未知cad模型的航空發動機葉片型面測量方法
2023-04-29 11:23:16 2
未知cad模型的航空發動機葉片型面測量方法
【專利摘要】本發明公開了一種未知CAD模型的航空發動機葉片型面測量方法，用於解決現有航空發動機葉片型面三坐標測量方法精度低的技術問題。技術方案是基於對若干條葉片型面上反應主軸方向曲率分布狀態的曲線測量與分析，基於曲率及容差控制求出曲線的控制點，進而確定葉片測量截面；基於曲率連續預測法，規劃每條測量截面的測量點集，實現對CAD模型未知的航空發動機葉片型面的三坐標測量。由於該方法根據葉片型面曲率分布特點，選取葉片測量截面；並對測量截面基於連續曲率預測法實現測點規劃，連續曲率預測法具有比較好的魯棒性，既減少了型線冗餘點的提取，又保證了提取點較好的貼合測量截面型線曲率變化情況。既提高了測量效率又可保證了測量精度。
【專利說明】未知CAD模型的航空發動機葉片型面測量方法
【技術領域】
[0001]本發明涉及一種航空發動機葉片型面三坐標測量方法，特別涉及一種未知CAD模型的航空發動機葉片型面測量方法。
【背景技術】
[0002]在航空發動機領域，葉片是透平機械的最核心部件，葉片型面的氣動外形將直接影響航空發動機的性能。為了提高發動機推重比，葉片的型面通常設計成扭曲的變截面曲線，而精確的葉片型面數據，是葉片實現CAD/CAM、逆向製造數位化、產品檢測及質量控制等的關鍵和前提。為了得到葉片型面數據，需要對葉片型面進行測量，葉片型面的測量總體可規劃為兩種模式，第一種模式叫檢測誤差模式，在該模式中被測曲面有設計數據或CAD模型，測量該曲面的目的是為了得到被測曲面與理論數據或數字模型的誤差，判斷該曲面是否合格。第二種模式叫重構模式，在該模式中，被測曲面既沒有設計數據也沒有CAD模型，對之進行測量的目的是為了重構該曲面，進而實現對該曲面氣動性能的分析與評價，最後實現對該曲面的逆向製造。
[0003]目前葉片類零件常用測量方法主要有光學測量、CT斷層掃描、三坐標測量，其中三坐標測量是接觸式測量儀器的典型代表，具有精度高、通用性強、效率高、測量穩定的優點而被廣泛使用；葉片型面屬於自由曲面，測量時一般按照「曲面-曲線-點集-測點集」的方式；在葉片測量的重構模式上，現有方法一般根據葉片主軸尺寸，基於等距或分段等距方法規劃出葉片若干測量截面，並對每個測量截面基於等步長或分段等步長方法規劃出測量點，由於葉片型面曲率分布不均，故現有方法存在明顯不足。
[0004]一般而言，測量截面數越多、每個測量截面的測量點越密，測量精度就越高；然而過多的測量截面和測量點將嚴重影響測量效率；不但加重測量工作量，而且難以快速高效的得到葉片型面的測量數據。因此，葉片類自由曲面零件型面的測量應該根據葉片曲率分布特點，在保證整體測量結果精度的基礎上，儘可能減少測量截面數量和每條測量截面的測點數。
【發明內容】
[0005]為了克服現有航空發動機葉片型面三坐標測量方法精度低的不足，本發明提供一種未知CAD模型的航空發動機葉片型面測量方法。該方法基於對若干條葉片型面上反應主軸方向曲率分布狀態的曲線測量與分析，基於曲率及容差控制求出曲線的控制點，進而確定葉片測量截面；並基於曲率連續預測法，規劃每條測量截面的測量點集，實現對CAD模型未知的航空發動機葉片型面精確、高效的三坐標測量。由於該方法根據葉片型面曲率分布特點，選取葉片測量截面；並對測量截面基於連續曲率預測法實現測點規劃，連續曲率預測法具有比較好的魯棒性，既可減少型線冗餘點的提取，又能保證提取點較好的貼合測量截面型線曲率變化情況。該方法可避免葉片型面傳統測量中根據經驗規劃測量截面及截面測量點的缺陷，既可提高測量效率又可保證測量精度。[0006]本發明解決其技術問題所採用的技術方案:一種未知CAD模型的航空發動機葉片型面測量方法，其特點是包括以下步驟:
