade surface geomet ry is defined by five 2order polynomials ,while 32D coupling analysis was made for aerodynamic and heat t ransfer.The average temperat ure and maximum temperat ure of blade volume were optimized ,wit h aerodynamic ,vibration and serv 2ice life as t he const raint s.A combined algorit hm of annealing simulation and SQ P (SequentialQuadratic Programming )was used to optimize t he blade parameters.While t he flow rate of cooling air was kept unchanged ,t he cooling effect was improved and t he performance require 2ment on t he blade materials was reduced.K ey w ords :aero space p rop ulsion system ;cooling t urbine blade ;multidisciplinary de 2sign optimization (MDO );paramet ric modeling design ;coupling analysis 航空发动机涡轮入口温度的不断提高,对涡轮叶片的材料与结构提出了挑战,目前涡轮叶片主要采用以空气为冷却介质的冷却方式,但是冷却气体的引入又降低了涡轮的热能效率,因此如何提高冷却气体的冷却效率是涡轮叶片结构设计的重要内容.国内外许多学者在涡轮冷却叶片的设计优化方面做了许多的工作,取得了一定的进展,Carlo　第8期虞跨海等:涡轮冷却叶片参数化建模及多学科设计优化Carcasci[1]等人进行了燃气涡轮静子叶片内冷却设计的研究,但是只分析了一维冷却叶片模型;Shuye Teng[2]等人研究了气膜孔形状对涡轮叶片传热系数分布的影响问题;Louis[3]等人进行了涡轮叶片冷却通道内部传热、流动和压力分布的数值测试;Talya[4,5]等人进行了二维、三维冷却叶片优化.但是这些研究基本上都是基于单学科的,气动与传热的分析是分离的,在三维叶片的温度场计算上采用由二维到三维扩展的方法.涡轮叶片设计是一个典型的多学科设计问题,涉及气动、传热、结构、强度、振动和寿命等多个学科,必须采用多学科设计优化的方法才能获得叶片的最佳设计方案.1　涡轮冷却叶片参数化建模涡轮叶片参数化过程中,叶栅的压力面与吸力面型线的选择对叶片的气动性能有很大的影响.5次多项式作为叶片压力面和吸力面型线可以减少流动损失,文献[6]中给出了叶栅几何参数与多项式系数之间的关系.压力面和吸力面均为5次多项式y=a0+a1x+a2x2+a3x3+a4x4+a5x5(1) 如图1所示为叶型及中弧线示意图,根据中弧线的定义得到叶片中弧线求解方程组(y0-f(x1))f′(x1)=x1-x0(y0-g(x2))g′(x2)=x2-x 0(x1-x0)2+(f(x1)-y0)2= (x2-x0)2+(g(x2)-y0)2(2)其中,[x1,f(x1)]与[x2,g(x2)]分别是压力面和吸力面上相对应的任意的一对内切圆切点,(x0, y0)是与x1和y1相对应的内切圆的圆心坐标.图1　叶型及中弧线示意图Fig.1　Blade profile and camber line直接求解方程组(2)比较困难,通过数值迭代方法求解得到中弧线上一系列离散点,再用5次多项式进行最小二乘方法拟合得到各项系数:‖r(y3)‖2=min‖r(y)‖2(3)在{1,x,x2,x3,x4,x5}空间范围内,有:A T A C=A T y(4)式中C为5次多项式系数向量,图2所示为求解得到的叶片两个不同截面的中弧线.图2　叶型型面中弧线Fig.2　Camber line of blade cascade计算得到中弧线方程之后,沿中弧线给出壁面厚度分布函数,可以建立单孔薄壁冷却叶片参数化模型(图3(a));通过圆心在中弧线上的定位,给出相应的圆半径,可以建立多孔直流冷却叶片参数化模型(图3(b)).本文选取单孔薄壁冷却叶片进行了多学科设计优化.2　各学科分析及优化策略涡轮冷却叶片的优化涉及结构、气动、传热、强度、振动和寿命等多个学科,求解学科之间的耦合关系,是实现多学科设计优化的关键.本文的研究是建立在对叶片外形进行设计优化并获得理想气动外形的基础之上[7],针对前述参数化方法建立的单孔薄壁冷却叶片,以冷却效果为优化目标7431航　空　动　力　学　报第22卷图3　冷却叶片参数化模型Fig.3　Parametric cooling blade models进行优化,优化过程中保持叶身外形不变,只改变叶片冷却内腔形状. 气动与传热实现了三维耦合分析计算,并根据计算结果将叶片内部温度载荷及叶片表面气压载荷传递到结构分析模型当中,强度分析的结果为寿命预测提供依据,振动分析考虑了温度与转动对固有频率的影响.2.1　叶片三维流固耦合分析涡轮叶片内外流场的三维流固耦合计算,可以更准确地得到叶片内部的温度场分布情况,为强度分析提供更可靠的计算数据.