一种高自由度可控理论声速点的降噪叶型前缘设计方法

摘要

本发明涉及跨音风扇/压气机激波噪声控制领域，公开了一种高自由度可控理论声速点的前缘设计方法，包括前缘三段式设计，所述前缘三段式设计包括：步骤一，原始叶型的数值模拟；步骤二，原始叶型噪声等级评估；步骤三，前缘三段式设计范围确定；步骤四，前缘三段式设计特征参数选取；步骤五，前缘段设计；步骤六，前缘段与叶型吸力面/压力面连接的两个过渡段设计；步骤七，前缘三段式设计叶型的数值模拟；步骤八，前缘三段式设计叶型降噪收益评估。该高自由度可控理论声速点的前缘设计方法在保证叶型前缘点曲率不变的前提下对叶型前缘进行再设计，具有提高改型设计叶型的刚度，降低外伸激波强度及噪声等级的有益效果。

权利要求

1.一种高自由度可控理论声速点的降噪叶型前缘设计方法，其特征在于：包括前缘三段式设计，其中，前缘三段式设计包括前缘段设计以及前缘段与叶型吸力面/压力面连接的两个过渡段设计；所述前缘段为叶型吸力面/压力面的两个理论声速点经过叶型前缘点连接段的叶型，所述前缘段与叶型吸力面/压力面连接的两个过渡段分别为叶型吸力面与压力面的理论声速点到改型前缘与原始叶型连接点段的叶型；

所述前缘三段式设计包括：

步骤一，原始叶型的数值模拟；

步骤二，原始叶型噪声等级评估；

步骤三，前缘三段式设计范围确定；

步骤四，前缘三段式设计特征参数选取；

步骤五，前缘段设计；

步骤六，前缘段与叶型吸力面/压力面连接的两个过渡段设计；

步骤七，前缘三段式设计叶型的数值模拟；

步骤八，前缘三段式设计叶型降噪收益评估；

所述步骤一包括：对原始叶型进行网格绘制，为捕捉外伸激波前传过程，进口长度设置为轴向弦长的三倍，并进行加密处理，保证每个激波波长内网格点数不低于30个；对原始叶型进行准二维雷诺平均N‑S方程(RANS)数值模拟，采用MUSCL插值提高空间精度；按设计工况给定进口总温总压气流角以及出口反压，获得原始叶型的数值模拟流场；

所述步骤二包括：在步骤一得到的原始叶型的数值模拟流场上，叠加均匀稀疏的声学网格，将数值模拟流场的压强p、密度ρ、轴向速度u、周向速度v使用二阶精度的反距离加权插值法插值到声学网格中；使用二维声强定义公式 对噪声等级进行评估，其中 分别表示速度矢量，轴向速度、密度、压强的周向平均量，v′、u′、p′表示速度矢量、轴向速度、压强的扰动量，γ为比热比；将声强沿轴向截面S积分，得到声功率

所述步骤三包括：提取原始叶型中弧线，绘制中弧线斜率分布图，中弧线斜率在a％轴向弦长之前保持稳定，在a％轴向弦长之后开始变化，提取叶型前缘点到a％轴向弦长区域的叶型作为前缘三段式设计范围；

所述步骤四包括：选取理论声速点的相对坐标作为前缘三段式设计特征参数，定义理论声速点到中弧线垂直距离为Y′，理论声速点平行中弧线方向与叶型前缘点距离为X′，通过分离变量法，设计多组(不少于两组)方案，分别探究X′、Y′坐标与叶型声功率的关系；

所述步骤五包括：采用五次Bezier曲线对步骤四中确定的理论声速点之间的连线进行设计，理论声速点坐标、斜率、曲率为已知量；Bezier曲线通式为 五次Bezier曲线需要6个控制点，设定前缘段中点与叶型前缘点重合，通过对称性设计将控制点个数降至3个，可得L1、L2、L3三点横坐标间的关系式 起始点L1为理论声速点，曲线起始斜率即为直线L1L2斜率，L2纵坐标由横坐标通过斜率得到；L3点横坐标、纵坐标为输入量，通过改变L3点横坐标、纵坐标，使理论声速点与叶型前缘点处曲率满足曲率不变条件；

