國(guó)外直升機(jī)總體氣動(dòng)優(yōu)化設(shè)計(jì)及技術(shù)發(fā)展概況

張?jiān)弃Q 徐爽

摘 要：直升機(jī)總體氣動(dòng)設(shè)計(jì)直接關(guān)系到全機(jī)氣動(dòng)特性以及飛行性能、飛行品質(zhì)等技術(shù)指標(biāo)是否滿足使用要求。本文從總體參數(shù)優(yōu)化設(shè)計(jì)、機(jī)身氣動(dòng)布局、飛行品質(zhì)等方面介紹了國(guó)外直升機(jī)總體氣動(dòng)優(yōu)化設(shè)計(jì)技術(shù)的發(fā)展。

關(guān)鍵詞：國(guó)外直升機(jī)；總體氣動(dòng)；優(yōu)化設(shè)計(jì)；技術(shù)發(fā)展；概況

1 前言

直升機(jī)具有垂直起落、空中懸停、低空低速飛行等特點(diǎn)，在軍事和民用的各個(gè)領(lǐng)域里得到廣泛的應(yīng)用。在軍事方面，除了人員與裝備運(yùn)輸外，還用于偵察、巡邏、反潛、對(duì)地攻擊等。在國(guó)民經(jīng)濟(jì)上用于森林防護(hù)、地質(zhì)勘探、設(shè)備吊裝和高空檢修等。

各國(guó)直升機(jī)的發(fā)展異常火熱，已投入使用或正在研制的直升機(jī)構(gòu)型多樣、種類繁多、性能各異。很多國(guó)家都在積極發(fā)展自己的直升機(jī)體系，積累了大量經(jīng)驗(yàn)數(shù)據(jù)庫(kù)，并在此基礎(chǔ)上形成了完整的總體參數(shù)和氣動(dòng)布局的設(shè)計(jì)分析技術(shù)。在進(jìn)行新機(jī)總體方案設(shè)計(jì)時(shí)，歐美研發(fā)單位可憑借成熟的總體參數(shù)和氣動(dòng)布局分析技術(shù)以及積累的經(jīng)驗(yàn)數(shù)據(jù)庫(kù)，擁有完善的基于先進(jìn)計(jì)算流體力學(xué)（CFD）的高精度氣動(dòng)布局分析和評(píng)估能力，并能準(zhǔn)確地選擇直升機(jī)總體設(shè)計(jì)參數(shù)、氣動(dòng)布局等關(guān)鍵因素。

2 總體參數(shù)優(yōu)化設(shè)計(jì)方面

國(guó)外在直升機(jī)構(gòu)型與總體參數(shù)設(shè)計(jì)技術(shù)研究經(jīng)歷了從總體參數(shù)優(yōu)化設(shè)計(jì)方法到多學(xué)科設(shè)計(jì)優(yōu)化的發(fā)展過(guò)程，發(fā)展了多種直升機(jī)構(gòu)型與總體參數(shù)設(shè)計(jì)軟件系統(tǒng)。直升機(jī)總體參數(shù)優(yōu)化設(shè)計(jì)方法采用優(yōu)化設(shè)計(jì)技術(shù)，不但可以得到最優(yōu)的總體設(shè)計(jì)方案，而且能縮短設(shè)計(jì)周期，提高設(shè)計(jì)效率。

