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摘 要：直升机总体气动设计直接关系到全机气动特性以及飞行性能、飞行品质等技术指标是否满足使用要求。本文从总体参数优化设计、机身气动布局、飞行品质等方面介绍了国外直升机总体气动优化设计技术的发展。
关键词：国外直升机；总体气动；优化设计；技术发展；概况
1 前言
直升机具有垂直起落、空中悬停、低空低速飞行等特点，在军事和民用的各个领域里得到广泛的应用。在军事方面，除了人员与装备运输外，还用于侦察、巡逻、反潜、对地攻击等。在国民经济上用于森林防护、地质勘探、设备吊装和高空检修等。
各国直升机的发展异常火热，已投入使用或正在研制的直升机构型多样、种类繁多、性能各异。很多国家都在积极发展自己的直升机体系，积累了大量经验数据库，并在此基础上形成了完整的总体参数和气动布局的设计分析技术。在进行新机总体方案设计时，欧美研发单位可凭借成熟的总体参数和气动布局分析技术以及积累的经验数据库，拥有完善的基于先进计算流体力学（CFD）的高精度气动布局分析和评估能力，并能准确地选择直升机总体设计参数、气动布局等关键因素。
2 总体参数优化设计方面
国外在直升机构型与总体参数设计技术研究经历了从总体参数优化设计方法到多学科设计优化的发展过程，发展了多种直升机构型与总体参数设计软件系统。直升机总体参数优化设计方法采用优化设计技术，不但可以得到最优的总体设计方案，而且能缩短设计周期，提高设计效率。
美国陆军AFDD Advanced Design Office从1970开始结合美国陆军直升机型号的发展，经过近40年的努力，先后开发出多种用于直升机构型与总体参数选择的软件系统。最初于1970年开发SSP-1和SSP-2软件用于单旋翼带尾桨式直升机的性能分析和总体参数估算，随后综合以上两个软件形成PSDE（Preliminary Systems Design Engineering）软件用于美国陆军单旋翼带尾桨式直升机总体方案设计。1980年以来，在RASH基础上，先后开发了适合复合式直升机参数选择的HELO软件、适合倾转旋翼机总体参数选择的TR软件、适合ABC旋翼构型直升机总体参数选择的PDABC软件以及能够进行机动性分析设计的MPP和VAMP软件，最终在1994年综合以上软件形成了适合多种构型直升机总体参数选择和优化的RC（RotorCraft）软件，后来又发展到RC97版，它们广泛的用于90年代美国陆航直升机型号开发和方案评估。
进入20世纪后，2005年美国陆军AFDD联合NASA Ames研究中心，在著名直升机专家Johnson领导下，综合直升机分析和设计技术最新研究成果，开发了新一代旋翼飞行器综合分析设计系统NDARC—NASA Design and Analysis，通过多学科设计优化方法集成各种高精度分析工具，除了能够对各种常规构型直升机进行分析设计，还可用于各种新构型直升机总体方案的设计，同时集成性能、气动、飞行等高精度分析模型，提高了总体参数选择与优化的可信度，为美国陆航下一代直升机型号的概念方案设计和评估提供技术基础。
如此同时，美国各直升机公司采用总体参数优化设计方法，在直升机性能分析、重量预估、气动/飞行/效能分析等技术基础上，研制了适用于各种型式直升机总体参数选择和优化设计的软件系统，并在型号研制中得到应用和验证。主要有：贝尔直升机公司的PRESTO软件、西科斯基直升机公司的RDM软件、波音公司的HESCOMP和VASCOMP软件。美国进行直升机教学和科研的高校也开发了各自的直升机总体设计软件系统，主要有：乔治亚理工（Georgia Institute of Technology）开发的GTPDP软件系統和CIRADS软件系统，还有滨州州立大学开发的RCDE软件系统。
总结国外直升机构型与总体参数设计技术研究及相应设计软件开发情况，可以发现其发展方向主要有两个：其一、从能够进行常规构型直升机总体参数选择发展到能够进行新构型直升机总体参数设计和优化，以解决不断出现的新构型直升机的研制对总体设计技术的需求；其二、在总体参数设计与优化中从采用简单、经验的分析模型，仅考虑性能和重量学科要求发展到采用高精度、仿真分析模型且考虑气动、飞行、经济性、效能等多学科耦合，以解决直升机总体设计方案可信度不高的问题。
