張云鶴 徐爽

摘 要：直升機總體氣動設(shè)計直接關(guān)系到全機氣動特性以及飛行性能、飛行品質(zhì)等技術(shù)指標是否滿足使用要求。本文從總體參數(shù)優(yōu)化設(shè)計、機身氣動布局、飛行品質(zhì)等方面介紹了國外直升機總體氣動優(yōu)化設(shè)計技術(shù)的發(fā)展。

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

1 前言

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

各國直升機的發(fā)展異?；馃?，已投入使用或正在研制的直升機構(gòu)型多樣、種類繁多、性能各異。很多國家都在積極發(fā)展自己的直升機體系，積累了大量經(jīng)驗數(shù)據(jù)庫，并在此基礎(chǔ)上形成了完整的總體參數(shù)和氣動布局的設(shè)計分析技術(shù)。在進行新機總體方案設(shè)計時，歐美研發(fā)單位可憑借成熟的總體參數(shù)和氣動布局分析技術(shù)以及積累的經(jīng)驗數(shù)據(jù)庫，擁有完善的基于先進計算流體力學(xué)（CFD）的高精度氣動布局分析和評估能力，并能準確地選擇直升機總體設(shè)計參數(shù)、氣動布局等關(guān)鍵因素。

2 總體參數(shù)優(yōu)化設(shè)計方面

國外在直升機構(gòu)型與總體參數(shù)設(shè)計技術(shù)研究經(jīng)歷了從總體參數(shù)優(yōu)化設(shè)計方法到多學(xué)科設(shè)計優(yōu)化的發(fā)展過程，發(fā)展了多種直升機構(gòu)型與總體參數(shù)設(shè)計軟件系統(tǒng)。直升機總體參數(shù)優(yōu)化設(shè)計方法采用優(yōu)化設(shè)計技術(shù)，不但可以得到最優(yōu)的總體設(shè)計方案，而且能縮短設(shè)計周期，提高設(shè)計效率。

美國陸軍AFDD Advanced Design Office從1970開始結(jié)合美國陸軍直升機型號的發(fā)展，經(jīng)過近40年的努力，先后開發(fā)出多種用于直升機構(gòu)型與總體參數(shù)選擇的軟件系統(tǒng)。最初于1970年開發(fā)SSP-1和SSP-2軟件用于單旋翼帶尾槳式直升機的性能分析和總體參數(shù)估算，隨后綜合以上兩個軟件形成PSDE（Preliminary Systems Design Engineering）軟件用于美國陸軍單旋翼帶尾槳式直升機總體方案設(shè)計。1980年以來，在RASH基礎(chǔ)上，先后開發(fā)了適合復(fù)合式直升機參數(shù)選擇的HELO軟件、適合傾轉(zhuǎn)旋翼機總體參數(shù)選擇的TR軟件、適合ABC旋翼構(gòu)型直升機總體參數(shù)選擇的PDABC軟件以及能夠進行機動性分析設(shè)計的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)型直升機總體參數(shù)選擇和優(yōu)化的RC（RotorCraft）軟件，后來又發(fā)展到RC97版，它們廣泛的用于90年代美國陸航直升機型號開發(fā)和方案評估。

進入20世紀后，2005年美國陸軍AFDD聯(lián)合NASA Ames研究中心，在著名直升機專家Johnson領(lǐng)導(dǎo)下，綜合直升機分析和設(shè)計技術(shù)最新研究成果，開發(fā)了新一代旋翼飛行器綜合分析設(shè)計系統(tǒng)NDARC—NASA Design and Analysis，通過多學(xué)科設(shè)計優(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)型直升機進行分析設(shè)計，還可用于各種新構(gòu)型直升機總體方案的設(shè)計，同時集成性能、氣動、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，為美國陸航下一代直升機型號的概念方案設(shè)計和評估提供技術(shù)基礎(chǔ)。