采用Fluent计算软件进行流固耦合分析,流体域计算采用三维稳态可压缩气体N2S方程和k2ε湍流模型进行求解;流体与固体之间的热交换采用标准壁面函数方法求解能量方程.分析过程中考虑了叶片温度对材料性能的影响,如表1所示.表1　材料热导率及比热容随温度变化情况T able1　V ariation of heat conductivity and specif ic heat with temperature changes温度/℃100200300400500600700800900热导率/(W/cm・K)13.3915.0716.3217.5819.2520.5721.7723.0224.70比热容/(J/kg・K)638661668654654662668673721 冷却叶片几何结构复杂,包含叶片内冷通道、主流通道、叶片固体区域,在网格的划分上难度较大,文中流体域与固体域均采用四面体非结构网格划分,网格总数约100万.流固耦合分析的结果,通过数据信息的传递应用于结构分析.由于流场与结构分析采用不同的计算软件,可能导致其分析模型网格划分的不一致,需要通过网格节点线性插值的方法进行温度与气压载荷的传递;为了提高精度,本文通过保持叶片气动分析与结构分析网格的一致性来保证载荷信息传递的高精度.如图4所示为载荷信息传递前后叶片温度分布情况,温度载荷在两个不同分析模型上的传递具有很高的精度.图4　温度信息传递Fig.4　Transfer of temperature data 2.2　强度、振动和寿命分析采用有限元方法对涡轮叶片进行强度和振动分析.强度分析考虑了温度分布不均引起的应力应变以及叶片高速旋转产生的离心力,要求叶片内最大当量应力小于材料的屈服拉伸应力.叶片振动分析采用了叶根固支和叶尖自由的悬臂梁式振动[829],由于叶片的温度以及叶片转速对振动频率的影响,振动分析时在模型上施加了温度载荷以及叶片转速,确保分析结果更加准确可靠.利用强度计算的结果,采用基于Manson2 Coffin方程的经验公式方法对涡轮叶片低循环疲劳寿命进行近似预测,预测模型[10]为σ=2E×[010417(2Nf)-017013+010129(2N f)-011976](5)式中σ为强度分析求得的等效应力,N f为预测低循环疲劳寿命,E为材料的平均弹性模量.2.3　冷却叶片多学科设计优化策略标准优化方法能较全面地反映问题的各个方面,可保证求解过程收敛到全局最优解,是目前用得最多的优化方法.根据各学科分析模型,本文采用标准优化方法进行了单孔薄壁冷却叶片的多学科设计优化,实现了各学科分析软件在多学科优化平台下的集成,图5所示为叶片多学科设计优8431　第8期虞跨海等:涡轮冷却叶片参数化建模及多学科设计优化化(MDO )流程.图5　冷却叶片多学科设计优化流程图Fig.5　MDO flow chart for cooling blade design 优化设计以叶片内部体积平均温度与最高温度的加权值最小为目标T =λ1T average +λ2T max (6)式中λ1+λ2=1,文中取λ1=λ2=015.优化设计变量、约束条件以及优化算法的选取规则如下:(1)设计变量的选取涡轮叶片参数化造型时,只采用叶根与叶尖两个截面来构造三维模型,因此在优化过程中只选取叶根与叶尖截面的壁面厚度作为设计变量.(2)约束条件的选取叶片的设计必须考虑其在使用过程中的安全性与可靠性,设计时必须满足强度、寿命、振动等各方面的综合要求,这些要求体现在优化模型中就是满足一定的约束条件.对于各学科约束条件的规定如下:(a )叶片中的各项应力值必须满足应力指标规定的要求;(b )叶片激振频率根据转子叶片的实际工作情况(20000r/min 转速)和叶轮的叶片数为36,计算叶轮激振频率F 激振=(2000/60)・36・n =12000n (7)即对于本文中涡轮转子叶片而言,其激振频率为12000,24000,….衡量叶片是否避开共振区的的指标是共振裕度K ,其定义如下:K =|叶片频率-f 激振|f 激振×100%(8)本文中要求叶片各阶频率裕度值不小于10%;(c )根据Manson 2Coffin 公式计算结果,规定叶片的低循环疲劳寿命最少循环数为6000次,考虑到材料的分散性,在设计中取材料的分散系数为6,则最少循环数不能少于36000次.(3)优化算法采用模拟退火算法(SA )与序列二次规划(SQ P )算法的组合进行设计参数空间的综合寻优,模拟退火算法全局搜索最优之后使用序列二9431航　空　动　力　学　报第22卷次规划算法达到快速收敛,这样既保证能取得全局最优解又能提高计算效率,降低计算成本.3　优化计算与结果前述方法建立的冷却叶片多学科设计优化模型,通过学科间信息的传递实现了强度、寿命与气动及传热学科之间的解耦.利用各学科分析软件的二次开发接口,在Isight优化平台下实现了各学科分析软件的集成,对单孔薄壁冷却叶片进行了优化设计计算.优化结果表明:在满足各学科约束的条件下,较大的降低了叶片体积平均温度,获得了目标函数的最优解,改善了叶片的性能.优化设计变量与约束变量优化前后的变化情况如表2和表3所示,表4为目标函数优化前后变化情况.