[发明专利]耦合微纳表面控制技术的扇叶型总压损失最小化设计方法

说明书

本发明属于航空发动机技术领域，具体为一种耦合微纳表面控制技术的扇叶型总压损失最小化设计方法。本发明方法是在传统优化叶型基础上，进行耦合表面结构设计，包括：建立微纳表面的结构几何数据库；根据传统设计的优化叶型边界空气动力学参数分布统计，进行微纳表面微观流动效应分析，提出反映微纳表面流动效应的修改边界条件，将此条件施加到传统设计的优化叶型边界，应用雷诺平均方程进行数值模拟求解，得到微纳表面气动参数数据库；建立人工神经网络代理模型；再应用差分进化优化算法进行最优叶型表面微纳结构几何设计；将得到的最优表面微纳结构与传统设计的优化叶型耦合，即得到改进的优化叶型，该叶型可使风扇的总压损失进一步减小。

技术领域

本发明属于航空发动机技术领域，具体涉及航空发动机风扇叶型总压损失最小化设计方法。

背景技术

风扇叶片是商用航空发动机最为重要的部件之一，其性能水平的高低将直接关乎发动机的整体性能表现，进而影响发动机的商业应用和推广。越来越大的涵道比势必会导致风扇叶片尺寸的增加，并使风扇产生的总压损失比例相应增大。因此，风扇叶型的气动效率优化成为提高发动机性能的关键技术。

传统的风扇叶型优化设计基本都是基于光滑表面的。然而，即使采用先进的优化方法，单纯通过改变光滑表面叶栅的几何来提高风扇叶型的气动效率具有一定局限性的。如何突破这一瓶颈，高效地设计出气动性能更加优秀的风扇叶片是本发明研究的重点。

除了光滑型线几何的影响外，表面结构对风扇叶型的气动性能也有至关重要的影响。随着材料科学的发展，非光滑表面特别是微纳尺度表面结构在提高气动性能方面显示出了良好的应用前景，为风扇叶型的设计提供了新的思路。受快速游动的鲨鱼皮肤表面的启发，微纳沟槽表面被认为是一种有效的减少摩擦、进行流动控制的方法。

因此，本发明创新性地将叶型几何设计与微纳表面控制技术相结合，对风扇叶型的气动性能进行优化。由于微纳表面宏观跨尺度构型数值模拟的成本较高，特别是气动设计过程中几何形状的多次迭代会带来难以承受的计算代价，这是微纳表面气动优化设计难以进行的主要原因。为了提高该流程的优化设计效率，本发明提出了适用于工程优化的微纳表面风扇叶型数值模拟方法，进而建立耦合微纳表面控制技术的风扇叶型总压损失最小化设计方法。

发明内容

本发明的目的在于提供一种优化效率高、计算代价低的耦合微纳表面控制技术的风扇叶型总压损失最小化设计方法。

传统的叶型设计仅在光滑表面的基础上优化（optimization）风扇叶型（fanblade）的几何轮廓，本发明提供的耦合微纳表面（micro-nano surface）控制技术的跨音速风扇叶型总压损失（total pressure loss）最小化设计方法，是在传统的优化叶型基础上，进行耦合表面结构的设计，以进一步提升风扇叶型的气动性能，主要包括：

首先，建立微纳表面的结构几何数据库；根据传统设计的优化叶型边界空气动力学参数分布的统计，进行微纳表面微观流动效应分析，提出能够反映微纳表面流动效应的修改边界条件，将此条件施加到传统设计的优化叶型边界，应用雷诺平均方程（RANS）[1]进行数值模拟求解，得到微纳表面气动参数数据库。通过上述方法，通解决了工程优化中的微纳表面风扇叶型数值模拟问题，并得到对应的几何-气动参数数据库，为后续建立代理模型和优化提供了基础。

然后，以微纳米表面的结构几何数据库和微纳表面气动参数数据库为基础，建立人工神经网络代理模型；再应用差分进化优化算法进行最优叶型表面微纳结构的几何设计；

将得到的最优表面微纳结构与传统设计的优化叶型进行耦合，即得到改进的优化叶型，该叶型可使风扇的总压损失进一步减小。

具体步骤如下：

步骤1，基于光滑表面的叶型轮廓设计

应用仅优化叶型几何轮廓的传统设计（ 是指在设计思想上仅优化叶型几何轮廓而不改变原本的光滑表面结构）方法进行光滑叶型的设计，其流程图如图1所示。