通用直升機隱身氣動外形綜合設計

包曉翔，張云飛，楊曉樹

(1.中國航天空氣動力技術研究院第十一總體設計部，北京 100074; 2.北京航空航天大學航空科學與工程學院，北京 100191)

通用直升機隱身氣動外形綜合設計

包曉翔1，張云飛2，*，楊曉樹2

(1.中國航天空氣動力技術研究院第十一總體設計部，北京 100074; 2.北京航空航天大學航空科學與工程學院，北京 100191)

對某型通用直升機進行隱身氣動外形綜合設計并對其參數化建模，通過數值模擬分析其隱身氣動特性。電磁方面，采用物理光學法結合等效電磁流法進行RCS(Radar Cross Section)計算;氣動方面，采用有限體積法求解Navier-Stokes方程計算直升機機身前飛狀態下(不考慮旋翼氣動干擾)的氣動特性，結合工程經驗公式估算旋翼對機身的氣動干擾。結果表明:綜合設計后，直升機雷達散射水平相對較低，機身前飛阻力得到較大的改善，但旋翼對機身的干擾作用有所增加;機身側面(和垂尾)的傾角增大對直升機隱身特性有利，但對氣動性能帶來不利影響;選擇合適的傾角可以使直升機在付出相對較小的氣動代價前提下，降低雷達散射水平。

通用直升機;隱身;RCS;氣動;綜合設計

0 引言

為了提高現代軍用直升機生存力和作戰能力，隱身技術已被逐漸采用［1］。雷達隱身是直升機隱身技術的重要內容之一，與直升機的氣動外形關系密切。在直升機外形設計時，需要同時考慮氣動性能和雷達散射特性進行綜合設計，以滿足設計要求。

國外對直升機隱身研究取得了不少成果。最為典型的是美國的“科曼奇”隱身武裝直升機首飛成功。2011年美國在巴基斯坦執行抓捕本·拉登行動中，意外墜毀的新型直升機具有隱身特點。國內也開展了直升機雷達隱身的研究，但結合氣動的直升機隱身設計并不多見。文獻［2］僅對兩種通用直升機的雷達散射特性進行了計算分析。文獻［3］在不考慮氣動的條件下對武裝直升機的雷達隱身外形進行優化。文獻［4］提出了通用直升機隱身外形設計方法，但未涉及氣動設計。文獻［5-6］提出直升機氣動外形和RCS一體化設計，通過調整直升機機身的幾何參數使氣動和隱身得到改善，在嚴格意義上，是對直升機外形的局部調整，并非隱身氣動綜合設計。

直升機飛行速度較快時，整機的靜態RCS影響其雷達探測性能;低速飛行或懸停時，機身近似固定目標，其回波易被脈沖多普勒(PD)雷達濾除，旋翼和尾槳對雷達波產生的多普勒效應［7］成為探測到的散射源。尾槳相對于主旋翼回波信號弱，且易受機身遮擋，在檢測中可忽略，因此主旋翼成為雷達探測的重點。雷達系統探測旋翼需要滿足三個條件:寬的波束寬度和慢的天線轉速，以保證一次掃描周期內至少采集到一個主旋翼回波脈沖;高的雷達脈沖重復頻率，以獲得在閃爍脈沖持續時間內的采樣機會［8］;旋翼RCS在雷達探測距離之內。其中前兩個條件主要由雷達系統自身參數決定，旋翼系統中只有槳尖速度、槳盤半徑及槳葉數量對其有影響［9］。同一噸位通用直升機的這些參數大致相當，改變它們不僅對探測性影響有限，而且還可能對氣動特性造成嚴重影響。至于旋翼的RCS，主要體現在槳葉的前后緣。由于氣動特性的限制，不可能采用超音速的薄翼型來減小其RCS;又由于旋翼的轉動，固定翼飛機增大翼面后掠角以避開雷達探測危險區域的方法對于旋翼亦失效。此外，旋翼是直升機最主要的氣動部件，提供了幾乎全部升力，還涉及噪聲振動［10-11］等學科，難以采取外形隱身措施，需要運用吸波材料［12］對旋翼槳葉進行RCS減縮。