3 在机身气动布局优化设计和减阻研究方面
从20世纪六、七十年代开始，国外已开展了较为系统的机身布局设计和减阻研究工作。
1954年，美国的Harrington等人提出了减小直升机废阻力的初步构想，论述了直升机的桨毂、机身整流罩以及起落架等部件对其气动特性的影响，同时研究了在直升机前飞过程中，主要部件的阻力占整体阻力的大小比例。1968年，Hansen和S.Gordon对钝头体的气动特性做了一些研究，完成了钝头体的流场分析和气动力计算。
1973年，美国的Gillespie和James等人研究分析了直升机机身的阻力及流场情况，讨论了机身流场的分布以及其特性，计算了机身的飞行阻力，总结了机身在不同飞行状态下的气动特性。Fabre和Paul则对旋翼机的阻力特性进行了研究，提出了一些对减阻设计具有指导作用的意见。
1978年Young等人开展了不同桨毂整流罩和不同曲线构型桨毂组合风洞试验，试验结果表明，通过合理选择整流罩装置，与基本构型相比，桨毂阻力可以降低多达70%。
2000年，R.E.Mineck和S.A.Gorton等人选用ROBIN机身实施了风洞试验。试验过程中，在机身的纵向轮廓线和代表性的横截面上布置了机身表面测压孔，以便准确地测量机身表面的压力系数分布。得到了压力系数分布曲线，为后续的设计研究提供了试验基础。
除试验以外，本世纪以来，研究者们开始结合计算流体力学（CFD）技术深入进行直升机机身阻力特性分析。例如，2001年，V.Gleize和M.Costes等人运用雷诺平均（RANS）方法对机身阻力进行了计算，同时对机身表面和流场区域进行了网格划分。研究了机身整流罩附近流场的流线情况，绘制了截面流线图，得到不同状态下的机身气动特性。 2011年，F.Vogel，C.Breitsamter和N.A.Adams也基于RANS方法对模型机身进行了CFD计算，并结合风洞试验结果分析了不同迎角下机身尾部与尾梁的绕流特征，讨论了不同迎角下机身尾部与尾梁周围流场的情况。Batrakov等人还计算对比了不同机身后体过渡方式对阻力特性的影响。
在无人直升机研究方面，美国RQ-8“火力侦察兵”无人直升机是由美国海军和海军陆战队共同研发。其机身外形过渡平滑，尾部采用斜坡曲面与尾梁连接。以色列的“斗牛士”无人直升机用于海军装备，替换其目前使用的有人直升机实行“地平线”之外的使命。此机型的机身头部较尖，机身整流罩与机身接合处较平滑，流线型较好，阻力较小，续航性能较好。
4 无人直升机飞行品质和外挂大载荷稳定性设计方面
国外很早就开展了高速度、大机动条件下的军用无人直升机飞行品质设计研究，其研究成果改变了直升机界对飞行品质设计的若干观念和思维方式，并最终将AD-33作为军用直升机飞行品质设计规范。
早在20世纪70年代，美国曾启动一项代号为“HLX”的计划，该计划后来发展成为科曼奇RAH-66。到1985年，制定了航空設计标准“军用旋翼飞行器驾驶品质ADS-33B”。之后随着研究的深入和验证数据的积累，ADS33从1985年的“B”版本最终发展到2000年的“E”版本（ADS-33E-PRE），而且这种发展还在继续。ADS-33E-PRE不仅提供了按任务提出的直升机飞行品质要求，而且为设计人员提供了相应的设计准则是直升机具有良好飞行性能，保证无人直升机完成飞行任务的能力。
国外已经对无人直升机的外吊挂大载荷也开展了系统的研究。早期，通过对直升机的吊挂控制律进行研究，一般采用线性化模型分析直升机协调吊挂系统的增稳增控系统，之后又系统的又给出了控制与增稳系统，大大降低了飞行员的工作负荷。
5 结束语
随着国外直升机总体气动优化设计技术的发展，从能够进行常规构型直升机总体参数选择发展到能够进行新构型直升机总体气动设计和优化，以获得更好的飞行性能和飞行品质，设计出性能更加优越的直升机。
参考文献
[1]王适存.直升机空气动力学中的几个疑点[J].南京航空航天大学学报，2003，35（3）：225-230.