表2　设计变量表T able2　List of optimized variables变量名设计初值优化上限优化下限优化终值叶尖壁面厚度/mm0.3200.5000.2500.401叶根壁面厚度/mm0.4600.6000.3000.552表3　约束变量表T able3　List of bounded variables变量物理意义设计初值优化上限优化下限优化终值σmax 最大当量应力/MPa572.1600—560.9K44阶振动频率裕度/%38.3—1030.9K55阶振动频率裕度/%32.9—1023.76K66阶振动频率裕度/%16.6—1011.7N f低循环疲劳寿命循环数81156—3600085226表4　优化目标变化情况T able4　Object function values beforeand after optimization变量名优化前优化后优化量温度值加权/K1164.5911161.1505 3.4405平均温度/K1042.3161035.488 6.828最大温度/K1286.8661286.8130.053如图6所示为叶片优化前后在90mm高度与110mm高度温度分布情况比较.在优化设计前后,叶片内部体积平均温度降低约7K,而最高温度的降低量较少.图6　叶片优化前后温度分布Fig.6　Temperature distribution of blade cascadebefore and after optimization0531　第8期虞跨海等:涡轮冷却叶片参数化建模及多学科设计优化4　结　论本文主要研究了涡轮冷却叶片的参数化建模方法以及涡轮冷却叶片多学科设计优化的实现,主要工作如下:(1)提出了一种涡轮冷却叶片参数化建模方法.采用5次多项式构造叶片型线,求解各叶型面中弧线方程,通过沿叶片中弧线厚度分布或圆心的定位,建立了冷却叶片模型;(2)实现了涡轮叶片的三维流固耦合分析,更准确地得到叶片内部温度分布;(3)考虑了多个学科以及学科间的耦合,学科间耦合信息的传递具有较高精度;(4)开发软件数据接口程序,在优化平台下实现了涡轮冷却叶片多学科设计优化系统的集成,完成了叶片冷却结构的优化,提高了冷却效率.优化改善了涡轮叶片冷却结构的性能,在相同冷气流量的条件下,通过优化设计计算,提高了冷气的冷却效果,降低了叶片内部体积平均温度与最高温度,从而可以降低对叶片材料性能的要求,提高叶片工作的安全性与可靠性,因此具有良好的工程应用价值.参考文献:[1]　Carcasci C,Facchini B.A numerical procedure to design in2ternal cooling of gas turbine stator blades[J].Rev CenTherm,1996,35:2572268.[2]　Teng S,Han J C.Effect of film2hole shape on t urbine bladeheat transfer coefficient distribution[R].AIAA2200021035.[3]　Russell L M,Thurman D R.Measurement s of heat trans2fer,flow and pressure in a simulated turbine blade internal cooling passage[R].NASA TP23646,1997.[4]　Talya S S,Rajadas J N.Multidisciplinary optimization ofGas turbine blade design[R].A IAA2199824864.[5]　Talya S S,Rajadas J N.An integrated multidisciplinary de2sign optimization procedure for cooled gas turbine blades [R].AIAA2200021664.[6]　冯进,符达良.涡轮钻具涡轮叶片造型设计新方法[J].石油机械,2000,28(11):9213.FEN G Jin,FU Daliang.New design met hod of turbine blade shape of turbodrill[J].China Petroleum Machinery,2000, 28(11):9213.[7]　虞跨海,李立州,王婧超,等.涡轮叶片三维气动优化[J].机械设计,2005,22(11):31233.YU Kuahai,L I Lizhou,WAN G Jingchao,et al.Aerodynam2 ic3D optimization design for turbine blade[J].Journal of Machine Design,2005,22(11):31233.[8]　林垲,高庆,黄维娜.I级涡轮叶片振动特性研究[J].燃气涡轮试验与研究,2002,15(3):28233.L IN Kai,GAO Qing,HUAN G Weina.Study on vibration characteristics of1st stage t urbine rotor blade[J].Gas Tur2 bine Experiment and Research,2002,15(3):28233.[9]　张锦,刘晓平.叶轮机振动模态分析理论及数值方法[M].北京:国防工业出版社,2001.[10]　苏清友.航空涡喷、涡扇发动机主要零部件定寿指南[M].北京:航空工业出版社,2004.1531。

