[發(fā)明專利]一種渦輪葉片排干涉單音噪聲準(zhǔn)三維線化計(jì)算方法

在審

• 申請(qǐng)?zhí)枺?/td>: 202110670868.2
• 申請(qǐng)日: 2021-06-15
• 公開（公告）號(hào): CN113312706A
• 公開（公告）日: 2021-08-27
• 發(fā)明（設(shè)計(jì)）人: 向康深;陳偉杰;陶孟堯;同航;喬渭陽
• 申請(qǐng)（專利權(quán)）人: 西北工業(yè)大學(xué)
• 主分類號(hào): G06F30/15
• 分類號(hào): G06F30/15;G06F30/17;G06F30/20;G06F119/10
• 代理公司: 西北工業(yè)大學(xué)專利中心 61204
• 代理人: 云燕春

本發(fā)明一種渦輪葉片排干涉單音噪聲準(zhǔn)三維線化計(jì)算方法，屬于葉輪機(jī)械氣動(dòng)聲學(xué)領(lǐng)域；首先基于渦輪通流階段氣動(dòng)設(shè)計(jì)結(jié)果，得到N個(gè)不同展向高度處截面的進(jìn)出口氣動(dòng)參數(shù)和幾何參數(shù)；再對(duì)不同展向高度處的截面進(jìn)行“分段線化”處理，得到各截面沿軸向劃分的片段I和片段II；然后，建立經(jīng)過系數(shù)修正的上游葉片尾跡模型，即尾跡速度損失分布；最后通過Hanson、Tylor和Sofrin理論計(jì)算不同諧波頻率下的渦輪葉片排單音噪聲的“截通”模態(tài)及對(duì)應(yīng)的聲功率，將該頻率下所有的模態(tài)聲功率進(jìn)行疊加，就可以得到該頻率對(duì)應(yīng)的總聲功率。該計(jì)算方法基于通流氣動(dòng)設(shè)計(jì)結(jié)果，不需要知道渦輪葉片三維詳細(xì)氣動(dòng)參數(shù)和幾何參數(shù)，即可對(duì)該設(shè)計(jì)工況下的聲學(xué)效應(yīng)進(jìn)行有效評(píng)估。

技術(shù)領(lǐng)域

本發(fā)明屬于葉輪機(jī)械氣動(dòng)聲學(xué)領(lǐng)域，具體涉及一種渦輪葉片排干涉單音噪聲準(zhǔn)三維線化計(jì)算方法。

背景技術(shù)

在航空發(fā)動(dòng)機(jī)領(lǐng)域，隨著涵道比的逐漸增大，低壓渦輪逐漸成為航空發(fā)動(dòng)機(jī)的重要噪聲源之一。而長期以來對(duì)渦輪噪聲研究的不足造成渦輪噪聲預(yù)測(cè)能力不足，因此急需發(fā)展相應(yīng)的渦輪噪聲預(yù)測(cè)模型和計(jì)算方法。

為了適應(yīng)新一代發(fā)動(dòng)機(jī)高效、低噪的設(shè)計(jì)目標(biāo)，本領(lǐng)域前輩提出了基于傳統(tǒng)渦輪設(shè)計(jì)流程的低壓渦輪氣動(dòng)/聲學(xué)一體化設(shè)計(jì)思路，即將聲學(xué)設(shè)計(jì)耦合到氣動(dòng)設(shè)計(jì)過程。因此為了滿足渦輪氣動(dòng)-聲學(xué)一體化設(shè)計(jì)要求，需要在渦輪氣動(dòng)設(shè)計(jì)的各個(gè)階段發(fā)展相應(yīng)的聲學(xué)評(píng)估手段，而本發(fā)明就是適用于通流氣動(dòng)設(shè)計(jì)階段的渦輪葉片排干涉單音噪聲計(jì)算方法。

