、平尾氣動載荷表示為每個附著 渦面元上的壓差與附著渦面元的面積和單位法向量三者乘積的和。
[0020] 本發(fā)明的可減小氣動干擾不利影響的直升機氣動布局優(yōu)化方法，與現(xiàn)有技術(shù)相 比，具有以下優(yōu)點：
[0021] 1.基于離散渦方法和面元法，建立直升機耦合氣動干擾高精度分析計算模型，使 得可以不通過風洞試驗只利用仿真計算就可以考慮直升機氣動干擾的影響，并相比于CFD 方法，大大縮短了仿真所需時間，降低了對計算資源的需求。
[0022] 2.采用參數(shù)化方法分別建立直升機機身縱向輪廓曲線及特征橫剖面輪廓曲線參 數(shù)化模型。通過縱橫向輪廓曲線描述直升機機身外形，能夠減少外形控制參數(shù)數(shù)量，有效控 制優(yōu)化尋優(yōu)空間。
[0023] 3.采用代理模型進行目標函數(shù)分析，比采用數(shù)值計算模型分析方法計算量小很 多，可以極大提高優(yōu)化設計效率。
[0024] 4.采用全局尋優(yōu)與梯度尋優(yōu)組合優(yōu)化算法，充分利用全局優(yōu)化的整體設計空間遍 歷優(yōu)勢及梯度優(yōu)化算法局部尋優(yōu)的速度優(yōu)勢。
【附圖說明】
[0025] 圖1是本發(fā)明的可減小氣動干擾的直升機氣動布局優(yōu)化方法流程圖；
[0026] 圖2是直升機氣動布局綜合優(yōu)化目標函數(shù)指標體系圖；
[0027] 圖3是直升機機身頭部外形示意圖；
[0028] 圖4是直升機機身頭部外形縱向輪廓線示意圖；
[0029] 圖5是直升機機身頭部外形特征橫剖面輪廓線示意圖；
[0030] 圖6是基于渦粒法的旋翼尾跡模型示意圖；
[0031] 圖7是考慮旋翼/機身耦合配平計算流程圖；
[0032] 圖8是建立Kriging代理模型流程圖；
【具體實施方式】
[0033] 下面結(jié)合附圖，對本發(fā)明提出的一種可減小氣動干擾不利影響的直升機氣動布局 優(yōu)化方法進行詳細說明。
[0034] 本發(fā)明的可減小氣動干擾不利影響的直升機氣動布局優(yōu)化方法是一種減小直升 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。針對風洞 試驗及CFD方法的不足，基于離散渦方法和面元法建立直升機的耦合氣動干擾高精度分析 模型，從而可以不通過風洞試驗只利用仿真計算就可以考慮直升機氣動干擾的影響，并相 較于CFD大大降低了仿真模型對計算資源的需求，縮短了計算時間。為進一步減小計算量 及尋優(yōu)空間，通過參數(shù)化方法建立直升機機身外形的參數(shù)化模型并采用基于代理模型的組 合優(yōu)化方法，從而得到最優(yōu)的直升機氣動外形及布局，達到減小氣動干擾以提高直升機飛 行特性的目的?？梢詰糜诟拍钤O計階段以改善直升機飛行性能及配平、操穩(wěn)特性。
[0035] 如圖1所示，本發(fā)明的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 具體包括以下幾個步驟：
[0036] 1)構(gòu)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(quán)法，確定各指標 權(quán)重，將多目標轉(zhuǎn)換為單目標優(yōu)化問題；
[0037] 通過對直升機氣動干擾文獻的綜合分析，總結(jié)出不同類型氣動干擾對直升機具體 飛行特性的影響。以UH-60直升機為樣例，選取直升機飛行性能和配平操穩(wěn)特性為優(yōu)化目 標，如圖2所示，飛行性能中選取懸停效率、懸停升限為優(yōu)化子目標，配平操穩(wěn)特性中選取 迎角穩(wěn)定性導數(shù)、荷蘭滾模態(tài)阻尼比為優(yōu)化子目標，構(gòu)建出直升機的氣動布局綜合優(yōu)化目 標函數(shù)指標體系。根據(jù)層次分析法，得到直升機氣動布局綜合優(yōu)化指標函數(shù)中各參數(shù)權(quán)重 計算結(jié)果，本例選取飛行性能權(quán)重為〇. 5,飛行性能中選取懸停效率權(quán)重為0. 6、懸停升限 權(quán)重為0. 4 ;配平及操穩(wěn)特性權(quán)重為0. 5,其中迎角穩(wěn)定性導數(shù)為0. 5、荷蘭滾模態(tài)阻尼比為 0. 5〇
