CN107725477B - 一种优化吸力面波系抑制风扇激波噪声的前缘设计方法 - Google Patents

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Abstract

本发明公开了一种优化吸力面波系抑制风扇激波噪声的前缘设计方法，包括基元叶型前缘优化设计方法、基于基元叶型前缘优化设计的三维风扇叶片设计方法、基元叶型前缘优化设计结合弯掠造型的三维风扇或转子叶片设计方法，在已有的超声叶型基础上，通过快速改变前缘及吸力面形状，合理分配前缘点到E点间吸力面的气流转折角分布，从而优化吸力面上压缩波和膨胀波的分布，改善吸力面上波系与前伸激波的干涉作用，进而实现降低跨声风扇激波噪声的效果，可有效降低原始圆形前缘的超声叶型的激波噪声约1.5～3.5dB，可与弯掠三维造型技术相结合，兼顾近场和远场的降噪效果，具有较强的工程应用价值。

Description

一种优化吸力面波系抑制风扇激波噪声的前缘设计方法
技术领域
本发明涉及大涵道比跨声风扇激波噪声控制领域，尤其涉及一种优化吸力面波系抑制风扇激波噪声的前缘设计方法。
背景技术
随着环保意识的增强，国际上对喷气式飞机噪声的控制越来越严格，欧美各航空巨头也将噪声指标作为清挤竞争对手的主要技术堡垒之一；2006年第四阶段噪声试航条例使俄罗斯所有大型民用客机自动退出国际民机市场，预计在2020年左右实施的第五阶段噪声试航条例极有可能比现阶段标准再低10到15分贝，这对我国自主研制的商用航空发动机长江2000和商用客机C919提出了严峻的生存考验。
当前商用客机广泛采用大涵道比航空发动机，其风扇直径巨大，在叶尖处气流为超声状态，额外产生激波噪声；在发动机噪声中，随着涵道比的增加，风扇噪声已超过喷流噪声成为第一噪声源；对于跨声风扇，特别是在起飞阶段，激波噪声对飞机总噪声在地面的强度和分布有着巨大的影响。
降低飞机噪声尤其是发动机噪声已成为目前航空领域热门的研究课题和重大的技术挑战；目前广泛采用的发动机降噪的方法主要有采用波瓣型喷管、合理设计转静子叶片数、增加转静子的轴向间距、使用声衬和叶片弯掠等，其中波瓣型喷管用于降低喷流噪声，合理设计转静子叶片数、增加转静子轴向间距、使用声衬可一定程度降低亚声状态下转静干涉噪声及宽频噪声，但对低模态的激波噪声效果十分有限，而对弯掠叶片降噪的研究已有近二十年的积累，技术较成熟，很难有大幅度的提升，现亟需一种新的简单有效且机理明确的跨声风扇激波噪声的降噪方法，并可与已有的降噪技术兼容。
发明内容
(一)待解决的技术问题
本发明的目的在于提出一种优化吸力面波系抑制风扇激波噪声的前缘设计方法，在已有的超声叶型基础上，通过快速改变前缘及吸力面形状，合理分配前缘点到E点间吸力面的气流转折角分布，从而优化吸力面上压缩波和膨胀波的分布，改善吸力面上波系与前伸激波的干涉作用，进而实现降低跨声风扇激波噪声的效果；该方法可通过对多个基元级进行优化后积叠，应用于三维风扇叶片；同时可与弯掠技术很好地兼容，共同应用时降噪效果可以叠加甚至略有放大。
(二)技术方案
为了解决上述技术问题，本发明提供一种优化吸力面波系抑制风扇激波噪声的前缘设计方法，包括基元叶型前缘优化设计方法、基于基元叶型前缘优化设计的三维风扇或转子叶片设计方法、基元叶型前缘优化设计结合弯掠造型的三维风扇或转子叶片设计方法。
所述前缘设计方法包括以下步骤：
1)原始叶型的数值模拟：采用定常CFD方法获得计算激波噪声的流场数据；具体地，针对原始叶型展开准二维雷诺平均NS(RANS)方程数值模拟；其中，所述数值模拟使用高精度monotonic upstream-centered s cheme for conservation laws(MUSCL)格式，所采用的计算网格足够密，保证每个激波波长内网格点数不低于30个；所述数值模拟中进口设置有拉伸网格吸收层，并采用无反射边界条件；通过平移叶型所在的叶片通道上壁面来模拟真实转子情况；所述平移的速度根据设计马赫数计算得到；所述叶片通道上壁面设置为滑移的绝热壁面，进口给定总温和总压，出口反压设置足够小以保证激波不发生脱体；
