一种降低叶轮机宽频噪声的叶片尾缘构型及设计方法
阅读说明：本技术 一种降低叶轮机宽频噪声的叶片尾缘构型及设计方法 (Blade trailing edge configuration for reducing broadband noise of turbine and design method ) 是由 卯鲁秦 黎霖 向康深 同航 乔渭阳 于 2021-01-18 设计创作，主要内容包括：本发明涉及一种降低叶轮机宽频噪声的叶片尾缘构型及设计方法,模仿寂静飞行猫头鹰翅膀的尾缘锯齿结构,对叶片进行改型,所述叶片的尾缘为周期性锯齿状结构,该锯齿结构沿叶片尾缘展向设置。本发明提供了一种降低叶轮机宽频噪声的叶片尾缘构型方法,利用锯齿尾缘,可以有效降低叶片宽频噪声。(The invention relates to a blade tail edge configuration for reducing broadband noise of a turbine and a design method thereof. The invention provides a blade tail edge configuration method for reducing broadband noise of a turbine, and the broadband noise of the blade can be effectively reduced by using a sawtooth tail edge.)
技术领域
本发明属于航空发动机噪声控制技术领域，特别涉及一种降低叶轮机宽频噪声的叶片尾缘构型及设计方法。
背景技术
随着我国大飞机事业的开展、大型飞机及航空发动机重大专项的实施，飞机及其发动机噪声问题目前得到越来越多的关注。航空发动机是飞机的主要噪声源，其中对叶轮机噪声进行降噪成为降低航空发动机噪声的关键所在。
目前主流的降噪手段是在飞机发动机进气道位置添加声衬装置，虽取得一定的降噪成果，但不仅对原有的航空发动机增加质量造成结构复杂，同时降噪效果有限，仅对特定频率下的噪声有较为明显的降噪效果。
仿生学是目前各个研究领域的研究热点，将仿生学内容应用到叶轮机叶片降噪上，是未来航空降噪领域的一大方向。已有科研人员提出对叶轮机中叶片添加锯齿尾缘构型来进行降噪，但已有的方法是在叶片尾缘开凹槽，并在凹槽中插入锯齿结构，这种方法不仅会增加结构复杂程度，由于插入式锯齿结构会增加连接处的不稳定性，故会对旋转的叶轮机械产生安全隐患。
发明内容
本发明解决的技术问题是：为了解决现有科研人员提出插入式尾缘结构的不足，本发明提出一种降低叶轮机宽频噪声的切割式叶片尾缘构型及设计方法。
本发明的技术方案是：一种降低叶轮机宽频噪声的叶片尾缘构型，其特征在于，所述叶片的尾缘为周期性锯齿状结构，该锯齿结构沿叶片尾缘展向设置。
本发明进一步的技术方案是：所述锯齿结构齿间距为0.006m。
本发明进一步的技术方案是：所述锯齿结构尺高为0.015m。
本发明进一步的技术方案是：所述尾缘为切割式尾缘。
本发明进一步的技术方案是：一种降低叶轮机宽频噪声的叶片尾缘构型的设计方法，包括以下步骤：
步骤1：选取基准叶片，确定叶片弦长c和叶片展长L大小；
步骤2：以基准叶片尾缘为基准，沿着尾缘处中弧线切线向外延长。
步骤3：为了保证锯齿尾缘叶片与基准叶片表面积一致，沿着尾缘中弧线切线向外延长距离为锯齿尺高的一半。
步骤4：对延长后的叶片进行尾缘切割，切割时保证切割线与叶片中弧线平面垂直。
本发明进一步的技术方案是：所述叶片选用SD2030孤立叶片。
本发明进一步的技术方案是：所述步骤1中的叶片弦长c为0.15m。
本发明进一步的技术方案是：所述步骤1中的叶片展长L为0.3m。
发明效果
本发明的技术效果在于：本发明和现有技术相比，取得的有益效果如下：
(1)切割式尾缘锯齿结构是在原有叶片基础上进行切割而成的，因而在结构稳定性上，与插入式尾缘锯齿结构相比，尾缘结构与原有叶片结构连接更为紧密，不易脱落。
(2)插入式尾缘锯齿需要在尾缘根部开槽，由于叶轮机中叶片尾缘位置一般较薄，开槽会导致应力集中，高速旋转过程容易造成尾缘断裂。切割式结构仅对叶片尾缘位置处进行锯齿修型，因而与插入式尾缘相对比，更能适应高速下的工作工况。
(3)由于插入式尾缘结构是在原有叶片基础上进行锯齿结构添加，因而会极大的破坏叶片流场结构，且锯齿伸出长度过长，会影响下游叶片。本文切割式尾缘锯齿结构先对叶片进行一定的延长，之后再进行切割，保证锯齿尾缘构型叶片与基准叶片的叶片表面积相同，进一步减小了尾缘锯齿结构对下游叶片的影响。
