一種可減小氣動干擾不利影響的直升機氣動布局優(yōu)化方法
【技術領域】
[0001] 本發(fā)明屬于直升機氣動布局設計領域，具體涉及一種可減小氣動干擾不利影響的 直升機氣動布局優(yōu)化方法。
【背景技術】
[0002] 直升機工作在復雜、非定常的渦流場里，在該流場中，旋翼產生的尾跡的影響占主 導地位。旋翼的尾跡或者直接沖擊機身或者貼近機身上方通過，直升機各部件之間會產生 嚴重的相互氣動干擾。直升機的氣動干擾問題會直接影響到直升機的飛行性能、配平及操 穩(wěn)特性。而隨著直升機朝著總體布局更緊湊、槳盤載荷更大、靈活性和機動性更高的方向發(fā) 展，直升機和部件之間的氣動干擾問題會更嚴重。因此，發(fā)展有效的直升機氣動布局優(yōu)化方 法，通過減小直升機氣動干擾以改善直升機的飛行性能和飛行品質具有重要的意義。
[0003] 傳統(tǒng)的直升機氣動外形及布局設計過程中，主要依靠設計者的經驗和分析能力， 并結合風洞試驗確定氣動設計方案。通過風洞試驗，對設計者設計的若干直升機氣動布局 方案進行評估并進一步修改，以獲得滿意的氣動設計方案。但由于風洞試驗對設施設備要 求較高，對于每一種布局方案都需制作相應的直升機模型，耗時較長且經濟代價較大，所以 該方法并不適合在概念設計階段用于直升機氣動外形及布局的優(yōu)化。
[0004] 針對直升機氣動干擾的數(shù)值計算方法中，CFD能較準確地模擬復雜得旋翼流場，但 是基于Euler體系的CFD數(shù)值耗散較大，捕捉的旋翼尾跡耗散較快，且在進行旋翼流場仿真 及氣動干擾計算時，對計算資源具有很高的要求、耗時過長，不適合用作直升機氣動布局優(yōu) 化過程的分析模塊進行集成。經過幾十年的發(fā)展，渦方法在旋翼尾跡的應用已經取得了很 大成就，國內外也提出了許多有效的基于渦方法的旋翼尾跡模型。然而這些研宄大多基于 不可壓、無粘假設的離散渦方法，對于旋翼尾跡需通過渦核模型考慮粘性效應，而不同的渦 核模型對尾跡的計算精度和數(shù)值穩(wěn)定存在較大影響。
[0005] 傳統(tǒng)的優(yōu)化方法中，梯度法能夠快速地尋優(yōu)，但若設計空間存在多極值的情況，梯 度法很可能使尋優(yōu)過程陷入局部最優(yōu)解；而全局優(yōu)化方法雖然能很好地在整個設計空間內 尋找全局最優(yōu)解，但是在細節(jié)優(yōu)化方面存在效率問題，如果設計參數(shù)過多，會導致優(yōu)化設計 空間的計算量急劇增加，并且直升機飛行性能、配平及操穩(wěn)特性計算模型計算量大，如果直 接將仿真模型用于優(yōu)化過程，整個優(yōu)化時間和計算量將會極大，難以在工程設計中使用。另 一方面，優(yōu)化過程的計算時間、設計空間的本質特性及范圍與幾何外形參數(shù)化方法也有著 非常密切的關系。搜索優(yōu)化設計空間的計算量隨參數(shù)變量的增加呈指數(shù)增長。

【發(fā)明內容】

[0006] 本發(fā)明的目的是為了解決傳統(tǒng)直升機外形及氣動布局設計方法的不足，提出了一 種減小直升機氣動干擾以提高直升機飛行性能、配平及操穩(wěn)特性的氣動布局綜合優(yōu)化方 法。該方法不需要風洞試驗，同時降低了對計算資源的需求，得到最優(yōu)的直升機氣動外形及 布局。
[0007] -種可減小氣動干擾不利影響的直升機氣動布局優(yōu)化方法，包括以下步驟：
[0008] 1)構建直升機的氣動布局綜合優(yōu)化目標函數(shù)指標體系，采用加權法，確定各指標 權重；
[0009] 2)基于參數(shù)化建模方法（如非均勻有理B樣條方法、基于類別函數(shù)/形狀函數(shù)轉 換方法等），建立直升機機身各部件外形參數(shù)化模型，通過機身各部件外形形狀控制參數(shù) 及機身部件坐標確定直升機的氣動外形，從而確定直升機氣動布局綜合優(yōu)化問題的優(yōu)化變 量；
[0010] 3)基于離散渦方法和面元法，建立直升機耦合氣動干擾分析計算模型，根據(jù)不同 的直升機氣動外形及布局，計算直升機飛行性能及配平、操穩(wěn)特性；
[0011] 4)根據(jù)步驟3)建立的直升機耦合氣動干擾分析計算模型，應用試驗設計方法（如 拉丁超立方法或均勻試驗設計法等）生成小規(guī)模的初始樣本集，采用近似模型方法（如響 應面方法、Kriging方法、神經網絡方法等）建立初始代理模型，并分別用步驟3)所建立的 直升機耦合氣動干擾分析計算模型和初始代理模型求解樣本點的真實值和近似值；
