通用直升機(jī)隱身氣動(dòng)外形綜合設(shè)計(jì)

包曉翔，張?jiān)骑w，楊曉樹(shù)

(1.中國(guó)航天空氣動(dòng)力技術(shù)研究院第十一總體設(shè)計(jì)部，北京 100074; 2.北京航空航天大學(xué)航空科學(xué)與工程學(xué)院，北京 100191)

通用直升機(jī)隱身氣動(dòng)外形綜合設(shè)計(jì)

包曉翔1，張?jiān)骑w2，*，楊曉樹(shù)2

(1.中國(guó)航天空氣動(dòng)力技術(shù)研究院第十一總體設(shè)計(jì)部，北京 100074; 2.北京航空航天大學(xué)航空科學(xué)與工程學(xué)院，北京 100191)

對(duì)某型通用直升機(jī)進(jìn)行隱身氣動(dòng)外形綜合設(shè)計(jì)并對(duì)其參數(shù)化建模，通過(guò)數(shù)值模擬分析其隱身氣動(dòng)特性。電磁方面，采用物理光學(xué)法結(jié)合等效電磁流法進(jìn)行RCS(Radar Cross Section)計(jì)算;氣動(dòng)方面，采用有限體積法求解Navier-Stokes方程計(jì)算直升機(jī)機(jī)身前飛狀態(tài)下(不考慮旋翼氣動(dòng)干擾)的氣動(dòng)特性，結(jié)合工程經(jīng)驗(yàn)公式估算旋翼對(duì)機(jī)身的氣動(dòng)干擾。結(jié)果表明:綜合設(shè)計(jì)后，直升機(jī)雷達(dá)散射水平相對(duì)較低，機(jī)身前飛阻力得到較大的改善，但旋翼對(duì)機(jī)身的干擾作用有所增加;機(jī)身側(cè)面(和垂尾)的傾角增大對(duì)直升機(jī)隱身特性有利，但對(duì)氣動(dòng)性能帶來(lái)不利影響;選擇合適的傾角可以使直升機(jī)在付出相對(duì)較小的氣動(dòng)代價(jià)前提下，降低雷達(dá)散射水平。

通用直升機(jī);隱身;RCS;氣動(dòng);綜合設(shè)計(jì)

0 引言

為了提高現(xiàn)代軍用直升機(jī)生存力和作戰(zhàn)能力，隱身技術(shù)已被逐漸采用［1］。雷達(dá)隱身是直升機(jī)隱身技術(shù)的重要內(nèi)容之一，與直升機(jī)的氣動(dòng)外形關(guān)系密切。在直升機(jī)外形設(shè)計(jì)時(shí)，需要同時(shí)考慮氣動(dòng)性能和雷達(dá)散射特性進(jìn)行綜合設(shè)計(jì)，以滿(mǎn)足設(shè)計(jì)要求。

國(guó)外對(duì)直升機(jī)隱身研究取得了不少成果。最為典型的是美國(guó)的“科曼奇”隱身武裝直升機(jī)首飛成功。2011年美國(guó)在巴基斯坦執(zhí)行抓捕本·拉登行動(dòng)中，意外墜毀的新型直升機(jī)具有隱身特點(diǎn)。國(guó)內(nèi)也開(kāi)展了直升機(jī)雷達(dá)隱身的研究，但結(jié)合氣動(dòng)的直升機(jī)隱身設(shè)計(jì)并不多見(jiàn)。文獻(xiàn)［2］僅對(duì)兩種通用直升機(jī)的雷達(dá)散射特性進(jìn)行了計(jì)算分析。文獻(xiàn)［3］在不考慮氣動(dòng)的條件下對(duì)武裝直升機(jī)的雷達(dá)隱身外形進(jìn)行優(yōu)化。文獻(xiàn)［4］提出了通用直升機(jī)隱身外形設(shè)計(jì)方法，但未涉及氣動(dòng)設(shè)計(jì)。文獻(xiàn)［5-6］提出直升機(jī)氣動(dòng)外形和RCS一體化設(shè)計(jì)，通過(guò)調(diào)整直升機(jī)機(jī)身的幾何參數(shù)使氣動(dòng)和隱身得到改善，在嚴(yán)格意義上，是對(duì)直升機(jī)外形的局部調(diào)整，并非隱身氣動(dòng)綜合設(shè)計(jì)。