因此，本文對通用直升機機身進行隱身氣動外形綜合設計，同時對旋翼系統采用增加槳轂整流罩和改變槳葉數量措施，并對機身進行參數化建模，計算分析綜合設計后直升機的隱身氣動特性以及外形參數對其隱身氣動特性的影響。

1 直升機建模及隱身氣動綜合設計

1.1 直升機模型

某常規通用直升機技術數據:機長(旋翼旋轉) 19.76 m，旋翼直徑16.36 m，機身長12.26 m，最大寬度2.36 m，機高5.13 m，平尾面積4.18 m2，垂尾面積3.00 m2，其CAD建模如圖1所示。

圖1 某型通用直升機CAD模型Fig.1 CAD model of a utility helicopter

1.2 隱身氣動外形綜合設計

根據文獻［4］提出的通用直升機隱身方案，同時考慮到氣動性能特點，對其外形進行綜合設計(見圖2):

1)機身側面采用傾斜平面，機頭外形由上下兩個凸曲面和中間棱邊構成;假設座艙玻璃采用具有全反射的導電鍍膜，消除腔體散射。2)采用斜切式進氣口，且在進氣口設置導電濾網對進氣道腔體加以屏蔽;發動機外擴尾噴口采用向上排氣方式(如NH-90等直升機［13］)，并將其側向外形設計成流線型，以減小氣動阻力和消除尾噴口后向的腔體散射。3)采用折線式垂尾以消除側向的后向散射以及與平尾構成的二面角反射器，傾斜后的垂尾在機身對稱面上的投影面積要與原垂尾面積相等，使直升機的航向穩定性不受太大影響。4)將主起落架收放到低散射特性起落架整流罩中，后起落架收到尾梁內，同時可以減小氣動阻力。5)采用較低散射水平的槳轂整流罩［12］分別對旋翼和尾槳的復雜槳轂和操縱機構進行遮擋，同時可以降低槳轂廢阻。此外，直升機旋翼剖面產生的升力大小與剖面所在位置的半徑平方成正比［14］，槳轂罩對其遮擋的旋翼剖面半徑很小，因此對升力影響很小。6)統籌協調全機各部件布置，將機身、起落架整流罩和折線式垂尾在側向傾斜方向統一到兩個方向(如圖3所示)，使側向雷達反射波集中在少數幾個方向，不易被雷達跟蹤。7)主旋翼采用5片槳葉，此時槳葉間夾角為72°，避免了4片槳葉時前后緣散射疊加，使旋翼回波脈沖幅值(RCS)降低，當直升機的旋翼實度一定時，槳葉片數越多，每個槳葉面積越小，亦使散射水平降低，有利于降低雷達對其探測距離;另外，槳葉數量增加有利于減小機體振動和槳尖損失，有利于提高飛行性能［1］。槳葉數量增加，且由偶數變為奇數可能影響雷達掃描周期內采集到的旋翼回波脈沖數量［9］(亦與雷達系統自身參數有關，在此不做詳細討論)。8)綜合改形設計后，還必須保證其足夠的有效任務容積(即容納機艙)。

圖2 直升機隱身氣動綜合設計方案Fig.2 Design scheme of stealth and aerodynamic configuration

對改形設計后的直升機模型參數化，控制參數如圖3所示。機身側面及垂尾傾角為α和β，機頭上表面輪廓線是由兩條切線控制的二次曲線，控制參數為角γ，機頭下表面輪廓線與其類似(未顯示)，同樣定義參數為γ。令α=β=γ，角度變化范圍取15°、20°、25°。

圖3 控制參數定義Fig.3 Definition of parameters

1.3 網格生成

RCS計算方面，對直升機外形劃分三角形網格(見圖4)，在模型曲率較大處采用了加密網格。

圖4 RCS計算網格Fig.4 Mesh for RCS calculation

由于直升機外形復雜，流場采用非結構網格。機身附近采用加密網格，遠場網格較稀疏(見圖5)。

2 數值方法

2.1 RCS計算

采用一種工程使用的高頻近似算法:利用物理光學法(PO)計算表面散射，結合等效電磁流法(MEC)計算劈邊繞射［15］。

圖5 流場計算網格Fig.5 Mesh for CFD

物理光學散射電場表達式:

式中，S是被照明的部分表面，r為局部原點到表面單元dS的矢量;n為物體表面的單位法矢量。等效電磁流散射場表達式:

式中t為強制邊緣單位矢量方向;θ為入射線i與t的夾角;其它參數詳見文獻［16］。

將輸出的網格數據進行消隱遮擋處理，陰影區和被遮擋部件的面元和邊緣不參與RCS計算。所有n個面元和m個邊緣的RCS按相位法進行矢量疊加，得到總目標的RCS:

為了驗證此算法精度，對綜合設計后的直升機制作1∶10的模型(表面導電處理)，并在微波暗室測試，測試頻率為30 GHz，HH極化，如圖6所示。

圖6 直升機微波暗室測試Fig.6 Test of helicopter in microwave anechoic chamber

根據電磁場相似理論，換算到全機尺寸狀態時，對應電磁波頻率為3 GHz，測試數據放大100倍，其結果見圖7。在方位角60°～300°內RCS計算值略低于實驗值(均值相差不超過4 dB)，但兩者處于同一數量級，且總體趨勢基本吻合，能夠準確捕捉目標的主要散射特征，表明此算法精度滿足要求，適用于評估直升機雷達散射特性。

圖7 RCS計算值與實驗值對比Fig.7 RCS result comparison

2.2 流場計算

(1)機身氣動特性計算

直升機前飛狀態下(不考慮旋翼干擾)機身氣流流動滿足N-S方程，通用形式如下:

式中，Γ為廣義擴散稀疏;φ為求解通量;S為廣義源項。

本文流場計算使用商業軟件FLUENT，采用有限體積法求解主控方程，選用剪切應力運輸(SST)k-ω湍流模型。對長0.914 m的NASA ROBIN mod7直升機機身縮比模型進行前飛狀態下(沒有旋翼干擾)數值計算，計算結果與文獻［17］的風洞試驗數據(來流速度40 m/s，雷諾數Re=570 000)進行對比。如圖8所示，機身阻力計算結果與試驗值吻合較好，表明該數值方法精度滿足分析要求。

圖8 計算結果對比Fig.8 CFD Result

(2)旋翼對機身氣動干擾

直升機在懸停和小速度前飛時，旋翼產生的誘導速度作用在機身上，對機身產生垂直阻力DF，取增重系數KV=DF/G來描述機身垂直阻力，文獻［18］給出了其初步估算的經驗公式:

式中，SFz是受槳盤下洗影響的機身俯視圖投影面積。文獻［19］通過風洞試驗對該方法其進行了驗證，滿足工程估算要求。

3 計算結果與分析

3.1 RCS計算

計算狀態:俯仰角和滾轉角均為0°，S波段(3 GHz)、Ku波段(15 GHz)，HH和VV極化。分別計算常規通用直升機、控制參數分別為15°、20°、25°的改形直升機重點方位±30°RCS算數平均值，如圖9和圖10所示。

圖9 S波段直升機重點方位±30°RCS均值Fig.9 Average RCS of waveband S(f=3 GHz)

改形直升機的雷達散射水平均較之常規通用直升機顯著降低，其中頭向、側向RCS均值分別降低了10 dB和20 dB左右，相當于常規直升機的10%和1%。對于改形直升機，頭向和側向的RCS均值隨控制角增大而減小。因為控制角增大，機頭曲面彎曲程度減小，其法向更加偏離電磁波入射方向，從而使得RCS減小;根據平面散射特性［16］，電磁波偏離法向入射時回波強度急劇減小，且RCS總體趨勢是隨偏離角增大而減小，故機身側向平面和垂尾的傾角增大，使機身側向的RCS均值減小。

因此，控制傾角增大對改形后直升機的隱身特性是有利的。

圖10 Ku波段直升機重點方位±30°RCS均值Fig.10 Average RCS of waveband Ku(f=15 GHz)

3.2 氣動特性計算

(1)機身前飛狀態下氣動特性

取側滑角和滾轉角均為0°，分別計算-5°～5°迎角，Ma=0.24時，直升機的氣動特性。考慮到直升機升力主要是由旋翼提供，機身升力對全機升力影響較小，在此就機身阻力、俯仰特性作分析，如圖11所示。

