[发明专利]一种基于二次函数的可抑制风扇激波噪声的叶型优化方法

说明书

本发明公开了一种基于二次函数的可抑制风扇激波噪声的叶型优化方法，包括二维叶型优化及三维叶片优化；通过优化前缘和吸力面的形状，降低超声叶型的激波噪声，同时提高其气动性能，并兼顾前缘的厚度来保证结构强度的要求；通过合理设置二次函数作用范围和幅值在展向上的变化规律，来适应叶型厚度和来流条件的变化，实现不同叶高基元级在三维上的光滑连续；本发明方法在叶型数值表达式的形函数中引入了一元二次函数，有效改变了拟合范围内吸力面的厚度分布，增加极限马赫点前膨胀波的总量，削弱了前伸激波的强度进而降低激波噪声，有效降低超声叶型或跨声转子的激波噪声约2～3dB，有效提高跨声转子的效率约0.3个百分点。

技术领域

本发明涉及航空发动机风扇噪声控制领域，尤其涉及一种基于二次函数的可抑制风扇激波噪声的叶型优化方法。

背景技术

随环保意识的日益增强，对飞机噪声的适航标准日益苛刻，噪声指标在航空发动机的设计阶段越来越受到重视，美国先后启动先进亚声速飞机降噪计划(AST)、安静飞机技术研究计划(QAT),欧盟依次启动了RESOUND、JEAN、SILENCE等一系列发动机降噪计划；风扇是涡扇发动机核心部件之一，随着商用航空发动机涵道比不断增大，风扇噪声在整机噪声所占比重越来越大，特别是对跨声风扇而言，产生的激波噪声是飞机起飞阶段的主要噪声源之一，对机场附近环境影响巨大；激波噪声的显著特点是其辐射声波的频率特性和模态特性极其复杂，使得声衬的降噪特性急剧下降，对于低模态只有1～2dB的声吸收量，远无法满足航空发动机的降噪需求。

已有研究表明，前缘形状对叶型的气动性能影响巨大，通过合理设计前缘与吸力面的形状可大幅提高风扇/压气机的压比和效率；针对亚音叶型优化的方法相对成熟，已有如D因子等的设计准则，而对于超音叶型，较普遍做法是采用遗传算法，给定目标函数如效率等，对叶型进行反复迭代计算，得到优化叶型；一方面这种方法的计算时间较长，另一方面该方法优化出的叶型前缘过薄，无法满足叶片强度的要求，很难在工程中应用；前人对前缘形状的研究均是集中在其对气动性能的影响上，本发明首次提出一种前缘及吸力面设计优化方法，在提高气动性能的同时通过改变波系结构达到降低激波噪声的效果，且能同时保证前缘具有足够的厚度来满足结构强度要求。

发明内容

(一)待解决的技术问题

本发明的目的在于，提出一种基于二次函数的可抑制风扇激波噪声的叶型优化方法，包括二维叶型优化及三维叶片优化；通过优化前缘和吸力面的形状，降低超声叶型的激波噪声，同时提高其气动性能，并兼顾前缘的厚度来保证结构强度的要求；通过合理设置二次函数作用范围和幅值在展向上的变化规律，来适应叶型厚度和来流条件的变化，实现不同叶高基元级在三维上的光滑连续。

(二)技术方案

为解决上述技术问题，本发明提供一种基于二次函数的可抑制风扇激波噪声的叶型优化方法：首先重新定义叶型的前缘点，增大吸力面的范围；然后对前缘和吸力面进行局部拟合，得到数值表达式，并进行初步优化，使之曲率连续过渡，降低前缘吸力峰强度；在吸力面数值表达式中添加一元二次函数，优化吸力面的厚度分布，增加极限马赫点的气流转折角和膨胀波的生成量；通过对流场的观测和激波噪声的定量计算结果，对一元二次函数的最大值和作用范围进行反复迭代调整，直到达到理想的降噪效果，完成优化设计。

具体步骤包括：

1)原始叶型的激波噪声计算：采用雷诺平均NS方程(RANS)方法计算原始叶型流场数据，所述RANS方法使用适用于激波捕捉的二阶精度以上的计算格式，保证每个激波波长内网格点数大于30个；所述网格进口采用拉伸网格；将流场中静压p、密度ρ，三个方向的绝对速度u，v，w数据插值到声学网格中；使用公式计算轴向位置x处的声功率大小，其中分别是速度矢量的时间平均量、压力的时间平均量、密度的时间平均量，γ为比热比，v'、u′、p′分别是速度矢量的变化量、轴向速度的变化量和压力的变化量，B为转子的叶片数或计算域内叶栅的通道数，R_h(x)和R_s(x)分别表示轮毂和机匣半径；