直升機(jī)總體/氣動(dòng)/隱身一體化綜合設(shè)計(jì)分析方法研究

宋長(zhǎng)紅，李春華，招啟軍

(1.中國(guó)直升機(jī)設(shè)計(jì)研究所，江西 景德鎮(zhèn) 333001;2.南京航空航天大學(xué)，江蘇 南京 210016)

直升機(jī)總體/氣動(dòng)/隱身一體化綜合設(shè)計(jì)分析方法研究

宋長(zhǎng)紅1，李春華1，招啟軍2

(1.中國(guó)直升機(jī)設(shè)計(jì)研究所，江西 景德鎮(zhèn) 333001;2.南京航空航天大學(xué)，江蘇 南京 210016)

采用一種基于“全析因設(shè)計(jì)的少量樣本點(diǎn)計(jì)算+徑向基函數(shù)響應(yīng)面代理模型”的多學(xué)科設(shè)計(jì)優(yōu)化策略和優(yōu)化方法，在直升機(jī)RCS特性分析和直升機(jī)氣動(dòng)特性的基礎(chǔ)上，考慮已有的總體性能分析方法，建立了一套總體/氣動(dòng)/隱身一體化綜合設(shè)計(jì)方法。采用該方法應(yīng)用到某算例直升機(jī)的總體/氣動(dòng)/隱身一體化優(yōu)化設(shè)計(jì)中，優(yōu)化后各項(xiàng)目標(biāo)計(jì)算值和通過代理模型得到的擬合值誤差都在1.5%范圍內(nèi)，理論計(jì)算結(jié)果與試驗(yàn)結(jié)果的趨勢(shì)是一致的,說(shuō)明建立的優(yōu)化方法獲得的結(jié)果可以滿足工程實(shí)際應(yīng)用的要求。

多學(xué)科；總體/氣動(dòng)/隱身；隱身技術(shù);總體設(shè)計(jì)

0 引言

現(xiàn)代戰(zhàn)爭(zhēng)復(fù)雜的戰(zhàn)場(chǎng)環(huán)境對(duì)軍用直升機(jī)的生存力要求日益提升，如何兼顧直升機(jī)的總體性能、氣動(dòng)性能以及隱身性能成為新研直升機(jī)的一個(gè)突出難點(diǎn)。直升機(jī)的外形是提高氣動(dòng)特性和隱身性能的重要因素，需要發(fā)展相應(yīng)的技術(shù)將總體氣動(dòng)設(shè)計(jì)與隱身技術(shù)綜合起來(lái)考慮。尤其二者對(duì)外形的要求存在很大的沖突，協(xié)調(diào)好二者的關(guān)系，不僅需要分別建立直升機(jī)總體氣動(dòng)和隱身性能的精確分析方法，而且要通過總體、氣動(dòng)與隱身的一體化設(shè)計(jì)方法[1]來(lái)實(shí)現(xiàn)直升機(jī)的總體、氣動(dòng)與隱身特性的綜合設(shè)計(jì)，在提高其氣動(dòng)性能與降低雷達(dá)散射截面的前提下，獲得滿足總體功能要求的技術(shù)方案，實(shí)現(xiàn)直升機(jī)的總體/氣動(dòng)/雷達(dá)隱身一體化設(shè)計(jì)。

直升機(jī)在協(xié)同地面部隊(duì)作戰(zhàn)，實(shí)施空中打擊，對(duì)地火力支援，快速準(zhǔn)確地投送以及空中偵察等多種作戰(zhàn)任務(wù)中均有不可替代的重要作用，是信息化戰(zhàn)爭(zhēng)不可缺少的重要武器裝備?，F(xiàn)代電子探測(cè)技術(shù)和導(dǎo)彈技術(shù)的發(fā)展對(duì)直升機(jī)生存力構(gòu)成了嚴(yán)重的威脅。為了適應(yīng)日益復(fù)雜的未來(lái)戰(zhàn)場(chǎng)環(huán)境，直升機(jī)的戰(zhàn)技要求將不僅僅局限于飛行速度、飛行高度、爬升率等機(jī)動(dòng)性能。同時(shí),為了在未來(lái)戰(zhàn)場(chǎng)上充分發(fā)揮作用，直升機(jī)必須具有良好的生存力與作戰(zhàn)能力，因此，開展直升機(jī)總體/氣動(dòng)/隱身綜合設(shè)計(jì)技術(shù)研究，具有重要意義。