美國(guó)陸軍AFDD Advanced Design Office從1970開(kāi)始結(jié)合美國(guó)陸軍直升機(jī)型號(hào)的發(fā)展，經(jīng)過(guò)近40年的努力，先后開(kāi)發(fā)出多種用于直升機(jī)構(gòu)型與總體參數(shù)選擇的軟件系統(tǒng)。最初于1970年開(kāi)發(fā)SSP-1和SSP-2軟件用于單旋翼帶尾槳式直升機(jī)的性能分析和總體參數(shù)估算，隨后綜合以上兩個(gè)軟件形成PSDE（Preliminary Systems Design Engineering）軟件用于美國(guó)陸軍單旋翼帶尾槳式直升機(jī)總體方案設(shè)計(jì)。1980年以來(lái)，在RASH基礎(chǔ)上，先后開(kāi)發(fā)了適合復(fù)合式直升機(jī)參數(shù)選擇的HELO軟件、適合傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)總體參數(shù)選擇的TR軟件、適合ABC旋翼構(gòu)型直升機(jī)總體參數(shù)選擇的PDABC軟件以及能夠進(jìn)行機(jī)動(dòng)性分析設(shè)計(jì)的MPP和VAMP軟件，最終在1994年綜合以上軟件形成了適合多種構(gòu)型直升機(jī)總體參數(shù)選擇和優(yōu)化的RC（RotorCraft）軟件，后來(lái)又發(fā)展到RC97版，它們廣泛的用于90年代美國(guó)陸航直升機(jī)型號(hào)開(kāi)發(fā)和方案評(píng)估。

進(jìn)入20世紀(jì)后，2005年美國(guó)陸軍AFDD聯(lián)合NASA Ames研究中心，在著名直升機(jī)專家Johnson領(lǐng)導(dǎo)下，綜合直升機(jī)分析和設(shè)計(jì)技術(shù)最新研究成果，開(kāi)發(fā)了新一代旋翼飛行器綜合分析設(shè)計(jì)系統(tǒng)NDARC—NASA Design and Analysis，通過(guò)多學(xué)科設(shè)計(jì)優(yōu)化方法集成各種高精度分析工具，除了能夠?qū)Ω鞣N常規(guī)構(gòu)型直升機(jī)進(jìn)行分析設(shè)計(jì)，還可用于各種新構(gòu)型直升機(jī)總體方案的設(shè)計(jì)，同時(shí)集成性能、氣動(dòng)、飛行等高精度分析模型，提高了總體參數(shù)選擇與優(yōu)化的可信度，為美國(guó)陸航下一代直升機(jī)型號(hào)的概念方案設(shè)計(jì)和評(píng)估提供技術(shù)基礎(chǔ)。

如此同時(shí)，美國(guó)各直升機(jī)公司采用總體參數(shù)優(yōu)化設(shè)計(jì)方法，在直升機(jī)性能分析、重量預(yù)估、氣動(dòng)/飛行/效能分析等技術(shù)基礎(chǔ)上，研制了適用于各種型式直升機(jī)總體參數(shù)選擇和優(yōu)化設(shè)計(jì)的軟件系統(tǒng)，并在型號(hào)研制中得到應(yīng)用和驗(yàn)證。主要有：貝爾直升機(jī)公司的PRESTO軟件、西科斯基直升機(jī)公司的RDM軟件、波音公司的HESCOMP和VASCOMP軟件。美國(guó)進(jìn)行直升機(jī)教學(xué)和科研的高校也開(kāi)發(fā)了各自的直升機(jī)總體設(shè)計(jì)軟件系統(tǒng)，主要有：?jiǎn)讨蝸喞砉ぃ℅eorgia Institute of Technology）開(kāi)發(fā)的GTPDP軟件系統(tǒng)和CIRADS軟件系統(tǒng)，還有濱州州立大學(xué)開(kāi)發(fā)的RCDE軟件系統(tǒng)。

總結(jié)國(guó)外直升機(jī)構(gòu)型與總體參數(shù)設(shè)計(jì)技術(shù)研究及相應(yīng)設(shè)計(jì)軟件開(kāi)發(fā)情況，可以發(fā)現(xiàn)其發(fā)展方向主要有兩個(gè)：其一、從能夠進(jìn)行常規(guī)構(gòu)型直升機(jī)總體參數(shù)選擇發(fā)展到能夠進(jìn)行新構(gòu)型直升機(jī)總體參數(shù)設(shè)計(jì)和優(yōu)化，以解決不斷出現(xiàn)的新構(gòu)型直升機(jī)的研制對(duì)總體設(shè)計(jì)技術(shù)的需求；其二、在總體參數(shù)設(shè)計(jì)與優(yōu)化中從采用簡(jiǎn)單、經(jīng)驗(yàn)的分析模型，僅考慮性能和重量學(xué)科要求發(fā)展到采用高精度、仿真分析模型且考慮氣動(dòng)、飛行、經(jīng)濟(jì)性、效能等多學(xué)科耦合，以解決直升機(jī)總體設(shè)計(jì)方案可信度不高的問(wèn)題。

