曾怡蘭，韓東，劉壯壯

1.南京航空航天大學(xué) 直升機(jī)動(dòng)力學(xué)全國重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，江蘇 南京 210016

2.中國航天空氣動(dòng)力技術(shù)研究院，北京 100074

進(jìn)入21世紀(jì)以來,追求高速成為國內(nèi)外直升機(jī)技術(shù)領(lǐng)域的重要發(fā)展方向。高速直升機(jī)能夠快速高效地完成作戰(zhàn)任務(wù),拓寬直升機(jī)應(yīng)用領(lǐng)域,目前在國外直升機(jī)行業(yè)內(nèi)研制較為成功的高速直升機(jī)構(gòu)型主要是傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)、共軸剛性旋翼直升機(jī)和復(fù)合式直升機(jī)[1-3]。

常規(guī)旋翼構(gòu)型復(fù)合式直升機(jī)在傳統(tǒng)直升機(jī)基礎(chǔ)上去掉尾槳部件,增加機(jī)翼、螺旋槳等升推力裝置,可改善旋翼前行槳葉的槳尖激波和后行槳葉的氣流分離導(dǎo)致的不利影響,提高直升機(jī)的最大飛行速度。由于采用了多升力面、多推進(jìn)面、多操縱面技術(shù),常規(guī)旋翼構(gòu)型復(fù)合式直升機(jī)的總體布局、總體參數(shù)選擇、質(zhì)量重心設(shè)計(jì)、氣動(dòng)布局、氣動(dòng)效率對(duì)全機(jī)的飛行性能、飛行特性、飛行品質(zhì)都具有決定性的影響[3]。為進(jìn)一步提升其飛行性能,國內(nèi)外圍繞總體布局和性能優(yōu)化等方面開展深入研究。H.Yeo[4]分析了高前進(jìn)比下H-34、UH-1D 和UH-60A 的旋翼性能和AH-56A 復(fù)合式直升機(jī)的全機(jī)性能,研究表明,升力復(fù)合布局增大了全機(jī)升阻比的最大值,推力復(fù)合布局改善高速時(shí)的升阻比,完整的復(fù)合布局結(jié)合了升力和推力復(fù)合的特性,全機(jī)升阻比最大值和高速時(shí)飛行性能均有改善。K.Ferguson 等[5]評(píng)估了共軸復(fù)合式直升機(jī)和常規(guī)復(fù)合式直升機(jī)的性能,并與傳統(tǒng)直升機(jī)進(jìn)行比較。結(jié)果表明,常規(guī)復(fù)合式比傳統(tǒng)直升機(jī)消耗更多功率,為降低高速時(shí)的阻力,復(fù)合式直升機(jī)需要優(yōu)化機(jī)身設(shè)計(jì)。M.W.Floros 等[6]采用CAMRAD Ⅱ軟件計(jì)算了降速旋翼的復(fù)合式直升機(jī)性能,高速下自轉(zhuǎn)旋翼的最優(yōu)總距發(fā)生在旋翼產(chǎn)生少量正拉力時(shí),減慢旋翼轉(zhuǎn)速可降低復(fù)合式直升機(jī)的需用功率。楊克龍等[7]以加裝機(jī)翼和螺旋槳的UH-60A直升機(jī)為例,探討了機(jī)翼和螺旋槳參數(shù)、升推力分配對(duì)全機(jī)性能的影響機(jī)理。性能優(yōu)化方面,O.Rand等[8]引入“阻力/功率圖”和基于非線性自由尾跡分析方法的優(yōu)化策略,分析表明復(fù)合式直升機(jī)的最優(yōu)配置依賴于旋翼、推進(jìn)器和機(jī)翼的效率。S.Hersey等[9]提出一種將基本優(yōu)化問題轉(zhuǎn)化為一系列近似優(yōu)化問題求解的多目標(biāo)優(yōu)化方法,在帶有升推力裝置的共軸復(fù)合式直升機(jī)模型上進(jìn)行了應(yīng)用。此優(yōu)化方法魯棒性好,能夠處理多個(gè)局部最優(yōu)問題。王坤等[10]采用基于6σ 設(shè)計(jì)的改進(jìn)多目標(biāo)遺傳算法對(duì)共軸復(fù)合式直升機(jī)的總體參數(shù)進(jìn)行優(yōu)化,優(yōu)化后的復(fù)合式直升機(jī)飛行性能得到較大改善。C.Lienard等[11]對(duì)RACER驗(yàn)證機(jī)的垂尾外形采用基于多保真算法的外形修正及優(yōu)化策略,修正后的垂尾能有效地降低氣流分離,滿足設(shè)計(jì)要求。