[2]曾伟，林永峰，黄水林，等.共轴双旋翼桨毂减阻初步分析研究[J].直升机技术，2014，（4）：14-18.
（作者单位：中国直升机设计研究所）
关键词：国外直升机；总体气动；优化设计；技术发展；概况
1 前言
直升机具有垂直起落、空中悬停、低空低速飞行等特点，在军事和民用的各个领域里得到广泛的应用。在军事方面，除了人员与装备运输外，还用于侦察、巡逻、反潜、对地攻击等。在国民经济上用于森林防护、地质勘探、设备吊装和高空检修等。
各国直升机的发展异常火热，已投入使用或正在研制的直升机构型多样、种类繁多、性能各异。很多国家都在积极发展自己的直升机体系，积累了大量经验数据库，并在此基础上形成了完整的总体参数和气动布局的设计分析技术。在进行新机总体方案设计时，欧美研发单位可凭借成熟的总体参数和气动布局分析技术以及积累的经验数据库，拥有完善的基于先进计算流体力学（CFD）的高精度气动布局分析和评估能力，并能准确地选择直升机总体设计参数、气动布局等关键因素。
2 总体参数优化设计方面
国外在直升机构型与总体参数设计技术研究经历了从总体参数优化设计方法到多学科设计优化的发展过程，发展了多种直升机构型与总体参数设计软件系统。直升机总体参数优化设计方法采用优化设计技术，不但可以得到最优的总体设计方案，而且能缩短设计周期，提高设计效率。
美国陆军AFDD Advanced Design Office从1970开始结合美国陆军直升机型号的发展，经过近40年的努力，先后开发出多种用于直升机构型与总体参数选择的软件系统。最初于1970年开发SSP-1和SSP-2软件用于单旋翼带尾桨式直升机的性能分析和总体参数估算，随后综合以上两个软件形成PSDE（Preliminary Systems Design Engineering）软件用于美国陆军单旋翼带尾桨式直升机总体方案设计。1980年以来，在RASH基础上，先后开发了适合复合式直升机参数选择的HELO软件、适合倾转旋翼机总体参数选择的TR软件、适合ABC旋翼构型直升机总体参数选择的PDABC软件以及能够进行机动性分析设计的MPP和VAMP软件，最终在1994年综合以上软件形成了适合多种构型直升机总体参数选择和优化的RC（RotorCraft）软件，后来又发展到RC97版，它们广泛的用于90年代美国陆航直升机型号开发和方案评估。
进入20世纪后，2005年美国陆军AFDD联合NASA Ames研究中心，在著名直升机专家Johnson领导下，综合直升机分析和设计技术最新研究成果，开发了新一代旋翼飞行器综合分析设计系统NDARC—NASA Design and Analysis，通过多学科设计优化方法集成各种高精度分析工具，除了能够对各种常规构型直升机进行分析设计，还可用于各种新构型直升机总体方案的设计，同时集成性能、气动、飞行等高精度分析模型，提高了总体参数选择与优化的可信度，为美国陆航下一代直升机型号的概念方案设计和评估提供技术基础。
如此同时，美国各直升机公司采用总体参数优化设计方法，在直升机性能分析、重量预估、气动/飞行/效能分析等技术基础上，研制了适用于各种型式直升机总体参数选择和优化设计的软件系统，并在型号研制中得到应用和验证。主要有：贝尔直升机公司的PRESTO软件、西科斯基直升机公司的RDM软件、波音公司的HESCOMP和VASCOMP软件。美国进行直升机教学和科研的高校也开发了各自的直升机总体设计软件系统，主要有：乔治亚理工（Georgia Institute of Technology）开发的GTPDP软件系統和CIRADS软件系统，还有滨州州立大学开发的RCDE软件系统。
总结国外直升机构型与总体参数设计技术研究及相应设计软件开发情况，可以发现其发展方向主要有两个：其一、从能够进行常规构型直升机总体参数选择发展到能够进行新构型直升机总体参数设计和优化，以解决不断出现的新构型直升机的研制对总体设计技术的需求；其二、在总体参数设计与优化中从采用简单、经验的分析模型，仅考虑性能和重量学科要求发展到采用高精度、仿真分析模型且考虑气动、飞行、经济性、效能等多学科耦合，以解决直升机总体设计方案可信度不高的问题。
