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技术

本发明专利技术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；本发明专利技术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。

A leaf shape optimization method based on two functions to suppress the fan shock noise

The invention discloses a method based on blade optimization method can suppress the noise of fan shock quadratic function, including 2D and 3D blade blade optimization optimization; by optimizing the leading edge and the suction surface shape, reduce shock noise ultrasonic blade, and improve its aerodynamic performance, taking into account the front thickness to ensure structural strength the requirements; the change of a reasonable set of quadratic function scope and the amplitude of the spanwise, to blade thickness and flow conditions change, realize different leaf gudge element level in 3D smooth and continuous; the method of the invention introduces a yuan quadratic function in the shape function of leaf type numeric expression, effectively changing the thickness of the suction side of the distribution range, increase the limit point of Maher before the expansion wave amount, weaken the intensity of shock wave and reduce the forward shock noise, effectively reducing The shock noise of the low ultrasonic blade or the transonic rotor is about 2 ~ 3dB, which can effectively improve the efficiency of the transonic rotor by about 0.3 percentage points.

【技术实现步骤摘要】
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
本专利技术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。
技术介绍
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，本专利技术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。
技术实现思路
(一)待解决的技术问题本专利技术的目的在于，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，本专利技术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等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、压力、密度的时间平均量，γ为比热比，v'、u′、p′分别是速度矢量、轴向速度和压力的变化量，B为转子的叶片数或计算域内叶栅的通道数，Rh(x)和Rs(x)分别表示轮毂和机匣半径；2)叶型的参数化：根据步骤1)中数值模拟结果，计算E点的位置；所述E点为发出极限特征线的点，所述极限特征线为吸力面上与相邻叶片前缘点相交的膨胀波；用classfunction/shapefunctiontransformation(CST)方法对叶型进行局部拟合，得到无量纲后的叶型数值表达式所述的局部拟合范围为极限特征线与吸力面交点(E)前的叶型；所述的CST方法的形函数为加权的Bernstein多项式，前缘参数N1＝0.5，尾缘参数N2＝1；所述形函数空间的横轴为前缘点和拟合极限处压力面吸力面中点的连线，坐标原点为前缘点；采用方差作为拟合精度判别标准；3)钝体前缘的造型：重新定义前缘点，将所述前缘点由前缘小圆中点改为压力面圆弧中点；所述形函数空间和叶型坐标亦随之旋转；去掉形函数空间内横坐标为负的点，并对吸力面前缘进行加密，从形函数空间变回原几何坐标系，得到改造后的钝体前缘；4)钝体前缘的初步优化：将前缘参数N1由0.5等差增大，公差为0.05，其他拟合参数和拟合范围保持不变，得到不同厚度和曲率变化规律的前缘叶型；在前缘和吸力面连接处，新叶型的厚度为原始叶型厚度的二分之一时，停止增加N1值，得到保障前缘结构强度的最大N1值；按步骤1)所述方法计算初步优化的叶型激波噪声大小；5)基于一元二次函数的吸力面厚度分布二次优化初始参数选取：将拟合范围扩大至1.5倍，并在CST形函数中加入一元二次函数项-(g*(ψ-0.5)*(ψ-0.5)-d)*ζT，其中d＝0.5*0.5*g，ψ为无量纲后的横坐标，ζT为无量纲后的尾缘厚度的一半；g的初始值为0.02，得到厚度优化的新叶型；按步骤1)所述方法计算厚度优化后叶型的流场，并重新计算二次优化叶型的E点位置；6)拟合范围的选定：提取步骤5)中初步优化和步骤6)中二次优化的叶型吸力面表面等熵马赫数分布曲线，观察两者等熵马赫数差值最大的位置M(二次优化叶型等熵马赫数更大的情况)；调整吸力面拟合范围并进行迭代优化，使M点位置在极限马赫点稍后方(若M点在E点前，则增大拟合范围)；7)g值的选定：从0.02开始逐步增大g值，计算不同g值厚度对应的优化叶型的激波噪声，直到激波噪声不再降低，或g值到达0.06；在改变g值时，M点和E点的相对位置可能发生变化，确定最佳g值，需要实时调整拟合范围，迭代优化，直到得到理想的降噪效果。特别地，采用上述叶型优化方法进行三维转子设计时，需要按来流条件对转子进行分区，并对不同叶高处基元级进行分段分析和迭代优化；具体地，在上述过程1)到7)的基础上进一步：8)对转子进行展向分区和分段：在展向高度上将叶片分为亚声区和跨声区；所述跨声区分段间隔较所述亚声区分段间隔小，使得所述跨声区截取的流片数目流片数目多于亚声区截取的流片数目；9)不同叶高拟合范围的选取：对原始转子进行数值模拟后，根据跨声区中间基元级的E点位置，确定钝体前缘造型时，整个叶片的拟合范围；在二次优化阶段，亚声区拟合范围保持不变，跨声区每段拟合范围根据各段中间基元级E点位置选取；10)一元二次函数参数初始g值的选取：亚声区基元级不添加一元二次函数项，即g＝0；跨声区基元级初始g值为0.02；11)不同叶高g值和拟合范围的确定：按步骤6)和步骤7)进行优化；根据流场计算结果，观察各个叶高处等熵马赫数最大差值处和E点的相对位置，调整跨声区各段g值和拟合范围，迭代计算，完成优化；12)计算最终优化转子的特性线，与原始转子进行对比，观察压比和绝热效率的变化。(三)有益效果本专利技术所提供的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，具有以下有益效果：以钝体前缘为基础进行前缘和吸力面的曲率连续优化，有限度的增加前缘参数，确保优化后前缘具有足够的结构强度。通过在叶型数值表达式的形函数中引入一元二次函数，改变拟合范围内吸力面的厚度分布，增加E点前膨胀波的总量，削弱前伸激波的强度进而降低激波噪声。本专利技术方本文档来自技高网...

