通用直升机隐身气动外形综合设计

包晓翔，张云飞，杨晓树

(1.中国航天空气动力技术研究院第十一总体设计部，北京 100074; 2.北京航空航天大学航空科学与工程学院，北京 100191)

通用直升机隐身气动外形综合设计

包晓翔1，张云飞2，*，杨晓树2

(1.中国航天空气动力技术研究院第十一总体设计部，北京 100074; 2.北京航空航天大学航空科学与工程学院，北京 100191)

对某型通用直升机进行隐身气动外形综合设计并对其参数化建模，通过数值模拟分析其隐身气动特性。电磁方面，采用物理光学法结合等效电磁流法进行RCS(Radar Cross Section)计算;气动方面，采用有限体积法求解Navier-Stokes方程计算直升机机身前飞状态下(不考虑旋翼气动干扰)的气动特性，结合工程经验公式估算旋翼对机身的气动干扰。结果表明:综合设计后，直升机雷达散射水平相对较低，机身前飞阻力得到较大的改善，但旋翼对机身的干扰作用有所增加;机身侧面(和垂尾)的倾角增大对直升机隐身特性有利，但对气动性能带来不利影响;选择合适的倾角可以使直升机在付出相对较小的气动代价前提下，降低雷达散射水平。

通用直升机;隐身;RCS;气动;综合设计

0 引言

为了提高现代军用直升机生存力和作战能力，隐身技术已被逐渐采用［1］。雷达隐身是直升机隐身技术的重要内容之一，与直升机的气动外形关系密切。在直升机外形设计时，需要同时考虑气动性能和雷达散射特性进行综合设计，以满足设计要求。

国外对直升机隐身研究取得了不少成果。最为典型的是美国的“科曼奇”隐身武装直升机首飞成功。2011年美国在巴基斯坦执行抓捕本·拉登行动中，意外坠毁的新型直升机具有隐身特点。国内也开展了直升机雷达隐身的研究，但结合气动的直升机隐身设计并不多见。文献［2］仅对两种通用直升机的雷达散射特性进行了计算分析。文献［3］在不考虑气动的条件下对武装直升机的雷达隐身外形进行优化。文献［4］提出了通用直升机隐身外形设计方法，但未涉及气动设计。文献［5-6］提出直升机气动外形和RCS一体化设计，通过调整直升机机身的几何参数使气动和隐身得到改善，在严格意义上，是对直升机外形的局部调整，并非隐身气动综合设计。

直升机飞行速度较快时，整机的静态RCS影响其雷达探测性能;低速飞行或悬停时，机身近似固定目标，其回波易被脉冲多普勒(PD)雷达滤除，旋翼和尾桨对雷达波产生的多普勒效应［7］成为探测到的散射源。尾桨相对于主旋翼回波信号弱，且易受机身遮挡，在检测中可忽略，因此主旋翼成为雷达探测的重点。雷达系统探测旋翼需要满足三个条件:宽的波束宽度和慢的天线转速，以保证一次扫描周期内至少采集到一个主旋翼回波脉冲;高的雷达脉冲重复频率，以获得在闪烁脉冲持续时间内的采样机会［8］;旋翼RCS在雷达探测距离之内。其中前两个条件主要由雷达系统自身参数决定，旋翼系统中只有桨尖速度、桨盘半径及桨叶数量对其有影响［9］。同一吨位通用直升机的这些参数大致相当，改变它们不仅对探测性影响有限，而且还可能对气动特性造成严重影响。至于旋翼的RCS，主要体现在桨叶的前后缘。由于气动特性的限制，不可能采用超音速的薄翼型来减小其RCS;又由于旋翼的转动，固定翼飞机增大翼面后掠角以避开雷达探测危险区域的方法对于旋翼亦失效。此外，旋翼是直升机最主要的气动部件，提供了几乎全部升力，还涉及噪声振动［10-11］等学科，难以采取外形隐身措施，需要运用吸波材料［12］对旋翼桨叶进行RCS减缩。

因此，本文对通用直升机机身进行隐身气动外形综合设计，同时对旋翼系统采用增加桨毂整流罩和改变桨叶数量措施，并对机身进行参数化建模，计算分析综合设计后直升机的隐身气动特性以及外形参数对其隐身气动特性的影响。