本文采用一種基于“全析因設(shè)計(jì)的少量樣本點(diǎn)計(jì)算+徑向基函數(shù)響應(yīng)面代理模型[2]”的多學(xué)科設(shè)計(jì)優(yōu)化策略和優(yōu)化方法，在直升機(jī)RCS特性分析和直升機(jī)氣動(dòng)特性的基礎(chǔ)上，考慮已有的總體性能分析方法，建立了一套總體/氣動(dòng)/隱身一體化綜合設(shè)計(jì)方法，基本思想是：已知機(jī)身不同結(jié)構(gòu)布局參數(shù)的樣本點(diǎn)，在流場(chǎng)和電磁散射的計(jì)算網(wǎng)格生成的基礎(chǔ)上，利用CFD數(shù)值方法和電磁散射“面元邊緣法”[3]分別計(jì)算出氣動(dòng)和RCS響應(yīng)值，然后通過代理模型近似函數(shù)預(yù)測(cè)出未知樣本點(diǎn)的響應(yīng)函數(shù)值，再分析函數(shù)空間中解的分布，在此基礎(chǔ)上采用總體性能計(jì)算軟件計(jì)算出總體性能值,最后根據(jù)目標(biāo)函數(shù)和約束條件尋找滿足設(shè)計(jì)要求的解。

1 直升機(jī)多目標(biāo)優(yōu)化方法

1.1多目標(biāo)優(yōu)化概念

所謂多目標(biāo)優(yōu)化，是指在滿足給定約束條件的前提下，從設(shè)計(jì)變量的取值范圍內(nèi)搜索最佳設(shè)計(jì)點(diǎn)，使設(shè)計(jì)對(duì)象的整體性能達(dá)到最優(yōu)。在一般情況下，多目標(biāo)之間可能是相互沖突的，即不存在一個(gè)最優(yōu)設(shè)計(jì)點(diǎn)使所有目標(biāo)同時(shí)達(dá)到最優(yōu)。一個(gè)目標(biāo)性能的改善，往往以其他一個(gè)或多個(gè)目標(biāo)性能的降低為代價(jià)。多目標(biāo)優(yōu)化問題可以描述為：尋找一組設(shè)計(jì)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(shè)計(jì)變量、目標(biāo)函數(shù)、等式約束和不等式約束的個(gè)數(shù)，X是優(yōu)化問題的設(shè)計(jì)變量組成的向量[4]。

直升機(jī)總體性能、直升機(jī)RCS特性分析和直升機(jī)氣動(dòng)特性一體化設(shè)計(jì)問題實(shí)際上是一個(gè)多目標(biāo)優(yōu)化問題。對(duì)于極小化問題，首先要求得Pareto解，它的定義為：對(duì)于可行解X*，當(dāng)且僅當(dāng)不存在可行解X*，使：(1)fi(X)≤fi(X*)，i∈{1，…，n}；(2)至少存在一個(gè)j∈{1，…，n}，使得fj(X)≤fj(X*)。滿足這兩個(gè)條件時(shí)，可行解X*為一個(gè)Pareto解。通常，對(duì)于多目標(biāo)優(yōu)化問題，Pareto解不僅僅是某一個(gè)解，而是一個(gè)由非劣解組成的解集，也被稱為Pareto前沿。在實(shí)際工程應(yīng)用中，多目標(biāo)優(yōu)化方法大都建立在Pareto解的基礎(chǔ)上，可以從Pareto前沿中挑選出一個(gè)或一些滿足要求的解作為所求多目標(biāo)問題的解，或者設(shè)計(jì)決策人員根據(jù)個(gè)人設(shè)計(jì)偏好，提出不同的目標(biāo)函數(shù)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(jì)算量的基礎(chǔ)上避免陷入局部最優(yōu)，采用代理模型法來(lái)構(gòu)建氣動(dòng)/隱身一體化分析平臺(tái)。代理模型是指計(jì)算量很小、計(jì)算周期短，但其計(jì)算結(jié)果與數(shù)值分析或物理試驗(yàn)結(jié)果相近的數(shù)學(xué)模型。它根據(jù)原始分析模型的輸入/輸出樣本點(diǎn)來(lái)構(gòu)造一個(gè)替代模型，可以看作是響應(yīng)面近似模型在概念上的延伸，其構(gòu)造過程如圖1所示，主要包含兩個(gè)部分：試驗(yàn)設(shè)計(jì)和近似函數(shù)[5]。