涡轮冷却叶片参数化建模方法

涡轮冷却叶片参数化建模方法侯超; 胡殿印; 陈竞炜; 马飞【期刊名称】《《机械设计与制造》》【年(卷),期】2019(000)009【总页数】4页(P190-192,196)【关键词】涡轮冷却叶片; 参数化建模; UG/API; 叶身内形【作者】侯超; 胡殿印; 陈竞炜; 马飞【作者单位】北京航空航天大学能源与动力工程学院北京 100191; 中国航空动力机械研究所湖南株洲 412002【正文语种】中文【中图分类】TH16; V232.41 引言为满足现代航空发动机对高推重比的追求，涡轮进口温度逐步提高。

在涡轮进口温度不断提高的情况下，要保证涡轮叶片在高温燃气环境下安全可靠地工作，采用复杂的冷却结构已成为涡轮叶片的发展趋势。

涡轮叶片的结构形式由实心叶片发展到具有复杂内腔、气膜冷却孔及扰流柱等结构的气冷叶片[1]。

涡轮冷却叶片在设计时，对其叶身外形、内形、包含的特征、特征参数等要求都比较苛刻。

涡轮叶片的结构需要根据发动机的性能、冷却、强度和工艺等各方面的要求进行调整，设计难度高，设计过程反复，设计周期长[2]。

文献[3]开发一款名为Blade CAD的叶片设计软件，软件功能包括叶片截面中弧线的设计、通过壁厚控制的叶身截面的设计以及通过叶身截面形成叶身实体并扩展为整圈叶片模型等，极大的提高了发动机叶片的设计效率。