2)原始叶型的激波噪声计算：绘制网格节点分布较流体计算网格稀疏的声学网格，具体地，所述声学网格每个激波波长内网格数应大于8；将数值模拟所得流场中静压p、密度ρ，三个方向的绝对速度u,v,w数据插值到声学网格中，具体地，所述插值方式使用二阶精度的反距离加权插值法；使用非定常流体中的声强公式对噪声声强进行计算，其中分别是速度矢量、轴向速度、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、轴向速度和压力的扰动量，对轴向截面S积分得到声功率依据理想转子激波系随转子同步旋转的特性，将时间扰动量转化为空间扰动量，在圆柱坐标系下，轴向位置x处的声功率最终计算公式为：其中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；
3)计算原始叶型E点的相对位置：利用步骤1)中数值模拟所得的相对马赫数云图，确定E点的位置；其中，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；
4)叶型的局部拟合：截取E点前的叶型，采用class function/shape functiontransformation(CST)方法进行拟合；其中，所述CST方法对应的公式为所截取E点前的叶型截断处吸力面和压力面两点间距离为W，两点中点到前缘点的距离为C，采用C对截取叶型进行无量纲，得到无量纲叶型坐标ψ和ζ，尾缘厚度Δ(ζ)＝W/2C，N1和N2分别为控制前缘与尾缘的类参数，对于圆形前缘N1＝0.5，N2＝1；S(ψ)为形函数，使用加权的Bernstein多项式，即αi为权重系数，选取合适的拟合阶数n及拟合起始点h，拟合阶数n在10以上，拟合起始点h的范围为5～10， n和h的最佳值与原始叶型的形状，以及截取的拟合长度，即E点的位置有关；
5)前缘和吸力面的初步优化：通过调整前缘拟合参数N1可简单快速地改变前缘和吸力面的形状；所述前缘拟合参数N1取值范围为0.5～1，存在最佳的N1值使吸力峰的强度最优，激波噪声最小；不同的叶型最佳N1值略有差异，与超声叶型设计马赫数有关，一般在0.65～0.75之间；使用遍历方法寻找最佳N1值，从0.6逐步增加N1值，每次增量为0.05，将变N1值所得到的E点前半段叶型与原始的后半段叶型进行拼合得到完整的新叶型，按步骤1)和步骤2)所述方法计算变N1值后的叶型流场和激波噪声，继续增加N1值，直到叶型的激波噪声不再减小，确定最佳的N1值；
6)计算具有最佳N1值的新叶型的中和点相对位置：利用步骤5)中所得叶型数值模拟得到的相对马赫数云图，判断中和点位置；其中，所述中和点为发出中和特征线的点，所述中和特征线为吸力面上与前伸激波平行的膨胀波，广适地，中和点的位置在E点和前缘点的中点附近；
7)前缘和吸力面的精细优化：调整ai(i＝0,1…n)值对叶型进行进一步优化，调整拟合阶数i逐步增加中和点附近的叶型厚度，将部分膨胀波后移至中和点和E点间，使吸力面上膨胀波的分布最优；按步骤1)和步骤2)所述方法计算变ai值后的叶型的流场和激波噪声；提取新叶型吸力面表面的静压分布，观察在吸力峰后叶片表面静压是否持续下降；若否，继续调整ai值，迭代优化直到满足要求；
8)按步骤1)和步骤2)所述方法计算最终优化后叶型的流场和激波噪声，并与原始叶型进行对比，分析降噪效果，完成基元叶型前缘优化。
特别地，风扇或转子分别采用所述基元叶型前缘优化对来流相对马赫数大于1的多个跨声基元级进行拟合优化，再将拟合后得到的不同叶高的优化叶型按照原三维风扇叶片积叠线进行积叠造型，得优化后的三维风扇或转子叶片。
特别地，所述前缘设计方法结合弯掠造型的三维风扇或转子风扇或转子叶片设计方法，分别采用所述前缘设计方法对来流相对马赫数大于1的跨声基元级进行拟合优化，再将拟合后得到的不同叶高的优化叶型按照原三维风扇叶片积叠线进行积叠造型，通过轴向平移积叠后叶片尖部到掠高范围内的基元级使叶尖局部前掠，其中，所述掠起始于叶片尖部，所述掠高范围为50％～80％叶高，前掠角范围为15％～40％。
(三)有益效果
