一种用于降低气动干扰影响的直升机平尾设计方法

技术领域

本发明属于直升机气动设计技术领域，特别涉及一种直升机平尾设计方法。

背景技术

直升机平尾是直升机的主要气动部件之一，起到改善直升机纵向操作性及稳定性的作用。直升机前飞时，旋翼尾迹打到平尾上，使得平尾的载荷突然变化，将引起直升机俯仰力矩的突变，对直升机的操作带来不利影响。由于现代直升机桨盘载荷增加和机身结构愈发紧凑，旋翼与平尾干扰问题更加突出，所以平尾设计中要重点考虑旋翼/平尾干扰问题。

常规直升机平尾设计方法中，用工程方法计算旋翼对平尾处的下洗系数，通过优化平尾的布置位置等参数来考虑气动干扰，常规平尾布局有三种，一是前置平尾，如“海豚”，二是后下置平尾，如AH-64，这两种平尾在悬停和小速度状态受到旋翼下洗流干扰。三是高置平尾，如RAH-66，该平尾布置位置距离旋翼较远，可以避免在小速度前飞时旋翼尾迹撞击平尾，但是在较大前进比时，旋翼尾迹仍会撞击平尾产生较强的气动干扰。少数直升机的平尾是可动的，如UH-60A，其平尾安装角通过反馈系统调节，可改善平尾性能。

常规平尾设计方法有如下不足：一、优化平尾布置参数无法从根本上避免平尾载荷突变情况的发生；二、可动平尾的结构复杂，重量大，成本高。

《直升机技术》2021年第4期论文《双层平尾对旋翼/平尾干扰的抑制机理研究》，文章编号1673-1220(2021)04-001-06，文章初步研究了双层平尾对旋翼/平尾干扰的抑制机理，根据流场分析初步给出了干扰抑制机理：双层平尾的上下双层设计降低了单层平尾弦长，从而降低了由于旋翼尾迹撞击而产生的干扰载荷；小前进比状态，上层平尾的遮挡作用减弱了旋翼尾迹对下层平尾的冲击干扰，抑制了旋翼/平尾干扰。

发明内容

本发明提出一种用于降低气动干扰影响的直升机平尾设计方法，尤其可用于直升机后下置平尾的设计，可以避免因旋翼干扰引起的平尾载荷突变情况的发生，防止直升机低速飞行时的俯仰力矩突变。

技术方案：1、一种用于降低气动干扰影响的直升机平尾设计方法，方法包括：

步骤1：直升机设置上平尾和下平尾，获得原准机平尾面积S、平尾展长L、平尾弦长B、平尾到桨心的水平距离W、平尾到桨心的垂直距离H；

步骤2：上平尾和下平尾的初始面积均为S/2，上平尾和下平尾的初始展长均为L，上平尾和下平尾的初始弦长均为B/2，上平尾和下平尾的初始高度差为B，上平尾和下平尾的1/4弦线连线的中点到桨心水平距离为W，上平尾和下平尾的1/4弦线连线的中点到桨心垂直距离为H；

步骤3：建立直升机的旋翼/平尾干扰计算模型，计算分析设计直升机的旋翼/平尾干扰流场，得到强干扰状态下原准机平尾位置处的旋翼尾迹下洗角γ；上平尾和下平尾的1/4弦点的连线与水平面夹角等于所述旋翼尾迹下洗角γ；

步骤4：确定直升机的上平尾和下平尾的初始安装角；

步骤5：根据上平尾和下平尾的初始面积、初始展长、初始弦长、初始安装角以及上平尾和下平尾的初始高度差，保持上平尾和下平尾的弦长以及1/4弦线的中点位置不变，采用结合动量源模型的CFD(计算流体动力学方法，Computational Fluid Dynamics)方法和基于Kriging模型的优化方法，进行参数优化获得上平尾和下平尾最终安装角、最终展长以及上平尾和下平尾的最终高度差。

进一步的，步骤3包括：

步骤31：建立直升机的旋翼/平尾干扰计算模型，划分网格；

步骤32：建立旋翼的动量源模型；

步骤33：求解N-S方程，获得原准机旋翼与平尾干扰下的平尾载荷随前进比的变化规律；

步骤34：求解N-S方程，获得原准机平尾无旋翼干扰下的平尾载荷随前进比的变化规律；

步骤35：计算原准机平尾的干扰载荷随前进比的变化规律，确定强干扰状态；

步骤36：获得强干扰状态下原准机平尾位置处的旋翼尾迹下洗角γ。

进一步的，步骤4包括：

步骤41：将上平尾的初始安装角设置为0度；

步骤42：下平尾的初始安装角为原准机平尾安装角α的2倍。

进一步的，在步骤5包括：

步骤51：保持上平尾和下平尾的弦长不变，确定优化参数为上平尾展长、下平尾展长、下平尾安装角、上平尾安装角以及上平尾和下平尾的高度差，确定优化目标为强干扰状态的干扰载荷；

