CN113970311A - 一种航空发动机叶片矢量逼近迭代测量方法 - Google Patents
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Abstract
本发明涉及一种航空发动机叶片矢量逼近迭代测量方法，属于航空发动机叶片校准领域。叶片作为一种典型的复杂自由曲面零件，存在叶片型面测量复杂、参数评价结果一致性较差的问题。为提升叶片型面测量的准确性，本发明以理论模型曲面的法向量作为初始测量引导，获得叶型截面实测补偿数据后，以若干邻近叶型截面数据进行B样条曲面拟合，计算实测数据点的法向量，将实测点坐标以及得到的法向量作为下一次测量的名义值输入，循环该测量过程直至达到迭代终止条件，将此结果作为叶型截面最终实测数据。本发明适用于航空发动机等领域，对复杂自由曲面的叶片等零件的型面进行精确测量。
Description
技术领域
本发明涉及一种航空发动机叶片的测量方法，具体涉及一种航空发动机叶片矢量逼近迭代测量方法，属于航空发动机叶片校准领域。
背景技术
叶片作为航空发动机的核心零部件，对发动机的性能有着决定性的影响，所以能够准确地对叶片进行校准，在航空发动机测试研究领域有着举足轻重的地位。叶片类复杂曲面测量的准确性，关键在于基于矢量方向的触测并按矢量方向补偿，从而减小由于测头半径补偿误差带来的曲面坐标测量误差。
目前发动机叶片测量中，触测的矢量方向主要由理论模型上的点云数据来获取，但由于模型是叶片的理论理想状态，存在叶片实际加工曲面与理论曲面法矢方向不一致的情况，因此难以实现叶片型面的精确测量。
发明内容
针对目前叶片测量方法中理论模型与实际叶片的法矢量存在偏差，导致接触法矢并非叶片的实际法向矢量这一问题，本发明目的是提供一种航空发动机叶片矢量逼近迭代测量方法，在测量中得到的更接近于叶片实际的法矢，从而得到更精确的叶片类曲面测量结果。
本发明的目的是通过以下技术方案实现的：
本发明公开的一种航空发动机叶片矢量逼近迭代测量方法，以航空发动机叶片理论模型曲面的法向量作为初始测量引导，获得叶型截面实测补偿数据后，以若干邻近叶型截面数据进行B样条曲面拟合，计算实测数据点的法向量，将实测点坐标以及得到的法向量作为下一次测量的名义值输入，循环该测量过程直至达到迭代终止条件，将此结果作为叶型截面最终实测数据。
本发明公开的一种航空发动机叶片矢量逼近迭代测量方法，包括如下步骤：
步骤1：测量实施准备；
测量实施准备包括测针与转台的校准，导入理论CAD模型，工件安装定位，建立测量坐标系；
步骤2：在航空发动机叶片理论模型上，截取需要测量高度的截面线并通过控制采样点密度，生成能够描述叶型形状的检测截面线的名义点云坐标值(xn,yn,zn,in,jn,kn)，作为初始测量的引导输入；
步骤3：对叶片检测截面进行扫描测量；
设置扫描角度、速度等测量参数，利用测量***的多联动运动控制***对叶型截面进行扫描。使测头相对于叶片叶盆、叶背、前缘及后缘的展成运动模式进行测量，保证测头触测方向矢量始终沿曲面三维法矢方向，以此获得叶片被测截面型线第i次测量后的补偿数据。
步骤4：对被测高度及其邻近截面的叶型测量数据进行B样条曲面建模。
B样条曲面建模过程包括曲面u向与v向参数次数确定，叶型检测数据点的参数化，节点矢量确定与曲面控制点解算。
步骤5：计算步骤4中叶型截面的数据点在拟合曲面上的三维法向矢量；
三维法向矢量通过叶型截面数据点在拟合曲面的u向和v向的偏导矢量叉积运算求得。
U,V为节点矢量
步骤6：将第i次叶型检测截面坐标点与步骤5得到的法向矢量组成的数据集(xa,ya,za,ia,ja,ka)，作为第i+1次迭代测量的名义值输入；
步骤7：重复执行步骤3到步骤6，直到达到迭代测量终止条件，将最终测量数据作为叶型轮廓的实际值。
迭代终止条件设定为当前触测点与上次触测点最小二乘拟合对齐状态下的轮廓偏差和的变化量以及矢量偏差量的平方和的开方值。