所述步骤六包括：采用三次Bezier曲线对前缘段与叶型吸力面/压力面连接的两个过渡段进行设计，L6L7、L8L9斜率分别与理论声速点以及改型前缘与叶型连接处斜率相同，通过调整L7、L8两点x坐标，使得两端曲率满足曲率不变条件；

所述步骤七包括：对前缘三段式设计叶型进行准三维雷诺平均N‑S方程(RANS)数值模拟，为消除由网格或边界条件带来的误差，前缘三段式设计叶型数值模拟与原始叶型数值模拟采用完全一样的数值模拟设置，对前缘三段式设计叶型重复步骤一、步骤二，得到前缘三段式设计叶型的声功率结果；

所述步骤八包括：对前缘三段式设计叶型的降噪收益进行评估，具体的，对比前缘三段式设计叶型的声功率结果与原始叶型的声功率结果，得出前缘三段式设计叶型的降噪收益。

说明书

一种高自由度可控理论声速点的降噪叶型前缘设计方法

技术领域

[0001] 本发明涉及跨音风扇/压气机激波噪声控制领域，尤其涉及一种高自由度可控理论声速点的前缘设计方法。

背景技术

[0002] 目前国际大型商用客机的市场由欧洲空客(Airbus)及美国波音(Boeing)占领，为巩固其地位，噪声标准已经逐渐成为其用来扫除业内竞争的重要指标，利用新时期新阶段
的标准淘汰大量商用客机或提高竞争对手的研发难度，对我国自主研制的商用航空发动机
提出了严峻的技术考验；目前正值我国商用客机快速发展的阶段，中国商飞(COMAC)研制的
支线客机ARJ21正处于市场运营期、首架中短程客机C919已经与2017年5月完成首飞，预计
在2021年开始交付；就目前的趋势而言，到C919交付时，很可能推出更为严苛的适航标准，
这也将成为限制中国自主知识产权的商用客机能否进入国际市场的主要指标之一。

[0003] 对于大涵道比商用发动机，风扇/压气机转子尖端相对速度超音，在前缘处会生成一道外伸激波，这道激波随转子转动，向上游传播，产生激波噪声，这种噪声已经超过喷流
噪声，成为目前大涵道比商用发动机的第一噪声源，对激波噪声的控制是发动机降噪的重
中之重。

[0004] 自20世纪90年代末，欧盟与美国陆续开展了多项发动机降噪计划，例如美国NASA的超高效发动机技术 (UEET)、安静技术验证机(QTD)研究计划，GE公司与斯奈克玛公司合
作实施了TECH56和LEAP56计划等；其核心技术大致分为：1)斜切口进气道与声衬技术，该技
术可以定向折射/吸收噪声，降低噪声的外传，但此类方法治标不治本；2)对转风扇技术与
弯掠造型技术，该技术在保证压比的前提下，缩短叶片长度、降低叶片转速，进而削弱激波，
降低激波噪声，此类方法可以有效降低激波强度，但经过二十年的研究，技术已经趋于成
熟，提升空间很小；因此目前亟需一种简单有效并于上述技术兼容的跨音风扇/压气机激波
噪声的降噪方法。

发明内容

[0005] (一)待解决的技术问题

[0006] 本发明的目的在于提出一种高自由度可控理论声速点的降噪叶型前缘设计方法，在已有的跨音风扇/压气机叶型基础上，通过三段式设计，改变理论声速点位置，进而对整
体前缘段的曲率过渡过程进行再分配，优化叶型前缘处的激波‑膨胀波系干涉情况，达到降
低外伸激波强度的目的，进而实现降低跨声叶型激波噪声的效果；目前叶型前缘改型设计
方法多为通过增大叶型前缘点曲率来达到降噪目的，当叶型前缘点曲率过大时，会出现尖
前缘现象，降低叶型刚度。

