[发明专利]一种从飞行性能角度进行直升机气动布局参数设计的方法

说明书

技术领域

本发明属于直升机设计技术领域，特别是涉及一种从飞行性能角度进行直升机气动布局参数设计的方法。

背景技术

对于以往的直升机气动参数的设计和修改，主要依靠设计人员经验、已有机型的数据统计确定，或者对有限的几组气动布局参数的飞行性能进行加权打分，得到对应评分，根据评分优劣确定参数组合。但是这种传统方法增加人员负担，费时耗力，依靠经验和数据统计不能准确确定参数；依靠评分衡量，只能分析有限的气动布局参数组合，而实际参数区间是连续的，并且气动布局参数设计还要考虑飞行品质、气动载荷等专业的要求，对于性能最优的气动布局参数组合不一定能满足其它专业的要求，当专业需求出现矛盾的时候，难以协调参数选择。

发明内容

本发明的目的：

本发明通过改进粒子群算法和气动布局参数设计流程，与传统方法给出几个推荐参数组合不同，能够由给定的飞行性能目标，得到气动布局参数的一个可行区域，在这个区域内选择和修改的气动布局参数组合，使得所得飞行性能不低于目标。

本发明的技术方案：

一种从飞行性能角度进行直升机气动布局参数设计的方法，本方法包括以下步骤：

第一步、通过对已有或者原型直升机进行试飞验证，得到该直升机的以下飞行性能，包括但不限于：最大有无地效悬停重量、有无地效悬停升限、最大垂直爬升速度、最大斜爬升率、最大航程航时、使用升限以及最大巡航速度；并利用试飞验证得到的试飞数据对本方法要用到的性能计算软件进行校准，使性能计算软件的计算结果与试飞数据相当；

第二步、根据已有或者原型直升机的气动布局参数，已有或者原型直升机的风洞实验的参数范围、已有或者原型直升机的参数的物理限制，以及其他直升机气动布局参数统计数据，在通过风洞实验确定不同直升机部件间的气动干扰影响后，确定新设计直升机气动布局参数的设计上下限，以下的设计步骤应在该给定的设计上下限参数范围内进行；

第三步、根据新设计直升机的主要任务使命以及所需兼顾的任务要求，对第一步中得到的已有或者原型直升机的飞行性能进行调整，得到新设计直升机的飞行性能目标；

第四步、基于第三步得到的新设计直升机的飞行性能目标，在性能计算软件中，使用可行域求解算法求解新设计直升机的气动布局参数在第二步给定的设计上下限参数范围内的可行域，求解时，根据气动布局参数需求的相似性，将飞行性能目标进行分类，分别求解每个飞行性能目标各自的可行域边界；

第五步、将所有可行域放在一起，重叠的区域就是新设计直升机气动布局参数的可行域，如果可行域没有重叠说明可能不存在同时满足所有飞行性能目标的参数组合，需要回到第三步对飞行性能目标进行重新确定；

第六步、综合考虑飞行品质、桨毂力矩、尺寸限制和结构限制，逐步提高飞行性能目标，将可行域逐渐缩小，经过多次迭代缩小后，最终确定一组位于可行域内的可行的气动布局参数，该组气动布局参数能够满足飞行性能目标的要求；

第七步、依据该组气动布局参数，对已有或者原型直升机的气动布局参数进行修改，并对修改后的直升机进行试飞验证，通过验证后的气动布局参数即为新设计直升机的气动布局参数。

第四步中所述的可行域求解算法求解方法如下：

本方法中设定的已知参数如下：

新设计直升机的M个飞行性能目标，表示为向量G＝[g₁ g₂ …g_j… g_M]^T，其中，g_j表示第j个飞行性能目标，1≤j≤M；

新设计直升机的N个气动布局参数，表示为向量X＝[x₁ x₂ …x_i… x_N]^T，其中，x_i表示第i个气动布局参数，1≤i≤N；

新设计直升机的设计上下限参数范围，上限表示为X_max=[x_max1 x_max2 … x_maxN]^T，下限表示为X_min＝[x_min1 x_min2 … x_minN]^T，使得对于1≤i≤N,x_maxi＞x_i＞x_mini；

本方法求解步骤如下：