圖11 機身氣動特性對比Fig.11 Comparison of fuselage aerodynamics

改形直升機的阻力系數較之常規直升機有明顯改善(降低了40%左右)，文中計算的機身阻力不包括旋翼和尾槳槳轂的阻力(約占全機廢阻30%［20］)，相當于直升機總廢阻減少了約28%。此外，通過計算發現改形后直升機機身的壓差阻力減小了45%左右，摩擦阻力增加了約5%。主要原因為改形后直升機外置起落架收起，機身最大橫截面積減小2%以及發動機艙段外形整流，使整個機身外形光順、過渡平緩，減少氣流分離(特別是輪式起落架后的氣流分離)，進而減小壓差阻力;改進直升機的浸潤面積增大引起摩擦阻力有所增加。這些減阻措施效果與直升機總廢阻減少量基本吻合(直升機總廢阻中，輪式起落架、機身各占 25%左右，發動機短艙約占9%［1］)。且機身阻力系數隨控制傾角增大而增大。改形直升機機身外形布局已基本確定時，即機身高度一定，在保證機艙任務容積的前提下，側向傾斜角的改變只影響機身的長細比;機身側向傾角增大會使機身變寬，機身長細比減小，從而使阻力增大。改型機身的俯仰力矩系數曲線斜率比常規性直升機大，靜穩定性增強，控制參數的改變對其影響不明顯。

(2)機身垂直阻力估算

常規及改形直升機機身在旋翼下洗流影響的面積如表1所示。

表1 機身受旋翼下洗影響的面積Table 1 Aerodynamic interference area by rotor wing

根據經驗公式(5)計算旋翼對機身的氣動干擾引起的垂直阻力。由圖12可得，改形直升機在懸停時，旋翼對機身氣動干擾增加約10%，且機身垂直阻力隨控制角增大而增加。這是因為改型后直升機機身變寬，旋翼下洗流影響的面積增大，且隨控制傾角增加而繼續增大。

對于綜合設計后的直升機方案，控制傾角增大對氣動特性(機身前飛阻力、垂直阻力)是不利的。

圖12 機身垂直阻力對比Fig.12 Comparison of the vertical drag

4 結論

通過對某型通用直升機進行隱身氣動外形綜合設計及參數化建模，計算分析表明:

(1)改形直升機機身前飛阻力得到較大的改善(降低了40%左右)，旋翼對機身干擾有所增強，雷達散射水平顯著降低。

(2)控制傾角增大對改形直升機隱身特性有利，但對氣動性能(機身前飛阻力、垂直阻力)帶來不利的影響;

(3)選取適當的機身側面(和含垂尾)傾角，可以使直升機付出相對較小的氣動代價前提下，來降低雷達散射水平。

［1］ Zhang C L，Guo C G.Helicopter preliminary design［M］.Beijing: National Defense Industry Press，2006.(in Chinese)

張呈林，郭才根.直升機總體設計［M］.北京:國防工業出版社，2006.

［2］ Bao X X，Zhang Y F，Liu K.Calculation and analysis on radar scattering characteristics of two types of utility helicopter［J］.Helicopter Techology，2012(3):11-14.(in Chinese)

包曉翔，張云飛，劉凱.兩種通用直升機雷達散射特性計算與分析［J］.直升機技術，2012(3):11-14.

［3］ Ye S B.Computer aided design system to optimize stealthy geometry of armed helicopter［D］.Beijing:Beijing University of Aeronautics and Astronautics，2004.(in Chinese)

葉少波.武裝直升機隱身外形優化的計算機輔助設計系統［D］.北京:北京航空航天大學，2004.

［4］ Bao X X，Zhang Y F，Du X S.Radar scattering characteristics and RCS reduction of utility helicopter［J］.Journal of Beijing University of Aeronautics and Astronautics，2013，39(6):745-750.(in Chinese)

包曉翔，張云飛，杜曉松.通用直升機雷達散射特性及RCS減縮［J］.北京航空航天大學學報，2013，39(6):745-750.

