CN114626257A - 航空发动机风扇部件声学符合性设计方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种航空发动机风扇部件声学符合性设计方法，涉及航空器噪声领域，用于优化航空发动机风扇部件声学特性。该方法包括以下步骤：根据航空发动机的第一噪声限制值，确定航空发动机的风扇部件的第二噪声限制值；根据航空发动机的风扇部件的第二噪声限制值，设计风扇部件。上述技术方案提供的航空发动机风扇部件声学符合性设计方法，先将噪声适航法规分解到发动机整机层面，再由发动机整机层面分解到部件层面，并贯彻于部件设计的各个阶段，在部件验证的前提下，满足了发动机整机和飞机的噪声要求。

Description

航空发动机风扇部件声学符合性设计方法

技术领域

本发明涉及航空器噪声领域，具体涉及一种航空发动机风扇部件声学符合性设计方法。

背景技术

随着世界经济的发展，航空器运输量日益增长，航空器的噪声问题也逐渐引起全世界范围的关注。大型民用客机的主要噪声源有以下几大类：发动机噪声、机体噪声以及动力装置与机身产生的干扰噪声等。商用涡扇发动机噪声包括风扇噪声、涡轮噪声、喷流噪声、燃烧噪声等。随着商用涡扇发动机的涵道比日益增大，风扇部件产生的噪声已成为最主要的声源。

噪声适航法规按照每10年降低10EPNdB的累积噪声裕度的发展趋势分别于1970年、1977年、2006年、2017年发布了第二章节、第三章节、第四章节和第十四章节的跟运输类飞机的最大起飞重量相关的噪声限制要求，分别对应于中国民用航空局颁布的CCAR-36部的第二阶段、第三阶段、第四阶段和第五阶段噪声要求。