本文在已有直升機(jī)飛行性能分析模型基礎(chǔ)上,引入Young曲線擬合和動(dòng)量葉素理論對(duì)懸停和低速下產(chǎn)生負(fù)拉力的螺旋槳建立氣動(dòng)模型,以樣機(jī)X3直升機(jī)總功率為優(yōu)化目標(biāo),選用旋翼、螺旋槳等部件參數(shù)為優(yōu)化變量,構(gòu)建基于遺傳算法的性能優(yōu)化模型,分析不同飛行狀態(tài)優(yōu)化后直升機(jī)性能,并研究基于遺傳算法的參數(shù)優(yōu)化對(duì)常規(guī)復(fù)合式直升機(jī)的各類功率和操縱量等特性的影響。

1 復(fù)合式直升機(jī)建模及性能計(jì)算

1.1 復(fù)合式直升機(jī)飛行性能分析模型

本文建立的常規(guī)復(fù)合式直升機(jī)模型由旋翼、螺旋槳、機(jī)翼、機(jī)體和平尾、垂尾6 部分構(gòu)成。懸停和低速時(shí),左右螺旋槳的拉力相等但方向相反,以平衡旋翼反扭矩；飛行速度超過210km/h后,兩側(cè)螺旋槳均提供正前進(jìn)力,利用垂尾側(cè)向力去抵消反扭矩。旋翼模型以葉素理論為基礎(chǔ),根據(jù)Pitt-Peters 動(dòng)態(tài)入流理論[12]計(jì)算誘導(dǎo)速度,由槳葉慣性力、離心力和氣動(dòng)力對(duì)揮舞鉸力矩平衡求解槳葉揮舞角,最后進(jìn)行數(shù)值積分得到旋翼槳轂力和力矩。機(jī)翼、平尾和垂尾基于升力線理論[13]建立氣動(dòng)模型。由參考文獻(xiàn)[14]確定機(jī)身阻力,體現(xiàn)前飛時(shí)機(jī)體模型對(duì)廢阻功率和配平的影響。產(chǎn)生正向拉力的螺旋槳建模方法[15],采用動(dòng)量葉素理論[16-18]得到螺旋槳力和力矩。

當(dāng)螺旋槳產(chǎn)生負(fù)向拉力時(shí),隨著前飛速度的增大,螺旋槳會(huì)依次經(jīng)歷渦環(huán)、湍流和風(fēng)車狀態(tài)。本文采用Young 曲線擬合[19]結(jié)合動(dòng)量葉素理論方法建立產(chǎn)生負(fù)拉力的螺旋槳模型。圖1為由Young曲線擬合給出負(fù)拉力螺旋槳的軸向誘導(dǎo)速度。

假定V0為來流速度,vi為實(shí)際飛行狀態(tài)下螺旋槳槳盤處的誘導(dǎo)速度,vh為懸停狀態(tài)下的槳盤處誘導(dǎo)速度。Young曲線擬合得到的渦環(huán)和湍流狀態(tài)的誘導(dǎo)速度分別為