附图说明
图1为直尾缘叶片示意图；
图2为锯齿尾缘叶片示意图；
图3为本实施例子中，尾缘锯齿参数定义；
图4为本实施例子中，实验测量传声器阵列示意图；
图5为本实施例子中，47m/s来流速度，0°攻角下基准叶片与锯齿尾缘叶片声源识别结果；其中(a)为直尾缘基准叶片声源识别结果(b)为锯齿形尾缘叶片声源识别结果
图6为本实施例子中，47m/s来流速度，0°攻角下直尾缘叶片与锯齿形尾缘叶片尾缘噪声频谱的比较；
图7为本实施例子中，不同速度、不同攻角下尾缘噪声声压级改变量的频谱。
其中a为风洞出口，b为实验测量叶片，c为传声器阵列。
具体实施方式
在本发明的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“长度”、“宽度”、“厚度”、“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”、“顺时针”、“逆时针”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明的限制。
参见图1-图3，本发明提供了一种应用于叶轮机降噪的仿生学叶片，其特征在于，沿叶片尾缘展向设置周期性锯齿结构；锯齿为周期性结构。本发明中的一种降低叶轮机宽频噪声的叶片尾缘构型方法，针对叶轮机叶片尾缘宽频噪声降噪控制需要，采用仿生学原理，模仿猫头鹰翅膀的尾缘锯齿结构，提供了一种降低叶轮机宽频噪声的叶片尾缘构型方法。其特征在于：所述叶型的尾缘为锯齿状结构。所述叶片分别为直尾缘叶片与锯齿尾缘叶片，由于发动机内叶片间隙相对较小，为了不影响下游叶片，使用切割式锯齿形尾缘。对于基准叶片，不对尾缘进行任何修型，对于锯齿尾缘叶片，以基准叶型尾缘为锯齿尾缘中间基线，对其进行线切割。所述尾缘锯齿为模仿寂静飞行猫头鹰翅膀的尾缘锯齿结构。
下面将参考附图并结合实施方式来详细说明本发明。
参照图1、图2、图3，本发明以SD2030孤立叶片为研究对象，其叶片弦长c＝0.15m，叶片展长L＝0.3m。所述锯齿结构齿间距为λ＝0.006m。所述锯齿结构尺高2h为0.015m。
本实施例中的带锯齿尾缘的叶片，尾缘锯齿为模仿寂静飞行猫头鹰翅膀的尾缘锯齿结构，构型结束后，采用传声器阵列实验研究了尾缘锯齿结构对叶片尾缘宽频噪声的抑制效果，参见图4，图4为0°攻角情况下，来流速度为47m/s时直尾缘叶片和锯齿形尾缘叶片的声源识别结果对比。图中横坐标为位置坐标，三个尖峰表示有三个声源，-0.22m为风洞出口位置处的风洞噪声，-0.08m为叶片前缘位置处的叶片前缘噪声，0，06m为叶片尾缘位置处的叶片尾缘噪声；图中纵坐标为声源的1/3倍频程；图中深色区域表示噪声声压级较大，颜色越浅表示噪声声压级越小(即噪声越小)。从图中可以看出，与直尾缘叶片相比，锯齿尾缘构型可以有效降低叶片尾缘噪声，5000Hz以上尾缘噪声降噪效果尤为明显。
图6为0°攻角情况下，来流速度为47m/s时直尾缘叶片与锯齿形尾缘叶片尾缘噪声频谱的比较。图中横坐标为频率，纵坐标为声压级，声压级越小表示噪声越低，从图中可以看出，锯齿形尾缘对于尾缘噪声的强度有明显的抑制作用，且锯齿形尾缘的降噪效果因频率范围的改变而改变。
图7为不同速度、不同攻角下尾缘噪声声压级改变量的频谱，纵坐标大于零表示锯齿尾缘有降噪效果，纵坐标小于零表示锯齿尾缘没有降噪效果。从频谱形状上来看，所有来流速度条件下锯齿形尾缘结构的降噪效果随攻角的变化趋势都相同：负攻角条件下降噪效果最好，0°攻角条件次之，正攻角条件下降噪效果最差。然而并不是所有频率范围内锯齿形尾缘都能得到好的效果，在某些频率段内锯齿形尾缘噪声的声级相比于直尾缘反而有所增大。当来流速度U＝22m/s和28m/s时，几乎在整个所关心的频率范围内锯齿尾缘都有非常好降噪效果，最大可达14dB；仅在正攻角的条件下，频率较低的范围内会出现声压级增大的情况。随着来流速度进一步增大，锯齿尾缘的降噪效果逐渐下降。当来流速度U＝38m/s时，0°攻角和负攻角条件下，锯齿尾缘仍然有很好的降噪效果，最大达12dB；然而正攻角条件下，在2000Hz附近的频率范围内锯齿尾缘使尾缘噪声增大了6dB左右。当来流速度U＝47m/s时，所有攻角条件下，在2000Hz附近的频率范围内锯齿尾缘使尾缘噪声增大了3～6dB；而高频范围内的降噪量最大值也下降到了9dB左右。