发明人发现，现有技术中至少存在下述问题：噪声适航法规是针对安装发动机的飞机提出的要求，如何在发动机型号设计工作中，使得发动机的噪声满足要求是亟需解决的问题。

发明内容

本发明提出一种航空发动机风扇部件声学符合性设计方法，用以优化。

本发明实施例提供了一种航空发动机风扇部件声学符合性设计方法，包括以下步骤：

根据航空发动机的第一噪声限制值，确定航空发动机的风扇部件的第二噪声限制值；

根据航空发动机的风扇部件的第二噪声限制值，设计风扇部件。

在一些实施例中，所述航空发动机风扇部件声学符合性设计方法还包括以下步骤：验证所述风扇部件的声学符合性。

在一些实施例中，所述航空发动机风扇部件声学符合性设计方法还包括以下步骤：将航空发动机风扇的噪声值传递至航空发动机。

在一些实施例中，所述根据航空发动机的第一噪声限制值，确定航空发动机的风扇部件的第二噪声限制值，包括以下步骤：

根据飞机重量，确定各个适航工况下装载发动机的飞机噪声限制值；

根据飞机的第三噪声限制值，确定航空发动机的第一噪声限制值；

根据航空发动机的噪声源特性，以及消声声衬的降噪量，确定所述风扇部件的第二噪声限制值。

在一些实施例中，所述设计风扇部件的结构包括以下步骤：

确定风扇部件的参数要求；

对所述风扇部件进行气动设计；

对所述风扇部件进行声学设计；

对所述风扇部件进行强度设计；

评估设计后所述风扇部件的声学性能；

对所述风扇部件进行结构设计。

在一些实施例中，所述风扇部件包括风扇机匣声衬。

在一些实施例中，按照以下步骤对所述风扇机匣声衬进行声学设计：

选取所述风扇机匣声衬的目标声源；

对所述风扇机匣声衬进行声阻抗优化；

对所述风扇机匣声衬进行结构设计。

在一些实施例中，选取所述风扇机匣声衬的目标声源的步骤包括：

根据分解至所述风扇部件的第二噪声限制值和评估得到的风扇部件噪声值的差值，确定所述风扇机匣声衬的降噪量；

基于理论模型，计算所述风扇部件可传播的管道声模态；

根据指标需求，选取声衬目标声模态。

在一些实施例中，对所述风扇机匣声衬进行结构设计包括以下步骤：

选取满足切向流效应和高声强修正的声阻抗模型；

对所述风扇机匣声衬的结构参数进行优化；

将满足要求的所述风扇机匣声衬的结构数据和声学数据传递至航空发动机。

在一些实施例中，对所述风扇机匣声衬进行声阻抗优化包括以下步骤：

确定风扇机匣声衬的设计边界；

确定声衬的声阻、声抗优化范围；

基于管道声传播数值预测方法，开展针对目标声源的声衬声阻抗优化；

以传递损失或插入损失为评价目标，评估最优声阻抗的降噪量，评估目标声源及其他频率范围内最优声阻抗的降噪效果；

评估风扇部件的噪声值，以及风扇机匣声衬的降噪效果；

判断是否满足风扇部件声学指标。

在一些实施例中，所述验证所述风扇部件的声学符合性，包括以下步骤：

根据设计后的所述风扇部件的结构，进行全尺寸或者缩尺寸的风扇试验件的消声室内声学符合性验证试验。

在一些实施例中，所述验证所述风扇部件的声学符合性，还包括以下步骤：

对风扇试验件进行气动、声学、结构和强度设计；

对所述风扇试验件进行声学试验；

基于所述风扇试验件的声学试验数据和气动性能数据，评估所述风扇部件的噪声值。

在一些实施例中，所述气动性能数据至少包括以下其中之一：效率、流量和压比。

在一些实施例中，所述声学试验数据至少包括以下其中之一：前传管道内的周向模态和径向模型的幅值和相位、后传管道内的周向模态和径向模型的幅值和相位、远场声学监测点的幅值和相位。

上述技术方案提供的航空发动机风扇部件声学符合性设计方法，先将噪声适航法规分解到发动机整机层面，再由发动机整机层面分解到部件层面，并贯彻于部件设计的各个阶段，在部件验证的前提下，满足了航空发动机整机和飞机的噪声要求。

附图说明

此处所说明的附图用来提供对本发明的进一步理解，构成本申请的一部分，本发明的示意性实施例及其说明用于解释本发明，并不构成对本发明的不当限定。在附图中：

图1为本发明实施例提供的航空发动机风扇部件声学符合性设计方法流程示意图；

图2为根据航空发动机的第一噪声限制值确定航空发动机的风扇部件的第二噪声限制值的流程示意图；

图3为根据航空发动机的风扇部件的第二噪声限制值，设计风扇部件的结构的流程示意图；

图4为对风扇部件的机匣声衬进行声学设计的流程示意图；

图5为选取风扇机匣声衬的目标声源的流程示意图；

图6为对风扇机匣声衬进行声阻抗优化的流程示意图；

图7为对风扇机匣声衬进行结构设计的流程示意图；

图8为根据设计后的风扇部件进行全尺寸或者缩尺寸的风扇试验件的消声室内声学符合性验证试验的流程示意图；

图9为采用本发明实施例提供的设计方法得到的机匣声衬的降噪效果对比图

图10为本发明实施例提供的航空发动机风扇部件声学符合性设计方法的设计流程示意图；

图11为机匣声衬部件的设计流程示意图。

具体实施方式

下面结合图1～图11对本发明提供的技术方案进行更为详细的阐述。

本文使用的术语或者名词解释如下。

声学符合性：是指是否满足噪声适航规章所要求的声学指标。声学指标主要包括噪声值。

参见图1、图10和图11，本发明实施例提供一种航空发动机风扇部件声学符合性设计方法，该方法包括以下步骤：

步骤S100、根据航空发动机的第一噪声限制值，确定航空发动机的风扇部件的第二噪声限制值。

具体可以将噪声适航法规分解到发动机整机层面，再由发动机整机层面分解到部件层面。然后在风扇设计流程中贯彻噪声要求，并开展有效的声学设计和部件级验证工作，以满足发动机整机乃至飞机的噪声要求。对于大涵道比涡扇发动机，风扇部件产生的噪声是最主要的噪声源之一。

步骤S200、根据航空发动机的风扇部件的第二噪声限制值，设计风扇部件。

在一些实施例中，航空发动机风扇部件声学符合性设计方法还包括以下步骤：

步骤S300、验证风扇部件的声学符合性。具体是验证风扇部件是否符合所规定的声学指标，主要是指风扇部件的噪声值是否满足要求。

在一些实施例中，航空发动机风扇部件声学符合性设计方法还包括以下步骤：

步骤S400、将航空发动机风扇的噪声值传递至航空发动机。将满足风扇部件声学指标的声学数据反馈至航空发动机。

上述技术方案，采用下述方法进行设计，先将适航噪声指标分解发动机整机层面，再分解至风扇部件层面。在风扇部件设计流程中，开展气动设计、结构设计和强度评估的同时，开展声学设计，如风扇机匣声衬设计等工作内容，随后开展风扇部件声学符合性评估和符合性试验验证，最后将满足风扇部件声学指标要求的声学数据传递给整机层面，支撑整机层面的声学符合性验证。

