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某型三叶螺旋桨的气动特性数值模拟及试验项松;刘远强【摘要】以某型三叶螺旋桨为研究对象,基于RANS(Reynolds-averaged Naiver-Stokes)方程和SST(Shear Stress Transport)湍流模型的多重参考坐标系MRF(Multiple Reference Frames)方法对该三(Shear Stress Transport)湍流模型的多重参考坐标系MRF(Multiple Reference Frames)方法对该三叶螺旋桨进行准定常数值模拟和性能计算.通过与试验结果对比,对三叶螺旋桨不同转速下的静态拉力、扭矩和效率进行了验证分析,得到拉力偏差值在2％左右,扭矩偏差值在10％左右.经过比较发现,计算结果与试验结果吻合良好,可为通航飞机螺旋桨的模拟和设计提供参考.【期刊名称】《沈阳航空航天大学学报》【年(卷),期】2017(034)003【总页数】5页(P32-36)【关键词】三叶螺旋桨;气动性能;数值模拟;风洞试验;通用航空【作者】项松;刘远强【作者单位】沈阳航空航天大学辽宁省通用航空重点实验室,沈阳110136;沈阳航空航天大学辽宁省通用航空重点实验室,沈阳110136【正文语种】中文【中图分类】V211.44随着通用航空的迅速发展,研究的热度不断提高,如何进一步提升通航飞机的整体性能成为当下飞机设计的研究重点[1]。
国内外很多学者在螺旋桨设计和分析方面开展了大量的研究。
HANSON[2]采用压缩升力面理论计算了螺旋桨的性能，并将计算结果与风洞试验进行了对比分析；SCHULTEN[3]利用升力面方法计算了螺旋桨的性能；Lieser等[4]利用桨叶单元法计算了一种六叶螺旋桨的气动声学性能；ANGELO等[5]提出一种高效率螺旋桨设计和性能计算的方法；SLAVIK[6]提出一种螺旋桨拉力系数和功率系数的计算方法，该方法需要用到的参数如下：70%半径位置的桨叶角和弦长，接近叶尖处的翼型厚度，最大弦长位置的翼型厚度；Sabzehparvar[7]提出一种能够精确预测静态和动态拉力、扭矩的螺旋桨模型；GUR和ROSEN[8]提出一种低前进比螺旋桨性能的计算方法；WALD[9]提出最小诱导损失螺旋桨的设计和理论，也提出了任意形状螺旋桨的性能预测方法；ROMEO等[10]对燃料电池动力双座飞机的螺旋桨进行了设计、制造、地面试验和飞行试验；夏贞锋等[11]采用激励盘理论对螺旋桨滑流进行了数值模拟；刘远强等[12]采用片条理论分析了螺旋桨的性能，并且将计算结果与风洞试验结果进行了对比分析；Morgado[13]采用逆设计方法对先进多体运输飞艇的螺旋桨进行了设计和优化；Chen等[14]试验研究了高空螺旋桨的气动性能，尤其是对转对气动性能的影响，他们的研究表明：对转能显著提高螺旋桨的效率；项松等[15]提出了一种高效率螺旋桨设计方法，利用该方法设计了某型飞机的螺旋桨，并且进行了螺旋桨缩比模型的风洞试验。
旋翼桨叶气动外形设计
陈平剑;徐玉貌
【期刊名称】《直升机技术》
【年(卷),期】2007(000)003
【摘要】旋翼桨叶气动外形设计的目的主要是使旋翼的气动特性满足直升机的设计和使用要求,本文针对直升机旋翼桨叶气动外形设计中的有关问题,介绍了桨叶气动外形设计的设计方法,设计参数主要包括桨叶的弦长、扭转角、翼型选择和配置以及桨尖形状,并以某型直升机旋翼桨叶为例,介绍了旋翼桨叶气动外形的设计.【总页数】4页(P16-19)
【作者】陈平剑;徐玉貌
【作者单位】中国直升机设计研究所,景德镇,333001;中国直升机设计研究所,景德镇,333001
【正文语种】中文
【中图分类】V211.52
【相关文献】
1.直升机旋翼桨叶结冰气动特性分析 [J], 刘国强;董明明
2.基于气动相似预估旋翼桨叶气动力的方法 [J], 康浩;刘守慎
3.不同参数的盘翼/桨叶旋翼系统气动特性的试验研究 [J],
4.某型倾转旋翼机的旋翼桨叶气动优化设计 [J], 孙凯军;张练;付义伟;于悦洋
5.直升机旋翼结冰后三维桨叶气动特性数值分析 [J], 王正之;杜孟华;朱春玲;刘森云