GE公司提出了一种新型的单晶双层壁涡轮冷却叶片设计方法，首先通过建立内部冷却通道形式铸造包裹冷却腔的单晶框架，在框架表面一周附着可去除的凸台状结构，之后通过电子束沉积技术将叶片框架填充至设计叶片外形，去掉凸台状结构后就形成了双层壁涡轮冷却叶片[4-5]。

文献[6]开发了一种名为Tools for Turbo Machinery的涡轮机械类叶片的设计工具。

其建模过程是根据参数生成2D叶身截面后，根据流道上下表面位置生成非均匀有理B样条（NURBS）曲面。

以上描述的叶片快速设计方法均用于实心叶片，关于冷却叶片的参数化设计方法鲜见报道。

【原创技术贴】CAESES在双涡管蜗壳参数化建模中的应用

CAESES在双涡管蜗壳参数化建模中的应用在蜗壳的参数化建模方面，CAESES有着非常独特的优势。

下面以一种需要控制过流面面积及形心位置的透平机双涡管蜗壳为例，介绍蜗壳的涡管区建模思路。

图1 双蜗壳模型示例图1的绿色部分表示蜗壳的涡管区，对于设计者而言，首先需要控制涡管周向截面的面积变化，其次调整涡管周向截面的形心位置。

蜗壳两根涡管的建模方式只有位置不同，建模思路是一样的，截面曲线的创建以挡板头部的圆弧作为基准，涡管截面中作为面积计算的部分属于轴对称的结构。

图2 涡管截面轴对称型线涡管的创建流程可以简单描述为：以上创建流程可以集成在一个feature中，包括公式计算、型线特征创建、数值迭代等内容。

Feature的创建过程如下：（1）首先以初始φ角定义涡管；图3 Baffle定位示意图图4 hub侧涡管定位点图5 hub侧涡管基准线图6 hub侧涡管圆角曲线（2）封闭hub侧涡管计算面积的区域；图7 hub侧涡管出口延伸线图8 裁剪hub侧涡管截面型线（3）通过CAESES自带的getCOA功能得到涡管封闭线框的形心，利用CAESES 的Brent算法进行循环迭代，最后迭代出合适的φ角，并得到最终的hub侧涡管截面轮廓曲线；图9 hub侧涡管截面中心图10 hub侧截面中心位置优化图11 优化后的hub侧涡管截面（4）以同样的方式制作另一根涡管的截面轮廓线；图12 shroud侧涡管截面定位点图13 shroud侧涡管截面基准线图14 shroud侧涡管截面圆角曲线图15 shroud侧涡管截面中心图16 shroud侧涡管截面中心点优化图17 优化后的shroud侧涡管截面型线（5）将两根涡管连接并得到整体的轮廓线，再以CAESES的Meta Surface功能得到涡管面；图18 涡管面。

CAE仿真技术在涡轮增压器产品设计中的应用

CAE仿真技术在涡轮增压器产品设计中的应用简介✓叶片结构气动设计✓蜗壳结构设计✓涡轮、压气机部件设计完整的涡轮增压器设计包含了从1维到3维的气动设计。

ANSYS Vista系列软件（Vista CCD/RTD）提供了离心压缩机/向心涡轮的一维气动热设计功能，并且可以在workbench中将初始设计参数传递到叶片造型工具BladeModeler中，帮助用户解决在给定参数条件下，快速实现叶片、蜗壳从一维到三维的几何设计。

✓压气机叶轮的强度、刚度分析✓涡轮叶轮的强度、刚度分析涡轮增压器的压气机叶轮与涡轮叶轮在工作中由于气体的作用，会受到气动性的载荷作涡轮增压器实际上是一种空气压缩机，通过压缩空气来增加进气量。