式中,螺旋槳的理想自轉(zhuǎn)條件為V0= 1.75vh。

圖1 Young曲線擬合求解誘導(dǎo)速度Fig.1 Young curve fitting to solve for induced velocity

若以較大速度前飛,螺旋槳處于氣流穩(wěn)定的風(fēng)車狀態(tài),螺旋槳模型基于動(dòng)量葉素理論建立。

距離螺旋槳槳盤中心rp、寬度為drp的環(huán)帶軸向速度va和周向誘導(dǎo)速度vb分別為

式中,V0為來流速度；dTp和dQp為螺旋槳環(huán)帶的拉力和扭矩。

根據(jù)前飛速度確定螺旋槳狀態(tài),將初始后由葉素理論得到的環(huán)帶拉力和扭矩,代入式（1）～式（4）計(jì)算新的軸向和周向誘導(dǎo)速度。通過不斷修正軸向和周向誘導(dǎo)速度,直至迭代收斂確定螺旋槳各剖面的力和力矩,進(jìn)行數(shù)值積分后得到螺旋槳總拉力和總扭矩。

復(fù)合式直升機(jī)的配平方程求解見參考文獻(xiàn)[20]。由經(jīng)驗(yàn)公式給定初始操縱量和姿態(tài)角后,利用牛頓迭代法求解近似根直至收斂,得到配平后各部件氣動(dòng)力和力矩。與常規(guī)直升機(jī)總功率計(jì)算不同,復(fù)合式直升機(jī)總功率由旋翼功率和螺旋槳功率兩部分組成。

1.2 氣動(dòng)部件模型驗(yàn)證

采用UH-60A直升機(jī)的飛行試驗(yàn)數(shù)據(jù)[21]驗(yàn)證旋翼模型的正確性,其旋翼和尾槳的參數(shù)見參考文獻(xiàn)[22]、[23]。圖2給出了在直升機(jī)質(zhì)量系數(shù)Cw分別為0.0065、0.0074時(shí),旋翼功率系數(shù)的模型預(yù)測值與飛行數(shù)據(jù)的對(duì)比,預(yù)測值與試驗(yàn)值數(shù)據(jù)吻合較好。

圖3給出了不同前進(jìn)比時(shí)螺旋槳拉力系數(shù)和功率系數(shù)的模型預(yù)測值與飛行數(shù)據(jù)[24]的對(duì)比,驗(yàn)證的螺旋槳相關(guān)參數(shù)見參考文獻(xiàn)[24]。將螺旋槳前進(jìn)比定義為

圖2 旋翼功率系數(shù)的預(yù)測值與試驗(yàn)值對(duì)比Fig.2 Comparison of rotor power coefficient between prediction and test data

螺旋槳的拉力系數(shù)和功率系數(shù)分別為

式中,V0為來流速度；nP為螺旋槳轉(zhuǎn)速,DP為螺旋槳直徑。從圖3可以看出,預(yù)測值與試驗(yàn)值數(shù)據(jù)吻合較好。

圖3 螺旋槳拉力系數(shù)和功率系數(shù)的預(yù)測值與試驗(yàn)值對(duì)比Fig.3 Comparison of propeller thrust and power coefficient between prediction and test data

2 性能優(yōu)化模型

遺傳算法是模仿自然界生物進(jìn)化機(jī)制而發(fā)展起來的隨機(jī)全局搜索和優(yōu)化方法[25]。通過對(duì)算法中的種群個(gè)體進(jìn)行編碼,確定好適應(yīng)度函數(shù)后再進(jìn)行選擇[26]、交叉[27-28]和變異[29]操作,不斷進(jìn)化得到滿足條件的最優(yōu)個(gè)體或最優(yōu)適應(yīng)度。

本文以X3 復(fù)合式直升機(jī)的總功率為優(yōu)化目標(biāo)即適應(yīng)度函數(shù),選用旋翼、螺旋槳、機(jī)翼和平尾部件的特征參數(shù)為優(yōu)化變量,基于遺傳算法建立復(fù)合式直升機(jī)的性能優(yōu)化模型。樣機(jī)的原始參數(shù)見參考文獻(xiàn)[15],優(yōu)化變量中旋翼和螺旋槳的半徑、機(jī)翼和平尾的展長、面積在原值20%范圍內(nèi),而旋翼和螺旋槳的槳尖速度是由槳尖速度不超過聲速和平衡最大最小值與基準(zhǔn)值的差值而定的,變量取值范圍見表1。性能優(yōu)化流程如圖4所示,最終得到直升機(jī)的最優(yōu)功率和優(yōu)化后的變量值。