本研究采用的代理模型由全析因試驗(yàn)設(shè)計(jì)和徑向基擬合函數(shù)組成，是一種靈活性好，結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單，計(jì)算量相對(duì)較少且效率比較高的代理模型。

為驗(yàn)證所選近似方法的通過已知點(diǎn)構(gòu)造擬合函數(shù)來(lái)預(yù)測(cè)未知點(diǎn)響應(yīng)的能力，下面分別利用一維和二維解析函數(shù)作為擬合的目標(biāo)對(duì)徑向基函數(shù)模型進(jìn)行測(cè)試并檢驗(yàn)所建立的模型的精度。

圖2給出了一維解析函數(shù)f(x)=sin(x)+cos(x)的徑向基函數(shù)近似結(jié)果。采用全析因試驗(yàn)設(shè)計(jì)方法選取5個(gè)樣本點(diǎn)，雖然樣本點(diǎn)取得很少，但可以看出，建立的徑向基函數(shù)與真實(shí)函數(shù)的擬合精度還是非常高的。

圖3給出了二維解析函數(shù)的徑向基函數(shù)f(x，y)=e-x+e-y+sin(x)+cos(y)近似結(jié)果。采用全析因試驗(yàn)設(shè)計(jì)方法選取25個(gè)樣本點(diǎn)，然后計(jì)算這些點(diǎn)的響應(yīng)，并以此為基礎(chǔ)采用徑向基函數(shù)方法進(jìn)行函數(shù)擬合。從圖中解析函數(shù)與擬合函數(shù)的對(duì)比可以看出，所有的極值點(diǎn)和所在位置都吻合較好，說(shuō)明徑向基函數(shù)方法的擬合效果是非常好的。

2 直升機(jī)模型建立及網(wǎng)格生成方法

建立準(zhǔn)確的直升機(jī)幾何模型是進(jìn)行其氣動(dòng)流場(chǎng)和電磁散射分析的前提條件，提高復(fù)雜目標(biāo)各個(gè)組成部件的建模精度，減少細(xì)節(jié)參數(shù)的誤差，可以更加精準(zhǔn)有效地分析其氣動(dòng)特性和隱身性能。

網(wǎng)格生成是氣動(dòng)性能和電磁散射計(jì)算的重要組成部分。采用CFD數(shù)值方法進(jìn)行，氣動(dòng)性能模擬中，物面和空間網(wǎng)格質(zhì)量的好壞很大程度上影響計(jì)算過程的收斂性和結(jié)果精度；電磁散射計(jì)算中，表面擬合的拓?fù)浣Y(jié)構(gòu)網(wǎng)格數(shù)據(jù)的真實(shí)度決定了計(jì)算雷達(dá)散射截面(RCS)的精準(zhǔn)度，因此，在工程應(yīng)用中網(wǎng)格生成方法和質(zhì)量好壞是直升機(jī)CFD和RCS計(jì)算的關(guān)鍵因素之一。