1 直升机建模及隐身气动综合设计

1.1 直升机模型

某常规通用直升机技术数据:机长(旋翼旋转) 19.76 m，旋翼直径16.36 m，机身长12.26 m，最大宽度2.36 m，机高5.13 m，平尾面积4.18 m2，垂尾面积3.00 m2，其CAD建模如图1所示。

图1 某型通用直升机CAD模型Fig.1 CAD model of a utility helicopter

1.2 隐身气动外形综合设计

根据文献［4］提出的通用直升机隐身方案，同时考虑到气动性能特点，对其外形进行综合设计(见图2):

1)机身侧面采用倾斜平面，机头外形由上下两个凸曲面和中间棱边构成;假设座舱玻璃采用具有全反射的导电镀膜，消除腔体散射。2)采用斜切式进气口，且在进气口设置导电滤网对进气道腔体加以屏蔽;发动机外扩尾喷口采用向上排气方式(如NH-90等直升机［13］)，并将其侧向外形设计成流线型，以减小气动阻力和消除尾喷口后向的腔体散射。3)采用折线式垂尾以消除侧向的后向散射以及与平尾构成的二面角反射器，倾斜后的垂尾在机身对称面上的投影面积要与原垂尾面积相等，使直升机的航向稳定性不受太大影响。4)将主起落架收放到低散射特性起落架整流罩中，后起落架收到尾梁内，同时可以减小气动阻力。5)采用较低散射水平的桨毂整流罩［12］分别对旋翼和尾桨的复杂桨毂和操纵机构进行遮挡，同时可以降低桨毂废阻。此外，直升机旋翼剖面产生的升力大小与剖面所在位置的半径平方成正比［14］，桨毂罩对其遮挡的旋翼剖面半径很小，因此对升力影响很小。6)统筹协调全机各部件布置，将机身、起落架整流罩和折线式垂尾在侧向倾斜方向统一到两个方向(如图3所示)，使侧向雷达反射波集中在少数几个方向，不易被雷达跟踪。7)主旋翼采用5片桨叶，此时桨叶间夹角为72°，避免了4片桨叶时前后缘散射叠加，使旋翼回波脉冲幅值(RCS)降低，当直升机的旋翼实度一定时，桨叶片数越多，每个桨叶面积越小，亦使散射水平降低，有利于降低雷达对其探测距离;另外，桨叶数量增加有利于减小机体振动和桨尖损失，有利于提高飞行性能［1］。桨叶数量增加，且由偶数变为奇数可能影响雷达扫描周期内采集到的旋翼回波脉冲数量［9］(亦与雷达系统自身参数有关，在此不做详细讨论)。8)综合改形设计后，还必须保证其足够的有效任务容积(即容纳机舱)。

图2 直升机隐身气动综合设计方案Fig.2 Design scheme of stealth and aerodynamic configuration

对改形设计后的直升机模型参数化，控制参数如图3所示。机身侧面及垂尾倾角为α和β，机头上表面轮廓线是由两条切线控制的二次曲线，控制参数为角γ，机头下表面轮廓线与其类似(未显示)，同样定义参数为γ。令α=β=γ，角度变化范围取15°、20°、25°。

图3 控制参数定义Fig.3 Definition of parameters

1.3 网格生成

RCS计算方面，对直升机外形划分三角形网格(见图4)，在模型曲率较大处采用了加密网格。

图4 RCS计算网格Fig.4 Mesh for RCS calculation

由于直升机外形复杂，流场采用非结构网格。机身附近采用加密网格，远场网格较稀疏(见图5)。

2 数值方法

2.1 RCS计算

采用一种工程使用的高频近似算法:利用物理光学法(PO)计算表面散射，结合等效电磁流法(MEC)计算劈边绕射［15］。

图5 流场计算网格Fig.5 Mesh for CFD

物理光学散射电场表达式:

式中，S是被照明的部分表面，r为局部原点到表面单元dS的矢量;n为物体表面的单位法矢量。等效电磁流散射场表达式:

式中t为强制边缘单位矢量方向;θ为入射线i与t的夹角;其它参数详见文献［16］。

将输出的网格数据进行消隐遮挡处理，阴影区和被遮挡部件的面元和边缘不参与RCS计算。所有n个面元和m个边缘的RCS按相位法进行矢量叠加，得到总目标的RCS:

为了验证此算法精度，对综合设计后的直升机制作1∶10的模型(表面导电处理)，并在微波暗室测试，测试频率为30 GHz，HH极化，如图6所示。

图6 直升机微波暗室测试Fig.6 Test of helicopter in microwave anechoic chamber

根据电磁场相似理论，换算到全机尺寸状态时，对应电磁波频率为3 GHz，测试数据放大100倍，其结果见图7。在方位角60°～300°内RCS计算值略低于实验值(均值相差不超过4 dB)，但两者处于同一数量级，且总体趋势基本吻合，能够准确捕捉目标的主要散射特征，表明此算法精度满足要求，适用于评估直升机雷达散射特性。

图7 RCS计算值与实验值对比Fig.7 RCS result comparison

2.2 流场计算

(1)机身气动特性计算

直升机前飞状态下(不考虑旋翼干扰)机身气流流动满足N-S方程，通用形式如下:

式中，Γ为广义扩散稀疏;φ为求解通量;S为广义源项。

本文流场计算使用商业软件FLUENT，采用有限体积法求解主控方程，选用剪切应力运输(SST)k-ω湍流模型。对长0.914 m的NASA ROBIN mod7直升机机身缩比模型进行前飞状态下(没有旋翼干扰)数值计算，计算结果与文献［17］的风洞试验数据(来流速度40 m/s，雷诺数Re=570 000)进行对比。如图8所示，机身阻力计算结果与试验值吻合较好，表明该数值方法精度满足分析要求。

图8 计算结果对比Fig.8 CFD Result

(2)旋翼对机身气动干扰

直升机在悬停和小速度前飞时，旋翼产生的诱导速度作用在机身上，对机身产生垂直阻力DF，取增重系数KV=DF/G来描述机身垂直阻力，文献［18］给出了其初步估算的经验公式:

式中，SFz是受桨盘下洗影响的机身俯视图投影面积。文献［19］通过风洞试验对该方法其进行了验证，满足工程估算要求。

3 计算结果与分析

3.1 RCS计算

计算状态:俯仰角和滚转角均为0°，S波段(3 GHz)、Ku波段(15 GHz)，HH和VV极化。分别计算常规通用直升机、控制参数分别为15°、20°、25°的改形直升机重点方位±30°RCS算数平均值，如图9和图10所示。

图9 S波段直升机重点方位±30°RCS均值Fig.9 Average RCS of waveband S(f=3 GHz)

改形直升机的雷达散射水平均较之常规通用直升机显著降低，其中头向、侧向RCS均值分别降低了10 dB和20 dB左右，相当于常规直升机的10%和1%。对于改形直升机，头向和侧向的RCS均值随控制角增大而减小。因为控制角增大，机头曲面弯曲程度减小，其法向更加偏离电磁波入射方向，从而使得RCS减小;根据平面散射特性［16］，电磁波偏离法向入射时回波强度急剧减小，且RCS总体趋势是随偏离角增大而减小，故机身侧向平面和垂尾的倾角增大，使机身侧向的RCS均值减小。

因此，控制倾角增大对改形后直升机的隐身特性是有利的。

图10 Ku波段直升机重点方位±30°RCS均值Fig.10 Average RCS of waveband Ku(f=15 GHz)

3.2 气动特性计算

(1)机身前飞状态下气动特性

取侧滑角和滚转角均为0°，分别计算-5°～5°迎角，Ma=0.24时，直升机的气动特性。考虑到直升机升力主要是由旋翼提供，机身升力对全机升力影响较小，在此就机身阻力、俯仰特性作分析，如图11所示。