直升機(jī)飛行速度較快時(shí)，整機(jī)的靜態(tài)RCS影響其雷達(dá)探測(cè)性能;低速飛行或懸停時(shí)，機(jī)身近似固定目標(biāo)，其回波易被脈沖多普勒(PD)雷達(dá)濾除，旋翼和尾槳對(duì)雷達(dá)波產(chǎn)生的多普勒效應(yīng)［7］成為探測(cè)到的散射源。尾槳相對(duì)于主旋翼回波信號(hào)弱，且易受機(jī)身遮擋，在檢測(cè)中可忽略，因此主旋翼成為雷達(dá)探測(cè)的重點(diǎn)。雷達(dá)系統(tǒng)探測(cè)旋翼需要滿(mǎn)足三個(gè)條件:寬的波束寬度和慢的天線轉(zhuǎn)速，以保證一次掃描周期內(nèi)至少采集到一個(gè)主旋翼回波脈沖;高的雷達(dá)脈沖重復(fù)頻率，以獲得在閃爍脈沖持續(xù)時(shí)間內(nèi)的采樣機(jī)會(huì)［8］;旋翼RCS在雷達(dá)探測(cè)距離之內(nèi)。其中前兩個(gè)條件主要由雷達(dá)系統(tǒng)自身參數(shù)決定，旋翼系統(tǒng)中只有槳尖速度、槳盤(pán)半徑及槳葉數(shù)量對(duì)其有影響［9］。同一噸位通用直升機(jī)的這些參數(shù)大致相當(dāng)，改變它們不僅對(duì)探測(cè)性影響有限，而且還可能對(duì)氣動(dòng)特性造成嚴(yán)重影響。至于旋翼的RCS，主要體現(xiàn)在槳葉的前后緣。由于氣動(dòng)特性的限制，不可能采用超音速的薄翼型來(lái)減小其RCS;又由于旋翼的轉(zhuǎn)動(dòng)，固定翼飛機(jī)增大翼面后掠角以避開(kāi)雷達(dá)探測(cè)危險(xiǎn)區(qū)域的方法對(duì)于旋翼亦失效。此外，旋翼是直升機(jī)最主要的氣動(dòng)部件，提供了幾乎全部升力，還涉及噪聲振動(dòng)［10-11］等學(xué)科，難以采取外形隱身措施，需要運(yùn)用吸波材料［12］對(duì)旋翼槳葉進(jìn)行RCS減縮。

因此，本文對(duì)通用直升機(jī)機(jī)身進(jìn)行隱身氣動(dòng)外形綜合設(shè)計(jì)，同時(shí)對(duì)旋翼系統(tǒng)采用增加槳轂整流罩和改變槳葉數(shù)量措施，并對(duì)機(jī)身進(jìn)行參數(shù)化建模，計(jì)算分析綜合設(shè)計(jì)后直升機(jī)的隱身氣動(dòng)特性以及外形參數(shù)對(duì)其隱身氣動(dòng)特性的影響。

1 直升機(jī)建模及隱身氣動(dòng)綜合設(shè)計(jì)

1.1 直升機(jī)模型

某常規(guī)通用直升機(jī)技術(shù)數(shù)據(jù):機(jī)長(zhǎng)(旋翼旋轉(zhuǎn)) 19.76 m，旋翼直徑16.36 m，機(jī)身長(zhǎng)12.26 m，最大寬度2.36 m，機(jī)高5.13 m，平尾面積4.18 m2，垂尾面積3.00 m2，其CAD建模如圖1所示。

圖1 某型通用直升機(jī)CAD模型Fig.1 CAD model of a utility helicopter

1.2 隱身氣動(dòng)外形綜合設(shè)計(jì)

根據(jù)文獻(xiàn)［4］提出的通用直升機(jī)隱身方案，同時(shí)考慮到氣動(dòng)性能特點(diǎn)，對(duì)其外形進(jìn)行綜合設(shè)計(jì)(見(jiàn)圖2):