参见图2，在一些实施例中，步骤S100具体包括以下步骤：

步骤S110、根据飞机重量，确定各个适航工况下装载发动机的飞机噪声限制值。装载发动机的飞机噪声等于飞机机身噪声、安装效应噪声、发动机噪声之和。

步骤S120、根据飞机的第三噪声限制值，确定航空发动机的第一噪声限制值。在步骤S120中需要考虑安装效应。安装效应是指发动机安装在飞机上之后对发动机本身声源的影响以及对噪声传播的影响。

步骤S130、根据航空发动机的噪声源特性以及消声声衬的降噪量，确定所述风扇部件的第二噪声限制值。

在步骤S130中，根据发动机主要噪声源的特征和初步评估的噪声占比，考虑消声声衬的降噪量，把发动机噪声限制值分解至部件层面。

消声声衬是一种声学结构，其主要功能是衰减沿着进气道向前传播的发动机风扇噪声、压气机噪声。一般情况下大涵道比涡扇发动机在短舱进气道壁面上敷设声衬，还会在风扇机匣(风扇转子叶片前一小段轴向管道，风扇转子叶片和外涵出口静子叶片之间的管道)壁面敷设声衬。声衬包括三层，与管道壁面连接的是个刚性无孔壁板，中间是蜂窝，外层是穿孔面板(与气流接触)。

参见图3，在一些实施例中，步骤S200中设计风扇部件具体包括以下步骤：

S210、确定风扇部件的参数要求。参数包括流量、压比、效率、重量等性能/结构/强度等要求，以及分解的声学指标。

S220、对风扇部件进行气动设计。气动设计包括1维、S2、3维设计与分析，开展流道设计、叶片造型设计等。

S230、对风扇部件进行声学设计。声学设计包括开展气动方案的噪声水平数值预测，以及靠近叶片处，切向流、高声强环境下的风扇机匣声衬设计等。

S240、对风扇部件进行强度设计。强度设计包括开展转动件强度分析、静止件强度分析。

S250、评估设计后风扇部件的噪声值。具体可以基于经验模型等工具，快速评估风扇部件的整体噪声水平，可以以远场指向性的形式表征，判断是否满足风扇部件的噪声指标。

S260、对风扇部件进行结构设计。结构设计包括开展结构布局设计、转动件结构设计、静止件结构设计。

步骤S200中，风扇部件包括风扇机匣声衬。风扇机匣声衬(fan case liner)是一种消声结构，声衬布置于靠近风扇转子叶片的前机匣、风扇转子和外涵静子叶片之间的机匣。图9示意了采用本发明实施例提供的设计方法得到的风扇机匣声衬的降噪效果对比图。通过该图可以看出，使用本发明实施例提供的风扇机匣声衬后降噪效果明显得到改善。

参见图4，在一些实施例中，步骤S230具体包括以下步骤：

步骤S231、选取风扇机匣声衬的目标声源。

步骤S232、对风扇机匣声衬进行声阻抗优化。

步骤S233、对风扇机匣声衬进行结构设计。

参见图5，在一些实施例中，步骤S231具体包括以下步骤：

S2311、根据分解至风扇部件的第二噪声限制值和评估得到的风扇部件噪声值的差值，确定风扇机匣声衬的降噪量。根据风扇噪声分量、涡轮噪声分量、喷流噪声分量、核心噪声分量的比重大小，选取对总噪声影响比较大的主要的噪声源，有侧重性地分配各个部件的噪声限制值，并分配短舱消声量要求，从而使得整机总噪声能达到适航噪声限制值要求。

S2312、基于理论模型，计算风扇部件可传播的管道声模态。管道声模态包括幅值、相位、频率等。

S2313、根据指标需求，选取声衬目标声模态。

针对适航噪声工况(边线、飞越、进场)管道可传播的风扇声源模态进行计算，从1阶BPF(叶片通过频率)开始选择，如果1阶存在可传播声模态，则选择该模态为目标声源；如果1阶截止，从2阶开始选择。对于多个可传播声模态，从模态数小的开始选择，因为低阶模态声能量相对较高。比如：某发动机边线工况可传播声模态：1阶BPF(5,1)；2阶(10，1)，(10,2)；则比如选择(5,1)为目标声模态。又比如：某发动机边线工况可传播声模态：1阶BPF截止；2阶(10，1)，(10,2)；则比如选择(10,1)为目标声模态。

