一種可減小氣動干擾不利影響的直升機(jī)氣動布局優(yōu)化方法
【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001] 本發(fā)明屬于直升機(jī)氣動布局設(shè)計領(lǐng)域，具體涉及一種可減小氣動干擾不利影響的 直升機(jī)氣動布局優(yōu)化方法。
【背景技術(shù)】
[0002] 直升機(jī)工作在復(fù)雜、非定常的渦流場里，在該流場中，旋翼產(chǎn)生的尾跡的影響占主 導(dǎo)地位。旋翼的尾跡或者直接沖擊機(jī)身或者貼近機(jī)身上方通過，直升機(jī)各部件之間會產(chǎn)生 嚴(yán)重的相互氣動干擾。直升機(jī)的氣動干擾問題會直接影響到直升機(jī)的飛行性能、配平及操 穩(wěn)特性。而隨著直升機(jī)朝著總體布局更緊湊、槳盤載荷更大、靈活性和機(jī)動性更高的方向發(fā) 展，直升機(jī)和部件之間的氣動干擾問題會更嚴(yán)重。因此，發(fā)展有效的直升機(jī)氣動布局優(yōu)化方 法，通過減小直升機(jī)氣動干擾以改善直升機(jī)的飛行性能和飛行品質(zhì)具有重要的意義。
[0003] 傳統(tǒng)的直升機(jī)氣動外形及布局設(shè)計過程中，主要依靠設(shè)計者的經(jīng)驗和分析能力， 并結(jié)合風(fēng)洞試驗確定氣動設(shè)計方案。通過風(fēng)洞試驗，對設(shè)計者設(shè)計的若干直升機(jī)氣動布局 方案進(jìn)行評估并進(jìn)一步修改，以獲得滿意的氣動設(shè)計方案。但由于風(fēng)洞試驗對設(shè)施設(shè)備要 求較高，對于每一種布局方案都需制作相應(yīng)的直升機(jī)模型，耗時較長且經(jīng)濟(jì)代價較大，所以 該方法并不適合在概念設(shè)計階段用于直升機(jī)氣動外形及布局的優(yōu)化。
[0004] 針對直升機(jī)氣動干擾的數(shù)值計算方法中，CFD能較準(zhǔn)確地模擬復(fù)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(jìn)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(jī)氣動布局優(yōu) 化過程的分析模塊進(jìn)行集成。經(jīng)過幾十年的發(fā)展，渦方法在旋翼尾跡的應(yīng)用已經(jīng)取得了很 大成就，國內(nèi)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(shè)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(yīng)，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(shè)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(shè)計空間內(nèi) 尋找全局最優(yōu)解，但是在細(xì)節(jié)優(yōu)化方面存在效率問題，如果設(shè)計參數(shù)過多，會導(dǎo)致優(yōu)化設(shè)計 空間的計算量急劇增加，并且直升機(jī)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(shè)計中使用。另 一方面，優(yōu)化過程的計算時間、設(shè)計空間的本質(zhì)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(guān)系。搜索優(yōu)化設(shè)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(nèi)容】

[0006] 本發(fā)明的目的是為了解決傳統(tǒng)直升機(jī)外形及氣動布局設(shè)計方法的不足，提出了一 種減小直升機(jī)氣動干擾以提高直升機(jī)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(fēng)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(jī)氣動外形及 布局。
[0007] -種可減小氣動干擾不利影響的直升機(jī)氣動布局優(yōu)化方法，包括以下步驟：
[0008] 1)構(gòu)建直升機(jī)的氣動布局綜合優(yōu)化目標(biāo)函數(shù)指標(biāo)體系，采用加權(quán)法，確定各指標(biāo) 權(quán)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(zhuǎn) 換方法等），建立直升機(jī)機(jī)身各部件外形參數(shù)化模型，通過機(jī)身各部件外形形狀控制參數(shù) 及機(jī)身部件坐標(biāo)確定直升機(jī)的氣動外形，從而確定直升機(jī)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(jī)耦合氣動干擾分析計算模型，根據(jù)不同 的直升機(jī)氣動外形及布局，計算直升機(jī)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(jī)耦合氣動干擾分析計算模型，應(yīng)用試驗設(shè)計方法（如 