[0007]步驟一、沿葉片主軸方向在葉盆、葉背型面劃出若干條曲線，曲線在葉盆、葉背曲面呈等間距分布，用三坐標測量機採集各規劃曲線上若干點，得到測點集信息。
[0008]步驟二、將步驟一得到的測點集信息導入UG，並擬合曲線，將葉盆、葉背曲面上對應的兩條曲線擬合曲面，並提取該曲面中分線。
[0009]步驟三、基於曲率分布及容差控制的中分線最小控制點集提取。
[0010]第一步，任取一條中分線，以曲線的任一端點為起點，向前搜索一微小弧長，計算搜索始末點連線的中點到該段搜索曲線的距離山設h為曲線弦公差，若|d_h| ε，則繼續向前搜索。搜索完畢，將搜索到的點擬合曲線，記原始中分線容差值為S ;將擬合曲線進行一定數量的點離散，並計算出離散點到原始曲線的最大距離d_，若|S-d_| > ε，則調整η，重複上述操作，直到|S-d_| < ε。
[0011]第二步，取其中一條中分線為參考線，順次過其上控制點作葉片主軸垂面與其餘等參數曲線交於一點，計算其餘曲線上離交點最近的控制點，如果該控制點與交點Z向坐
標差值< nr，η為自然數，r為測頭半徑，m, AZfflin為第一小步所求每條曲線各控
制點Z向坐標差值的最小值，則將該控制點以交點代替；如果兩點Z向坐標差值> nr，則將交點加入該曲線的控制點集；第一條中分線上控制點遍歷結束，再以第二條中分線為參考線重複上述操作，直到所有中分線遍歷結束，初步實現全體中分線的控制點集統一。
[0012]第三步，以得到的控制點集擬合B樣條曲線，設定原始中分線容差值為S ;將擬合曲線進行點離散，並計算出離散點到原始中分線的最大距離dmax，若|S-dmax| > ε，則調整第二小步中η，直到|S-dmax| < ε。
[0013]步驟四、基於連續曲率預測法提取測量截面測點集。
[0014]根據自由曲面多階連續的特性，利用曲率連續預測法實現測點的自適應規劃，建立擬合多項式 Z = ax5+bx4+cx3+dx2+ex+f。
[0015]利用三坐標測量機在求出的測量截面上初測6個點，並指定搜索方向。
[0016]利用前6點的坐標信息擬合5次多項式。
[0017]求解第6點一階、二階導數和曲率半徑；
[0018]根據第6點切線方向和曲率半徑，預測第7點坐標值。
[0019]判斷預測點坐標是否回到起始點，未到達則根據第7點預測值引導三坐標測量機測量並獲取第7點真實坐標，若到達或超出起始點則搜索結束。
[0020]步驟五、將葉片型面測點集數據導入UG，根據各測量截面測點信息擬合出測量截面曲線，並由各測量截面曲線擬合出葉身型面。
[0021]步驟六、在重構模型上提取曲率代表線，並與第一步中測量點擬合的曲率代表線進行比較，將重構模型曲率代表線以等弧長方式離散為若干點，並計算各離散點到對應測量點擬合曲率代表線的距離，若大於給定容差值，則增加步驟一中規劃的曲率代表線條數，重複上述操作，直到重構模型曲率代表線各離散點到原始曲率代表線的距離小於給定容差值。[0022]本發明的有益效果是:該方法基於對若干條葉片型面上反應主軸方向曲率分布狀態的曲線測量與分析，基於曲率及容差控制求出曲線的控制點，進而確定葉片測量截面；並基於曲率連續預測法，規劃每條測量截面的測量點集，實現對CAD模型未知的航空發動機葉片型面精確、高效的三坐標測量。由於該方法根據葉片型面曲率分布特點，選取葉片測量截面；並對測量截面基於連續曲率預測法實現測點規劃，連續曲率預測法具有比較好的魯棒性，既減少了型線冗餘點的提取，又保證了提取點較好的貼合測量截面型線曲率變化情況。該方法避免了葉片型面傳統測量中根據經驗規劃測量截面及截面測量點的缺陷，既提高了測量效率又可保證了測量精度。