[0038] 進一步，在進行優(yōu)化之前，將各參數(shù)進行無因次化處理，懸停效率、懸停升限、迎角 穩(wěn)定性導數(shù)及荷蘭滾模態(tài)阻尼比分別與基準氣動干擾狀態(tài)比值進行無因次化，懸停效率及 懸停升限的優(yōu)化原則為最大化，迎角穩(wěn)定性導數(shù)及荷蘭滾模態(tài)阻尼比的優(yōu)化原則為最小 化。
[0039] 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；；
[0040] 本實施例米用CST方法作為直升機外形參數(shù)化建模方法，以建立直升機頭部機身 參數(shù)化外形為例，通過描述直升機頭部機身縱向輪廓線（包括XY平面的水平輪廓線和ZX 平面的縱向輪廓線）和特征橫剖面輪廓線確定直升機頭部幾何外形，如圖3所示，直升機頭 部幾何外形為平面所截取的直升機前半部分。
[0041]如圖4所示，XY平面輪廓線左右對稱，建立單側(cè)曲線參數(shù)化模型后鏡像得到輪廓 線，XY平面輪廓線數(shù)學表達式形式如下：
[0043]其中，步表示XY平面輪廓線沿X軸方向的坐標值，為無因次化量，取值范圍 為[0，1]，N1及N2表示類別函數(shù)控制指數(shù)，\表示形狀函數(shù)伯恩斯坦多項式各項系數(shù)，
GT表示力=1處XY平面輪廓線Y軸方向坐標值。
[0044]如圖4所示，ZX平面的縱向輪廓線由兩段曲線拼接而成，每段曲線數(shù)學表達式形 式與XY平面輪廓線相同。
[0045] 如圖5所示，橫剖面輪廓線由于左右對稱，數(shù)學表達式形式如下：
[0046] ^ (it) =i])N(l-i]))NS(i])) (2)
[0047] 其中N表示類別函數(shù)控制指數(shù)，S(!]〇表示形狀函數(shù)，采用伯恩斯坦多項式表示， 與式（1)中相同。
[0048]本例中保證縱向輪廓線上個點縱坐標的相對比例，以曲線開口高度為控制變量確 定曲線形狀，故設計變量為：上部機身第一段曲線長度、上部機身第一段曲線高度、橫剖面 上半部分控制指數(shù)、橫剖面下半部分控制指數(shù)四個形狀變量及旋翼垂直位置、平尾縱向位 置、尾槳縱向位置三個位置變量。
[0049] 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，結(jié)合直升 機飛行動力學模型，計算直升機飛行性能及配平、操穩(wěn)特性；
[0050]耦合氣動干擾分析的飛行特性分析方法建模包括兩部分內(nèi)容，其一是建立直升機 飛行動力學模型，其二是將飛行動力學模型與干擾流場下部件氣動力高效計算方法合并， 建立高效、有效的耦合求解方法，最終形成耦合氣動干擾分析的飛行特性分析方法。
[0051]直升機飛行動力學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，槳盤平面處誘導速度由旋翼尾跡渦粒子模型確定，槳葉上的總氣動力表示為：
[0053] 其中A和r^_分別為附著渦面元的面積和單位法向量，A為每個附著渦面元 上的壓差，N。、^分別為沿槳葉弦向附著渦面元個數(shù)和沿槳葉展向附著渦面元個數(shù)；
[0054] 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：
[0057]其中rsj(t)表示了第j列展向渦面元的總展向附著渦強度，aj(t)為等效渦粒的 強度矢量，tn。為沿槳葉弦向第N。個附著渦面元前緣邊的單位切向量為附著渦面元 前緣邊的長度，uT.E為位于槳葉后緣的附著渦面元當?shù)貧饬魉俣认蛄?，、為等效渦粒的位置 矢量，YKut"_為庫塔渦面元上的渦強分布，ST.W表示被等效的庫塔渦面元；
[0058] 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：
[0060] 其中《/和xf分別為第i個渦面元控制點單位法向量和位置向量，％和《汾別為 機身線運動速度和角運動速度，化」為第j個渦面元對第i渦面元的法向影響系數(shù)；
[0061] 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，基于葉素理論及渦面元法計算平尾、垂尾及短翼的氣動 力，尾跡采用渦粒法建立；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；
[0062] 直升機飛行動力學模型可表示為直升機機體六自由度歐拉方程，假設機體為剛 體，則六自由度方程如下：
[0069]其中為直