由于葉輪機(jī)械的葉片排干涉噪聲產(chǎn)生機(jī)理相同，可以考慮將適用于風(fēng)扇/壓氣機(jī)的葉片排干涉單音噪聲計(jì)算模型應(yīng)用到渦輪上，但是相對(duì)于風(fēng)扇/壓氣機(jī)葉片，渦輪葉片一個(gè)典型的幾何特征是大轉(zhuǎn)折角。因此，模型一定要考慮到渦輪大轉(zhuǎn)折角特征，使模型假設(shè)更貼合于渦輪真實(shí)幾何形狀。

現(xiàn)有技術(shù)中，《一種軸流渦輪精細(xì)化聲學(xué)實(shí)驗(yàn)裝置及實(shí)驗(yàn)方法》(專利號(hào)：CN112268708A)，《一種低壓渦輪噪聲試驗(yàn)方法及其改進(jìn)方法》(CN108760329A)以渦輪氣動(dòng)噪聲實(shí)驗(yàn)裝置和實(shí)驗(yàn)方法為主，偏重于解決真實(shí)渦輪聲學(xué)實(shí)驗(yàn)方法中存在的問題，與本發(fā)明內(nèi)容沒有特定的聯(lián)系。本發(fā)明是針對(duì)渦輪通流氣動(dòng)設(shè)計(jì)結(jié)果，即在渦輪葉片三維詳細(xì)設(shè)計(jì)參數(shù)(氣動(dòng)參數(shù)和幾何參數(shù))未知的條件下，提出的渦輪葉片排干涉單音噪聲計(jì)算方法。在以申請(qǐng)專利中，沒有找到與本發(fā)明相關(guān)的內(nèi)容。

發(fā)明內(nèi)容

要解決的技術(shù)問題：

為了彌補(bǔ)渦輪噪聲預(yù)測(cè)能力不足，本發(fā)明提出一種渦輪葉片排干涉單音噪聲準(zhǔn)三維線化計(jì)算方法。本發(fā)明以渦輪葉片排為對(duì)象，基于Hanson二維葉珊?jiǎn)我粼肼曨A(yù)測(cè)模型、Tylor和Sofrin管道聲模態(tài)傳播與截止理論和Goldsterin管道聲學(xué)理論，并針對(duì)葉片大轉(zhuǎn)折角特征，提出“分段線化”思想和適合于渦輪尾跡特征的修正尾跡模型，同時(shí)引入片條理論，得到一種渦輪葉片排單音噪聲準(zhǔn)三維線化計(jì)算方法，為開展航空發(fā)動(dòng)機(jī)渦輪氣動(dòng)-聲學(xué)一體化設(shè)計(jì)奠定一定的基礎(chǔ)。

本發(fā)明的技術(shù)方案是：一種渦輪葉片排干涉單音噪聲準(zhǔn)三維線化計(jì)算方法，其特征在于具體步驟如下：

步驟1：基于渦輪通流階段氣動(dòng)設(shè)計(jì)結(jié)果，得到N個(gè)不同展向高度處截面的進(jìn)出口氣動(dòng)參數(shù)和幾何參數(shù)，N的個(gè)數(shù)以氣動(dòng)設(shè)計(jì)結(jié)果為準(zhǔn)；

步驟2：對(duì)不同展向高度處的截面進(jìn)行“分段線化”處理，得到各截面沿軸向劃分的片段I和片段II；

步驟3：建立經(jīng)過系數(shù)修正的上游葉片尾跡模型，即尾跡速度損失分布；尾跡速度損失分布均滿足高斯分布：

其中，w_υ為速度損失量，w_c為最大速度損失量,為垂直來流尾跡流向的坐標(biāo)，Y為最大尾跡寬度；

上游尾跡強(qiáng)度在真實(shí)葉片通道內(nèi)流動(dòng)時(shí)會(huì)發(fā)生明顯變化，因此針對(duì)片段I和片段II需要提出對(duì)應(yīng)的尾跡速度損失分布，即對(duì)w_c分布和Y分布進(jìn)行修正：