它是利用发动机排出的废气惯性冲力来推动涡轮室内的涡轮，涡轮又带动同轴的叶轮，叶轮压送由空气滤清器管道送来的空气，使之增压进入气缸。

当发动机转速增快，废气排出速度与涡轮转速也同步增快，叶轮就压缩更多的空气进入气缸，空气的压力和密度增大可以燃烧更多的燃料，相应增加燃料量和调整发动机的转速，就可以增加发动机的输出功率程，所涉及的CAE工程问题如下：用。

而两轮在高速旋转的过程中（每分钟数万转），同时会有离心力的作用。

ANSYS软件的强度分析功能，可以评估在不同的工况条件下，结构的强度、刚度等问题。

涡轮增压器一般工作在高温的环境（700-1000℃），ANSYS软件的热分析功能可以计算结构件的温度分布情况。

涡轮增压器工作的高温环境，结构会产生一定的热变形与热应力。

ANSYS强大的热固耦合分析功能可以评估，由于温度变化所引起的结构的强度与变形情况。

涡轮增压器在工作的过程中，难免会产生振动。

借助ANSYS 软件动力学分析功能，可以合理的评估由于各种动态载荷所引起的。

✓ 涡轮、压气机流场分析 ✓ 涡轮、压气机温度场分析ANSYS 流体软件可以实现涡轮和压气机不同环境下的三维仿真模拟，获得所需的各种场量参数，如压力、温度等等，以此为基础评估流动效率。

【技术贴】论CAESES中的叶片截面造型方法

论CAESES中的叶片截面造型方法前言叶片曲面造型是工程技术行业的一个难点，传统的造型方法主要是将一系列特定的叶片截面曲线光顺拟合成叶片的曲面，但是叶片处在流体环境中，它的性能从来就不能直观的看出来，所以叶片在设计过程中，多数都是会需要一些修整，如果有参数化控制的叶片，就能完美解决叶片曲面造型的难点。

总有一些人引领着时代发展，而顺应时代发展的CAESES软件，在参数化的曲面建模方面就具有很大的优势，尤其是MetaSurface的曲面造型方法，能够便捷地将参数化的曲线特征，光顺拟合成一个参数控制的复杂曲面。

就叶片曲面造型来说，参数化的重点其实是叶片的截面曲线，下面就列举一些CAESES中几种常用的叶片截面曲线造型方法。

1、直接造型方法（1）选择CAESES中自带的叶型曲线CAESES中最常使用的叶型曲线是NACA-4DS Curve，这个曲线有四个参数，分别是弦长、厚度、拱度、拱起位置，定义完参数后，将曲线变换为空间中的叶片截面轮廓曲线，继而就可以通过MetaSurface的方法创建出叶片曲面。

此叶型截面曲线主要用在轴流叶轮的叶片造型上，在飞机机翼造型方面也有较多应用。

（2）通过控制点以及不同类型的曲线创建叶型曲线创建这种叶型主要是为了满足叶片多变的需要，根据需求，可以对控制点定义不同的参数，也可以使用不同形式的曲线进行叶片型线的创建。

上图叶型曲线建模步骤如下表所示：该叶型曲线的参数主要包括前缘和尾缘的圆弧系数、包角度数以及所在位置，压力面和吸力面的控制点位置，在所有参数的共同作用下，构建出形状多变的叶型曲线。

下图是调整控制点参数后生成的新的叶型曲线。

2、中弧线造型方法顾名思义，中弧线造型方法就是先将叶片截面型线的中弧线构建出来，然后再对中弧线进行两侧或单侧的加厚处理，创建出叶型截面型线。

中弧线造型方法分为平面中弧线方法和空间中弧面方法，而无论哪一种方法，都离不开厚度方程控制曲线的定义。

（1）平面中弧线方法平面中弧线方法是先在某一固定的坐标平面上创建出我们需要的叶型曲线的中弧线，然后使用厚度分布的方程曲线对该中弧线在该平面上进行平移处理，创建出真实的叶片截面型线，之后借助MetaSurface方法创建真实叶片曲面。