本发明所提供的一种优化吸力面波系抑制风扇激波噪声的前缘设计方法，具有以下有益效果：
采用高精度的RANS方法，满足迭代优化需要的同时大大缩减单次优化时间；采用局部拟合思想确保足够的拟合精度，以满足超声叶型对前缘和吸力面形状敏感性的要求。
通过优化传统超声叶型前缘和吸力面的形状，改变膨胀波系的分布，进而减弱激波噪声强度，具有机理明确，收益显著，无需额外添加装置及引入附加重量的特点。
本发明方法可有效降低原始圆形前缘的超声叶型的激波噪声约1.5～3.5dB，对于不同叶型降噪效果有所差异，同时随工况点的变化而变化。
本发明可以与弯掠三维造型技术相结合，兼顾近场和远场的降噪效果，降噪量相互叠加并略有放大，具有较强的工程应用价值。
附图说明
图1为一种优化吸力面波系抑制风扇激波噪声的前缘设计方法的流程图；
图2为CM-1.2叶型激波噪声声功率衰减曲线，其中ξ为用叶型的轴向弦长无量纲后，叶栅前的点到叶型前缘点的轴向距离；
图3为超声叶型前伸激波和吸力面波系分布示意图；
图4为CM-1.2叶型原始叶型E点位置示意图；
图5为CM-1.2叶型无量纲后前18％弦长的拟合叶型与原始叶型对比图，其中，ψ和ζ分别是用弦长无量纲后的叶型x，y坐标；
图6为不同N1值的CM-1.2叶型的激波噪声声功率衰减曲线对比图；
图7为CM-1.2叶型初步优化后叶型中和点位置示意图；
图8为CM-1.2叶型前10％弦长最终优化叶型与原始叶型的吸力面表面静压分布对比图；
图9为CM-1.2叶型无量纲后前18％弦长优化叶型与原始叶型对比图；
图10为CM-1.2优化叶型与原始叶型的激波噪声声功率衰减曲线对比图；
图11为CM-1.2优化叶型降噪量变化图；
图12为R37和Rotor_2风扇或转子在50％叶高处基元级几何形状对比图；
图13为R37和Rotor_3风扇或转子叶片形状对比图；
图14为四种转子激波噪声声功率对比图；
图15为三种转子和Rotor_2+Rotor_3组合降噪量变化图；
图中，1：前缘点； 2：前伸激波； 3：吸力面膨胀波； 4：中和特征线； 5：中和点； 6：E点； 7：极限特征线。
具体实施方式
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。
实施例1：
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.”
按步骤1)所述方法对原始叶型进行数值模拟。相比传统计算噪声的非定常CFD-CAA(计算流体力学-计算气动声学)混合方法，本发明所采用的RANS方法可缩短两个数量级的计算时间，采用高精度的计算格式和精细的网格来满足激波捕捉的准确性，减少数值耗散；采用拉伸网格吸收层和无反射边界条件避免进口处数值反射波对计算域的污染。本实施例中网格采用HOH拓扑结构，叶片前轴向网格点数为301个，拉伸网格层数为 17层，展向网格数为5个，总网格数为44万。为有效评估优化后叶型的降噪效果，需保证超声叶型处于唯一攻角工况，具体实现方法为：改变叶栅反压，使得激波的位置和激波噪声强度不随之发生变化，激波紧贴叶片的前缘；当出口反压过大时，激波前移发生脱体现象，此时激波噪声的强度会随反压的增高而增加，不在本发明所考虑的激波噪声抑制范围内。本实施案例中，对于CM-1.2叶型，进口总压设置为101325Pa，总温为300K，出口反压为101325Pa，上壁面的平移速度为310m/s。
按步骤2所述方法计算原始叶型激波噪声声功率大小。理想转子激波系随转子同步旋转的特性是简化的非定常流动声强公式的理论依据，Morfey声强公式中时间平均量采用相同径向(J)和轴向(K)位置的点在周向(I)上的空间平均量，扰动量采用这些点与平均量的差值。所使用的声网格覆盖一个完整通道，故B值取为1，声网格的轴向范围为从z＝0.0到z＝-1.0，轴向、周向和展向的网格节点数分别为201、51和5，且网格为H型。数据从流体网格到声网格的插值采用二阶精度的反距离加权方法，在声网格中采用相同周向位置的数据计算平均声强，再对展向进行积分得到一维的激波噪声声功率分布。对于CM-1.2叶型，所得到的激波噪声的衰减规律如图2所示，可见初始激波噪声强度约为114.5dB，在栅前三倍轴向弦长处，激波噪声衰减为约96.5dB。