表1 優(yōu)化變量取值范圍Table 1 Ranges of optimized variable values

圖4 復(fù)合式直升機(jī)性能優(yōu)化流程Fig.4 Compound helicopter performance optimization process

3 復(fù)合式直升機(jī)性能優(yōu)化結(jié)果與分析

為得到復(fù)合式直升機(jī)的最優(yōu)功率,選取懸停階段、低速階段200km/h和高速階段400km/h三個(gè)不同飛行狀態(tài)分別進(jìn)行基于遺傳算法的性能優(yōu)化。優(yōu)化過程如圖5所示,懸停、200km/h、400km/h下復(fù)合式直升機(jī)最優(yōu)總功率隨著迭代步數(shù)的增加而降低,基本在進(jìn)化代數(shù)為40 時(shí)收斂。圖6～圖8 為懸停、200km/h 和400km/h 優(yōu)化前后三種功率與樣機(jī)基準(zhǔn)值的對(duì)比。優(yōu)化后三個(gè)不同飛行速度下對(duì)應(yīng)的復(fù)合式直升機(jī)總功率、旋翼總功率、螺旋槳總功率均有降低。懸停、200km/h、400km/h優(yōu)化后的直升機(jī)總功率比基準(zhǔn)值要低16.3%、10.9%和19.6%。而旋翼的總功率分別降低了12.5%、10.3%和80.4%,其中對(duì)400km/h 優(yōu)化后的旋翼從氣流中吸收了大量能量,旋翼功率降低顯著。三者優(yōu)化后的螺旋槳總功率依次降低了22.9%、12.4%和6.7%。

圖5 懸停、200km/h、400km/h的性能優(yōu)化過程Fig.5 Performance optimization process for hover,200km/h and 400km/h

圖6 優(yōu)化前后懸停、200km/h、400km/h直升機(jī)總功率Fig.6 Total helicopter power before and after optimization of hover, 200km/h and 400km/h

表2 為懸停、200km/h、400km/h 優(yōu)化前后對(duì)應(yīng)的變量值。懸停時(shí),誘導(dǎo)功率是旋翼和螺旋槳總功率的主要組成部分,懸停優(yōu)化后旋翼和螺旋槳半徑均增大并轉(zhuǎn)速降低；200km/h 優(yōu)化后的旋翼參數(shù)變化趨勢與懸停相同,而螺旋槳參數(shù)變化趨勢相反,機(jī)翼展長和面積增加；而高速時(shí)誘導(dǎo)功率小于型阻功率,400km/h 優(yōu)化后旋翼和螺旋槳半徑均減小但轉(zhuǎn)速增大,機(jī)翼展長和面積減小。

圖7 優(yōu)化前后懸停、200km/h、400km/h旋翼總功率Fig.7 Total rotor power before and after optimization of hover,200km/h and 400km/h

圖8 優(yōu)化前后懸停、200km/h、400km/h螺旋槳總功率Fig.8 Total propeller power before and after optimization of hover, 200km/h and 400km/h