Ek轮廓偏差均方和；pi表示型值点；qi表示曲面网格控制顶点；R表示由数据点确定的有理基函数；N是叶型截面点数量；T表示最佳拟合前后的位置变化量。
当轮廓偏差和的变化量不大于判定阈值ε时，表明叶片截面型线测量逼近真实状态，测量终止。
步骤8：根据叶片设计截面检测数量，按照上述步骤1至步骤7，完成所有截面检测数据的输出，即实现航空发动机叶片矢量逼近迭代高精度测量。
有益效果：
1、本发明公开的一种航空发动机叶片矢量逼近迭代测量方法，通过理论和实际测量点云坐标值相结合，将叶片参数中的轮廓标准偏差作为评价判断标准，能够有效地实现迭代收敛，完成多次迭代后，得到叶片型面截面线的实际测量点云坐标，有效的提升叶片曲面测量准确性。
附图说明
图1是本发明所涉及的矢量逼近法总体测量流程图；
图2是本发明所涉及的固定高度截面线示意图；
图3是本发明所涉及的叶片截面法相矢量点示意图；
图4是本发明所涉及的三次迭代后点云数据偏差实例。
具体实施方式
下面将结合附图和实施例对本发明加以详细说明。同时也叙述了本发明技术方案解决的技术问题及有益效果，需要指出的是，所描述的实施例仅旨在便于对本发明的理解，而对其不起任何限定作用。
如图1所示，本实施公开的一种航空发动机叶片矢量逼近迭代测量方法，对某一规格叶片的测量步骤：
步骤1：测量准备。
在测量之前，完成对测针和转台的校准；在软件内导入理论CAD模型；准备好叶片，包括检查叶片表面干净无污染；工件安装定位；建立测量坐标系；做好测量准备。
步骤2：在理论模型上，截取需要测量高度的截面线(如图2所示)，并通过理论模型得到叶片测量的点云坐标名义值(xn,yn,zn,in,jn,kn)，作为初次测量的坐标值；
步骤3：对叶片检测截面进行扫描测量。
设置扫描角度、速度等测量参数，利用测量***的多联动运动控制***对叶型截面进行扫描。使测头相对于叶片叶盆、叶背、前缘及后缘的展成运动模式进行测量，保证测头触测方向矢量始终沿曲面三维法矢方向(如图3所示)，以此获得叶片被测截面型线第i次测量后的补偿数据；
步骤4：对被测高度及其邻近截面的叶型测量数据进行B样条曲面建模。
在被测量截面线及与此截面线高度距离为(+0.1，-0.1)mm的邻近截面线进行测量，获得的此高度内的叶型测量点云数据后进行B样条曲面建模；
B样条曲面建模过程包括曲面u向与v向参数次数确定，叶型检测数据点的参数化，节点矢量确定与曲面控制点解算；
步骤5：计算步骤4中叶型截面数据点在拟合曲面的三维法向矢量。
三维法向矢量通过叶型截面数据点在拟合曲面的u向和v向的偏导矢量叉积运算求得；
步骤6：将第i次叶型检测截面坐标点与步骤5得到的法向矢量组成的数据集(xa,ya,za,ia,ja,ka)，作为第i+1次迭代测量的名义值输入；
步骤7：重复执行步骤3到步骤6，直到达到迭代测量终止条件，将最终测量数据作为叶型轮廓的实际值；
迭代终止条件设定为当前触测点与上次触测点最小二乘拟合对齐状态下的轮廓偏差和的变化量以及矢量偏差量的平方和的开方值。
Ek轮廓偏差均方和；pi表示型值点；qi表示曲面网格控制顶点；R表示由数据点确定的有理基函数；N是叶型截面点数量；T表示最佳拟合前后的位置变化量。
当轮廓偏差和的变化量不大于判定阈值0.02时，表明叶片截面型线测量逼近真实状态，测量终止。
步骤8：根据叶片设计截面检测数量，按照上述方案，完成所有截面检测数据的输出。
测量偏差是叶片每次测量得到的实际点云与理论点云的差值。本实施例将迭代次数设置为3次。经过对叶片截面三次迭代测量后，第二次和第三次测量偏差明显减小(如图4所示)，有效的实现了迭代收敛。收敛之后的点云数据，与之前比较常用的直接从理论模型上获得点云，进行触测的测量结果相比，本实施例得到的叶片型面点云更接近叶片在更高精度设备上的测量结果，达到通过改变测量方法得到更接近于实际叶片曲面的目的，提升测量精度。