1)機(jī)身側(cè)面采用傾斜平面，機(jī)頭外形由上下兩個(gè)凸曲面和中間棱邊構(gòu)成;假設(shè)座艙玻璃采用具有全反射的導(dǎo)電鍍膜，消除腔體散射。2)采用斜切式進(jìn)氣口，且在進(jìn)氣口設(shè)置導(dǎo)電濾網(wǎng)對(duì)進(jìn)氣道腔體加以屏蔽;發(fā)動(dòng)機(jī)外擴(kuò)尾噴口采用向上排氣方式(如NH-90等直升機(jī)［13］)，并將其側(cè)向外形設(shè)計(jì)成流線型，以減小氣動(dòng)阻力和消除尾噴口后向的腔體散射。3)采用折線式垂尾以消除側(cè)向的后向散射以及與平尾構(gòu)成的二面角反射器，傾斜后的垂尾在機(jī)身對(duì)稱(chēng)面上的投影面積要與原垂尾面積相等，使直升機(jī)的航向穩(wěn)定性不受太大影響。4)將主起落架收放到低散射特性起落架整流罩中，后起落架收到尾梁內(nèi)，同時(shí)可以減小氣動(dòng)阻力。5)采用較低散射水平的槳轂整流罩［12］分別對(duì)旋翼和尾槳的復(fù)雜槳轂和操縱機(jī)構(gòu)進(jìn)行遮擋，同時(shí)可以降低槳轂廢阻。此外，直升機(jī)旋翼剖面產(chǎn)生的升力大小與剖面所在位置的半徑平方成正比［14］，槳轂罩對(duì)其遮擋的旋翼剖面半徑很小，因此對(duì)升力影響很小。6)統(tǒng)籌協(xié)調(diào)全機(jī)各部件布置，將機(jī)身、起落架整流罩和折線式垂尾在側(cè)向傾斜方向統(tǒng)一到兩個(gè)方向(如圖3所示)，使側(cè)向雷達(dá)反射波集中在少數(shù)幾個(gè)方向，不易被雷達(dá)跟蹤。7)主旋翼采用5片槳葉，此時(shí)槳葉間夾角為72°，避免了4片槳葉時(shí)前后緣散射疊加，使旋翼回波脈沖幅值(RCS)降低，當(dāng)直升機(jī)的旋翼實(shí)度一定時(shí)，槳葉片數(shù)越多，每個(gè)槳葉面積越小，亦使散射水平降低，有利于降低雷達(dá)對(duì)其探測(cè)距離;另外，槳葉數(shù)量增加有利于減小機(jī)體振動(dòng)和槳尖損失，有利于提高飛行性能［1］。槳葉數(shù)量增加，且由偶數(shù)變?yōu)槠鏀?shù)可能影響雷達(dá)掃描周期內(nèi)采集到的旋翼回波脈沖數(shù)量［9］(亦與雷達(dá)系統(tǒng)自身參數(shù)有關(guān)，在此不做詳細(xì)討論)。8)綜合改形設(shè)計(jì)后，還必須保證其足夠的有效任務(wù)容積(即容納機(jī)艙)。

圖2 直升機(jī)隱身氣動(dòng)綜合設(shè)計(jì)方案Fig.2 Design scheme of stealth and aerodynamic configuration

對(duì)改形設(shè)計(jì)后的直升機(jī)模型參數(shù)化，控制參數(shù)如圖3所示。機(jī)身側(cè)面及垂尾傾角為α和β，機(jī)頭上表面輪廓線是由兩條切線控制的二次曲線，控制參數(shù)為角γ，機(jī)頭下表面輪廓線與其類(lèi)似(未顯示)，同樣定義參數(shù)為γ。令α=β=γ，角度變化范圍取15°、20°、25°。

圖3 控制參數(shù)定義Fig.3 Definition of parameters

1.3 網(wǎng)格生成

RCS計(jì)算方面，對(duì)直升機(jī)外形劃分三角形網(wǎng)格(見(jiàn)圖4)，在模型曲率較大處采用了加密網(wǎng)格。

圖4 RCS計(jì)算網(wǎng)格Fig.4 Mesh for RCS calculation

由于直升機(jī)外形復(fù)雜，流場(chǎng)采用非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格。機(jī)身附近采用加密網(wǎng)格，遠(yuǎn)場(chǎng)網(wǎng)格較稀疏(見(jiàn)圖5)。

2 數(shù)值方法

2.1 RCS計(jì)算

采用一種工程使用的高頻近似算法:利用物理光學(xué)法(PO)計(jì)算表面散射，結(jié)合等效電磁流法(MEC)計(jì)算劈邊繞射［15］。

圖5 流場(chǎng)計(jì)算網(wǎng)格Fig.5 Mesh for CFD

物理光學(xué)散射電場(chǎng)表達(dá)式:

式中，S是被照明的部分表面，r為局部原點(diǎn)到表面單元dS的矢量;n為物體表面的單位法矢量。等效電磁流散射場(chǎng)表達(dá)式:

式中t為強(qiáng)制邊緣單位矢量方向;θ為入射線i與t的夾角;其它參數(shù)詳見(jiàn)文獻(xiàn)［16］。

將輸出的網(wǎng)格數(shù)據(jù)進(jìn)行消隱遮擋處理，陰影區(qū)和被遮擋部件的面元和邊緣不參與RCS計(jì)算。所有n個(gè)面元和m個(gè)邊緣的RCS按相位法進(jìn)行矢量疊加，得到總目標(biāo)的RCS:

為了驗(yàn)證此算法精度，對(duì)綜合設(shè)計(jì)后的直升機(jī)制作1∶10的模型(表面導(dǎo)電處理)，并在微波暗室測(cè)試，測(cè)試頻率為30 GHz，HH極化，如圖6所示。

圖6 直升機(jī)微波暗室測(cè)試Fig.6 Test of helicopter in microwave anechoic chamber

根據(jù)電磁場(chǎng)相似理論，換算到全機(jī)尺寸狀態(tài)時(shí)，對(duì)應(yīng)電磁波頻率為3 GHz，測(cè)試數(shù)據(jù)放大100倍，其結(jié)果見(jiàn)圖7。在方位角60°～300°內(nèi)RCS計(jì)算值略低于實(shí)驗(yàn)值(均值相差不超過(guò)4 dB)，但兩者處于同一數(shù)量級(jí)，且總體趨勢(shì)基本吻合，能夠準(zhǔn)確捕捉目標(biāo)的主要散射特征，表明此算法精度滿(mǎn)足要求，適用于評(píng)估直升機(jī)雷達(dá)散射特性。

圖7 RCS計(jì)算值與實(shí)驗(yàn)值對(duì)比Fig.7 RCS result comparison

2.2 流場(chǎng)計(jì)算

(1)機(jī)身氣動(dòng)特性計(jì)算

直升機(jī)前飛狀態(tài)下(不考慮旋翼干擾)機(jī)身氣流流動(dòng)滿(mǎn)足N-S方程，通用形式如下:

式中，Γ為廣義擴(kuò)散稀疏;φ為求解通量;S為廣義源項(xiàng)。

本文流場(chǎng)計(jì)算使用商業(yè)軟件FLUENT，采用有限體積法求解主控方程，選用剪切應(yīng)力運(yùn)輸(SST)k-ω湍流模型。對(duì)長(zhǎng)0.914 m的NASA ROBIN mod7直升機(jī)機(jī)身縮比模型進(jìn)行前飛狀態(tài)下(沒(méi)有旋翼干擾)數(shù)值計(jì)算，計(jì)算結(jié)果與文獻(xiàn)［17］的風(fēng)洞試驗(yàn)數(shù)據(jù)(來(lái)流速度40 m/s，雷諾數(shù)Re=570 000)進(jìn)行對(duì)比。如圖8所示，機(jī)身阻力計(jì)算結(jié)果與試驗(yàn)值吻合較好，表明該數(shù)值方法精度滿(mǎn)足分析要求。

圖8 計(jì)算結(jié)果對(duì)比Fig.8 CFD Result

(2)旋翼對(duì)機(jī)身氣動(dòng)干擾

直升機(jī)在懸停和小速度前飛時(shí)，旋翼產(chǎn)生的誘導(dǎo)速度作用在機(jī)身上，對(duì)機(jī)身產(chǎn)生垂直阻力DF，取增重系數(shù)KV=DF/G來(lái)描述機(jī)身垂直阻力，文獻(xiàn)［18］給出了其初步估算的經(jīng)驗(yàn)公式:

式中，SFz是受槳盤(pán)下洗影響的機(jī)身俯視圖投影面積。文獻(xiàn)［19］通過(guò)風(fēng)洞試驗(yàn)對(duì)該方法其進(jìn)行了驗(yàn)證，滿(mǎn)足工程估算要求。