步骤52：采用拉丁超立方采样方法对优化变量采样，获得样本空间，采用结合动量源模型的CFD方法获得样本对应的强干扰状态下的双层平尾干扰载荷；

步骤53：采用Kriging模型通过采样点数据建立优化变量与优化目标的近似响应模型；

步骤54：以强干扰状态的上平尾和下平尾干扰载荷最小为优化目标，采用遗传算法对Kriging模型建立的近似模型寻找多个优化方案；

步骤55：在寻找到的优化方案中，综合考虑双层平尾的操纵功效与原准机相近和强干扰状态干扰载荷较小，确定最后优化方案。

进一步的，平尾安装角范围为-10°至2°；

平尾面积与桨盘面积的比范围：0.002-0.025。

进一步的，平尾到桨心的距离与旋翼半径的比：0.6-1.4。

进一步的，上平尾和下平尾的展长范围：0.5L-1.5L。

进一步的，上平尾和下平尾的高度差范围：0-4B。

综上所述，本发明提出一种用于降低气动干扰影响的直升机平尾设计方法，通过对直升机飞行进行数值模拟，分析旋翼/平尾干扰机理，建立用于降低气动干扰影响的直升机平尾设计方法，该方法能设计出一种降低旋翼干扰影响的直升机双层平尾，双层平尾布置如图1所示，该平尾设计可以避免因旋翼干扰引起的平尾载荷突变情况的发生，防止直升机低速飞行时的俯仰力矩突变。

附图说明

图1为本发明提出的一种用于降低气动干扰影响的直升机平尾的结构示意图；

图2为本发明提出的一种双层平尾1/4连线夹角等于旋翼尾迹下洗角的示意图；

图3为本发明提出的一种平尾载荷随前进比变化规律示意图；

其中：1-上层平尾，2-下层平尾。

具体实施方式

本发明的核心思路：首先，参照具有良好纵向操纵性、稳定性的原准机选定平尾总面积等参数，根据双层平尾抑制干扰机理，初步设计上下平尾面积等参数；然后，采用结合动量源模型的CFD方法，计算分析旋翼/平尾干扰流场，由尾迹下洗角确定上下层平尾的1/4弦点的连线夹角；然后采用工程经验方法，保证操纵功效的前提下，调整上下层平尾的初始安装角；然后，采用结合动量源模型的CFD方法和基于Kriging模型的优化方法，进行参数优化获得上平尾和下平尾最终安装角、最终展长以及上平尾和下平尾的最终高度差。

如图1所示，本申请提供的一种用于降低气动干扰影响的直升机平尾设计方法，包括以下设计步骤：

步骤1：直升机设置上平尾和下平尾，获得原准机平尾面积S、平尾展长L、平尾弦长B、平尾到桨心的水平距离W、平尾到桨心的垂直距离H；

步骤2：上平尾和下平尾的初始面积均为S/2，上平尾和下平尾的初始展长均为L，上平尾和下平尾的初始弦长均为B/2，上平尾和下平尾的初始高度差为B，上平尾和下平尾的1/4弦线连线的中点到桨心水平距离为W，上平尾和下平尾的1/4弦线连线的中点到桨心垂直距离为H；

需要说明的是，参照具有良好纵向操纵性、稳定性的原准机选定平尾总面积(包括展长，弦长)、初始安装角以及安装位置等参数，由于上层平尾需要起到遮挡旋翼尾流的作用，因此初步设计上下平尾的面积相等，均为平尾总面积的一半，上下层平尾展长与原准机平尾展长相同，上下层平尾弦长为原准机平尾弦长的一半。

步骤3：建立设计直升机的旋翼/平尾干扰计算模型，计算分析设计直升机的旋翼/平尾干扰流场，得到强干扰状态下原准机平尾位置处的旋翼尾迹下洗角γ；上平尾和下平尾的1/4弦点的连线与水平面夹角等于所述旋翼尾迹下洗角γ；

具体的，步骤3包括：

步骤31：建立原准机旋翼/平尾干扰计算模型，划分网格；

本发明建立了包含旋翼和原准机平尾的计算模型以及只包含原准机平尾的计算模型，当采用动量源模型代替真实旋翼，在真实旋翼位置附近的网格加密。

步骤32：建立旋翼的动量源模型；

根据真实旋翼桨叶外形参数(如桨叶片数、直径、弦长及翼型布置等)和翼型性能参数表，建立旋翼的动量源模型，即通过动量源模型将旋转的桨叶等效为作用盘，模拟旋翼桨叶对流场的影响。

步骤33：根据所述原准机旋翼/平尾干扰计算模型和动量源模型，求解N-S方程，获得原准机旋翼与平尾干扰下的平尾载荷随前进比的变化规律；

其中，N-S方程计算时采用有限体积法对空间进行离散，时间离散采用五步Runge-Kutta格式，梯度方法选择格林高斯方法，湍流模型选择SA模型，壁面边界条件为无滑移壁面，远场边界条件为压力远场，更改压力远场的马赫数模拟不同前进比情况。

