[发明专利]一种优化吸力面波系抑制风扇激波噪声的前缘设计方法

说明书

本发明公开了一种优化吸力面波系抑制风扇激波噪声的前缘设计方法，包括基元叶型前缘优化设计方法、基于基元叶型前缘优化设计的三维风扇叶片设计方法、基元叶型前缘优化设计结合弯掠造型的三维风扇或转子叶片设计方法，在已有的超声叶型基础上，通过快速改变前缘及吸力面形状，合理分配前缘点到E点间吸力面的气流转折角分布，从而优化吸力面上压缩波和膨胀波的分布，改善吸力面上波系与前伸激波的干涉作用，进而实现降低跨声风扇激波噪声的效果，可有效降低原始圆形前缘的超声叶型的激波噪声约1.5～3.5dB，可与弯掠三维造型技术相结合，兼顾近场和远场的降噪效果，具有较强的工程应用价值。

技术领域

本发明涉及大涵道比跨声风扇激波噪声控制领域，尤其涉及一种优化吸力面波系抑制风扇激波噪声的前缘设计方法。

背景技术

随着环保意识的增强，国际上对喷气式飞机噪声的控制越来越严格，欧美各航空巨头也将噪声指标作为清挤竞争对手的主要技术堡垒之一；2006年第四阶段噪声试航条例使俄罗斯所有大型民用客机自动退出国际民机市场，预计在2020年左右实施的第五阶段噪声试航条例极有可能比现阶段标准再低10到15分贝，这对我国自主研制的商用航空发动机长江2000和商用客机C919提出了严峻的生存考验。

当前商用客机广泛采用大涵道比航空发动机，其风扇直径巨大，在叶尖处气流为超声状态，额外产生激波噪声；在发动机噪声中，随着涵道比的增加，风扇噪声已超过喷流噪声成为第一噪声源；对于跨声风扇，特别是在起飞阶段，激波噪声对飞机总噪声在地面的强度和分布有着巨大的影响。

降低飞机噪声尤其是发动机噪声已成为目前航空领域热门的研究课题和重大的技术挑战；目前广泛采用的发动机降噪的方法主要有采用波瓣型喷管、合理设计转静子叶片数、增加转静子的轴向间距、使用声衬和叶片弯掠等，其中波瓣型喷管用于降低喷流噪声，合理设计转静子叶片数、增加转静子轴向间距、使用声衬可一定程度降低亚声状态下转静干涉噪声及宽频噪声，但对低模态的激波噪声效果十分有限，而对弯掠叶片降噪的研究已有近二十年的积累，技术较成熟，很难有大幅度的提升，现亟需一种新的简单有效且机理明确的跨声风扇激波噪声的降噪方法，并可与已有的降噪技术兼容。

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优化吸力面波系抑制风扇激波噪声的前缘设计方法，在已有的超声叶型基础上，通过快速改变前缘及吸力面形状，合理分配前缘点到E点间吸力面的气流转折角分布，从而优化吸力面上压缩波和膨胀波的分布，改善吸力面上波系与前伸激波的干涉作用，进而实现降低跨声风扇激波噪声的效果；该方法可通过对多个基元级进行优化后积叠，应用于三维风扇叶片；同时可与弯掠技术很好地兼容，共同应用时降噪效果可以叠加甚至略有放大。

(二)技术方案

为了解决上述技术问题，本发明提供一种优化吸力面波系抑制风扇激波噪声的前缘设计方法，包括基元叶型前缘优化设计方法、基于基元叶型前缘优化设计的三维风扇或转子叶片设计方法、基元叶型前缘优化设计结合弯掠造型的三维风扇或转子叶片设计方法。

所述前缘设计方法包括以下步骤：

1)原始叶型的数值模拟：采用定常CFD方法获得计算激波噪声的流场数据；具体地，针对原始叶型展开准二维雷诺平均NS(RANS)方程数值模拟；其中，所述数值模拟使用高精度monotonic upstream-centered s cheme for conservation laws(MUSCL)格式，所采用的计算网格足够密，保证每个激波波长内网格点数不低于30个；所述数值模拟中进口设置有拉伸网格吸收层，并采用无反射边界条件；通过平移叶型所在的叶片通道上壁面来模拟真实转子情况；所述平移的速度根据设计马赫数计算得到；所述叶片通道上壁面设置为滑移的绝热壁面，进口给定总温和总压，出口反压设置足够小以保证激波不发生脱体；