3 在機(jī)身氣動(dòng)布局優(yōu)化設(shè)計(jì)和減阻研究方面

從20世紀(jì)六、七十年代開(kāi)始，國(guó)外已開(kāi)展了較為系統(tǒng)的機(jī)身布局設(shè)計(jì)和減阻研究工作。

1954年，美國(guó)的Harrington等人提出了減小直升機(jī)廢阻力的初步構(gòu)想，論述了直升機(jī)的槳轂、機(jī)身整流罩以及起落架等部件對(duì)其氣動(dòng)特性的影響，同時(shí)研究了在直升機(jī)前飛過(guò)程中，主要部件的阻力占整體阻力的大小比例。1968年，Hansen和S.Gordon對(duì)鈍頭體的氣動(dòng)特性做了一些研究，完成了鈍頭體的流場(chǎng)分析和氣動(dòng)力計(jì)算。

1973年，美國(guó)的Gillespie和James等人研究分析了直升機(jī)機(jī)身的阻力及流場(chǎng)情況，討論了機(jī)身流場(chǎng)的分布以及其特性，計(jì)算了機(jī)身的飛行阻力，總結(jié)了機(jī)身在不同飛行狀態(tài)下的氣動(dòng)特性。Fabre和Paul則對(duì)旋翼機(jī)的阻力特性進(jìn)行了研究，提出了一些對(duì)減阻設(shè)計(jì)具有指導(dǎo)作用的意見(jiàn)。

1978年Young等人開(kāi)展了不同槳轂整流罩和不同曲線構(gòu)型槳轂組合風(fēng)洞試驗(yàn)，試驗(yàn)結(jié)果表明，通過(guò)合理選擇整流罩裝置，與基本構(gòu)型相比，槳轂阻力可以降低多達(dá)70%。

2000年，R.E.Mineck和S.A.Gorton等人選用ROBIN機(jī)身實(shí)施了風(fēng)洞試驗(yàn)。試驗(yàn)過(guò)程中，在機(jī)身的縱向輪廓線和代表性的橫截面上布置了機(jī)身表面測(cè)壓孔，以便準(zhǔn)確地測(cè)量機(jī)身表面的壓力系數(shù)分布。得到了壓力系數(shù)分布曲線，為后續(xù)的設(shè)計(jì)研究提供了試驗(yàn)基礎(chǔ)。

除試驗(yàn)以外，本世紀(jì)以來(lái)，研究者們開(kāi)始結(jié)合計(jì)算流體力學(xué)（CFD）技術(shù)深入進(jìn)行直升機(jī)機(jī)身阻力特性分析。例如，2001年，V.Gleize和M.Costes等人運(yùn)用雷諾平均（RANS）方法對(duì)機(jī)身阻力進(jìn)行了計(jì)算，同時(shí)對(duì)機(jī)身表面和流場(chǎng)區(qū)域進(jìn)行了網(wǎng)格劃分。研究了機(jī)身整流罩附近流場(chǎng)的流線情況，繪制了截面流線圖，得到不同狀態(tài)下的機(jī)身氣動(dòng)特性。

2011年，F(xiàn).Vogel，C.Breitsamter和N.A.Adams也基于RANS方法對(duì)模型機(jī)身進(jìn)行了CFD計(jì)算，并結(jié)合風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果分析了不同迎角下機(jī)身尾部與尾梁的繞流特征，討論了不同迎角下機(jī)身尾部與尾梁周圍流場(chǎng)的情況。Batrakov等人還計(jì)算對(duì)比了不同機(jī)身后體過(guò)渡方式對(duì)阻力特性的影響。

