直升機總體/氣動/隱身一體化綜合設計分析方法研究

宋長紅，李春華，招啟軍

(1.中國直升機設計研究所，江西 景德鎮 333001;2.南京航空航天大學，江蘇 南京 210016)

直升機總體/氣動/隱身一體化綜合設計分析方法研究

宋長紅1，李春華1，招啟軍2

(1.中國直升機設計研究所，江西 景德鎮 333001;2.南京航空航天大學，江蘇 南京 210016)

采用一種基于“全析因設計的少量樣本點計算+徑向基函數響應面代理模型”的多學科設計優化策略和優化方法，在直升機RCS特性分析和直升機氣動特性的基礎上，考慮已有的總體性能分析方法，建立了一套總體/氣動/隱身一體化綜合設計方法。采用該方法應用到某算例直升機的總體/氣動/隱身一體化優化設計中，優化后各項目標計算值和通過代理模型得到的擬合值誤差都在1.5%范圍內，理論計算結果與試驗結果的趨勢是一致的,說明建立的優化方法獲得的結果可以滿足工程實際應用的要求。

多學科；總體/氣動/隱身；隱身技術;總體設計

0 引言

現代戰爭復雜的戰場環境對軍用直升機的生存力要求日益提升，如何兼顧直升機的總體性能、氣動性能以及隱身性能成為新研直升機的一個突出難點。直升機的外形是提高氣動特性和隱身性能的重要因素，需要發展相應的技術將總體氣動設計與隱身技術綜合起來考慮。尤其二者對外形的要求存在很大的沖突，協調好二者的關系，不僅需要分別建立直升機總體氣動和隱身性能的精確分析方法，而且要通過總體、氣動與隱身的一體化設計方法[1]來實現直升機的總體、氣動與隱身特性的綜合設計，在提高其氣動性能與降低雷達散射截面的前提下，獲得滿足總體功能要求的技術方案，實現直升機的總體/氣動/雷達隱身一體化設計。

直升機在協同地面部隊作戰，實施空中打擊，對地火力支援，快速準確地投送以及空中偵察等多種作戰任務中均有不可替代的重要作用，是信息化戰爭不可缺少的重要武器裝備。現代電子探測技術和導彈技術的發展對直升機生存力構成了嚴重的威脅。為了適應日益復雜的未來戰場環境，直升機的戰技要求將不僅僅局限于飛行速度、飛行高度、爬升率等機動性能。同時,為了在未來戰場上充分發揮作用，直升機必須具有良好的生存力與作戰能力，因此，開展直升機總體/氣動/隱身綜合設計技術研究，具有重要意義。

本文采用一種基于“全析因設計的少量樣本點計算+徑向基函數響應面代理模型[2]”的多學科設計優化策略和優化方法，在直升機RCS特性分析和直升機氣動特性的基礎上，考慮已有的總體性能分析方法，建立了一套總體/氣動/隱身一體化綜合設計方法，基本思想是：已知機身不同結構布局參數的樣本點，在流場和電磁散射的計算網格生成的基礎上，利用CFD數值方法和電磁散射“面元邊緣法”[3]分別計算出氣動和RCS響應值，然后通過代理模型近似函數預測出未知樣本點的響應函數值，再分析函數空間中解的分布，在此基礎上采用總體性能計算軟件計算出總體性能值,最后根據目標函數和約束條件尋找滿足設計要求的解。

1 直升機多目標優化方法

1.1多目標優化概念

所謂多目標優化，是指在滿足給定約束條件的前提下，從設計變量的取值范圍內搜索最佳設計點，使設計對象的整體性能達到最優。在一般情況下，多目標之間可能是相互沖突的，即不存在一個最優設計點使所有目標同時達到最優。一個目標性能的改善，往往以其他一個或多個目標性能的降低為代價。多目標優化問題可以描述為：尋找一組設計變量X=(x1，x2，…，xn)T，使

