[发明专利]一种可减小气动干扰不利影响的直升机气动布局优化方法

摘要

本发明公开了一种可减小气动干扰不利影响的直升机气动布局优化方法。该方法针对风洞试验及CFD方法的不足，基于离散涡方法和面元法建立直升机的耦合气动干扰高精度分析模型，从而可以不通过风洞试验，只利用仿真计算就可考虑直升机气动干扰的影响，并相较于CFD大大降低了仿真模型对计算资源的需求，缩短了计算时间。为进一步减小计算量及寻优空间，通过参数化方法建立直升机机身外形的参数化模型并采用基于代理模型的组合优化方法，从而得到最优的直升机气动外形及布局，达到减小气动干扰以提高直升机飞行特性的目的。可以应用于直升机概念设计阶段以改善直升机飞行性能及配平、操稳特性。

主权项

1.一种可减小气动干扰不利影响的直升机气动布局优化方法，其特征在于：包括以下步骤：1)构建直升机的气动布局综合优化目标函数指标体系，采用加权法，确定各指标权重；2)基于参数化建模方法，建立直升机机身各部件外形参数化模型，通过机身各部件外形形状控制参数及机身部件坐标确定直升机的气动外形，从而确定直升机气动布局综合优化问题的优化变量；3)基于离散涡方法和面元法，建立直升机耦合气动干扰分析计算模型，根据不同的直升机气动外形及布局，计算直升机飞行性能及配平、操稳特性；4)根据步骤3)建立的直升机耦合气动干扰分析计算模型，应用试验设计方法生成小规模的初始样本集，采用近似模型方法建立初始代理模型，并分别用步骤3)所建立的直升机耦合气动干扰分析计算模型和初始代理模型求解样本点的真实值和近似值；5)根据步骤4)求得的样本点的真实值和近似值，应用精度验证准则判断是否收敛；以误差平方R2作为全局精度的评判准则，最大绝对误差RMAE作为局部精度准则；如果收敛，则采用所建立的初始代理模型为优化过程中使用的代理模型，否则在RMAE值所在位置的周围选定小空间，布置少量样本点，返回步骤4)，进行新一轮的迭代，直至构建的代理模型在样本点的近似值与步骤3)所建立的计算模型的真实值收敛，满足精度要求，以此代理模型为优化过程中使用的代理模型；6)以步骤5)所构建的优化过程中使用的代理模型为分析模型，生成优化问题初始样本点，采用基于代理模型技术的全局优化算法进行全局寻优，判断是否满足预设的收敛条件，满足则停止迭代，否则继续迭代直至满足预设的收敛条件，得到全局最优解；以得到的全局最优解为梯度寻优初始值，采用基于代理模型技术的梯度优化算法，在全局最优解周围进行局部寻优，判断是否满足收敛条件，满足则停止迭代，否则继续迭代直至满足预设的收敛条件，得到直升机气动布局优化问题的最优解；所述步骤3)建立直升机耦合气动干扰分析计算模型包括：建立直升机飞行动力学模型，将飞行动力学模型与干扰流场下部件气动力计算方法合并，形成耦合气动干扰分析的飞行特性分析方法；直升机飞行动力学模型采用部件级建模方法建立，分别构建各部件及其尾迹气动模型，其中旋翼桨叶气动模型基于叶素理论及涡面元法结合桨叶挥舞-摆振-扭转运动方程建立，桨盘平面处诱导速度由旋翼尾迹涡粒子模型确定，桨叶上的总气动力表示为： F = Σ i = 1 N c Σ j = 1 N s - Δp i j ΔS i j n i j - - - ( 3 ) ]]>其中ΔSij和nij分别为附着涡面元的面积和单位法向量，Δpij为每个附着涡面元上的压差，Nc、Ns分别为沿桨叶弦向附着涡面元个数和沿桨叶展向附着涡面元个数；旋翼尾迹模型基于涡粒法建立，尾迹涡粒强度矢量、位置矢量依据涡量守恒及涡量一阶矩守恒确定： α j ( t ) = - τ N c Δc N c j [ Γ s j ( t ) - Γ s j ( t - Δ t ) ] + u T . E Δ t [ Γ s j - 1 ( t ) - Γ s j + 1 ( t ) ] 2 - - - ( 4 ) ]]> α j × x j = ∫ S K u t a j γ K u t a j × x d S ( x ) - - - ( 5 ) ]]>其中Γsj(t)表示了第j列展向涡面元的总展向附着涡强度，αj(t)为等效涡粒的强度矢量，τNc为沿桨叶弦向第Nc个附着涡面元前缘边的单位切向量，ΔcNcj为附着涡面元前缘边的长度，uT.E为位于桨叶后缘的附着涡面元当地气流速度向量，xj为等效涡粒的位置矢量，为库塔涡面元上的涡强分布；机身气动模型采用涡面元法建立，涡面元强度通过不可穿透条件确定： Γ j f A i j - ( F f + ω f × x i f ) · n i f = 0 - - - ( 6 ) ]]>其中，和分别为第i个涡面元控制点单位法向量和位置向量，Ff和ωf分别为机身线运动速度和角运动速度，Aij为第j个涡面元对第i涡面元的法向影响系数；尾桨桨叶及其尾迹模型与旋翼桨叶模型及涡粒尾迹模型相同；平尾、垂尾及短翼及其尾迹的建模与旋翼单片桨叶，基于叶素理论及涡面元法计算平尾、垂尾及短翼的气动力，尾迹采用涡粒法建立；将各部件气动模型所得气动力及力矩代入直升机机体运动方程，建立直升机机体六自由度欧拉方程；所得直升机机体六自由度欧拉方程为： m G u · f + m G ( q f w f - r f v f ) + m G gsinθ f = X - - - ( 7 ) ]]> m G v · f + m G ( r f u f - p f w f ) - m G gcosθ f sinφ f = Y - - - ( 8 ) ]]> m G w · f + m G ( p f w f - q f u f ) - m G gcosθ f cosφ f = Z - - - ( 9 ) ]]> I x x p · f - I x y q · f - I x z r · f - I y z ( q f 2 - r f 2 ) - I x z p f q f + I x y p f r f - ( I y y - I z z ) p f r f = L - - - ( 10 ) ]]> I y y q · f - I x y p · f - I y z r · f - I x z ( r f 2 - p f 2 ) - I x y q f r f + I y z p f q f - ( I z z - I x x ) p f r f = M - - - ( 11 ) ]]> I z z r · f - I x z p · f - I y z q · f - I x y ( p f 2 - q f 2 ) - I y z p f r f + I x z q f r f - ( I z z - I x x ) p f q f = N - - - ( 12 ) ]]>其中mG为直升机质量，桨叶质量除外，g为重力加速度，Ixx、Iyy和Izz为直升机关于机体轴系的三个惯性矩，Ixy、Iyz和Ixz为惯性积，uf、vf、wf为直升机在机体轴系下三个方向的速度，pf、qf、rf为直升机在机体轴系下三个方向的角速度；X、Y、Z和L、M、N分别为机体坐标系下作用于直升机重心的三个外力和力矩，φf、θf分别为机体的侧倾角、俯仰角；干扰流场下部件气动力计算方法包括旋翼/机身耦合气动干扰计算、旋翼/尾桨耦合气动干扰计算、旋翼/平尾耦合气动干扰计算、旋翼/机身/尾桨/平尾耦合气动干扰计算。