【技术保护点】
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，其特征在于：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等数据插值到声学网格中；使用

【技术特征摘要】
1.一种基于二次函数的可抑制风扇激波噪声的叶型优化方法，其特征在于：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等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、压力、密度的时间平均量，γ为比热比，v'、u′、p′分别是速度矢量、轴向速度和压力的变化量，B为转子的叶片数或计算域内叶栅的通道数，Rh(x)和Rs(x)分别表示轮毂和机匣半径；2)叶型的参数化：根据步骤1)中数值模拟结果，计算E点的位置；所述E点为发出极限特征线的点，所述极限特征线为吸力面上与相邻叶片前缘点相交的膨胀波；用classfunction/shapefunctiontransformation(CST)方法对叶型进行局部拟合，得到无量纲后的叶型数值表达式所述的局部拟合范围为极限特征线与吸力面交点(E)前的叶型；所述的CST方法的形函数为加权的Bernstein多项式，前缘参数N1＝0.5，尾缘参数N2＝1；所述形函数空间的横轴为前缘点和拟合极限处压力面吸力面中点的连线，坐标原点为前缘点；采用方差作为拟合精度判别标准；3)钝体前缘的造型：重新定义前缘点，将所述前缘点由前缘小圆中点改为压力面圆弧中点；所述形函数空间和叶型坐标亦随之旋转；去掉形函数空间内横坐标为负的点，并对吸力面前缘进行加密，从形函数空间变回原几何坐标系，得到改造后的钝体前缘；4)钝体前缘的初步优化：将前缘参数N1由0.5等差增大，公差为0.05，其他拟合参数和拟合范围保持不变，得到不同厚度和曲率变化规律的前缘叶型；在前缘和吸力面连接处，新叶型的厚度为原始叶型厚度的二分之一时，停止增加N1...

【专利技术属性】
技术研发人员：柳阳威，葛健，周振华，唐雨萌，陆利蓬，孙晓峰，
申请(专利权)人：北京航空航天大学，
类型：发明
国别省市：北京,11