圖9～圖11 為0～450km/h 內(nèi),采用基準(zhǔn)值與懸停、200km/h和400km/h優(yōu)化變量值分別得到的直升機(jī)總功率、旋翼和螺旋槳總功率變化。復(fù)合式直升機(jī)在高速前飛時(shí)機(jī)體是保持水平姿態(tài)的,但由于懸停狀態(tài)優(yōu)化后機(jī)翼展長和面積顯著增加,機(jī)翼產(chǎn)生了過多升力,使旋翼和機(jī)翼產(chǎn)生的總升力大于全機(jī)總重力,導(dǎo)致機(jī)體無法繼續(xù)維持水平飛行,視為配平失敗。因此,得到懸停狀態(tài)優(yōu)化后的直升機(jī)最大平飛速度僅為430km/h。由懸停狀態(tài)下優(yōu)化參數(shù)值得到的直升機(jī)總功率和旋翼總功率在低速階段有很好的優(yōu)化效果,功率節(jié)省率高于200km/h和400km/h。而采用400km/h優(yōu)化參數(shù)值得到的直升機(jī)總功率和旋翼總功率在低速時(shí)均高于基準(zhǔn)值,當(dāng)速度超過350km/h 后總功率最低,功率節(jié)省率最高。速度為450km/h時(shí),由400km/h優(yōu)化值得到的直升機(jī)、旋翼總功率分別為3918.77kW、313.96kW,功率節(jié)省率為20.0%、67.8%,高于由200km/h 優(yōu)化值得到的16.6%、35.0%。采用200km/h優(yōu)化參數(shù)值得到的旋翼總功率在0～450km/h內(nèi)均低于基準(zhǔn)值,有全局優(yōu)化效果,并且在高速時(shí)螺旋槳總功率優(yōu)化效果最優(yōu)。

表2 懸停、200km/h、400km/h優(yōu)化前后對(duì)應(yīng)的變量值Table 2 Variable values corresponding to before and after optimization of hover， 200km/hand 400km/h

圖9 0～450km/h基準(zhǔn)與優(yōu)化變量值的直升機(jī)功率Fig.9 Total helicopter power at baseline and optimized variable values in 0～450km/h

圖10 0～450km/h基準(zhǔn)與優(yōu)化變量值的旋翼總功率Fig.10 Total rotor power at baseline and optimized variable values in 0～450km/h

圖11 0～450km/h基準(zhǔn)與優(yōu)化變量值的螺旋槳功率Fig.11 Total propeller power at baseline and optimized variable values in 0～450km/h

圖12 和圖13 給出了0～450km/h 內(nèi)基準(zhǔn)值與優(yōu)化變量值得到的左右側(cè)螺旋槳功率變化。當(dāng)速度小于210km/h時(shí),懸停的螺旋槳半徑增加而轉(zhuǎn)速降低,使得螺旋槳的誘導(dǎo)功率減小,左側(cè)螺旋槳總功率降低,在100～200km/h范圍內(nèi)進(jìn)入自轉(zhuǎn)狀態(tài)。而200km/h 和400km/h 優(yōu)化后的螺旋槳半徑減小,增大了懸停狀態(tài)下的槳盤誘導(dǎo)速度,使得左側(cè)螺旋槳開始進(jìn)入自轉(zhuǎn)狀態(tài)時(shí)的飛行速度增加。右側(cè)螺旋槳功率在低速時(shí)變化很小。速度超過210km/h 后,左右側(cè)螺旋槳產(chǎn)生相等的正拉力,螺旋槳功率消耗隨速度增加而增加,采用懸停、200km/h和400km/h優(yōu)化參數(shù)值得到的螺旋槳功率均低于基準(zhǔn)值。