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第二十六届（2010）全国直升机年会论文悬停状态直升机旋翼桨叶扭转分布优化方法王博招启军徐广徐国华(南京航空航天大学直升机旋翼动力学重点实验室，南京，210016)摘要：提出了一套基于高精度CFD模拟技术的旋翼气动外形初步优化设计方法。
旋翼流场及性能采用基于N-S/Euler方程的CFD方法进行计算，并根据精度和效率的要求选用B-L紊流模型，根据流场模拟结果分析选择优化设计变量及范围，有效地控制了优化问题的规模。
优化方法选择基于全析因设计和径向基函数的代理模型优化方法，适合桨叶外形优化和机理分析的要求，并通过测试验证了所选优化方法的可靠性。
最后，采用所建立方法对旋翼负扭转分布进行了优化，优化结果表明：优化后的旋翼悬停气动性能比优化前有了明显提高。
关键词：旋翼；优化设计；气动性能；Navier-Stokes方程；嵌套网格；代理模型1 引言直升机旋翼是直升机飞行时最主要的升力及操纵力等的提供部件，因此其气动性能的优劣直接决定了直升机飞行性能。
由于受到材料、加工工艺等限制，早期的直升机旋翼桨叶主要采用矩形桨叶、小线性负扭转等设计方案。
然而进入上世纪七、八十年代以来，早先的问题获得了不同程度的解决，许多新型外形桨叶得到了广泛应用。
如美国的UH-60、AH-64和欧洲的EC135等先进直升机开始采用了新型桨尖外形设计；在英国，具有BERP桨尖的LYNX直升机于1986年创造了400.87KM/h的世界直升机速度记录，目前以发展到第四代BERP桨尖，据报道其性能得到显著提高[1]。
这些桨叶已经从早期的简单平面外形发展出特殊平面形状、非线性负扭转、后掠、下反等多种桨尖改进方法。
理论分析和实践表明，即使微小的悬停效率（FM）的提升也能够给直升机的有效载荷、航程带来明显的提升。
因此，高性能旋翼的气动外形设计技术已成为开发现代先进直升机的关键技术之一。
旋翼气动外形设计方法主要基于理论及试验研究。
试验方法在传统的旋翼设计中起到了巨大的作用，但是在进行先进气动外形旋翼试验时存在较大的风险且成本较高。
高性能螺旋桨优化设计王策;唐正飞;罗建【摘要】无人多旋翼飞行器使用的桨叶以固定翼螺旋桨为主,但其气动环境与固定翼不尽相同.使用逆向重构技术对原始桨叶进行参数化建模,并基于CFD数值计算技术对参数化基准模型的扭转角分布规律和叶型积叠方式在垂直飞行状态下进行优化设计.结果表明:在功率允许范围内,桨叶在悬停状态下的效率有了较大提升.【期刊名称】《航空工程进展》【年(卷),期】2018(009)004【总页数】7页(P585-591)【关键词】螺旋桨;优化设计;扭转角;积叠方式【作者】王策;唐正飞;罗建【作者单位】南京航空航天大学直升机旋翼动力学国家级重点实验室,南京210016;南京航空航天大学直升机旋翼动力学国家级重点实验室,南京210016;中国航空工业集团有限公司中国直升机设计研究所,景德镇333001【正文语种】中文【中图分类】V211.440 引言近年来，多旋翼飞行器发展迅速、应用广泛。
我国多旋翼飞行器多采用固定翼飞行器螺旋桨作为升力部件，固定翼螺旋桨主要用于提供推力，在多旋翼工况下，螺距大、效率低；而多旋翼飞行器工况与直升机类似，但是直升机旋翼有摆振、挥舞和变距，结构复杂，不适用于多旋翼飞行器。
多旋翼飞行器前飞速度低，需要桨叶提供较大的升力，因此需要符合自身工况的螺旋桨。
国内，马晓平等[1]研究了提高小型无人机螺旋桨效率的工程方法；韩中合等[2]使用遗传算法对叶轮机弦长进行了优化；刘国强[3]对直升机桨叶外形进行了优化；王豪杰等[4]对无人机的螺旋桨进行了气动力设计，主要对桨叶的基本翼型和桨叶扭角分布进行了优化；谢辉等[5]对中小型无人机的新型螺旋桨进行了设计。
国外，T-motor公司生产的螺旋桨材料轻薄、噪声低并且具有很好的平衡性[6]；W.S.Westmoreland[7]研究了拉力螺旋桨对某型无人机气动特性和稳定性的影响；XOAR螺旋桨具有更轻的重量和高效率气动外形[8]。
但目前针对适用于多旋翼无人机螺旋桨的优化设计仍鲜有报道。