min：f1(x)i=1，2，…，s

約束條件：

hk(X)=0k=1，2，…，m

其中，n，s，m，p分別是設計變量、目標函數、等式約束和不等式約束的個數，X是優化問題的設計變量組成的向量[4]。

直升機總體性能、直升機RCS特性分析和直升機氣動特性一體化設計問題實際上是一個多目標優化問題。對于極小化問題，首先要求得Pareto解，它的定義為：對于可行解X*，當且僅當不存在可行解X*，使：(1)fi(X)≤fi(X*)，i∈{1，…，n}；(2)至少存在一個j∈{1，…，n}，使得fj(X)≤fj(X*)。滿足這兩個條件時，可行解X*為一個Pareto解。通常，對于多目標優化問題，Pareto解不僅僅是某一個解，而是一個由非劣解組成的解集，也被稱為Pareto前沿。在實際工程應用中，多目標優化方法大都建立在Pareto解的基礎上，可以從Pareto前沿中挑選出一個或一些滿足要求的解作為所求多目標問題的解，或者設計決策人員根據個人設計偏好，提出不同的目標函數和約束條件，挑選出所想要的解[2]。

1.2代理模型

為了在盡可能減少計算量的基礎上避免陷入局部最優，采用代理模型法來構建氣動/隱身一體化分析平臺。代理模型是指計算量很小、計算周期短，但其計算結果與數值分析或物理試驗結果相近的數學模型。它根據原始分析模型的輸入/輸出樣本點來構造一個替代模型，可以看作是響應面近似模型在概念上的延伸，其構造過程如圖1所示，主要包含兩個部分：試驗設計和近似函數[5]。

本研究采用的代理模型由全析因試驗設計和徑向基擬合函數組成，是一種靈活性好，結構簡單，計算量相對較少且效率比較高的代理模型。

為驗證所選近似方法的通過已知點構造擬合函數來預測未知點響應的能力，下面分別利用一維和二維解析函數作為擬合的目標對徑向基函數模型進行測試并檢驗所建立的模型的精度。

圖2給出了一維解析函數f(x)=sin(x)+cos(x)的徑向基函數近似結果。采用全析因試驗設計方法選取5個樣本點，雖然樣本點取得很少，但可以看出，建立的徑向基函數與真實函數的擬合精度還是非常高的。

圖3給出了二維解析函數的徑向基函數f(x，y)=e-x+e-y+sin(x)+cos(y)近似結果。采用全析因試驗設計方法選取25個樣本點，然后計算這些點的響應，并以此為基礎采用徑向基函數方法進行函數擬合。從圖中解析函數與擬合函數的對比可以看出，所有的極值點和所在位置都吻合較好，說明徑向基函數方法的擬合效果是非常好的。

2 直升機模型建立及網格生成方法

建立準確的直升機幾何模型是進行其氣動流場和電磁散射分析的前提條件，提高復雜目標各個組成部件的建模精度，減少細節參數的誤差，可以更加精準有效地分析其氣動特性和隱身性能。

網格生成是氣動性能和電磁散射計算的重要組成部分。采用CFD數值方法進行，氣動性能模擬中，物面和空間網格質量的好壞很大程度上影響計算過程的收斂性和結果精度；電磁散射計算中，表面擬合的拓撲結構網格數據的真實度決定了計算雷達散射截面(RCS)的精準度，因此，在工程應用中網格生成方法和質量好壞是直升機CFD和RCS計算的關鍵因素之一。

2.1直升機幾何模型的建立

直升機的幾何模型通過CATIA軟件建立。由于機身外形比較復雜，主要采用曲面造型設計模塊來完成。整個建模過程分為兩步：即機身的建模和裝配。先用曲面造型設計完成直升機各個部分的單獨建模，再根據它們的相對位置進行總體模型的成型裝配，再通過布爾運算進行交錯重復部分的剪裁，最終獲得完整的直升機幾何模型。