在相同旋翼拉力系数下，计算不同前进比下的原准机旋翼/平尾干扰流场，配平方法为牛顿迭代法，获得平尾载荷随前进比变化规律。

步骤34：求解N-S方程，获得原准机平尾无旋翼干扰下的平尾载荷随前进比的变化规律；

N-S方程计算时采用有限体积法对空间进行离散，时间离散采用五步Runge-Kutta格式，梯度方法选择格林高斯方法，湍流模型选择SA模型，壁面边界条件为无滑移壁面，远场边界条件为压力远场，更改压力远场的马赫数模拟不同前进比情况，计算获得无旋翼干扰下的平尾载荷随前进比变化规律。

步骤35：计算原准机平尾的干扰载荷随前进比的变化规律，确定强干扰状态。

相同前进比下，步骤33得到的旋翼干扰下平尾载荷减去步骤34得到的无旋翼干扰下平尾载荷，获得原准机平尾的干扰载荷随前进比的变化规律，其中，平尾载荷最大的前进比状态就是原准机的旋翼/平尾的强干扰状态。

步骤36：获得强干扰状态下原准机平尾位置处的旋翼尾迹下洗角γ。

流场处理得到强干扰状态下机身对称截面的流线图，原准机平尾位置处流线与水平面的夹角即为强干扰状态下原准机平尾位置处的旋翼尾迹下洗角。

采用结合动量源模型的CFD方法，将旋转的桨叶等效为作用盘，作用盘对流场的力来模拟旋翼桨叶对流场的影响，从而建立设计直升机的旋翼/平尾干扰计算模型，然后计算分析设计直升机的旋翼/平尾干扰流场，得到强干扰状态下原准机平尾位置处的旋翼尾迹下洗角，使得上下层平尾的1/4弦点的连线与水平面夹角等于强干扰状态下原准机平尾位置处的旋翼尾迹下洗角，如图2所示，使得上层平尾能够很好遮挡旋翼尾迹，防止尾迹打到下层平尾；

步骤4：确定直升机的上平尾和下平尾的初始安装角；

具体的，步骤4包括：

步骤41：将上平尾的初始安装角设置为0度；

步骤42：下平尾的初始安装角为原准机平尾安装角α的2倍。

采用工程经验方法，保证操纵功效的前提下，确定上下层平尾的安装角。上层平尾主要起到遮挡旋翼尾流的作用，初始设计上层平尾安装角定为0度，且假设上层和下层平尾至桨心距离与原准机平尾至桨心距离相等，则下层平尾安装角采用以下公式确定：

步骤5：根据上平尾和下平尾的初始面积、初始展长、初始弦长、初始安装角以及上平尾和下平尾的初始高度差，保持上平尾和下平尾的弦长以及1/4弦线的中点位置不变，采用结合动量源模型的CFD方法和基于Kriging模型的优化方法，进行参数优化获得上平尾和下平尾最终安装角、最终展长以及上平尾和下平尾的最终高度差。

具体的，步骤5括：

步骤51：保持上平尾和下平尾的弦长不变，确定优化参数为上平尾展长、下平尾展长、下平尾安装角、上平尾安装角以及上平尾和下平尾的高度差，确定优化目标为强干扰状态的干扰载荷；

步骤52：采用拉丁超立方采样方法对优化变量采样，获得样本空间，采用结合动量源模型的CFD方法获得样本对应的强干扰状态下的双层平尾干扰载荷；

步骤53：采用Kriging模型通过采样点数据建立优化变量与优化目标的近似响应模型；

步骤54：以强干扰状态的上平尾和下平尾干扰载荷最小为优化目标，采用遗传算法对Kriging模型建立的近似模型寻找多个优化方案；

步骤55：在寻找到优化方案中，综合考虑双层平尾的操纵功效与原准机相近和强干扰状态干扰载荷较小，确定最后优化方案。

具体的，平尾安装角范围为-10°至2°

平尾面积与桨盘面积的比范围：0.002-0.025；

上平尾和下平尾的展长范围：0.5L-1.5L；

上平尾和下平尾的高度差范围：0-4B；

平尾到桨心的距离与旋翼半径的比：0.6-1.4。

需要说明的是，采用结合动量源模型的CFD方法，以初始设计的双层平尾为基准，进行参数优化获得最终平尾设计方案。

综上所述，本发明提出一种用于降低气动干扰影响的直升机平尾设计方法，该方法能设计出一种降低旋翼干扰影响的直升机双层平尾，对直升机平尾气动设计与发展具有一定的应用价值。图3为采用本方法设计的双层平尾与原准机平尾的载荷对比，小前进比状态下，受旋翼尾迹干扰，原准机平尾载荷突然变大，这将给直升机操纵带来不利影响，而利用本方法设计出的双层平尾载荷没有发生突变，表明该方法设计出的平尾可以降低旋翼对平尾的干扰。