[0023]下面結合附圖和實施例對本發明作詳細說明。
【專利附圖】
【附圖說明】
[0024]圖1是本發明未知CAD模型的航空發動機葉片型面測量方法的流程圖。
[0025]圖2是曲率代表線測點集。
[0026]圖3是曲率代表線擬合曲面及中分線求取。
[0027]圖4是中分線最小控制點集求取。
[0028]圖5是Z=72.92mm處葉片截面測量點集。
[0029]圖6是葉片型面測量點集。
【具體實施方式】
[0030]參照圖1-6。以某型航空發動機壓氣機葉片型面為例詳細說明本發明。
[0031]步驟1:分析葉片結構特點，沿葉片主軸方向在葉盆、葉背曲面各規劃五條曲線，曲線在葉盆葉背曲面呈等間距分布。
[0032]步驟2:對規劃的曲線進行數據點採集，根據主軸方向葉片尺寸，採用手動打點的方式，在葉盆、葉背型面上各段曲線均採集30個點，結果如圖2所示。
[0033]步驟3:將上述曲線測點集數據導入UG軟體中並擬合曲線，將葉盆、葉背曲面上對應曲線進行曲面擬合，並提取曲面中分線，結果如圖3所示。
[0034]步驟4:對五條中分線進行基於曲率分布及容差控制的最小控制點集提取，提取的步驟如下；
[0035][I]任取一條中分線，以曲線的任一端點為起點，向前搜索一微小弧長，計算搜索始末點連線的中點到該段搜索曲線的距離d，設h為曲線弦公差，若|d_h| ε，則繼續向前搜索。搜索完畢，將搜索到的點擬合曲線，記原始中分線容差值為S ;將擬合曲線進行一定數量的點離散，並計算出離散點到原始曲線的最大距離(1_，若|S-dmax| > ε，則調整η，重複上述操作，直到 I S-dmax I < ε。
[0036][2]取其中一條中分線為參考線，順次過其上控制點作葉片主軸垂面與其餘等參數曲線交於一點，計算其餘曲線上離交點最近的控制點，如果該控制點與交點Z向坐標差
值 nr，則將交點加入該曲線的控制點集；如此，第一條中分線上控制點遍歷結束，再以第二條中分線為參考線重複上述操作，直到所有中分線遍歷結束，即可初步實現全體中分線的控制點集統一。
[0037][3]以得到的控制點集擬合B樣條曲線，設定原始中分線容差值為S ;將擬合曲線進行一定數量的點離散，並計算出離散點到原始中分線的最大距離dmax，若|S-dmax| > ε(ε為設計閾值，此處取10_3)，貝U調整第二小步中η，直到|S-dmax| < ε。
[0038]中分線弦公差取值依次為(圖5中從左到右)，第一條為0.065，第二條為0.08，第三條為0.09，第四條為0.07，第五條為0.06，所求控制點個數為19 ;控制點提取結果如圖4所示。
[0039]步驟5:由上一步驟可確定葉片測量截面。以Z=72.92mm處葉型曲線為例，其控制點的提取步驟如下。
[0040][I]利用三坐標測量機在測量截面上初測6個點，並指定搜索方向。
[0041][2]利用前6點的坐標信息擬合5次多項式。
[0042][3]求解第6點一階、二階導數和曲率半徑；
[0043][4]根據第6點切線方向和曲率半徑，預測第7點坐標值。
[0044][5]判斷預測點坐標是否回到起始點，未到達則根據第7點預測值引導三坐標測量機測量並獲取第7點真實坐標，若到達或超出起始點則搜索結束；測量結果如圖5所示。