圖14～圖16 給出了0～450km/h 內(nèi)基準(zhǔn)值與優(yōu)化變量值下的總距、橫向和縱向周期變距。低速時(shí),機(jī)翼升力占比很小,由旋翼提供絕大部分升力,如圖17 所示,由于對(duì)400km/h優(yōu)化后得到的旋翼半徑和懸停槳尖速度減小,因此為提供足夠的拉力,采用400km/h優(yōu)化參數(shù)值的旋翼總距顯著增大,而懸停階段優(yōu)化后的則相反。由圖17可得,速度大于210km/h 后,機(jī)翼升力隨速度增加而快速增大,由于400km/h優(yōu)化后的機(jī)翼面積和展長均減小,機(jī)翼產(chǎn)生的升力變小,機(jī)翼升力占比低于基準(zhǔn)值,400km/h 的旋翼升力占比最大,故400km/h優(yōu)化后旋翼總距依舊高于基準(zhǔn)值。采用200km/h和400km/h優(yōu)化參數(shù)值得到的橫向周期變距在0～450km/h范圍內(nèi)基本比基準(zhǔn)值要小。圖16表明,速度超過210km/h后,由于左右螺旋槳均產(chǎn)生正拉力來提供飛行時(shí)的前進(jìn)力,因此旋翼作用明顯減弱,縱向周期變距會(huì)隨速度增加而減小,高速時(shí)降至負(fù)值。圖18 為旋翼的后倒角,當(dāng)左右螺旋槳均產(chǎn)生正拉力時(shí),旋翼槳盤由前傾變?yōu)楹蟮?此時(shí)螺旋槳除了克服機(jī)身阻力外,還需平衡旋翼向后的水平力。300km/h 時(shí),采用400km/h 優(yōu)化后的參數(shù)值得到的后倒角高于基準(zhǔn)值,懸停、200km/h 優(yōu)化后的后倒角比基準(zhǔn)值要低。由圖16 可得,這時(shí)三者優(yōu)化后的縱向周期變距接近為0,意味著對(duì)400km/h 優(yōu)化后的由吹風(fēng)揮舞引起的槳盤后倒角更大。低速時(shí),三者優(yōu)化后的旋翼后倒角與基準(zhǔn)值基本一致,但400km/h優(yōu)化后由吹風(fēng)揮舞造成的后倒角比基準(zhǔn)值高,使得旋翼的縱向周期變距會(huì)相應(yīng)增加。

圖12 0～450km/h基準(zhǔn)值與優(yōu)化變量值的左側(cè)螺旋槳功率Fig.12 The left propeller power at baseline and optimized variable values in 0～450km/h

圖14 0～450km/h基準(zhǔn)值與優(yōu)化變量值下的旋翼總距Fig.14 Collective pitch at baseline and optimized variable values in 0～450km/h

圖15 0～450km/h基準(zhǔn)值與優(yōu)化變量值下的旋翼橫向周期變距Fig.15 Lateral cyclic pitch at baseline and optimized variable values in 0～450km/h

圖19 和圖20 給出了0～450km/h 范圍內(nèi)基準(zhǔn)值與優(yōu)化變量值下的左右側(cè)螺旋槳總距。低速時(shí),由于左側(cè)螺旋槳狀態(tài)較為復(fù)雜,左側(cè)螺旋槳總距變化較大。左右螺旋槳位于機(jī)翼翼梢處,因此低速時(shí)螺旋槳的拉力大小受旋翼反扭矩和機(jī)翼展長的影響。400km/h 優(yōu)化后的旋翼反扭矩減小,但機(jī)翼展長也在減小,使得400km/h優(yōu)化后的螺旋槳拉力比基準(zhǔn)值大,并且優(yōu)化后的螺旋槳半徑減小,導(dǎo)致右側(cè)螺旋槳的總距需要增加,左側(cè)螺旋槳總距的變化趨勢則相反。當(dāng)左側(cè)螺旋槳進(jìn)入自轉(zhuǎn)狀態(tài)后,三者優(yōu)化后的螺旋槳總距與基準(zhǔn)值相近。速度大于210km/h 后,左右側(cè)螺旋槳的總距相等,采用懸停、200km/h 和400km/h 優(yōu)化參數(shù)值得到的螺旋槳總距均比基準(zhǔn)值高。

圖16 0～450km/h基準(zhǔn)值與優(yōu)化變量值下的旋翼縱向周期變距Fig.16 Longitudinal cyclic pitch at baseline and optimized variable values in 0～450km/h

圖17 0～450km/h基準(zhǔn)與優(yōu)化變量值的機(jī)翼升力占比Fig.17 Wing liftshare at baseline and optimized variable values in 0～450km/h

圖18 0～450km/h基準(zhǔn)值與優(yōu)化變量值的旋翼后倒角Fig.18 The angle of backward tilt at baseline and optimized variable values in 0～450km/h