悬停旋翼桨尖涡吹气控制的数值模拟肖中云;江雄;陈作斌【摘要】开槽桨尖是减弱旋翼桨尖涡强度的一种被动流动控制手段.旋翼桨尖涡由于涡量高度集中在一个很小的区域范围内,数值计算容易受到网格分布和数值耗散的影响,导致涡量耗散过快,不利于对旋翼尾迹涡开展研究.针对这一问题,文中采用重叠网格局部加密和湍流模型旋转修正等方法,获得了悬停旋翼的高分辨率桨尖涡流场.采用该方法,对比研究了Caradonna-Tung旋翼基本外形和开槽桨尖外形在悬停状态下的空间旋涡流场,从涡量分布、旋涡特征速度等方面研究了开槽桨尖控制桨尖涡强度的流动机理,比较了4种不同开槽方式对控制效果的影响,以及对旋翼悬停性能的影响.结果表明,开槽桨尖能够有效减弱桨尖涡的强度,但同时会对旋翼拉力和扭矩产生一定的负面影响.【期刊名称】《南京航空航天大学学报》【年(卷),期】2016(048)002【总页数】8页(P165-172)【关键词】旋翼;桨尖涡;流动控制;数值模拟【作者】肖中云;江雄;陈作斌【作者单位】中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所,绵阳,621000;中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所,绵阳,621000;中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所,绵阳,621000【正文语种】中文【中图分类】V211直升机旋翼流场的一个重要特点就是旋翼在旋转过程中产生强烈的桨尖涡和尾迹流动，影响后续桨叶，产生桨涡干扰，桨涡干扰是旋翼流动重要的噪声源，并会导致桨叶出现非定常气动载荷、结构振动等现象，在直升机下降飞行和水平飞行过程中影响尤为明显。
控制桨尖涡的位置和强度能有效抑制桨涡干扰噪声、减小振动，常见的控制方法包括桨尖修形、增加扰流装置(副翼、扰流板)及一些主动流动控制等。
开槽桨尖是一种对桨尖涡进行控制的被动流动控制方法[1-3]，其基本原理是通过开槽将桨叶前缘的高速来流导入，从桨叶侧缘喷出，被导入气体位于桨尖涡形成的核心区域当中，通过增大桨尖涡核心区域的物理耗散，达到减弱桨尖涡强度的目的。
考虑气动-结构的高空螺旋桨多学科优化方法1 概述高空螺旋桨是一种重要的飞行器部件，用于飞机在高空巡航时提供推进力。
为了保证高空螺旋桨的安全性能和推进效率，需要进行气动-结构的多学科优化设计。
本文将对高空螺旋桨多学科优化方法进行探讨和分析。
2 气动-结构多学科优化的意义随着飞机技术的不断进步，高空螺旋桨的气动和结构特性对飞机的总体性能越来越重要。
从气动角度来说，高空螺旋桨需要具有较高的推进效率和稳定性能。
而从结构角度来说，高空螺旋桨需要具有足够的强度和刚度以承受高速飞行过程中的复杂载荷。
因此，实现高空螺旋桨的气动-结构多学科优化设计，能够在保证高空螺旋桨安全的前提下，提高飞机整体性能和效益。
3 气动-结构多学科优化的方法在进行高空螺旋桨气动-结构多学科优化设计时，需要考虑以下几个方面：3.1 基于CFD的气动特性分析采用计算流体力学（CFD）方法，对高空螺旋桨进行气动特性分析。
通过分析获得高空螺旋桨在不同飞行状态下的气动性能参数，如推力、扭矩、升力系数、阻力系数等。
在气动特性分析中，需要考虑高空飞行过程中较高的马赫数和迎角，以保证模拟结果的准确性。
3.2 结构特性分析基于有限元分析（FEA）方法，对高空螺旋桨进行结构特性分析。
通过建立高空螺旋桨的有限元模型，获得高空螺旋桨在不同工作状态下的应力、应变等结构特性参数。
结构特性分析需要考虑高空飞行对高空螺旋桨的冲击载荷，以保证模拟结果的准确性。
3.3 多学科优化将气动特性分析和结构特性分析的结果进行集成，并引入多学科优化（MDO）算法进行联合优化。
在MDO算法中，将气动-结构特性作为目标函数进行优化，在保证高空螺旋桨处于安全状态的前提下，最大化高空螺旋桨的推进效率和整体性能。
3.4 效果验证在进行多学科优化之后，需要对优化结果进行验证。
采用CFD和FEA模拟方法，对优化后的高空螺旋桨进行气动和结构特性分析，比较其与未优化前的高空螺旋桨的异同。
在验证中，需要重点关注高空螺旋桨的推进效率和安全性能。
DOI：10.15913/ki.kjycx.2024.01.004ACF旋翼主动控制技术的现状与发展朱棣文，胡和平（中国直升机设计研究所直升机旋翼动力学重点实验室，江西景德镇333001）摘要：直升机的振动抑制一直是直升机设计和研究的重难点，围绕直升机主动控制技术中的主动控制后缘襟翼（Actively Controlled Flap，ACF）技术介绍了相对于其他方法的优点。