按步骤3所述方法确定原始叶型E点的位置。对于超声叶型，吸力面表面的波系分布如图3所示，E点6 发出的极限特征线7与相邻叶片相交于前缘点1处，E点前所有点发出的膨胀波均可与前伸激波2相交，从而降低前伸激波2的强度，而位于E点6后的点则不能。根据相对马赫数云图可见，CM-1.2叶型的E点6位于约 18％弦长处，如图4所示。
导入原始叶型的几何坐标，截取前18％弦长叶型，按步骤4中所述方法进行局部CST拟合，原始CM-1.2 叶型的前缘近似为圆形，N1＝0.5，N2＝1时达最佳拟合效果。对于前18％弦长的拟合，若形函数采用Bernstein多项式，n＝28，起始拟合点h＝10时拟合效果最佳，如图5所示(因为前缘处拟合点分布过密，该图中采用每三个点显示一次的方法)。如果阶数过低，叶型拟合效果不理想，阶数过高，ai对叶型的控制规律复杂，优化时间较长；
按步骤5所述方法确定最佳N1值，如图6所示，N1值从0.6开始增加，叶型的激波噪声随之下降，当N1值为0.7时，激波噪声最小，初始激波噪声约为110dB，在三倍轴向弦长处，激波噪声衰减为94dB，降噪量约 2.5dB。继续增加N1值到0.75时，激波噪声反而略有增加，经过比较，最终确定最佳N1值为0.7。
按步骤6所述方法初步计算优化叶型中和点5的相对位置，中和特征线线4的特点是与前伸激波2平行，中和点5附近发出的吸力面膨胀波3与前伸激波2相交于叶栅的远前方，相比与前缘点和E点附近发出的膨胀波，在栅前远处的降噪效果更佳；通过相对马赫数云图，中和点比较难准确定位，但对最终的优化效果影响不大；对于N1＝0.7的CM-1.2叶型，中和点的位置大致在8％弦长处，如图7所示。
按步骤7所述方法修改权系数ai，进行前缘和吸力面一体化改型，调整叶型的气流转折角偏转规律，观察吸力面表面的静压分布，进行反复迭代优化，直到静压分布达到预期的效果。图8是两者前10％弦长吸力面表面的静压分布对比(在10％弦长后，两种几乎没有差异)，可见优化后的叶型很好地削弱了吸力面前缘处的吸力峰，静压在吸力面存在一个极小值和一个极大值点。在极大值点后，吸力面上静压持续平缓下降，表明气流均匀加速产生膨胀波，与前伸激波相交，降低激波噪声强度。
表1优化后权系数取值
i 0 1 2 3 4 5 6 7 8 9 10 11 12 13 14
-0.173 0.342 -1.52 5.59 -19.23 58.26 -155.98 -762.29 1393 -2241 3170 -3927 4233 -3922 3053
i 15 16 17 18 19 20 21 22 23 24 25 26 27 28
-1895 797 -21.42 -358 425 -330 199 -98 39.65 -13.08 3.27 -0.578 -0.0378 -1895
迭代优化后，CM-1.2叶型最终确定的ai(i＝0,1…28)取值如表1所示，优化后叶型如图9所示，与原始叶型相比，优化叶型在前10％弦长内叶片厚度变薄，但在10％弦长后形状几乎没有差别。优化叶型的激波噪声声功率大小如图10所示，与原始叶型相比降噪效果如图11所示，可见激波噪声的初始强度降低约8dB，在三倍轴向弦长处仍有约3dB的降噪量，与初始优化叶型相比噪声降低了约0.5dB。
实施例2：
为验证本发明所提出的基于基元叶型前缘优化设计的三维风扇或转子叶片设计方法及基元叶型前缘优化设计结合弯略造型的三维风扇或转子叶片设计方法，以NASARotor 37转子(R37)为例，该转子在1/3叶高以上均为超声工况，具体参数参见文献“DunhamJ.CFD validation for propulsion system components(la validation CFD desorganes des propulseurs)[R].ADVISORY GROUP FOR AEROSPACE RESEARCH ANDDEVELOPMENT NEUILLY-SUR-SEINE(FRANCE),1998.”