[0012] 5)根據(jù)步驟4)求得的樣本點的真實值和近似值，應用精度驗證準則判斷是否收 斂；以誤差平方R2作為全局精度的評判準則，最大絕對誤差RMAE作為局部精度準則；如果 收斂，則采用所建立的初始代理模型為優(yōu)化過程中使用的代理模型，否則在RMAE值所在位 置的周圍選定小空間，布置少量樣本點，返回步驟4)，進行新一輪的迭代，直至構建的代理 模型在樣本點的近似值與步驟3)所建立的計算模型的真實值收斂，滿足精度要求，以此代 理模型為優(yōu)化過程中使用的代理模型；
[0013] 6)以步驟5)所構建的優(yōu)化過程中使用的代理模型為分析模型，生成優(yōu)化問題初 始樣本點，采用基于代理模型技術的全局優(yōu)化算法（如多島遺傳算法、退火法等）進行全局 尋優(yōu)，判斷是否滿足預設的收斂條件，滿足則停止迭代，否則繼續(xù)迭代直至滿足預設的收斂 條件，得到全局最優(yōu)解；以得到的全局最優(yōu)解為梯度尋優(yōu)初始值，采用基于代理模型技術的 梯度優(yōu)化算法（如序列二次規(guī)劃算法等），在全局最優(yōu)解周圍進行局部尋優(yōu)，判斷是否滿足 收斂條件，滿足則停止迭代，否則繼續(xù)迭代直至滿足預設的收斂條件，得到直升機氣動布局 優(yōu)化問題的最優(yōu)解。
[0014] 作為上述技術方案的進一步改進，所述步驟1)中確定各指標權重后，給出各指標 參數(shù)的評價方法，在進行優(yōu)化之前，將各指標參數(shù)進行無因次化處理，飛行性能指標參數(shù)中 各量均與基準氣動干擾狀態(tài)比值進行無因次化，優(yōu)化原則均為最大化；配平與操穩(wěn)特性指 標參數(shù)中縱向周期變距配平量以相對桿量與相對俯仰角比值進行無因次化，其余各量均與 基準氣動干擾狀態(tài)比值進行無因次化，速度及航向穩(wěn)定性導數(shù)、荷蘭滾模態(tài)阻尼比的優(yōu)化 原則為最大化，縱向周期變距配平量優(yōu)化原則為趨于1，其余配平及操穩(wěn)特性指標參數(shù)的優(yōu) 化原則為最小化。
[0015] 作為上述技術方案的進一步改進，所述步驟2)中采用的參數(shù)化方法通過描述直 升機機身縱向輪廓線和特征橫剖面輪廓線確定直升機幾何外形。
[0016] 作為上述技術方案的進一步改進，所述步驟3)建立直升機親合氣動干擾分析計 算模型包括：建立直升機飛行動力學模型；將飛行動力學模型與干擾流場下部件氣動力計 算方法合并，形成耦合氣動干擾分析的飛行特性分析方法；直升機飛行動力學模型采用部 件級建模方法建立，分別構建各部件及其尾跡氣動模型，其中旋翼槳葉氣動模型基于葉素 理論及渦面元法結合槳葉揮舞-擺振-扭轉運動方程建立，旋翼尾跡模型基于渦粒法建立， 尾跡渦粒強度矢量、位置矢量依據(jù)渦量守恒及渦量一階矩守恒確定，槳盤平面處誘導速度 由旋翼尾跡渦粒子模型確定；機身氣動模型采用渦面元法建立，渦面元強度通過不可穿透 條件確定；尾槳槳葉及其尾跡模型與旋翼槳葉模型及渦粒尾跡模型相同；平尾、垂尾及短 翼及其尾跡的建模與旋翼單片槳葉類似；將各部件氣動模型所得氣動力及力矩代入直升機 機體運動方程，建立直升機機體六自由度歐拉方程。干擾流場下部件氣動力計算方法包括 旋翼/機身耦合氣動干擾計算、旋翼/尾槳耦合氣動干擾計算、旋翼/平尾耦合氣動干擾計 算、旋翼/機身/尾槳/平尾耦合氣動干擾計算。
[0017] 作為上述技術方案的進一步改進，所述旋翼/機身、旋翼/尾槳、旋翼/平尾、旋翼 /機身/尾槳/平尾耦合氣動干擾計算將各種干擾因素在旋翼和尾槳槳葉模型、旋翼、尾槳、 平尾尾跡模型、機身模型和平尾模型中進行耦合，在求解旋翼槳葉、尾槳槳葉、機身、平尾附 著渦面元強度時計入與其耦合部件的渦面元對其附著渦面元控制點的誘導速度；旋翼、尾 槳和平尾尾跡渦粒的對流方程和拉伸-轉動與粘性擴散方程中計入與其耦合部件的影響； 將上述干擾因素進行聯(lián)立求解得到耦合的旋翼/機身、旋翼/尾槳、旋翼/平尾、旋翼/機 身/尾槳/平尾氣動載荷以及流場速度分布和渦量分布。
[0018] 作為上述技術方案的進一步改進，所述機身表面氣動載荷受到其他部件和尾跡渦 粒的影響，機身表面壓力分布始終處于非定常狀態(tài)，其表面壓力通過非定常Bernoulli方 程得到，通過計算每個面元控制點處的非定常壓力，求得每個面元上的氣動力，再通過數(shù)值 積分得到旋翼干擾流場下機身的氣動力和力矩。
[0019] 作為上述技術方案的進一步改進，所述旋翼、尾槳