图11 机身气动特性对比Fig.11 Comparison of fuselage aerodynamics

改形直升机的阻力系数较之常规直升机有明显改善(降低了40%左右)，文中计算的机身阻力不包括旋翼和尾桨桨毂的阻力(约占全机废阻30%［20］)，相当于直升机总废阻减少了约28%。此外，通过计算发现改形后直升机机身的压差阻力减小了45%左右，摩擦阻力增加了约5%。主要原因为改形后直升机外置起落架收起，机身最大横截面积减小2%以及发动机舱段外形整流，使整个机身外形光顺、过渡平缓，减少气流分离(特别是轮式起落架后的气流分离)，进而减小压差阻力;改进直升机的浸润面积增大引起摩擦阻力有所增加。这些减阻措施效果与直升机总废阻减少量基本吻合(直升机总废阻中，轮式起落架、机身各占 25%左右，发动机短舱约占9%［1］)。且机身阻力系数随控制倾角增大而增大。改形直升机机身外形布局已基本确定时，即机身高度一定，在保证机舱任务容积的前提下，侧向倾斜角的改变只影响机身的长细比;机身侧向倾角增大会使机身变宽，机身长细比减小，从而使阻力增大。改型机身的俯仰力矩系数曲线斜率比常规性直升机大，静稳定性增强，控制参数的改变对其影响不明显。

(2)机身垂直阻力估算

常规及改形直升机机身在旋翼下洗流影响的面积如表1所示。

表1 机身受旋翼下洗影响的面积Table 1 Aerodynamic interference area by rotor wing

根据经验公式(5)计算旋翼对机身的气动干扰引起的垂直阻力。由图12可得，改形直升机在悬停时，旋翼对机身气动干扰增加约10%，且机身垂直阻力随控制角增大而增加。这是因为改型后直升机机身变宽，旋翼下洗流影响的面积增大，且随控制倾角增加而继续增大。

对于综合设计后的直升机方案，控制倾角增大对气动特性(机身前飞阻力、垂直阻力)是不利的。

图12 机身垂直阻力对比Fig.12 Comparison of the vertical drag

4 结论

通过对某型通用直升机进行隐身气动外形综合设计及参数化建模，计算分析表明:

(1)改形直升机机身前飞阻力得到较大的改善(降低了40%左右)，旋翼对机身干扰有所增强，雷达散射水平显著降低。

(2)控制倾角增大对改形直升机隐身特性有利，但对气动性能(机身前飞阻力、垂直阻力)带来不利的影响;

(3)选取适当的机身侧面(和含垂尾)倾角，可以使直升机付出相对较小的气动代价前提下，来降低雷达散射水平。

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Utility helicopter design synthesison of stealth and aerodynamic configuration

Bao Xiaoxiang1，Zhang Yunfei2，*，Yang Xiaoshu2
(1.11th General Design Department，China Academy of Aerospace Aerodynamics，Beijing 100074，China; 2.School of Aeronautic Science and Engineering，Beijing University of Aeronautics and Astronautics，Beijing 100191，China)

Based on a conventional utility helicopter，design synthesis scheme on stealth and aerodynamic configuration was proposed.The parametric geometric model of the modified helicopter was established.And numerical simulation was performed for design analysis.In terms of electromagnetic analysis，physical optics and the method of equivalent currents were used for radar cross section(RCS)calculation.In terms of aerodynamics，the finite volume method was used by solving Navier-stokes equations to calculate the aerodynamics of fuselage in forward flight(without rotor wing).Engineering empirical equation was used to estimate aerodynamics interference of rotor wings on fuselage.The final results show that the design scheme of helicopter has a low RCS level，the aerodynamic drag of the fuselage is decreased effectively while the interference of rotor wings on fuselage is enhanced.RCS can be reduced by the appropriate selection of the tilt angle of fuselage and vertical tail，and only a relative small price should be paid for aerodynamics performance.

utility helicopter;stealth;RCS;aerodynamics;design synthesis

V218;V211.3

A

10.7638/kqdlxxb-2014.0012

0258-1825(2015)04-0548-06

2014-03-10;

2014-07-16

包晓翔(1990-)，男，河南信阳人，硕士，助理工程师，研究方向:飞行器总体设计，隐身技术.E-mail:baoxiaoxiang@foxmail.com

张云飞*(1964-)，男，湖南长沙人，教授，研究方向:飞行器总体设计，隐身技术，无人机设计等.E-mail:cloud_zhang@buaa.edu.cn

包晓翔，张云飞，杨晓树.通用直升机隐身气动外形综合设计［J］.空气动力学学报，2015，33(4):548-553.

10.7638/kqdlxxb-2014.0012 Bao X X，Zhang Y F，Yang X S.Utility helicopter design synthesison of stealth and aerodynamic configuration［J］.Acta Aerodynamica Sinica，2015，33(4):548-553.