叶型优化过程实施步骤与实施例1中CM-1.2叶型一致，这里只给出简要说明和具体参数：
以R37转子(Rotor_2)为例，验证基于基元叶型前缘优化设计的三维风扇或转子叶片设计方法。具体地，对于R37有15个基元级，对后12个基元级(section 4～12)的前20％弦长分布进行拟合优化，修改前缘参数 N1为0.7，图12为50％叶高处原始基元级和优化基元级的几何形状对比。将12个优化后的叶型重新积叠，得到新的转子叶片；对于三维转子，不同叶高处基元级的形状不同，对应的最佳ai值也不同，精细优化工作量巨大，这里只做原理验证，只进行初步优化。按步骤1和步骤2所述方法计算其流场和激波噪声声功率大小，值得注意的是，对于转子的CFD计算，无需给定上壁面的平移速度，即机匣静止不动。进口给定实验测的总温和总压分布，参见文献“Suder K L,Celestina M L.Experimental andcomputational investigation of the tip clearance flow in a transonic axialcompressor rotor[C].ASME 1994International Gas Turbine and AeroengineCongress and Exposition,1994:V001T01A126-V001T01A126.”，出口给定轮毂处的反压90000Pa。
单独应用叶尖前掠的R37转子(Rotor_3)，对80％叶高以上基元级进行平移，使前缘线前掠，叶尖前掠角为30度，叶片形状如图13所示。数值实验证明，与其他掠高和掠角的前掠方案相比，这种前掠方案具有较佳的降噪效果，按上述同样的方法计算其流场和激波噪声声功率大小。
以R37转子(Rotor_4)为例验证基元叶型前缘优化设计结合弯略造型的三维风扇或转子叶片设计方法，叶型优化参数和叶尖前掠方案与Rotor_2和Rotor_3完全相同，按同样的方法计算其流场和激波噪声声功率大小。
对比四种转子(R37、Rotor_2、Rotor_3、Rotor_4)的激波噪声大小，结果如图14所示。对比三种改型转子(Rotor_2、Rotor_3、Rotor_4)的降噪量大小，并比较Rotor_2和Rotor_3两者降噪量之和与Rotor_4单独的降噪量，结果如图15所示。从图中可见，Rotor_2的初始激波噪声降低了约3dB，在两倍轴向弦长处约有1.5dB 的降噪效果，说明本发明中的方法在三维转子上仍然适用。Rotor_3的初始激波噪声降低约1dB，而在两倍轴向弦长处有约3.5dB的降噪量，说明该叶尖前掠方案可有效降低叶片远前方的激波噪声。Rotor_4的初始激波噪声降低了约4dB,并在两倍轴向弦长范围内，都稳定保持4～6dB的降噪量，且在该范围内降噪量均大于Rotor_2 与Rotor_3两者降噪量之和，说明本发明中的前缘和吸力面优化方法可以与前掠技术很好的结合，具有相互促进的作用，且可以兼顾叶片前近场和远场的降噪效果，优势互补，具有较强的工程价值。
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。

Claims (3)

1.一种优化吸力面波系抑制风扇激波噪声的前缘设计方法，其特征在于：所述前缘设计方法包括以下步骤：
1)原始叶型的数值模拟：采用定常CFD方法获得计算激波噪声的流场数据；具体地，针对原始叶型展开准二维雷诺平均NS(RANS)方程数值模拟；其中，所述数值模拟使用高精度monotonic upstream-centered scheme for conservation laws(MUSCL)格式，所采用的计算网格足够密，保证每个激波波长内网格点数不低于30个；所述数值模拟中进口设置有拉伸网格吸收层，并采用无反射边界条件；通过平移叶型所在的叶片通道上壁面来模拟真实转子情况；所述平移的速度根据设计马赫数计算得到；所述叶片通道上壁面设置为滑移的绝热壁面，进口给定总温和总压，出口反压设置足够小以保证激波不发生脱体；