在無(wú)人直升機(jī)研究方面，美國(guó)RQ-8“火力偵察兵”無(wú)人直升機(jī)是由美國(guó)海軍和海軍陸戰(zhàn)隊(duì)共同研發(fā)。其機(jī)身外形過(guò)渡平滑，尾部采用斜坡曲面與尾梁連接。以色列的“斗牛士”無(wú)人直升機(jī)用于海軍裝備，替換其目前使用的有人直升機(jī)實(shí)行“地平線”之外的使命。此機(jī)型的機(jī)身頭部較尖，機(jī)身整流罩與機(jī)身接合處較平滑，流線型較好，阻力較小，續(xù)航性能較好。

4 無(wú)人直升機(jī)飛行品質(zhì)和外掛大載荷穩(wěn)定性設(shè)計(jì)方面

國(guó)外很早就開(kāi)展了高速度、大機(jī)動(dòng)條件下的軍用無(wú)人直升機(jī)飛行品質(zhì)設(shè)計(jì)研究，其研究成果改變了直升機(jī)界對(duì)飛行品質(zhì)設(shè)計(jì)的若干觀念和思維方式，并最終將AD-33作為軍用直升機(jī)飛行品質(zhì)設(shè)計(jì)規(guī)范。

早在20世紀(jì)70年代，美國(guó)曾啟動(dòng)一項(xiàng)代號(hào)為“HLX”的計(jì)劃，該計(jì)劃后來(lái)發(fā)展成為科曼奇RAH-66。到1985年，制定了航空設(shè)計(jì)標(biāo)準(zhǔn)“軍用旋翼飛行器駕駛品質(zhì)ADS-33B”。之后隨著研究的深入和驗(yàn)證數(shù)據(jù)的積累，ADS33從1985年的“B”版本最終發(fā)展到2000年的“E”版本（ADS-33E-PRE），而且這種發(fā)展還在繼續(xù)。ADS-33E-PRE不僅提供了按任務(wù)提出的直升機(jī)飛行品質(zhì)要求，而且為設(shè)計(jì)人員提供了相應(yīng)的設(shè)計(jì)準(zhǔn)則是直升機(jī)具有良好飛行性能，保證無(wú)人直升機(jī)完成飛行任務(wù)的能力。

國(guó)外已經(jīng)對(duì)無(wú)人直升機(jī)的外吊掛大載荷也開(kāi)展了系統(tǒng)的研究。早期，通過(guò)對(duì)直升機(jī)的吊掛控制律進(jìn)行研究，一般采用線性化模型分析直升機(jī)協(xié)調(diào)吊掛系統(tǒng)的增穩(wěn)增控系統(tǒng)，之后又系統(tǒng)的又給出了控制與增穩(wěn)系統(tǒng)，大大降低了飛行員的工作負(fù)荷。

5 結(jié)束語(yǔ)

隨著國(guó)外直升機(jī)總體氣動(dòng)優(yōu)化設(shè)計(jì)技術(shù)的發(fā)展，從能夠進(jìn)行常規(guī)構(gòu)型直升機(jī)總體參數(shù)選擇發(fā)展到能夠進(jìn)行新構(gòu)型直升機(jī)總體氣動(dòng)設(shè)計(jì)和優(yōu)化，以獲得更好的飛行性能和飛行品質(zhì)，設(shè)計(jì)出性能更加優(yōu)越的直升機(jī)。

參考文獻(xiàn)

[1]王適存.直升機(jī)空氣動(dòng)力學(xué)中的幾個(gè)疑點(diǎn)[J].南京航空航天大學(xué)學(xué)報(bào)，2003，35（3）：225-230.

[2]曾偉，林永峰，黃水林，等.共軸雙旋翼槳轂減阻初步分析研究[J].直升機(jī)技術(shù)，2014，（4）：14-18.

（作者單位：中國(guó)直升機(jī)設(shè)計(jì)研究所）