[0007] (二)技术方案

[0008] 为了解决上述技术问题，本发明提供一种高自由度可控理论声速点的降噪叶型前缘设计方法，包括前缘三段式设计，其中，前缘三段式设计包括前缘段设计以及前缘段与叶
型吸力面/压力面连接的两个过渡段设计；所述前缘段为叶型吸力面/压力面的两个理论声
速点经过叶型前缘点连接段的叶型，所述前缘段与叶型吸力面/压力面连接的两个过渡段
分别为叶型吸力面与压力面的理论声速点到改型前缘与原始叶型连接点段的叶型；所述前
缘三段式设计包括：步骤一，原始叶型的数值模拟；步骤二，原始叶型噪声等级评估；步骤
三，前缘三段式设计范围确定；步骤四，前缘三段式设计特征参数选取；步骤五，前缘段设
计；步骤六，前缘段与叶型吸力面/ 压力面连接的两个过渡段设计；步骤七，前缘三段式设
计叶型的数值模拟；步骤八，前缘三段式设计叶型降噪收益评估；

[0009] 所述步骤一包括：对原始叶型进行网格绘制，为捕捉外伸激波前传过程，进口长度设置为轴向弦长的三倍，并进行加密处理，保证每个激波波长内网格点数不低于30个；对原
始叶型进行准二维雷诺平均N‑S方程(RANS) 数值模拟，采用MUSCL插值提高空间精度；按设
计工况给定进口总温总压气流角以及出口反压，获得原始叶型的数值模拟流场；

[0010] ；所述步骤二包括：在步骤一得到的原始叶型的数值模拟流场上，叠加均匀稀疏的声学网格，将数值模拟流场的压强p、密度ρ、轴向速度u、周向速度v使用二阶精度的反距离
加权插值法插值到声学网格中；使用二维声强定义公式
对噪声等级进行评估，其中 分别表示速度矢量，轴向速度、密度、压强的周向平
均量，v′、u′、p′表示速度矢量、轴向速度、压强的扰动量，γ为比热比；将声强沿轴向截面S
积分，得到声功率

[0011] ；所述步骤三包括：提取原始叶型中弧线，绘制中弧线斜率分布图，中弧线斜率在a％轴向弦长之前保持稳定，在a％轴向弦长之后开始变化，提取叶型前缘点到a％轴向弦长
区域的叶型作为前缘三段式设计范围；

[0012] ；所述步骤四包括：选取与理论声速点的相对坐标作为前缘三段式设计特征参数，定义理论声速点到中弧线垂直距离为Y′，理论声速点平行中弧线方向与叶型前缘点距离为
X′，通过分离变量法，设计多组(不少于两组)方案，分别探究X′、Y′坐标与叶型声功率的关
系；

[0013] ；采用五次Bezier曲线对步骤四中确定的理论声速点之间的连线进行设计，理论声速点坐标、斜率、曲率为已知量；Bezier曲线通式为 五次Bezier曲线
需要6个控制点，设定前缘段中点与叶型前缘点重合，通过对称性设计将控制点个数降至3
个，可得L1、L2、L3三点横坐标间的关系式 起始点L1为理论声速点，曲
线起始斜率即为直线L1L2斜率，L2纵坐标由横坐标通过斜率得到；L3点横坐标、纵坐标为输
入量，通过改变L3点横坐标、纵坐标，使理论声速点与叶型前缘点处曲率满足曲率不变条
件；

[0014] ；所述步骤六包括：采用三次Bezier曲线对前缘段与叶型吸力面/压力面连接的两个过渡段进行设计，L6L7、 L8L9斜率分别与理论声速点以及改型前缘与叶型连接处斜率相
同，通过调整L7、L8两点x坐标，使得两端曲率满足曲率不变条件；