2)原始叶型的激波噪声计算：绘制网格节点分布较流体计算网格稀疏的声学网格，具体地，所述声学网格每个激波波长内网格数应大于8；将数值模拟所得流场中静压p、密度ρ，三个方向的绝对速度u,v,w数据插值到声学网格中，具体地，所述插值方式使用二阶精度的反距离加权插值法；使用非定常流体中的声强公式对噪声声强进行计算，其中分别是速度矢量、轴向速度、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、轴向速度和压力的扰动量，对轴向截面S积分得到声功率依据理想转子激波系随转子同步旋转的特性，将时间扰动量转化为空间扰动量，在圆柱坐标系下，轴向位置x处的声功率最终计算公式为：其中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；
3)计算原始叶型E点的相对位置：利用步骤1)中数值模拟所得的相对马赫数云图，确定E点的位置；其中，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；
4)叶型的局部拟合：截取E点前的叶型，采用class function/shape functiontransformation(CST)方法进行拟合；其中，所述CST方法对应的公式为所截取E点前的叶型截断处吸力面和压力面两点间距离为W，两点中点到前缘点的距离为C，采用C对截取叶型进行无量纲，得到无量纲叶型坐标ψ和ζ，尾缘厚度Δ(ζ)＝W/2C，N1和N2分别为控制前缘与尾缘的类参数，对于圆形前缘N1＝0.5，N2＝1；S(ψ)为形函数，使用加权的Bernstein多项式，即αi为权重系数，选取合适的拟合阶数n及拟合起始点h，拟合阶数n在10以上，拟合起始点h的范围为5～10，n和h的最佳值与原始叶型的形状，以及截取的拟合长度，即E点的位置有关；
5)前缘和吸力面的初步优化：通过调整前缘拟合参数N1可简单快速地改变前缘和吸力面的形状；所述前缘拟合参数N1取值范围为0.5～1，存在最佳的N1值使吸力峰的强度最优，激波噪声最小；不同的叶型最佳N1值略有差异，与超声叶型设计马赫数有关，在0.65～0.75之间；使用遍历方法寻找最佳N1值，从0.6逐步增加N 1值，每次增量为0.05，将变N1值所得到的E点前半段叶型与原始的后半段叶型进行拼合得到完整的新叶型，按步骤1)和步骤2)所述方法计算变N1值后的叶型流场和激波噪声，继续增加N1值，直到叶型的激波噪声不再减小，确定最佳的N1值；
6)计算具有最佳N1值的新叶型的中和点相对位置：利用步骤5)中所得叶型数值模拟得到的相对马赫数云图，判断中和点位置；其中，所述中和点为发出中和特征线的点，所述中和特征线为吸力面上与前伸激波平行的膨胀波，中和点的位置在E点和前缘点的中点附近；
7)前缘和吸力面的精细优化：调整ai(i＝0,1…n)值对叶型进行进一步优化，调整拟合阶数i逐步增加中和点附近的叶型厚度，将部分膨胀波后移至中和点和E点间，使吸力面上膨胀波的分布最优；按步骤1)和步骤2)所述方法计算变ai值后的叶型的流场和激波噪声；提取新叶型吸力面表面的静压分布，观察在吸力峰后叶片表面静压是否持续下降；若否，继续调整ai值，迭代优化直到满足要求；
8)按步骤1)和步骤2)所述方法计算最终优化后叶型的流场和激波噪声，并与原始叶型进行对比，分析降噪效果，完成基元叶型前缘优化。
2.如权利要求1所述的一种优化吸力面波系抑制风扇激波噪声的前缘设计方法，其特征在于，分别采用所述基元叶型前缘优化对来流相对马赫数大于1的多个跨声基元级进行拟合优化，再将拟合后得到的不同叶高的优化叶型按照原三维风扇叶片积叠线进行积叠造型，得优化后的三维风扇叶片。
3.如权利要求1所述的一种优化吸力面波系抑制风扇激波噪声的前缘设计方法，其特征在于，所述前缘设计方法结合弯掠造型的三维风扇叶片设计方法，分别采用所述前缘设计方法对来流相对马赫数大于1的跨声基元级进行拟合优化，再将拟合后得到的不同叶高的优化叶型按照原三维风扇叶片积叠线进行积叠造型，通过轴向平移积叠后叶片尖部到掠高范围内的基元级使叶尖局部前掠，其中，所述掠起始于叶片尖部，所述掠高范围为50％～80％叶高，前掠角范围为15％～40％。
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