2.2直升機流場和電磁計算網格的生成

2.2.1 流場計算網格的生成

直升機流場計算網格生成的具體步驟為：

1) 根據外形幾何參數，由CAD軟件建立直升機模型，然后導入網格生成軟件。

2) 對直升機機身流場的區域進行分區處理和布爾運算，在靠近機體的小區域網格需加密，遠離機體的區域網格可以稀疏一些。

3) 在機體表面生成非結構的面網格，然后在此基礎上，采用陣面推進法生成整個流場空間區域的四面體非結構網格。

4) 檢查、判斷流場和電磁計算網格質量是否合格，如不合格需要返回步驟2)，重新生成直升機機體面網格和空間體網格。

5) 對合格的流場網格設定物面和遠場邊界條件，然后輸出流場及電磁計算網格信息的數據文件。

2.2.2 電磁計算網格的生成

直升機電磁計算網格生成的具體步驟為：

1) 將一個復雜的目標剖分為若干個三角形面元逼近擬合的電磁計算模型。

2) 通過自編的轉換程序把計算模型轉換成符合RCS計算程序所需要的目標拓撲關系數據文件。為了滿足基于“面元—邊緣”的RCS計算程序的前置處理需要，這里采用3個數組列表來存儲目標網格的信息，分別為：

① 頂點表：以頂點的編號為序存放各頂點x、y、z的空間坐標值；

② 面元表：以表面元編號為序存放各三角面元的序號，并按逆時針方向排列；

③ 邊緣表：以邊緣號為序存放各邊緣的參數，包括各邊緣起始和終止點的頂點號，各個邊緣的左、右面元編號。

3) 通過計算程序從目標“面元—邊緣”網格模型的拓撲結構數據文件中讀取每一個面元和邊緣的坐標及編號參數，進行RCS的分析計算。

2.2.3 一體化網格生成的主要步驟及方法流程

直升機氣動/雷達隱身一體化網格生成方法的主要步驟為：

1) 根據外形幾何參數，由CAD軟件建立直升機模型，然后導入網格生成軟件。

2) 為了提高計算精度，把直升機外形變化比較劇烈的地方設定為電磁計算網格加密區域。

3) 用一系列三角形面元網格對直升機表面進行擬合逼近，對外形變化劇烈的地方的網格進行加密，把直升機模型轉換成由“面元—邊緣”組成的電磁網格。

4) 對直升機機身流場的區域進行分區處理和布爾運算，在靠近機體的小區域網格需加密，遠離機體的區域網格可以稀疏一些。

5) 在機體表面生成非結構的面網格，然后在此基礎上，采用陣面推進法生成整個流場空間區域的四面體非結構網格。

6) 檢查、判斷流場和電磁計算網格質量是否合格，如不合格需要返回步驟2)，重新生成直升機機體面網格和空間體網格。

7) 對合格的流場網格設定物面和遠場邊界條件，然后輸出流場及電磁計算網格信息的數據文件。

8) 通過流場和電磁計算網格的前置處理程序，分別提取流場計算程序所需的節點、面、體積與法矢等參數信息和RCS計算程序所需要的頂點、面元與邊緣的拓撲結構的數據，生成氣動和電磁散射計算的輸入文件。

9) 分別將生成的氣動與電磁計算的輸入文件導入流場CFD求解程序和RCS求解程序，分別進行直升機氣動特性和雷達散射截面(RCS)的計算。

3 主要步驟及計算流程

圖4給出了直升機總體/氣動/隱身一體化設計的綜合分析方法流程。從圖4中可以看出，直升機總體/氣動/隱身一體化設計的綜合分析方法主要分為幾何建模、總體性能模塊、流場和電磁網格生成、氣動和電磁散射特性計算、一體化設計五個模塊，具體的步驟可分為：