拉丁超立方法或均勻試驗設(shè)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(yīng)面方法、Kriging方法、神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)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(jī)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(yīng)用精度驗證準(zhǔn)則判斷是否收 斂；以誤差平方R2作為全局精度的評判準(zhǔn)則，最大絕對誤差RMAE作為局部精度準(zhǔn)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(jìn)行新一輪的迭代，直至構(gòu)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(gòu)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(shù)的全局優(yōu)化算法（如多島遺傳算法、退火法等）進(jìn)行全局 尋優(yōu)，判斷是否滿足預(yù)設(shè)的收斂條件，滿足則停止迭代，否則繼續(xù)迭代直至滿足預(yù)設(shè)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(shù)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(jìn)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(yù)設(shè)的收斂條件，得到直升機(jī)氣動布局 優(yōu)化問題的最優(yōu)解。
[0014] 作為上述技術(shù)方案的進(jìn)一步改進(jìn)，所述步驟1)中確定各指標(biāo)權(quán)重后，給出各指標(biāo) 參數(shù)的評價方法，在進(jìn)行優(yōu)化之前，將各指標(biāo)參數(shù)進(jìn)行無因次化處理，飛行性能指標(biāo)參數(shù)中 各量均與基準(zhǔn)氣動干擾狀態(tài)比值進(jìn)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(biāo)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(jìn)行無因次化，其余各量均與 基準(zhǔn)氣動干擾狀態(tài)比值進(jìn)行無因次化，速度及航向穩(wěn)定性導(dǎo)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(biāo)參數(shù)的優(yōu) 化原則為最小化。
[0015] 作為上述技術(shù)方案的進(jìn)一步改進(jìn)，所述步驟2)中采用的參數(shù)化方法通過描述直 升機(jī)機(jī)身縱向輪廓線和特征橫剖面輪廓線確定直升機(jī)幾何外形。
[0016] 作為上述技術(shù)方案的進(jìn)一步改進(jìn)，所述步驟3)建立直升機(jī)親合氣動干擾分析計 算模型包括：建立直升機(jī)飛行動力學(xué)模型；將飛行動力學(xué)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(jī)飛行動力學(xué)模型采用部 件級建模方法建立，分別構(gòu)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(jié)合槳葉揮舞-擺振-扭轉(zhuǎn)運動方程建立，旋翼尾跡模型基于渦粒法建立， 尾跡渦粒強(qiáng)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(dǎo)速度 由旋翼尾跡渦粒子模型確定；機(jī)身氣動模型采用渦面元法建立，渦面元強(qiáng)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(jī) 機(jī)體運動方程，建立直升機(jī)機(jī)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(jī)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(jī)身/尾槳/平尾耦合氣動干擾計算。
[0017] 作為上述技術(shù)方案的進(jìn)一步改進(jìn)，所述旋翼/機(jī)身、旋翼/尾槳、旋翼/平尾、旋翼 /機(jī)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(jī)身模型和平尾模型中進(jìn)行耦合，在求解旋翼槳葉、尾槳槳葉、機(jī)身、平尾附 著渦面元強(qiáng)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(dǎo)速度；旋翼、尾 槳和平尾尾跡渦粒的對流方程和拉伸-轉(zhuǎn)動與粘性擴(kuò)散方程中計入與其耦合部件的影響； 將上述干擾因素進(jìn)行聯(lián)立求解得到耦合的旋翼/機(jī)身、旋翼/尾槳、旋翼/平尾、旋翼/機(jī) 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(shù)方案的進(jìn)一步改進(jìn)，所述機(jī)身表面氣動載荷受到其他部件和尾跡渦 粒的影響，機(jī)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(jī)身的氣動力和力矩。
[0019] 作為上述技術(shù)方案的進(jìn)一步改進(jìn)，所述旋翼、尾槳