圖19 0～450km/h基準(zhǔn)值與優(yōu)化變量值的左側(cè)螺旋槳總距Fig.19 Collective picth of the left propeller at baseline and optimized variable values in 0～450km/h

圖20 0～450km/h基準(zhǔn)值與優(yōu)化變量值的右側(cè)螺旋槳總距Fig.20 Collective picth of the right propeller at baseline and optimized variable values in 0～450km/h

圖21～圖22為0～450km/h范圍內(nèi)基準(zhǔn)值與優(yōu)化變量值下的機(jī)體俯仰角和滾轉(zhuǎn)角。懸停、200km/h和400km/h優(yōu)化后的俯仰角在0～450km/h內(nèi)與基準(zhǔn)值基本一致。速度小于210km/h時(shí),通過機(jī)體低頭和旋翼前傾提供前進(jìn)推力,俯仰角隨速度增加而增大,而后由螺旋槳提供前進(jìn)力,機(jī)體接近水平。此時(shí)旋翼反扭矩由垂尾產(chǎn)生的側(cè)向力平衡,圖23給出250～450km/h范圍內(nèi)基準(zhǔn)值與優(yōu)化變量值下的垂尾側(cè)向力變化。由于400km/h 優(yōu)化后的旋翼反扭矩降低,垂尾需要提供的側(cè)向力減小,機(jī)體滾轉(zhuǎn)角會(huì)比基準(zhǔn)值小,對(duì)懸停階段優(yōu)化后的滾轉(zhuǎn)角則相反。

4 結(jié)論

圖21 0～450km/h基準(zhǔn)值與優(yōu)化變量值的俯仰角Fig.21 Pitch angle at baseline and optimized variable values in 0～450km/h

圖22 0～450km/h基準(zhǔn)值與優(yōu)化變量值的滾轉(zhuǎn)角Fig.22 Roll angle at baseline and optimized variable values in 0～450km/h

圖23 250～450km/h基準(zhǔn)與優(yōu)化變量值的垂尾側(cè)向力Fig.23 Lateral force of the vertical tail at baseline and optimized variable values in 250～450km/h

本文將Young 曲線擬合方法和動(dòng)量葉素理論相結(jié)合,對(duì)懸停和低速階段產(chǎn)生負(fù)向拉力的螺旋槳建立氣動(dòng)模型,以復(fù)合式直升機(jī)X3為樣機(jī)構(gòu)建了性能優(yōu)化模型,分析了懸停、低速200km/h和高速400km/h三個(gè)不同飛行階段優(yōu)化前后的各類功率、操縱量和姿態(tài)角變化,給出了基于遺傳算法的參數(shù)優(yōu)化對(duì)常規(guī)復(fù)合式直升機(jī)飛行性能的影響規(guī)律,得到以下結(jié)論:

（1） 針對(duì)復(fù)合式直升機(jī)在特定飛行速度下的功率最優(yōu)問題,采用基于遺傳算法的參數(shù)優(yōu)化方法是可行的。為兼顧高低速下的直升機(jī)性能,可選用加權(quán)的目標(biāo)函數(shù)進(jìn)行性能優(yōu)化研究。

（2） 高速時(shí)最優(yōu)直升機(jī)總功率主要依賴優(yōu)化旋翼部件,通過顯著降低旋翼總功率來實(shí)現(xiàn)。旋翼和螺旋槳半徑均減小但轉(zhuǎn)速增大,并配置更小的機(jī)翼是高速400km/h 的優(yōu)化參數(shù)趨勢。

（3）懸停狀態(tài)的優(yōu)化參數(shù)趨勢和操縱量變化與400km/h優(yōu)化后相反,而200km/h優(yōu)化后的旋翼參數(shù)變化趨勢與懸停狀態(tài)一致,螺旋槳參數(shù)變化趨勢則相反。三者優(yōu)化后的俯仰角在0～450km/h范圍內(nèi)與基準(zhǔn)值基本一致,在螺旋槳均提供正拉力后機(jī)體為水平姿態(tài)但旋翼槳盤會(huì)后倒。