1) 幾何建模模塊：根據直升機外形的幾何參數，由CAD軟件構建機身部附件模型，再將部附件按照相對位置進行直升機機身模型的成型裝配。

2) 總體性能模塊，以成熟的工程算法為基礎，建立模塊化的優化設計模型，開發出優化的直升機飛行性能計算程序，為總體方案提供快速準確的性能預測。

3) 流場和電磁網格生成模塊：

① 在直升機機身表面生成非結構的面網格，采用陣面推進法生成整個流場空間區域的四面體非結構網格；

② 用一系列三角形面元網格對直升機表面進行擬合逼近，對外形變化劇烈的地方的網格進行適當的加密，把直升機模型轉換成由“面元—邊緣”組成的電磁計算網格；

③ 檢查、判斷流場和電磁的計算網格質量是否合格，如不合格需要重新生成；

④ 對合格的流場網格設定物面和遠場邊界條件，然后輸出流場和電磁計算網格信息的數據文件。

4) 氣動和電磁散射特性計算模塊：

① 氣動特性計算模塊：采用建立的基于CFD方法的數值模擬，開展不同結構布局參數的流場和氣動特性的計算分析；

② RCS計算模塊：采用建立的基于物理光學法和等效電流法相結合的“面元邊緣”的RCS計算方法，開展直升機雷達散射特性的計算分析。

5) 一體化設計模塊：采用建立的基于代理模型優化的直升機總體/氣動/隱身一體化設計方法進行優化設計。

4 算例

將建立的總體/氣動/隱身一體化綜合分析方法應用到某算例直升機的總體/氣動/隱身一體化優化設計中，通過目標函數尋找滿足設計要求的機身結構參數布局組合，并對優化前后直升機的總體性能、氣動特性和隱身性能進行對比分析。

圖6為將總體/氣動/隱身一體化綜合分析方法應用到某型直升機的設計中所得到的計算結果與試驗結果的對比曲線，從圖中可以看出，理論計算結果與試驗結果的趨勢是一致的，只是數值上存在一些誤差。

優化后各項目標計算值和通過代理模型得到的擬合值誤差都在1.5%范圍內，說明建立的優化方法獲得的結果可以滿足工程實際應用的要求。

5 結束語

通過直升機總體/氣動/隱身綜合設計技術研究，建立了兼顧優異總體氣動性能與高隱身效果的直升機總體/氣動/隱身綜合設計方法，理論計算結果與試驗數據的對比表明該方法可以滿足工程實際應用的要求。

[1] 何開鋒,錢煒祺,陳堅強,等.基于流體力學和電磁學方程數值學求解的飛行器氣動隱身一體化設計[J].空氣動力學學報，2009(4).

[2] 譚遠明,沈 汲.基于代理模型的機載吊艙氣動與隱身一體化設計方法[J].飛機設計，2010(6):8-9.

[3] 何開鋒,錢煒祺,劉 剛,等.飛行器氣動隱身一體化設計方法研究[J].空氣動力學學報，2006(6): 170-173.

[4] 高正紅,夏 露,等.飛行器氣動與隱身性能一體化優化設計方法研究[J].飛機設計，2003(3):2-3.

[5] 蔣相聞,招啟軍.直升機機身氣動與雷達隱身一體化方法研究[D].南京：南京航空航天大學，2010.

ResearchoftheIntegrationDesignandAnalysisMethodonGeneral/Aerodynamic/StealthCharacteristicsfortheHelicopter

SONG Changhong1,LI Chunhua1,ZHAO Qijun2

(1.China Helicopter Research and Development Institute,Jingdezhen 333001,China;2.Nangjing University of Aeronautics and Astronautics,Nangjing 210016,China)

This paper set a integration design and analysis method on general/aerodynamic/stealth characteristics for the helicopter based on the multi-discipline design optimization method,the base of RCS and aerodynamic characteristics analysis for the helicopter and the consideration of general performance analysis method.Using this method in the optimization design of the general/aerodynamic/stealth characteristics for the certain helicopter,the deviation in calculated target value and the fitted value was in the range of one point five percent.The trend of the theory results and the test results were consistent,which illustrate the results that the optimization method obtained could satisfy the requirements of the practical engineering application.

multi-discipline;general/aerodynamic/stealth;stealth technology;general design

2016-11-18

宋長紅(1982-)，男，湖南永州人，碩士，工程師，主要研究方向：直升機重量與平衡。

1673-1220(2017)03-001-05

V221；V218

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