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CAESES在涡轮冷却叶片的参数化造型应用
概述：
目前的航空发动机及燃气轮机的涡轮部件中，由于来流温度远远超过叶片材料能够承受的范围，一般都需要在涡轮前几级叶片中添加冷却结构。

气膜冷却的发动机涡轮叶片
如上图所示，常见的冷却结构包括叶片的内腔、肋板、扰流柱以及叶片表面的气膜孔等。

建模方法：
1. 涡轮叶片模型
我们可以在CAESES中构建一个完整的叶片曲面，也可以将外部的叶片曲面截面数据，或三维曲面模型（IGES格式等）导入CAESES中，行成相应的叶片曲面。

导入涡轮叶片
2. 参数设定
冷却叶片的参数变化主要体现在内腔、开孔、肋板等特征的形状、位置、数
目等内容上；
●叶片内腔曲面的造型，需要根据叶片曲面自动进行调整；
●内腔中各式各样的小结构阵列分布在曲面上，这些结构需要重复生成；
而CAESES强大的feature功能，能够将任意模型的建模过程封装起来，使得我们能够方便的阵列某些类型的模型结构，也能在模型创建的过程中添加各种约束，以有效的规避有可能出现的错误；
●冷却叶片开孔、开槽等小结构的定位必须和叶片曲面始终关联起来，
避免叶片曲面改变之后导致的模型错误；
●CAESES的surface曲面有U和V的方向区分，曲面上的每个位置都能
以U、V方向比例位置的方式进行定位，所以内腔的小结构均可以此方式进行定位；
CAESES曲面信息示意
3.创建辅助曲面
基于叶片曲面相对位置，定位尾缘出气孔位置辅助面；
创建叶片内部中弧面，用于协助定位内腔肋板、扰流柱等结构；
叶片内壁面及中弧面
4. 创建竖向肋板
在中弧面的基础上创建与中弧面垂直的竖向肋板，以竖向肋板的曲面进行定位，创建圆柱阵列，并与肋板进行布尔运算，形成开孔结构；
竖向肋板模型示意
5. 创建尾部挡块及分隔板
通过CAESES中使用feature功能封装的建模模块，在中弧面尾缘位置创建一系列挡块模型，挡块的个数、位置、形状都由参数控制，创建分隔板模型，其位置及形状由相应参数控制。

尾部挡块及主肋板
6. 创建叶片榫头
在叶片榫头模型内部，创建分隔腔室，并与叶片内冷却通道模型连接。

叶片榫头内流道
7.创建肋条模型
创建肋条模型，并定义其长度、倾角、个数等为参数。

平面曲线控制空间肋条生成
8.创建扰流柱模型
通过feature定义的方式，在中弧面上创建出多组扰流柱，各组扰流柱可以设定不同的排布规律，通过参数的约束，限定各组扰流柱在叶片中的比例位置，设置各组扰流柱个数、直径等参数。

扰流柱模型
9.创建顶部凹槽模型
提取叶顶的曲线，然后根据肋板所在的位置，确定定位点，在顶部凹槽辅助曲面上截取部分曲面，并采用光顺曲面进行连接和封闭。

扰流柱模型
10.创建叶片开孔模型
通过圆柱模型与叶片进行布尔运算，生成气膜孔模型，孔的排数，各排叶片相对位置、孔个数及孔直径大小，都可以直接通过参数进行调整。

叶片开孔模型
11.组合冷却叶片模型
将各冷却结构组合，生成最终的冷却叶片实体模型。

布尔运算创建出冷却叶片模型
模型展示：
替换初始叶片曲面，生成不同的冷却叶片模型
不同结构的冷却叶片模型
冷却叶片全周显示
参数演示：。