参见图6，在一些实施例中，步骤S232包括以下步骤：

步骤S2321、确定风扇机匣声衬的设计边界。如结构边界、强度要求。具体包括：声衬穿孔面板的板厚、穿孔率、孔径、孔间距，声衬蜂窝的深度、蜂窝壁面厚度、蜂窝尺寸，机匣壁面可以敷设声衬的轴向长度等。

步骤S2322、确定声衬的声阻、声抗优化范围。

步骤S2323、基于管道声传播数值预测方法，开展针对目标声源的声衬声阻抗优化。管道声传播数值预测方法有以下几种：有限元方法、计算气动声学方法。主控方程包括线化欧拉方程、声扰动方程等，时间离散格式包括低耗散色散龙格库塔格式，空间离散格式包括DRP格式(耗散色散保持格式)，边界条件(固壁边界条件、PML无反射边界条件、声源边界条件、阻抗边界条件等)。

步骤S2324、以传递损失或插入损失为评价目标，评估最优声阻抗的降噪量，评估目标声源及其他频率范围内最优声阻抗的降噪效果。

步骤S2325、评估风扇部件的噪声值以及风扇机匣声衬的降噪效果。

步骤S2326、判断是否满足风扇部件声学指标。

参见图7，在一些实施例中，步骤S233包括以下步骤：

步骤S2331、选取满足切向流效应和高声强修正的声阻抗模型。风扇机匣声衬因其靠近叶片，流动复杂、高声强，因此对于声阻抗模型，需要选取能考虑切向流效应和高声强修正的声阻抗模型。

步骤S2332、基于声阻抗模型，优化风扇机匣声衬的结构参数。

声阻抗模型是指：关联声阻抗和声衬结构参数(穿孔板厚、孔径、穿孔率、孔间距、蜂窝深度)的数学模型。声阻抗模型比如为GOODRICH声阻抗模型等。针对不同的声学环境和声衬结构，要选择合适的声阻抗模型，比如针对掠入射高声强环境下，对声阻抗模型进行修正，才能适用；对于单自由度和多自由度声衬，要选择对应的单自由度和多自由度声阻抗模型。

步骤S2333、将满足要求的风扇机匣声衬的结构数据和声学数据传递至航空发动机。

在一些实施例中，步骤S300具体包括以下步骤：根据设计后的所述风扇部件的结构，进行全尺寸或者缩尺寸的风扇部件的消声室内声学符合性验证试验。参见图8，该步骤具体包括以下步骤：

步骤S311、对风扇试验件进行气动、声学、结构和强度设计；

步骤S312、对风扇试验件进行声学试验。进行声学试验可以采集不同转速下，气动性能数据和声学数据。气动性能数据包括效率、流量、压比等。声学数据包括前传和后传管道内的周向模态和径向模型的幅值和相位，以及远场声学测点的幅值和相位。

步骤S313、基于风扇试验件的声学试验数据和气动性能数据，评估风扇部件的噪声值是否符合风扇部件噪声指标。具体可以基于经验模型等工具评估的风扇部件噪声水平。经验模型包括Heidmann模型(NASA模型)、K-J-G模型(GE修正NASA模型)等。

在一些实施例中，所述气动性能数据至少包括以下其中之一：效率、流量和压比。效率是指压气机效率，压比是指出口总压与进口总压的比值。

在一些实施例中，所述声学试验数据至少包括以下其中之一：前传管道内的周向模态和径向模型的幅值和相位、后传管道内的周向模态和径向模型的幅值和相位、远场声学监测点的幅值和相位。

在本发明的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”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，仅是为便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗指所指的装置或元件必须具有特定的方位、为特定的方位构造和操作，因而不能理解为对本发明保护内容的限制。

最后应说明的是：以上实施例仅用以说明本发明的技术方案，而非对其限制；尽管参照前述实施例对本发明进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分技术特征进行等同替换，但这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本发明各实施例技术方案的精神和范围。

Claims (14)