3 在机身气动布局优化设计和减阻研究方面
从20世纪六、七十年代开始，国外已开展了较为系统的机身布局设计和减阻研究工作。
1954年，美国的Harrington等人提出了减小直升机废阻力的初步构想，论述了直升机的桨毂、机身整流罩以及起落架等部件对其气动特性的影响，同时研究了在直升机前飞过程中，主要部件的阻力占整体阻力的大小比例。1968年，Hansen和S.Gordon对钝头体的气动特性做了一些研究，完成了钝头体的流场分析和气动力计算。
1973年，美国的Gillespie和James等人研究分析了直升机机身的阻力及流场情况，讨论了机身流场的分布以及其特性，计算了机身的飞行阻力，总结了机身在不同飞行状态下的气动特性。Fabre和Paul则对旋翼机的阻力特性进行了研究，提出了一些对减阻设计具有指导作用的意见。
1978年Young等人开展了不同桨毂整流罩和不同曲线构型桨毂组合风洞试验，试验结果表明，通过合理选择整流罩装置，与基本构型相比，桨毂阻力可以降低多达70%。
2000年，R.E.Mineck和S.A.Gorton等人选用ROBIN机身实施了风洞试验。试验过程中，在机身的纵向轮廓线和代表性的横截面上布置了机身表面测压孔，以便准确地测量机身表面的压力系数分布。得到了压力系数分布曲线，为后续的设计研究提供了试验基础。
除试验以外，本世纪以来，研究者们开始结合计算流体力学（CFD）技术深入进行直升机机身阻力特性分析。例如，2001年，V.Gleize和M.Costes等人运用雷诺平均（RANS）方法对机身阻力进行了计算，同时对机身表面和流场区域进行了网格划分。研究了机身整流罩附近流场的流线情况，绘制了截面流线图，得到不同状态下的机身气动特性。 2011年，F.Vogel，C.Breitsamter和N.A.Adams也基于RANS方法对模型机身进行了CFD计算，并结合风洞试验结果分析了不同迎角下机身尾部与尾梁的绕流特征，讨论了不同迎角下机身尾部与尾梁周围流场的情况。Batrakov等人还计算对比了不同机身后体过渡方式对阻力特性的影响。
在无人直升机研究方面，美国RQ-8“火力侦察兵”无人直升机是由美国海军和海军陆战队共同研发。其机身外形过渡平滑，尾部采用斜坡曲面与尾梁连接。以色列的“斗牛士”无人直升机用于海军装备，替换其目前使用的有人直升机实行“地平线”之外的使命。此机型的机身头部较尖，机身整流罩与机身接合处较平滑，流线型较好，阻力较小，续航性能较好。
4 无人直升机飞行品质和外挂大载荷稳定性设计方面
国外很早就开展了高速度、大机动条件下的军用无人直升机飞行品质设计研究，其研究成果改变了直升机界对飞行品质设计的若干观念和思维方式，并最终将AD-33作为军用直升机飞行品质设计规范。
早在20世纪70年代，美国曾启动一项代号为“HLX”的计划，该计划后来发展成为科曼奇RAH-66。到1985年，制定了航空設计标准“军用旋翼飞行器驾驶品质ADS-33B”。之后随着研究的深入和验证数据的积累，ADS33从1985年的“B”版本最终发展到2000年的“E”版本（ADS-33E-PRE），而且这种发展还在继续。ADS-33E-PRE不仅提供了按任务提出的直升机飞行品质要求，而且为设计人员提供了相应的设计准则是直升机具有良好飞行性能，保证无人直升机完成飞行任务的能力。
国外已经对无人直升机的外吊挂大载荷也开展了系统的研究。早期，通过对直升机的吊挂控制律进行研究，一般采用线性化模型分析直升机协调吊挂系统的增稳增控系统，之后又系统的又给出了控制与增稳系统，大大降低了飞行员的工作负荷。
5 结束语
随着国外直升机总体气动优化设计技术的发展，从能够进行常规构型直升机总体参数选择发展到能够进行新构型直升机总体气动设计和优化，以获得更好的飞行性能和飞行品质，设计出性能更加优越的直升机。
参考文献
[1]王适存.直升机空气动力学中的几个疑点[J].南京航空航天大学学报，2003，35（3）：225-230.
[2]曾伟，林永峰，黄水林，等.共轴双旋翼桨毂减阻初步分析研究[J].直升机技术，2014，（4）：14-18.
（作者单位：中国直升机设计研究所）