[发明专利]一种涡轮叶片排干涉单音噪声准三维线化计算方法

说明书

本发明一种涡轮叶片排干涉单音噪声准三维线化计算方法，属于叶轮机械气动声学领域；首先基于涡轮通流阶段气动设计结果，得到N个不同展向高度处截面的进出口气动参数和几何参数；再对不同展向高度处的截面进行“分段线化”处理，得到各截面沿轴向划分的片段I和片段II；然后，建立经过系数修正的上游叶片尾迹模型，即尾迹速度损失分布；最后通过Hanson、Tylor和Sofrin理论计算不同谐波频率下的涡轮叶片排单音噪声的“截通”模态及对应的声功率，将该频率下所有的模态声功率进行叠加，就可以得到该频率对应的总声功率。该计算方法基于通流气动设计结果，不需要知道涡轮叶片三维详细气动参数和几何参数，即可对该设计工况下的声学效应进行有效评估。

技术领域

本发明属于叶轮机械气动声学领域，具体涉及一种涡轮叶片排干涉单音噪声准三维线化计算方法。

背景技术

在航空发动机领域，随着涵道比的逐渐增大，低压涡轮逐渐成为航空发动机的重要噪声源之一。而长期以来对涡轮噪声研究的不足造成涡轮噪声预测能力不足，因此急需发展相应的涡轮噪声预测模型和计算方法。

为了适应新一代发动机高效、低噪的设计目标，本领域前辈提出了基于传统涡轮设计流程的低压涡轮气动/声学一体化设计思路，即将声学设计耦合到气动设计过程。因此为了满足涡轮气动-声学一体化设计要求，需要在涡轮气动设计的各个阶段发展相应的声学评估手段，而本发明就是适用于通流气动设计阶段的涡轮叶片排干涉单音噪声计算方法。

由于叶轮机械的叶片排干涉噪声产生机理相同，可以考虑将适用于风扇/压气机的叶片排干涉单音噪声计算模型应用到涡轮上，但是相对于风扇/压气机叶片，涡轮叶片一个典型的几何特征是大转折角。因此，模型一定要考虑到涡轮大转折角特征，使模型假设更贴合于涡轮真实几何形状。

现有技术中，《一种轴流涡轮精细化声学实验装置及实验方法》(专利号：CN112268708A)，《一种低压涡轮噪声试验方法及其改进方法》(CN108760329A)以涡轮气动噪声实验装置和实验方法为主，偏重于解决真实涡轮声学实验方法中存在的问题，与本发明内容没有特定的联系。本发明是针对涡轮通流气动设计结果，即在涡轮叶片三维详细设计参数(气动参数和几何参数)未知的条件下，提出的涡轮叶片排干涉单音噪声计算方法。在以申请专利中，没有找到与本发明相关的内容。

发明内容

要解决的技术问题：

为了弥补涡轮噪声预测能力不足，本发明提出一种涡轮叶片排干涉单音噪声准三维线化计算方法。本发明以涡轮叶片排为对象，基于Hanson二维叶珊单音噪声预测模型、Tylor和Sofrin管道声模态传播与截止理论和Goldsterin管道声学理论，并针对叶片大转折角特征，提出“分段线化”思想和适合于涡轮尾迹特征的修正尾迹模型，同时引入片条理论，得到一种涡轮叶片排单音噪声准三维线化计算方法，为开展航空发动机涡轮气动-声学一体化设计奠定一定的基础。

本发明的技术方案是：一种涡轮叶片排干涉单音噪声准三维线化计算方法，其特征在于具体步骤如下：

步骤1：基于涡轮通流阶段气动设计结果，得到N个不同展向高度处截面的进出口气动参数和几何参数，N的个数以气动设计结果为准；

步骤2：对不同展向高度处的截面进行“分段线化”处理，得到各截面沿轴向划分的片段I和片段II；

步骤3：建立经过系数修正的上游叶片尾迹模型，即尾迹速度损失分布；尾迹速度损失分布均满足高斯分布：

其中，w_υ为速度损失量，w_c为最大速度损失量,为垂直来流尾迹流向的坐标，Y为最大尾迹宽度；

上游尾迹强度在真实叶片通道内流动时会发生明显变化，因此针对片段I和片段II需要提出对应的尾迹速度损失分布，即对w_c分布和Y分布进行修正：