1.一种航空发动机风扇部件声学符合性设计方法，其特征在于，包括以下步骤：

根据航空发动机的第一噪声限制值，确定航空发动机的风扇部件的第二噪声限制值；

根据航空发动机的风扇部件的第二噪声限制值，设计风扇部件。

2.根据权利要求1所述的航空发动机风扇部件声学符合性设计方法，其特征在于，还包括以下步骤：

验证所述风扇部件的声学符合性。

3.根据权利要求1所述的航空发动机风扇部件声学符合性设计方法，其特征在于，还包括以下步骤：

将航空发动机风扇的噪声值传递至航空发动机。

4.根据权利要求1所述的航空发动机风扇部件声学符合性设计方法，其特征在于，所述根据航空发动机的第一噪声限制值，确定航空发动机的风扇部件的第二噪声限制值，包括以下步骤：

根据飞机重量，确定各个适航工况下装载发动机的飞机噪声限制；

根据飞机的第三噪声限制值，确定航空发动机的第一噪声限制值；

根据航空发动机的噪声源特性，以及消声声衬的降噪量，确定所述风扇部件的第二噪声限制值。

5.根据权利要求1所述的航空发动机风扇部件声学符合性设计方法，其特征在于，所述设计风扇部件包括以下步骤：

确定风扇部件的参数要求；

对所述风扇部件进行气动设计；

对所述风扇部件进行声学设计；

对所述风扇部件进行强度设计；

评估设计后所述风扇部件的声学性能；

对所述风扇部件进行结构设计。

6.根据权利要求5所述的航空发动机风扇部件声学符合性设计方法，其特征在于，所述风扇部件包括风扇机匣声衬。

7.根据权利要求6所述的航空发动机风扇部件声学符合性设计方法，其特征在于，按照以下步骤对所述风扇机匣声衬进行声学设计：

选取所述风扇机匣声衬的目标声源；

对所述风扇机匣声衬进行声阻抗优化；

对所述风扇机匣声衬进行结构设计。

8.根据权利要求7所述的航空发动机风扇部件声学符合性设计方法，其特征在于，选取所述风扇机匣声衬的目标声源的步骤包括：

根据分解至所述风扇部件的第二噪声限制值和评估得到的风扇部件噪声值的差值，确定所述风扇机匣声衬的降噪量；

基于理论模型，计算所述风扇部件可传播的管道声模态；

根据指标需求，选取声衬目标声模态。

9.根据权利要求7所述的航空发动机风扇部件声学符合性设计方法，其特征在于，对所述风扇机匣声衬进行结构设计包括以下步骤：

选取满足切向流效应和高声强修正的声阻抗模型；

基于声阻抗模型，对所述风扇机匣声衬的结构参数进行优化；

将满足要求的所述风扇机匣声衬的结构数据和声学数据传递至航空发动机。

10.根据权利要求7所述的航空发动机风扇部件声学符合性设计方法，其特征在于，对所述风扇机匣声衬进行声阻抗优化包括以下步骤：

确定风扇机匣声衬的设计边界；

确定声衬的声阻、声抗优化范围；

基于管道声传播数值预测方法，开展针对目标声源的声衬声阻抗优化；

以传递损失或插入损失为评价目标，评估最优声阻抗的降噪量，评估目标声源及其他频率范围内最优声阻抗的降噪效果；

评估风扇部件的噪声值，以及风扇机匣声衬的降噪效果；

判断是否满足风扇部件声学指标。

11.根据权利要求2所述的航空发动机风扇部件声学符合性设计方法，其特征在于，所述验证所述风扇部件的声学符合性，包括以下步骤：

根据设计后的所述风扇部件的结构，进行全尺寸或者缩尺寸的风扇试验件的消声室内声学符合性验证试验。

12.根据权利要求11所述的航空发动机风扇部件声学符合性设计方法，其特征在于，所述根据设计后的所述风扇部件的结构，进行全尺寸或者缩尺寸的风扇部件的消声室内声学符合性验证试验，还包括以下步骤：

对风扇试验件进行气动、声学、结构和强度设计；

对所述风扇试验件进行声学试验；

基于所述风扇试验件的声学试验数据和气动性能数据，评估所述风扇部件的噪声值。

13.根据权利要求12所述的航空发动机风扇部件声学符合性设计方法，其特征在于，所述气动性能数据至少包括以下其中之一：效率、流量和压比。

14.根据权利要求12所述的航空发动机风扇部件声学符合性设计方法，其特征在于，所述声学试验数据至少包括以下其中之一：前传管道内的周向模态和径向模型的幅值和相位、后传管道内的周向模态和径向模型的幅值和相位、远场声学监测点的幅值和相位。

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