本发明专利技术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。
【技术实现步骤摘要】
本专利技术属于直升机气动布局设计领域，具体涉及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。
技术介绍
直升机工作在复杂、非定常的涡流场里，在该流场中，旋翼产生的尾迹的影响占主 导地位。旋翼的尾迹或者直接冲击机身或者贴近机身上方通过，直升机各部件之间会产生 严重的相互气动干扰。直升机的气动干扰问题会直接影响到直升机的飞行性能、配平及操 稳特性。而随着直升机朝着总体布局更紧凑、桨盘载荷更大、灵活性和机动性更高的方向发 展，直升机和部件之间的气动干扰问题会更严重。因此，发展有效的直升机气动布局优化方 法，通过减小直升机气动干扰以改善直升机的飞行性能和飞行品质具有重要的意义。 传统的直升机气动外形及布局设计过程中，主要依靠设计者的经验和分析能力， 并结合风洞试验确定气动设计方案。通过风洞试验，对设计者设计的若干直升机气动布局 方案进行评估并进一步修改，以获得满意的气动设计方案。但由于风洞试验对设施设备要 求较高，对于每一种布局方案都需制作相应的直升机模型，耗时较长且经济代价较大，所以 该方法并不适合在概念设计阶段用于直升机气动外形及布局的优化。 针对直升机气动干扰的数值计算方法中，CFD能较准确地模拟复杂得旋翼流场，但 是基于Euler体系的CFD数值耗散较大，捕捉的旋翼尾迹耗散较快，且在进行旋翼流场仿真 及气动干扰计算时，对计算资源具有很高的要求、耗时过长，不适合用作直升机气动布局优 化过程的分析模块进行集成。经过几十年的发展，涡方法在旋翼尾迹的应用已经取得了很 大成就，国内外也提出了许多有效的基于涡方法的旋翼尾迹模型。然而这些研宄大多基于 不可压、无粘假设的离散涡方法，对于旋翼尾迹需通过涡核模型考虑粘性效应，而不同的涡 核模型对尾迹的计算精度和数值稳定存在较大影响。 传统的优化方法中，梯度法能够快速地寻优，但若设计空间存在多极值的情况，梯 度法很可能使寻优过程陷入局部最优解；而全局优化方法虽然能很好地在整个设计空间内 寻找全局最优解，但是在细节优化方面存在效率问题，如果设计参数过多，会导致优化设计 空间的计算量急剧增加，并且直升机飞行性能、配平及操稳特性计算模型计算量大，如果直 接将仿真模型用于优化过程，整个优化时间和计算量将会极大，难以在工程设计中使用。另 一方面，优化过程的计算时间、设计空间的本质特性及范围与几何外形参数化方法也有着 非常密切的关系。搜索优化设计空间的计算量随参数变量的增加呈指数增长。
技术实现思路
本专利技术的目的是为了解决传统直升机外形及气动布局设计方法的不足，提出了一 种减小直升机气动干扰以提高直升机飞行性能、配平及操稳特性的气动布局综合优化方 法。该方法不需要风洞试验，同时降低了对计算资源的需求，得到最优的直升机气动外形及 布局。 -种可减小气动干扰不利影响的直升机气动布局优化方法，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（如非均匀有理B样条方法、基于类别函数/形状函数转 换方法等），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（如 拉丁超立方法或均匀试验设计法等）生成小规模的初始样本集，采用近似模型方法（如响 应面方法、Kriging方法、神经网络方法等）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（如多岛遗传算法、退火法等）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（如序列二次规划算法等），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。 作为上述技术方案的进一步改进，所述步骤1)中确定各指标权重后，给出各指标 参数的评价方法，在进行优化之前，将各指标参数进行无因次化处理，飞行性能指标参数中 各量均与基准气动干扰状态比值进行无因次化，优化原则均为最大化；配平与操稳特性指 标参数中纵向周期变距配平量以相对杆量与相对俯仰角比值进行无因次化，其余各量均与 基准气动干扰状态比值进行无因次化，速度及航向稳定性导数、荷兰滚模态阻尼比的优化 原则为最大化，纵向周期变距配平量优化原则为趋于1，其余配平及操稳特性指标参数的优 化原则为最小化。 作为上述技术方案的进一步改进，所述步骤2)中采用的参数化方法通过描述直 升机机身纵向轮廓线和特征横剖面轮廓线确定直升机几何外形。 作为上述技术方案的进一步改进，所述步骤3)建立直升机親合气动干扰分析计 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，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，桨盘平面处诱导速度 由旋翼尾迹涡粒子模型确定；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；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类似；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。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。 作为上述技术方案的进一步改进，所述旋翼/机身、旋翼/尾桨、旋翼/平尾、旋翼 /机身/尾桨/平尾耦合气动干扰计算将各种干扰因素在旋翼和尾桨桨叶模型、旋翼、尾桨、 平尾尾迹模型、机身模型和平尾模型中进行耦合，在求解旋翼桨叶、尾桨桨叶、机身、平尾附 着涡面元强度时计入与其耦合部件的涡面元对其附着涡面元控制点的诱导速度；旋翼、尾 桨和平尾尾迹涡粒的本文档来自技高网...
【技术保护点】
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。...
【技术特征摘要】
【专利技术属性】
技术研发人员：陆洋，苏涛勇，陈仁良，王宇，李攀，
申请(专利权)人：南京航空航天大学，
类型：发明
国别省市：江苏;32
还没有人留言评论。发表了对其他浏览者有用的留言会获得科技券。