2.1直升機(jī)幾何模型的建立

直升機(jī)的幾何模型通過CATIA軟件建立。由于機(jī)身外形比較復(fù)雜，主要采用曲面造型設(shè)計(jì)模塊來(lái)完成。整個(gè)建模過程分為兩步：即機(jī)身的建模和裝配。先用曲面造型設(shè)計(jì)完成直升機(jī)各個(gè)部分的單獨(dú)建模，再根據(jù)它們的相對(duì)位置進(jìn)行總體模型的成型裝配，再通過布爾運(yùn)算進(jìn)行交錯(cuò)重復(fù)部分的剪裁，最終獲得完整的直升機(jī)幾何模型。

2.2直升機(jī)流場(chǎng)和電磁計(jì)算網(wǎng)格的生成

2.2.1 流場(chǎng)計(jì)算網(wǎng)格的生成

直升機(jī)流場(chǎng)計(jì)算網(wǎng)格生成的具體步驟為：

1) 根據(jù)外形幾何參數(shù)，由CAD軟件建立直升機(jī)模型，然后導(dǎo)入網(wǎng)格生成軟件。

2) 對(duì)直升機(jī)機(jī)身流場(chǎng)的區(qū)域進(jìn)行分區(qū)處理和布爾運(yùn)算，在靠近機(jī)體的小區(qū)域網(wǎng)格需加密，遠(yuǎn)離機(jī)體的區(qū)域網(wǎng)格可以稀疏一些。

3) 在機(jī)體表面生成非結(jié)構(gòu)的面網(wǎng)格，然后在此基礎(chǔ)上，采用陣面推進(jìn)法生成整個(gè)流場(chǎng)空間區(qū)域的四面體非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格。

4) 檢查、判斷流場(chǎng)和電磁計(jì)算網(wǎng)格質(zhì)量是否合格，如不合格需要返回步驟2)，重新生成直升機(jī)機(jī)體面網(wǎng)格和空間體網(wǎng)格。

5) 對(duì)合格的流場(chǎng)網(wǎng)格設(shè)定物面和遠(yuǎn)場(chǎng)邊界條件，然后輸出流場(chǎng)及電磁計(jì)算網(wǎng)格信息的數(shù)據(jù)文件。

2.2.2 電磁計(jì)算網(wǎng)格的生成

直升機(jī)電磁計(jì)算網(wǎng)格生成的具體步驟為：

1) 將一個(gè)復(fù)雜的目標(biāo)剖分為若干個(gè)三角形面元逼近擬合的電磁計(jì)算模型。

2) 通過自編的轉(zhuǎn)換程序把計(jì)算模型轉(zhuǎn)換成符合RCS計(jì)算程序所需要的目標(biāo)拓?fù)潢P(guān)系數(shù)據(jù)文件。為了滿足基于“面元—邊緣”的RCS計(jì)算程序的前置處理需要，這里采用3個(gè)數(shù)組列表來(lái)存儲(chǔ)目標(biāo)網(wǎng)格的信息，分別為：

① 頂點(diǎn)表：以頂點(diǎn)的編號(hào)為序存放各頂點(diǎn)x、y、z的空間坐標(biāo)值；

② 面元表：以表面元編號(hào)為序存放各三角面元的序號(hào)，并按逆時(shí)針方向排列；

③ 邊緣表：以邊緣號(hào)為序存放各邊緣的參數(shù)，包括各邊緣起始和終止點(diǎn)的頂點(diǎn)號(hào)，各個(gè)邊緣的左、右面元編號(hào)。

3) 通過計(jì)算程序從目標(biāo)“面元—邊緣”網(wǎng)格模型的拓?fù)浣Y(jié)構(gòu)數(shù)據(jù)文件中讀取每一個(gè)面元和邊緣的坐標(biāo)及編號(hào)參數(shù)，進(jìn)行RCS的分析計(jì)算。