以上所述的具体描述，对发明的目的、技术方案和有益效果进行进一步详细说明，所应理解的是，以上所述仅为本发明的具体实施例而已，并不用于限定本发明的保护范围，凡在本发明的精神和原则之内，所做的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。
Claims (6)
1.一种航空发动机叶片矢量逼近迭代测量方法，其特征在于：包括以下步骤，
步骤1：测量实施准备；
步骤2：在航空发动机叶片理论模型上，截取需要测量高度的截面线并通过控制采样点密度，生成能够描述叶型形状的检测截面线的名义点云坐标值，作为初始测量的引导输入；
步骤3：对叶片检测截面进行扫描测量；
步骤4：对被测高度及其邻近截面的叶型测量数据进行B样条曲面建模；
步骤5：计算步骤4中叶型截面的数据点在拟合曲面上的三维法向矢量；
步骤6：将第i次叶型检测截面坐标点与步骤5得到的法向矢量组成的数据集，作为第i+1次迭代测量的名义值输入；
步骤7：重复执行步骤3到步骤6，直到达到迭代测量终止条件，将最终测量数据作为叶型轮廓的实际值；
步骤8：根据叶片设计截面检测数量，按照上述步骤1至步骤7，完成所有截面检测数据的输出，即实现航空发动机叶片矢量逼近迭代高精度测量。
2.如权利要求1所述的一种航空发动机叶片矢量逼近迭代测量方法，其特征在于：步骤1的实现方法为，
包括测针与转台的校准，导入理论CAD模型，工件安装定位，建立测量坐标系。
3.如权利要求1所述的一种航空发动机叶片矢量逼近迭代测量方法，其特征在于：步骤3的实现方法为，
设置测量参数，所述测量参数包括扫描角度、速度，利用测量***的多联动运动控制***对叶型截面进行扫描；使测头相对于叶片叶盆、叶背、前缘及后缘的展成运动模式进行测量，保证测头触测方向矢量始终沿曲面三维法矢方向，以此获得叶片被测截面型线第i次测量后的补偿数据。
4.如权利要求1所述的一种航空发动机叶片矢量逼近迭代测量方法，其特征在于：步骤4的实现方法为，
B样条曲面建模过程包括曲面u向与v向参数次数确定，叶型检测数据点的参数化，节点矢量确定与曲面控制点解算。
5.如权利要求1所述的一种航空发动机叶片矢量逼近迭代测量方法，其特征在于：步骤5的实现方法为，
三维法向矢量通过叶型截面数据点在拟合曲面的u向和v向的偏导矢量叉积运算求得；
U,V为节点矢量。
6.如权利要求1所述的一种航空发动机叶片矢量逼近迭代测量方法，其特征在于：步骤7的实现方法为，
迭代终止条件设定为当前触测点与上次触测点最小二乘拟合对齐状态下的轮廓偏差和的变化量以及矢量偏差量的平方和的开方值；
Ek轮廓偏差均方和；pi表示型值点；qi表示曲面网格控制顶点；R表示由数据点确定的有理基函数；N是叶型截面点数量；T表示最佳拟合前后的位置变化量；
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Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN116204974A (zh) * | 2022-12-22 | 2023-06-02 | 中国航空综合技术研究所 | 航空发动机叶片零件cad模型几何一致性评价方法 |
Citations (7)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN102735175A (zh) * | 2012-06-07 | 2012-10-17 | 华中科技大学 | 一种基于移动最小二乘法确定叶片最大厚度的方法 |
| CN103486996A (zh) * | 2013-08-14 | 2014-01-01 | 西北工业大学 | 未知cad模型的航空发动机叶片型面测量方法 |
| WO2014121554A1 (zh) * | 2013-02-05 | 2014-08-14 | 新疆尚孚新能源科技有限公司 | 三维曲面翼型的设计方法 |
