(19)国家知识产权局 (12)发明 专利申请 (10)申请公布号 (43)申请公布日 (21)申请 号 202210886777.7 (22)申请日 2022.07.26 (71)申请人 中国航空发动机 研究院 地址 101304 北京市顺 义区顺兴 路21号 (72)发明人 杨天啸　梁东　于文君　 (74)专利代理 机构 北京鼎承知识产权代理有限 公司 11551 专利代理师 夏华栋　顾可嘉 (51)Int.Cl. G06F 30/17(2020.01) G06F 30/28(2020.01) G06F 111/10(2020.01) G06F 113/08(2020.01) G06F 119/14(2020.01) G06F 119/10(2020.01) (54)发明名称 一种降低开式转子噪声的弯尖构型前转子 叶片设计方法 (57)摘要 本发明公开航空推进系统的声学与气动设 计领域中的一种降低开式转子噪声的弯尖构型 前转子叶片设计方法， 以基本型开式转子的前转 子叶片模型为基准， 从弯起始位置到叶尖的叶片 弯尖部分， 沿展向方向上， 将叶片弯尖部分从弯 起始位置到叶尖划分为N个不同的展向位置处， 叶片切向方向与叶片中心轴方向的夹角为弯角 度， 弯起始位置处的弯角度为0度； 叶片的展向位 置处到叶片中心轴之间的垂直距离为沿Y轴方向 的展向坐标； 从弯起始位置到叶尖的叶片弯尖部 分， 各展向位置处的叶片的弯角度随展向坐标线 性变化； 通过在前转子叶片上采用弯叶尖构型， 降低前转子叶尖脱落涡的强度， 减弱其与后转子 叶片的干涉作用， 降低后转子叶片载荷脉动， 最 终实现降噪目的。 权利要求书1页 说明书4页 附图5页 CN 115062438 A 2022.09.16 CN 115062438 A 1.一种降低开式转子噪声的弯尖构型 前转子叶片设计方法， 其特 征是： 以基本型开式转子的前转子 叶片模型为基准， 从弯起始位置到 叶尖的叶片弯尖部分， 沿展向方向上， 将所述的叶片弯尖部分从弯起始 位置到叶尖划分为N个不同的展向位置处， N大于3； 叶片切向方向与叶片中心轴方向的夹角为弯角度， 所述的弯起始位置处的弯角度为0 度； 叶片的展向位置处到叶片中心轴之间的垂直距离为沿Y轴方向的展向坐标； 所述的从弯起始位置到叶尖的叶片弯尖部分， 各展向位置处 的叶片的弯角度随展向坐 标线性变化。 2.根据权利要求1所述的一种降低开式转子噪声的弯尖构型前转子叶片设计方法， 其 特征是： 所述的弯角度随展向坐标线性变化的公式为： θm＝(ym‑y1)θN/(yN‑y1)， 1≤m≤N， θm 和ym分别为第 m个展向位置处的弯角度和展向坐标； θN和yN分别为叶尖处的弯角度和展向； y1为弯起始位置的展向坐标。 3.根据权利要求2所述的一种降低开式转子噪声的弯尖构型前转子叶片设计方法， 其 特征是： 叶片弯尖部分的第m个展向位置的横截面相对同一展向位置处的基本型开式转子 的前转子叶片的横截面的偏移距离 yi和 θi分别是第 i个展向位置处的展向坐标和弯角度， yi‑1是第i‑1个展向位置处的展向坐标。 4.根据权利要求3所述的一种降低开式转子噪声的弯尖构型前转子叶片设计方法， 其 特征是： 叶片弯尖部分的横 截面上任一点l的坐标为xl＝xb+d sinα， yl＝yb’zl＝zb+d cosα， xb， yb， zb是基本型开式转子的前转子叶片在同一展向位置处的横截面上对应点的坐标， α 是 基本型开式转子的前转子叶片横截面弦长的方向与X轴的夹角。 5.根据权利要求1所述的一种降低开式转子噪声的弯尖构型前转子叶片设计方法， 其 特征是： 所述的弯尖起始位置为0.9倍叶片半径的位置 。 