[0015] ；所述步骤七包括：对前缘三段式设计叶型进行准三维雷诺平均N‑S方程(RANS)数值模拟，为消除由网格或边界条件带来的误差，前缘三段式设计叶型数值模拟与原始叶型
数值模拟采用完全一样的数值模拟设置，对前缘三段式设计叶型重复步骤一、步骤二，得到
前缘三段式设计叶型的声功率结果；

[0016] ；所述步骤八包括：对前缘三段式设计叶型的降噪收益进行评估，具体的，对比前缘三段式设计叶型的声功率结果与原始叶型的声功率结果，得出前缘三段式设计叶型的降
噪收益。

[0017] (三)有益效果

[0018] 本发明所提供的一种高自由度可控理论声速点的降噪叶型前缘设计方法，与现有技术相比，具有以下有益效果：

[0019] 通过前缘三段式设计，在叶型前缘处引入理论声速点坐标作为特征参数，使改型设计具有更高的自由度，同时随着对激波噪声的机理研究，理论声速点也可以替换成其它
重要参数，具有广泛的性能发展提升空间；

[0020] 本发明所提出的前缘三段式设计方法在保证叶型前缘点曲率不变的前提下对叶型前缘进行再设计，可有效减少前缘平均厚度，避免尖前缘设计，进而提高改型设计叶型的
刚度；

[0021] 本发明所提出的前缘三段式设计方法通过改变理论声速点位置能够使距叶型前缘点1倍弦长处的外伸激波强度降低15％、噪声等级降低2dB。

附图说明

[0022] 图1为一种高自由度可控理论声速点的降噪叶型前缘设计方法的步骤流程示意图；

[0023] 图2为本发明实施例的CM‑1.2叶型中弧线的斜率分布图，其中ξ为采用叶型的轴向弦长无量纲后叶型上的点到叶型前缘点的轴向距离；

[0024] 图3为本发明实施例的前缘三段式设计的前缘段设计示意图；

[0025] 图4为本发明实施例的前缘三段式设计的过渡段设计示意图；

[0026] 图5为前缘三段式设计的算例1、算例2、算例3与原始叶型对比图；

[0027] 图6为前缘三段式设计的算例4、算例5、算例6与原始叶型对比图；

[0028] 图7为前缘三段式设计的算例1、算例2、算例3与原始叶型曲率分布图；

[0029] 图8为前缘三段式设计的算例4、算例5、算例6与原始叶型曲率分布图；

[0030] 图9为前缘三段式设计的算例1、算例2、算例3与原始叶型声功率等级对比图；

[0031] 图10为前缘三段式设计的算例4、算例5、算例6与原始叶型声功率等级对比图；

[0032] 图中，1：叶型前缘点；2：前缘段；3：过渡段；4：理论声速点；5：前缘三段式设计叶型的前缘与叶型连接点。

具体实施方式

[0033] 以下结合附图和实施例，对本发明的具体实施方式进行进一步详细说明，以下实例用于说明本发明，但不用于限制本发明的范围。

[0034] 实施例：

[0035] 以已公开的CM‑1.2叶型为例，该叶型的设计马赫数为1.2，几何坐标参见文献“邱名.高级压比轴流压气机转子通道内激波组织研究[D].南京航空航天大学,2014.”

[0036] 按步骤一所述方法对原始叶型进行数值模拟。计算时采用一方程S‑A湍流模型，梯度插值采用格林高斯基于单元体方法、压强插值采用标准插值法，密度、动能、湍流粘性先
采用一阶精度MUSCL插值计算初场，再进行三阶精度MUSCL插值得到最终解，达到提速目的；
网格采用HOH拓扑结构，为捕捉外伸激波前传过程，将进口段延长并加密，进口段网格参数
为301*177*5共计26.6万，总网格数为44万；进口给定总温总压分别为300K 和101325Pa，轴
向进气，周向壁面为周期面，展向壁面为欧拉滑移壁面，叶片平动速度为310m/s，出口反压
为 101325Pa。