| CN106202822A (zh) * | 2016-07-27 | 2016-12-07 | 西北工业大学 | 面向叶片自适应加工的b样条曲面模型重构方法 |
| CN107451378A (zh) * | 2017-09-05 | 2017-12-08 | 电子科技大学 | 一种三坐标测量叶片截面采样点提取方法 |
| CN109858124A (zh) * | 2019-01-22 | 2019-06-07 | 中国航空工业集团公司北京航空精密机械研究所 | 一种航空发动机叶片的测量与磨削量计算方法 |
| CN112033338A (zh) * | 2020-09-14 | 2020-12-04 | 中国航空工业集团公司北京长城计量测试技术研究所 | 一种叶片类曲面接触式扫描测量测头半径面补偿方法 |
-
2021
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Patent Citations (7)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN102735175A (zh) * | 2012-06-07 | 2012-10-17 | 华中科技大学 | 一种基于移动最小二乘法确定叶片最大厚度的方法 |
| WO2014121554A1 (zh) * | 2013-02-05 | 2014-08-14 | 新疆尚孚新能源科技有限公司 | 三维曲面翼型的设计方法 |
| CN103486996A (zh) * | 2013-08-14 | 2014-01-01 | 西北工业大学 | 未知cad模型的航空发动机叶片型面测量方法 |
| CN106202822A (zh) * | 2016-07-27 | 2016-12-07 | 西北工业大学 | 面向叶片自适应加工的b样条曲面模型重构方法 |
| CN107451378A (zh) * | 2017-09-05 | 2017-12-08 | 电子科技大学 | 一种三坐标测量叶片截面采样点提取方法 |
| CN109858124A (zh) * | 2019-01-22 | 2019-06-07 | 中国航空工业集团公司北京航空精密机械研究所 | 一种航空发动机叶片的测量与磨削量计算方法 |
| CN112033338A (zh) * | 2020-09-14 | 2020-12-04 | 中国航空工业集团公司北京长城计量测试技术研究所 | 一种叶片类曲面接触式扫描测量测头半径面补偿方法 |
Non-Patent Citations (2)
| Title |
|---|
| 刘其广;孙玉文;吕杰;: "基于截面测量数据的大型卷曲复杂曲面的B样条精确建模方法", 机械设计, no. 02, 20 February 2011 (2011-02-20), pages 9 - 11 * |
| 孙彬;杜虎兵;王建华;李兵;: "航发叶片型面激光点云三维重构误差分析", 光子学报, no. 05, 7 March 2018 (2018-03-07), pages 187 - 195 * |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN116204974A (zh) * | 2022-12-22 | 2023-06-02 | 中国航空综合技术研究所 | 航空发动机叶片零件cad模型几何一致性评价方法 |
| CN116204974B (zh) * | 2022-12-22 | 2024-01-09 | 中国航空综合技术研究所 | 航空发动机叶片零件cad模型几何一致性评价方法 |
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