2.2.3 一體化網(wǎng)格生成的主要步驟及方法流程

直升機(jī)氣動(dòng)/雷達(dá)隱身一體化網(wǎng)格生成方法的主要步驟為：

1) 根據(jù)外形幾何參數(shù)，由CAD軟件建立直升機(jī)模型，然后導(dǎo)入網(wǎng)格生成軟件。

2) 為了提高計(jì)算精度，把直升機(jī)外形變化比較劇烈的地方設(shè)定為電磁計(jì)算網(wǎng)格加密區(qū)域。

3) 用一系列三角形面元網(wǎng)格對(duì)直升機(jī)表面進(jìn)行擬合逼近，對(duì)外形變化劇烈的地方的網(wǎng)格進(jìn)行加密，把直升機(jī)模型轉(zhuǎn)換成由“面元—邊緣”組成的電磁網(wǎng)格。

4) 對(duì)直升機(jī)機(jī)身流場(chǎng)的區(qū)域進(jìn)行分區(qū)處理和布爾運(yùn)算，在靠近機(jī)體的小區(qū)域網(wǎng)格需加密，遠(yuǎn)離機(jī)體的區(qū)域網(wǎng)格可以稀疏一些。

5) 在機(jī)體表面生成非結(jié)構(gòu)的面網(wǎng)格，然后在此基礎(chǔ)上，采用陣面推進(jìn)法生成整個(gè)流場(chǎng)空間區(qū)域的四面體非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格。

6) 檢查、判斷流場(chǎng)和電磁計(jì)算網(wǎng)格質(zhì)量是否合格，如不合格需要返回步驟2)，重新生成直升機(jī)機(jī)體面網(wǎng)格和空間體網(wǎng)格。

7) 對(duì)合格的流場(chǎng)網(wǎng)格設(shè)定物面和遠(yuǎn)場(chǎng)邊界條件，然后輸出流場(chǎng)及電磁計(jì)算網(wǎng)格信息的數(shù)據(jù)文件。

8) 通過流場(chǎng)和電磁計(jì)算網(wǎng)格的前置處理程序，分別提取流場(chǎng)計(jì)算程序所需的節(jié)點(diǎn)、面、體積與法矢等參數(shù)信息和RCS計(jì)算程序所需要的頂點(diǎn)、面元與邊緣的拓?fù)浣Y(jié)構(gòu)的數(shù)據(jù)，生成氣動(dòng)和電磁散射計(jì)算的輸入文件。

9) 分別將生成的氣動(dòng)與電磁計(jì)算的輸入文件導(dǎo)入流場(chǎng)CFD求解程序和RCS求解程序，分別進(jìn)行直升機(jī)氣動(dòng)特性和雷達(dá)散射截面(RCS)的計(jì)算。

3 主要步驟及計(jì)算流程

圖4給出了直升機(jī)總體/氣動(dòng)/隱身一體化設(shè)計(jì)的綜合分析方法流程。從圖4中可以看出，直升機(jī)總體/氣動(dòng)/隱身一體化設(shè)計(jì)的綜合分析方法主要分為幾何建模、總體性能模塊、流場(chǎng)和電磁網(wǎng)格生成、氣動(dòng)和電磁散射特性計(jì)算、一體化設(shè)計(jì)五個(gè)模塊，具體的步驟可分為：

1) 幾何建模模塊：根據(jù)直升機(jī)外形的幾何參數(shù)，由CAD軟件構(gòu)建機(jī)身部附件模型，再將部附件按照相對(duì)位置進(jìn)行直升機(jī)機(jī)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(chǔ)，建立模塊化的優(yōu)化設(shè)計(jì)模型，開發(fā)出優(yōu)化的直升機(jī)飛行性能計(jì)算程序，為總體方案提供快速準(zhǔn)確的性能預(yù)測(cè)。

3) 流場(chǎng)和電磁網(wǎng)格生成模塊：

① 在直升機(jī)機(jī)身表面生成非結(jié)構(gòu)的面網(wǎng)格，采用陣面推進(jìn)法生成整個(gè)流場(chǎng)空間區(qū)域的四面體非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格；