3 計(jì)算結(jié)果與分析

3.1 RCS計(jì)算

計(jì)算狀態(tài):俯仰角和滾轉(zhuǎn)角均為0°，S波段(3 GHz)、Ku波段(15 GHz)，HH和VV極化。分別計(jì)算常規(guī)通用直升機(jī)、控制參數(shù)分別為15°、20°、25°的改形直升機(jī)重點(diǎn)方位±30°RCS算數(shù)平均值，如圖9和圖10所示。

圖9 S波段直升機(jī)重點(diǎn)方位±30°RCS均值Fig.9 Average RCS of waveband S(f=3 GHz)

改形直升機(jī)的雷達(dá)散射水平均較之常規(guī)通用直升機(jī)顯著降低，其中頭向、側(cè)向RCS均值分別降低了10 dB和20 dB左右，相當(dāng)于常規(guī)直升機(jī)的10%和1%。對(duì)于改形直升機(jī)，頭向和側(cè)向的RCS均值隨控制角增大而減小。因?yàn)榭刂平窃龃?，機(jī)頭曲面彎曲程度減小，其法向更加偏離電磁波入射方向，從而使得RCS減小;根據(jù)平面散射特性［16］，電磁波偏離法向入射時(shí)回波強(qiáng)度急劇減小，且RCS總體趨勢(shì)是隨偏離角增大而減小，故機(jī)身側(cè)向平面和垂尾的傾角增大，使機(jī)身側(cè)向的RCS均值減小。

因此，控制傾角增大對(duì)改形后直升機(jī)的隱身特性是有利的。

圖10 Ku波段直升機(jī)重點(diǎn)方位±30°RCS均值Fig.10 Average RCS of waveband Ku(f=15 GHz)

3.2 氣動(dòng)特性計(jì)算

(1)機(jī)身前飛狀態(tài)下氣動(dòng)特性

取側(cè)滑角和滾轉(zhuǎn)角均為0°，分別計(jì)算-5°～5°迎角，Ma=0.24時(shí)，直升機(jī)的氣動(dòng)特性?？紤]到直升機(jī)升力主要是由旋翼提供，機(jī)身升力對(duì)全機(jī)升力影響較小，在此就機(jī)身阻力、俯仰特性作分析，如圖11所示。

圖11 機(jī)身氣動(dòng)特性對(duì)比Fig.11 Comparison of fuselage aerodynamics

改形直升機(jī)的阻力系數(shù)較之常規(guī)直升機(jī)有明顯改善(降低了40%左右)，文中計(jì)算的機(jī)身阻力不包括旋翼和尾槳槳轂的阻力(約占全機(jī)廢阻30%［20］)，相當(dāng)于直升機(jī)總廢阻減少了約28%。此外，通過(guò)計(jì)算發(fā)現(xiàn)改形后直升機(jī)機(jī)身的壓差阻力減小了45%左右，摩擦阻力增加了約5%。主要原因?yàn)楦男魏笾鄙龣C(jī)外置起落架收起，機(jī)身最大橫截面積減小2%以及發(fā)動(dòng)機(jī)艙段外形整流，使整個(gè)機(jī)身外形光順、過(guò)渡平緩，減少氣流分離(特別是輪式起落架后的氣流分離)，進(jìn)而減小壓差阻力;改進(jìn)直升機(jī)的浸潤(rùn)面積增大引起摩擦阻力有所增加。這些減阻措施效果與直升機(jī)總廢阻減少量基本吻合(直升機(jī)總廢阻中，輪式起落架、機(jī)身各占 25%左右，發(fā)動(dòng)機(jī)短艙約占9%［1］)。且機(jī)身阻力系數(shù)隨控制傾角增大而增大。改形直升機(jī)機(jī)身外形布局已基本確定時(shí)，即機(jī)身高度一定，在保證機(jī)艙任務(wù)容積的前提下，側(cè)向傾斜角的改變只影響機(jī)身的長(zhǎng)細(xì)比;機(jī)身側(cè)向傾角增大會(huì)使機(jī)身變寬，機(jī)身長(zhǎng)細(xì)比減小，從而使阻力增大。改型機(jī)身的俯仰力矩系數(shù)曲線斜率比常規(guī)性直升機(jī)大，靜穩(wěn)定性增強(qiáng)，控制參數(shù)的改變對(duì)其影響不明顯。