[0045]步驟5:對所有測量截面實施步驟4操作，結果如圖6所示；將測點集數據導入UG，根據各測量截面測點信息擬合出測量截面曲線，並由各測量截面曲線擬合出葉身型面。
[0046]步驟6:將原始規劃的葉身曲線與重構模型上相應曲線進行比較，將重構模型曲線以等弧長方式離散為1000個點，離散點到原始規劃曲線最大距離均小於0.005mm，符合工程精度要求。
【權利要求】
1.一種未知CAD模型的航空發動機葉片型面測量方法，其特徵在於包括以下步驟:步驟一、沿葉片主軸方向在葉盆、葉背型面劃出若干條曲線，曲線在葉盆、葉背曲面呈等間距分布，用三坐標測量機採集各規劃曲線上若干點，得到測點集信息； 步驟二、將步驟一得到的測點集信息導入UG，並擬合曲線，將葉盆、葉背曲面上對應的兩條曲線擬合曲面，並提取該曲面中分線； 步驟三、基於曲率分布及容差控制的中分線最小控制點集提取； 第一步，任取一條中分線，以曲線的任一端點為起點，向前搜索一微小弧長，計算搜索始末點連線的中點到該段搜索曲線的距離d，設h為曲線弦公差，若|d-h| ε，則繼續向前搜索；搜索完畢，將搜索到的點擬合曲線，記原始中分線容差值為S ;將擬合曲線進行一定數量的點離散，並計算出離散點到原始曲線的最大距離dmax，若|S-dmax| > ε，則調整n，重複上述操作，直到|S-dmax| < ε ； 第二步，取其中一條中分線為參考線，順次過其上控制點作葉片主軸垂面與其餘等參數曲線交於一點，計算其餘曲線上離交點最近的控制點，如果該控制點與交點Z向坐標差值< nr，η為自然數，r為測頭半徑，m nr，則將交點加入該曲線的控制點集；第一條中分線上控制點遍歷結束，再以第二條中分線為參考線重複上述操作，直到所有中分線遍歷結束，初步實現全體中分線的控制點集統一； 第三步，以得到的控制點集擬合B樣條曲線，設定原始中分線容差值為S ;將擬合曲線進行點離散，並計算出離散 點到原始中分線的最大距離dmax，若|S-dmax| > ε，則調整第二小步中η,直到|S_dmax| < ε ； 步驟四、基於連續曲率預測法提取測量截面測點集； 根據自由曲面多階連續的特性，利用曲率連續預測法實現測點的自適應規劃，建立擬合多項式 Z = ax5+bx4+cx3+dx2+ex+f ； 利用三坐標測量機在求出的測量截面上初測6個點，並指定搜索方向； 利用前6點的坐標信息擬合5次多項式； 求解第6點一階、二階導數和曲率半徑； 根據第6點切線方向和曲率半徑，預測第7點坐標值； 判斷預測點坐標是否回到起始點，未到達則根據第7點預測值引導三坐標測量機測量並獲取第7點真實坐標，若到達或超出起始點則搜索結束； 步驟五、將葉片型面測點集數據導入UG，根據各測量截面測點信息擬合出測量截面曲線，並由各測量截面曲線擬合出葉身型面； 步驟六、在重構模型上提取曲率代表線，並與第一步中測量點擬合的曲率代表線進行比較，將重構模型曲率代表線以等弧長方式離散為若干點，並計算各離散點到對應測量點擬合曲率代表線的距離，若大於給定容差值，則增加步驟一中規劃的曲率代表線條數，重複上述操作，直到重構模型曲率代表線各離散點到原始曲率代表線的距離小於給定容差值。
【文檔編號】G01B21/20GK103486996SQ201310354360
【公開日】2014年1月1日 申請日期:2013年8月14日 優先權日:2013年8月14日
【發明者】汪文虎, 趙德中, 崔康, 靳洪超, 裴景東, 王姝, 成浪永, 王淵彬, 解曉娜, 張豔 申請人:西北工業大學