［5］ Wu J H.Integrated design of the helicopter aerodynamic performance and the radar cross section［D］.Nanjing:Nanjing University of Aeronautics and Astronautics，2000.(in Chinese)

吳建華.直升機氣動外形、RCS一體化研究［D］.南京:南京航空航天大學，2000.

［6］ Jiang X W.Integration design method about aerodynamic and stealth characteristics of armed helicopter fuselage［D］.Nanjing:Nanjing University of Aeronautics and Astronautics，2010.(in Chinese)

蔣相聞.直升機機身氣動與雷達隱身一體化方法研究［D］.南京:南京航空航天大學，2010.

［7］ Philippe Pouliguen，Lionel Lucas，Franck Muller，et al.Calculation and analysis of electromagnetic scattering by helicopter rotating blades［J］.Antennas and Propagation IEEE Transactions，2002，50 (10):1396-1408.

［8］ Dong P K.Radar detection technique for helicopter［J］.Fire Control Radar Technology，1997，3(4):17-21.(in Chinese)

董普靠.直升機的雷達探測技術［J］.火控雷達技術，1997，3 (4):17-21.

［9］ Sun W F，Zhang C，Wang Y L.Radar detection of hovering helicopter［J］.Acta Electronica Sinica，2002，30(6):896-899.(in Chinese)

孫文峰，張晨，王永良.懸停直升機的雷達探測技術［J］.電子學報，2002，30(6):896-899.

［10］Ariyur K B，Krstic M.Feedback attenuation and adaptive cancellation of blade vortex interaction on a helicopter blade element［J］.IEEE Transactions on Control Systems Technology，1999，7(5): 596-605.

［11］Shin S，Cesnik C E S，Hall S R.Design and simulation of integral twist control for helicopter vibration reduction［J］.International Journal of Control，Automation and Systems，2007，5(1):24-34.

［12］Liu J H.Research on RCS calculation and reduction of helicopter rotating blades and hub［D］.Beijing:Beijing University of Aeronautics and Astronautics，2010.(in Chinese)

劉軍輝.直升機旋翼與槳轂RCS計算和減縮研究［D］.北京:北京航空航天大學，2010.

［13］Ni X P.Helicopter manual［M］.Beijing:Aviation Industry Press，2003.(in Chinese)

倪先平.直升機手冊［M］.北京:航空工業出版社，2003.

［14］Wayne Johnson.Helicopter theory［M］.New York:Dover publications，INC，1994.

［15］Cui S M，Sakina K，Ando M.A mathematical proof of physical optics equivalent edge currents based upon the path of most rapid phase variation［J］.IEICE Transactions on Electronics，2000，E83-C(4):659-663.

［16］Ruan Y Z.Radar cross section and stealth technology［M］.Beijing: National Defense Industry Press，1998:99-120.(in Chinese)

阮穎錚.雷達截面與隱身技術［M］.北京:國防工業出版社，1998:99-120.

［17］George T K.Woo，Ari Glezer，Jeremy Bain，et al.Rotorcraft fuselage drag reductionusing combustion powered actuators［R］.AIAA 2011-34.

［18］ Prouty R M.Helicopter performance，stability and control［M］.Boston:PWS Publishers，1986.

［19］Zhang Y M，Hu X P.Research on main rotor/fuselage aerodynamic interference in hover［J］.Helicopter Technique，2002，2:1-4.(in Chinese)

張雅銘，胡學鵬.懸停時的旋翼/機身氣動干擾研究［J］.直升機技術，2002，2:1-4.

［20］Leishman J G.Principles of helicopter aerodynamics，2nd ed［M］.New York:Cambridge University Press，2006.

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

包曉翔(1990-)，男，河南信陽人，碩士，助理工程師，研究方向:飛行器總體設計，隱身技術.E-mail:baoxiaoxiang@foxmail.com

張云飛*(1964-)，男，湖南長沙人，教授，研究方向:飛行器總體設計，隱身技術，無人機設計等.E-mail:cloud_zhang@buaa.edu.cn

包曉翔，張云飛，楊曉樹.通用直升機隱身氣動外形綜合設計［J］.空氣動力學學報，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.