(2)機(jī)身垂直阻力估算

常規(guī)及改形直升機(jī)機(jī)身在旋翼下洗流影響的面積如表1所示。

表1 機(jī)身受旋翼下洗影響的面積Table 1 Aerodynamic interference area by rotor wing

根據(jù)經(jīng)驗(yàn)公式(5)計(jì)算旋翼對(duì)機(jī)身的氣動(dòng)干擾引起的垂直阻力。由圖12可得，改形直升機(jī)在懸停時(shí)，旋翼對(duì)機(jī)身氣動(dòng)干擾增加約10%，且機(jī)身垂直阻力隨控制角增大而增加。這是因?yàn)楦男秃笾鄙龣C(jī)機(jī)身變寬，旋翼下洗流影響的面積增大，且隨控制傾角增加而繼續(xù)增大。

對(duì)于綜合設(shè)計(jì)后的直升機(jī)方案，控制傾角增大對(duì)氣動(dòng)特性(機(jī)身前飛阻力、垂直阻力)是不利的。

圖12 機(jī)身垂直阻力對(duì)比Fig.12 Comparison of the vertical drag

4 結(jié)論

通過(guò)對(duì)某型通用直升機(jī)進(jìn)行隱身氣動(dòng)外形綜合設(shè)計(jì)及參數(shù)化建模，計(jì)算分析表明:

(1)改形直升機(jī)機(jī)身前飛阻力得到較大的改善(降低了40%左右)，旋翼對(duì)機(jī)身干擾有所增強(qiáng)，雷達(dá)散射水平顯著降低。

(2)控制傾角增大對(duì)改形直升機(jī)隱身特性有利，但對(duì)氣動(dòng)性能(機(jī)身前飛阻力、垂直阻力)帶來(lái)不利的影響;

(3)選取適當(dāng)?shù)臋C(jī)身側(cè)面(和含垂尾)傾角，可以使直升機(jī)付出相對(duì)較小的氣動(dòng)代價(jià)前提下，來(lái)降低雷達(dá)散射水平。

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Utility helicopter design synthesison of stealth and aerodynamic configuration

Bao Xiaoxiang1，Zhang Yunfei2，*，Yang Xiaoshu2
(1.11th General Design Department，China Academy of Aerospace Aerodynamics，Beijing 100074，China; 2.School of Aeronautic Science and Engineering，Beijing University of Aeronautics and Astronautics，Beijing 100191，China)

Based on a conventional utility helicopter，design synthesis scheme on stealth and aerodynamic configuration was proposed.The parametric geometric model of the modified helicopter was established.And numerical simulation was performed for design analysis.In terms of electromagnetic analysis，physical optics and the method of equivalent currents were used for radar cross section(RCS)calculation.In terms of aerodynamics，the finite volume method was used by solving Navier-stokes equations to calculate the aerodynamics of fuselage in forward flight(without rotor wing).Engineering empirical equation was used to estimate aerodynamics interference of rotor wings on fuselage.The final results show that the design scheme of helicopter has a low RCS level，the aerodynamic drag of the fuselage is decreased effectively while the interference of rotor wings on fuselage is enhanced.RCS can be reduced by the appropriate selection of the tilt angle of fuselage and vertical tail，and only a relative small price should be paid for aerodynamics performance.

utility helicopter;stealth;RCS;aerodynamics;design synthesis

V218;V211.3

A

10.7638/kqdlxxb-2014.0012

0258-1825(2015)04-0548-06

2014-03-10;

2014-07-16

包曉翔(1990-)，男，河南信陽(yáng)人，碩士，助理工程師，研究方向:飛行器總體設(shè)計(jì)，隱身技術(shù).E-mail:baoxiaoxiang@foxmail.com

張?jiān)骑w*(1964-)，男，湖南長(zhǎng)沙人，教授，研究方向:飛行器總體設(shè)計(jì)，隱身技術(shù)，無(wú)人機(jī)設(shè)計(jì)等.E-mail:cloud_zhang@buaa.edu.cn

包曉翔，張?jiān)骑w，楊曉樹(shù).通用直升機(jī)隱身氣動(dòng)外形綜合設(shè)計(jì)［J］.空氣動(dòng)力學(xué)學(xué)報(bào)，2015，33(4):548-553.

10.7638/kqdlxxb-2014.0012 Bao X X，Zhang Y F，Yang X S.Utility helicopter design synthesison of stealth and aerodynamic configuration［J］.Acta Aerodynamica Sinica，2015，33(4):548-553.