② 用一系列三角形面元網(wǎng)格對(duì)直升機(jī)表面進(jìn)行擬合逼近，對(duì)外形變化劇烈的地方的網(wǎng)格進(jìn)行適當(dāng)?shù)募用埽阎鄙龣C(jī)模型轉(zhuǎn)換成由“面元—邊緣”組成的電磁計(jì)算網(wǎng)格；

③ 檢查、判斷流場(chǎng)和電磁的計(jì)算網(wǎng)格質(zhì)量是否合格，如不合格需要重新生成；

④ 對(duì)合格的流場(chǎng)網(wǎng)格設(shè)定物面和遠(yuǎn)場(chǎng)邊界條件，然后輸出流場(chǎng)和電磁計(jì)算網(wǎng)格信息的數(shù)據(jù)文件。

4) 氣動(dòng)和電磁散射特性計(jì)算模塊：

① 氣動(dòng)特性計(jì)算模塊：采用建立的基于CFD方法的數(shù)值模擬，開展不同結(jié)構(gòu)布局參數(shù)的流場(chǎng)和氣動(dòng)特性的計(jì)算分析；

② RCS計(jì)算模塊：采用建立的基于物理光學(xué)法和等效電流法相結(jié)合的“面元邊緣”的RCS計(jì)算方法，開展直升機(jī)雷達(dá)散射特性的計(jì)算分析。

5) 一體化設(shè)計(jì)模塊：采用建立的基于代理模型優(yōu)化的直升機(jī)總體/氣動(dòng)/隱身一體化設(shè)計(jì)方法進(jìn)行優(yōu)化設(shè)計(jì)。

4 算例

將建立的總體/氣動(dòng)/隱身一體化綜合分析方法應(yīng)用到某算例直升機(jī)的總體/氣動(dòng)/隱身一體化優(yōu)化設(shè)計(jì)中，通過目標(biāo)函數(shù)尋找滿足設(shè)計(jì)要求的機(jī)身結(jié)構(gòu)參數(shù)布局組合，并對(duì)優(yōu)化前后直升機(jī)的總體性能、氣動(dòng)特性和隱身性能進(jìn)行對(duì)比分析。

圖6為將總體/氣動(dòng)/隱身一體化綜合分析方法應(yīng)用到某型直升機(jī)的設(shè)計(jì)中所得到的計(jì)算結(jié)果與試驗(yàn)結(jié)果的對(duì)比曲線，從圖中可以看出，理論計(jì)算結(jié)果與試驗(yàn)結(jié)果的趨勢(shì)是一致的，只是數(shù)值上存在一些誤差。

優(yōu)化后各項(xiàng)目標(biāo)計(jì)算值和通過代理模型得到的擬合值誤差都在1.5%范圍內(nèi)，說(shuō)明建立的優(yōu)化方法獲得的結(jié)果可以滿足工程實(shí)際應(yīng)用的要求。

5 結(jié)束語(yǔ)

通過直升機(jī)總體/氣動(dòng)/隱身綜合設(shè)計(jì)技術(shù)研究，建立了兼顧優(yōu)異總體氣動(dòng)性能與高隱身效果的直升機(jī)總體/氣動(dòng)/隱身綜合設(shè)計(jì)方法，理論計(jì)算結(jié)果與試驗(yàn)數(shù)據(jù)的對(duì)比表明該方法可以滿足工程實(shí)際應(yīng)用的要求。

[1] 何開鋒,錢煒祺,陳堅(jiān)強(qiáng),等.基于流體力學(xué)和電磁學(xué)方程數(shù)值學(xué)求解的飛行器氣動(dòng)隱身一體化設(shè)計(jì)[J].空氣動(dòng)力學(xué)學(xué)報(bào)，2009(4).

[2] 譚遠(yuǎn)明,沈 汲.基于代理模型的機(jī)載吊艙氣動(dòng)與隱身一體化設(shè)計(jì)方法[J].飛機(jī)設(shè)計(jì)，2010(6):8-9.

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

1673-1220(2017)03-001-05

V221；V218

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