6.根据权利要求1所述的一种降低开式转子噪声的弯尖构型前转子叶片设计方法， 其 特征是： 叶尖处的弯角度为3 0度到60度范围内。 7.根据权利要求5所述的一种降低开式转子噪声的弯尖构型前转子叶片设计方法， 其 特征是： 所述的叶片弯尖部分朝叶片压力面方向弯 时的弯角度为正角度， 朝叶片吸力面方 向弯时的弯角度为负角度。 8.根据权利要求5所述的一种降低开式转子噪声的弯尖构型前转子叶片设计方法， 其 特征是： 叶片高度、 叶片前缘距叶片中心轴线的距离、 叶片前缘与叶尖处尾缘的距离由所述 的叶片弯起始位置和叶尖处弯角度确定 。权　利　要　求　书 1/1 页 2 CN 115062438 A 2一种降低开式转子噪声的弯尖构型前转子叶片设计方 法 技术领域 [0001]本发明属于航空推进系统的声学与气动设计领域， 具体涉及开式转子发动机的叶 片设计。 背景技术 [0002]开式转子发动机， 被称作桨扇发动机或无涵道发动机， 是一种用燃气通过动力涡 轮输出轴功率来传动桨扇的燃气涡轮发动机。 开式转子发动机具有超高的涵道比， 涵道比 为25‑60， 与目前民用航空最为常用的涡扇发动机相比， 其推进效率明显提高， 燃油消耗率 大幅降低， 污染物 排放也大幅减少。 但是， 由于其前后转子间强烈的干涉作用以及无机匣遮 挡， 开式转子发动机的噪声问题十分严重， 制约了它的发展。 [0003]开式转子噪声中最主要的分量是叶尖涡干涉噪声， 它由前转子叶尖脱落涡与后转 子发生干涉， 进而引起后转子叶片强烈的载荷脉动而产生噪声。 它的产生机理与直升机旋 翼的桨‑涡干涉噪声十 分相似。 传统的开式转子降噪方法主要包括增加前后转子间距、 减小 后转子直径、 改变前后转子叶片数。 但是， 这三种 方法都受到气动性能、 结构强度等设计要 求的限制， 无法实现足够的降噪效果。 研究表明， 弯尖叶片可以有效降低直升机旋翼桨 ‑涡 干涉噪声。 目前的直升机旋翼弯尖叶片， 其弯 折角度沿叶片展向固定不变。 由于直升机旋翼 和开式转子在运动状态、 工作原理、 流场特征方面存在一定差异， 因此直接将直升机旋翼弯 尖叶片构型应用于开式转子无法获得很好的降噪效果。 发明内容 [0004]本发明的目的是借鉴直升机旋翼弯叶尖设计， 并考虑直升机旋翼与开式转子之间 的差异， 提供一种降低开式转子噪声的弯尖构型前转子叶片设计方法， 弯折角度沿叶片展 向发生改变， 可以有效降低开式转子的前转子叶尖脱落涡强度， 减弱其与后转子叶片的干 涉作用， 进 而减弱了后转子叶片的载荷脉动， 最终 实现降噪效果。 [0005]为实现上述目的， 本发明所述的一种降低开式转子噪声的弯尖构型前转子叶片设 计方法采用的技 术方案是： [0006]以基本型开式转子的前转子叶片模型为基准， 从弯起始位置到叶尖的叶片弯尖部 分， 沿展向方向上， 将所述的叶片弯尖部 分从弯起始位置到叶尖划分为N个不同的展向位置 处， N大于 3； [0007]叶片切向方向与叶片中心轴方向的夹角为弯角度， 所述的弯起始位置处的弯角度 为0度； 叶片的展向位置处到叶片中心轴之间的垂直距离为沿Y轴方向的展向坐标； [0008]所述的从弯起始位置到叶尖的叶片弯尖部分， 各展向位置处的叶片的弯角度随展 向坐标线性变化。 [0009]进一步地， 所述的弯角度随展向坐标线性变化的公式为： θm＝(ym‑y1)θN/(yN‑y1)， 1 ≤m≤N， θm和ym分别为第m个展向位置处的弯角度和展向坐标； θN和yN分别为叶尖处的弯角 度和展向； y1为弯起始位置的展向坐标。说　明　书 1/4 页 3 CN 115062438 A 3