[0037] 按步骤二所述方法在步骤一得到的原始叶型的数值模拟流场上，在叶型前缘点至三倍轴向弦长处接入 300*100*5的声学网格，将数值模拟得到的压强p、密度ρ、轴向速度u、
速度矢量 使用二阶精度的反距离加权插值法插值到声学网格中；使用二维声强定义公式
对噪声等级进行评估，其中 分别表示速度矢
量，轴向速度、密度、压强的周向平均量，v′、u′、p′表示速度矢量、轴向速度、压强的扰动量，
γ为比热比；将声强沿轴向截面S积分，得到声功率 经评估，原始CM1‑2 叶型在距
叶型前缘点一倍轴向弦长处噪声强度为100dB。

[0038] 按步骤三提取原始CM‑1.2叶型中弧线并做中弧线的斜率分布图，如图2所示。在本发明实施例的CM‑1.2 叶型中弧线的斜率分布图中前10％区域斜率稳定，因此选取原始叶
型前缘点到10％轴向弦长区域的叶型为前缘三段式设计范围，计算出前缘三段式设计前缘
与叶型连接点的坐标、斜率、曲率参数。

[0039] 按步骤四选取理论声速点坐标作为前缘三段式设计特征参数，定义理论声速点到中弧线垂直距离为Y′，理论声速点平行中弧线方向与叶型前缘点距离为X′；通过分离变量
法，设计6组算例参数如表1所示，其中算例 1、算例2、算例3用于对比Y′坐标对噪声等级的
影响；算例4、算例5、算例6用于对比X′坐标对噪声等级的影响。

[0040] 表1理论声速点位置参数

[0041]序号 X'/mm Y'/mm
算例1 1.3 ‑0.18
算例2 1.3 ‑0.23
算例3 1.3 ‑0.28
算例4 0.8 ‑0.23
算例5 1.3 ‑0.23
算例6 1.8 ‑0.23

[0042] 按步骤五、步骤六所述方法设计6组前缘段及前缘段与叶型吸力面/压力面连接的两个过渡段。前缘三段式设计算例1、算例2、算例3与原始叶型对比如图5所示；前缘三段式
设计算例4、算例5、算例6与原始叶型对比如图6所示。本发明方法的特点在于保持叶型前缘
点处曲率与原始叶型相同，前缘三段式设计叶型曲率分布如图7、8所示，原始叶型前缘为圆
型前缘，曲率先保持不变，然后直线下降直至与叶型相连，这种曲率不连续的前缘设计会在
曲率不连续点处产生吸力峰，降低叶型抗分离能力；传统的曲率连续前缘设计，曲率缓慢上
升，使得叶型前缘点处曲率过大，产生尖前缘，降低叶型刚度；从本发明的前缘三段式设计
的曲率分布图可以看出：叶型前缘点处曲率较小，有效避免了尖前缘现象；之后曲率先上升
后下降，直至与叶型相接；整个曲率过渡过程没有突变，始终连续。

[0043] 按步骤七对步骤五、步骤六所设计的6组前缘三段式设计叶型算例进行数值模拟并计算声功率，结果如图 9、图10所示，可以看出降噪效果在近前缘处十分明显，距叶型前
缘点一倍轴向弦长处与CM‑1.2原始叶型相比，前缘三段式设计算例1、算例2、算例3降噪分
别为0.5dB、1.6dB、4.6dB；前缘三段式设计算例4、算例5、算例6降噪分别为0.4dB、1.6dB、
2.9dB。显然降噪效果与X′、Y′均存在单调关系，X′越小、Y′越大，降噪效果越好。对于Y′＝
0.18算例，降噪效果可以维持到三倍前缘处，仍具有2dB的降噪效果。

[0044] 以上所述仅为本发明专利的较佳实施例，并不用于限制本发明，凡在本发明的精神和原则之内，所做的任何修改、等同替代、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。