如此同時，美國各直升機公司采用總體參數(shù)優(yōu)化設(shè)計方法，在直升機性能分析、重量預(yù)估、氣動/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總體參數(shù)選擇和優(yōu)化設(shè)計的軟件系統(tǒng)，并在型號研制中得到應(yīng)用和驗證。主要有：貝爾直升機公司的PRESTO軟件、西科斯基直升機公司的RDM軟件、波音公司的HESCOMP和VASCOMP軟件。美國進行直升機教學(xué)和科研的高校也開發(fā)了各自的直升機總體設(shè)計軟件系統(tǒng)，主要有：喬治亞理工（Georgia Institute of Technology）開發(fā)的GTPDP軟件系統(tǒng)和CIRADS軟件系統(tǒng)，還有濱州州立大學(xué)開發(fā)的RCDE軟件系統(tǒng)。

總結(jié)國外直升機構(gòu)型與總體參數(shù)設(shè)計技術(shù)研究及相應(yīng)設(shè)計軟件開發(fā)情況，可以發(fā)現(xiàn)其發(fā)展方向主要有兩個：其一、從能夠進行常規(guī)構(gòu)型直升機總體參數(shù)選擇發(fā)展到能夠進行新構(gòu)型直升機總體參數(shù)設(shè)計和優(yōu)化，以解決不斷出現(xiàn)的新構(gòu)型直升機的研制對總體設(shè)計技術(shù)的需求；其二、在總體參數(shù)設(shè)計與優(yōu)化中從采用簡單、經(jīng)驗的分析模型，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、飛行、經(jīng)濟性、效能等多學(xué)科耦合，以解決直升機總體設(shè)計方案可信度不高的問題。

3 在機身氣動布局優(yōu)化設(shè)計和減阻研究方面

從20世紀六、七十年代開始，國外已開展了較為系統(tǒng)的機身布局設(shè)計和減阻研究工作。

1954年，美國的Harrington等人提出了減小直升機廢阻力的初步構(gòu)想，論述了直升機的槳轂、機身整流罩以及起落架等部件對其氣動特性的影響，同時研究了在直升機前飛過程中，主要部件的阻力占整體阻力的大小比例。1968年，Hansen和S.Gordon對鈍頭體的氣動特性做了一些研究，完成了鈍頭體的流場分析和氣動力計算。

1973年，美國的Gillespie和James等人研究分析了直升機機身的阻力及流場情況，討論了機身流場的分布以及其特性，計算了機身的飛行阻力，總結(jié)了機身在不同飛行狀態(tài)下的氣動特性。Fabre和Paul則對旋翼機的阻力特性進行了研究，提出了一些對減阻設(shè)計具有指導(dǎo)作用的意見。

1978年Young等人開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，試驗結(jié)果表明，通過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70%。

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

除試驗以外，本世紀以來，研究者們開始結(jié)合計算流體力學(xué)（CFD）技術(shù)深入進行直升機機身阻力特性分析。例如，2001年，V.Gleize和M.Costes等人運用雷諾平均（RANS）方法對機身阻力進行了計算，同時對機身表面和流場區(qū)域進行了網(wǎng)格劃分。研究了機身整流罩附近流場的流線情況，繪制了截面流線圖，得到不同狀態(tài)下的機身氣動特性。

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

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

4 無人直升機飛行品質(zhì)和外掛大載荷穩(wěn)定性設(shè)計方面

國外很早就開展了高速度、大機動條件下的軍用無人直升機飛行品質(zhì)設(shè)計研究，其研究成果改變了直升機界對飛行品質(zhì)設(shè)計的若干觀念和思維方式，并最終將AD-33作為軍用直升機飛行品質(zhì)設(shè)計規(guī)范。

早在20世紀70年代，美國曾啟動一項代號為“HLX”的計劃，該計劃后來發(fā)展成為科曼奇RAH-66。到1985年，制定了航空設(shè)計標準“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)提出的直升機飛行品質(zhì)要求，而且為設(shè)計人員提供了相應(yīng)的設(shè)計準則是直升機具有良好飛行性能，保證無人直升機完成飛行任務(wù)的能力。

國外已經(jīng)對無人直升機的外吊掛大載荷也開展了系統(tǒng)的研究。早期，通過對直升機的吊掛控制律進行研究，一般采用線性化模型分析直升機協(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荷。

5 結(jié)束語

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

參考文獻

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[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].直升機技術(shù)，2014，（4）：14-18.

（作者單位：中國直升機設(shè)計研究所）