从内外2个部分梳理归纳了ACF的发展历程，由内主要总结了几种国外设计验证的不同构型的压电驱动器，向外则归纳了几种常用的外环减振控制算法发展过程，通过对比分析论证了不同算法的优点和缺点。
最后结合ACF旋翼主动控制技术现状与发展脉络阐述分析了ACF振动控制方法的技术潜力及进一步发展过程中亟待解决的几个关键点。
关键词：主动控制；控制算法；直升机；旋翼动力学中图分类号：V214.1 文献标志码：A 文章编号：2095-6835（2024）01-0015-04直升机的振动直接影响飞行员、机组人员和乘客的舒适度，并对机械、结构和电子部件的疲劳寿命有很大的影响。
因此，直升机振动的抑制问题一直是研究的重点。
从直升机发展的早期开始，振动问题就一直受到人们的关注。
在早期的研究中，研究人员确定了3类不同的减振方法，即降低旋翼激振力（振源控制）、在旋翼产生的振动到达机身之前减轻振动（传）递路径隔振和降低在一定激振力作用下的机体响应（响应控制）。
在此基础上，可以采用被动减振和主动减振2种方式进行减振。
传统的被动系统是针对特定的飞行状态和动力学特性进行调整或优化的，因此，如果飞行条件、旋转频率或系统动力学发生变化，被动系统很可能出现减振效率降低的问题，无法适应新时代越来越高的减振要求。
而主动振动控制属于有源控制，系统能够适应多种飞行条件，减振效果明显。
目前基于主动控制技术的研究已经成为未来的主要趋势。
主动振动控制技术结合不同的控制方法在运用上已经日趋成熟，其减振频带范围宽而且能够对控制律进行修改，满足性能指标。
直升机旋翼桨叶气动干扰作者：张亚凯冯瑞学林志伟来源：《西部论丛》2019年第05期摘要：旋翼是直升機的重要组成部件，在直升机的飞行过程中起着重要的作用，旋翼可以为直升机的飞行提供升力和拉力的双重作用力，还可以起到飞机副翼、升降舵的作用，但是在旋翼的旋转过程中，桨叶之间会产生气动干扰，严重影响旋翼的工作效率，影响直升机的飞行效果，本文就对直升机螺旋桨叶的气动干扰进行分析探讨。
关键词：直升机旋翼桨叶气动干扰1.直升机旋翼桨叶气动干扰1.1产生原因。
飞机就是由机翼、机身、尾翼和推进装置等部件组成的，直升机上的各部件绕流的压力场和边界层会产生相互干扰，使作用在整架飞机上的空气动力并不简单地等于各孤立部件所产生空气动力之和，必须计及因空气动力干扰而产生的增量，直升机上各部件间空气动力干扰都会带来的对直升机飞行性能不利的影响。
旋翼桨叶，是指装在旋翼上的桨叶，一副旋翼最少有2片桨叶，最多可达7片，它相当于旋转的机翼，桨叶剖面呈翼型，旋转时产生支承直升机的升力和推动直升机运动的推进力。
旋翼是直升机、无人多旋翼飞行器中最重要的部件，而桨叶，又是旋翼中的核心部件，所以直升机旋翼浆叶之间产生的气动干扰对直升机的飞行影响更大。
1.2研究目的。
直升机与其它类型的飞行器比起来具有更多的飞行优点，直升机可以进行空中悬停、垂直起降等多种活动，如今在各领域的应用越来越广泛。
但是直升机空气动力的各个组成部分之间存在着十分复杂的相互干扰，可以说直升机，特别是具有高桨叶载荷和小的旋翼、机身间距特点的新型直升机，其动力学性、能、操纵品质、噪声、振动等都不同程度地受这些气动干扰的影响，因此，研究这些气动干扰，在直升机设计过程中将起到更加关键的作用，通过对直升机旋翼桨叶的气动干扰研究，研发新型旋翼桨叶，减少直升机旋翼桨叶间的气动干扰，提升直升机的飞行性能，更好的将直升机应用到军事、救援、火灾等多个领域中去。
1.3国内外研究现状。
几十年来，国外随着先进的实验设备的出现，人们十分活跃地开展了地面悬停及风洞实验，从直升机“整体”概念出发来研究旋翼、机身（及各部件）、尾桨的气动干扰机理，优化气动布局，确定最佳的控制气动干扰的布局参数，并根据大量的实验结果来改进各种气动力预测方法。
190第二十六届（2010）全国直升机年会论文悬停状态下旋翼桨叶的气动外形优化设计刘国强1 高卓飞2 唐正飞1（1.南京航空航天大学直升机旋翼动力学重点实验室 南京 210016）（2.中国人民解放军61267部队，北京通州 101114）摘 要：本文在改进的动量-叶素理论基础上建立了遗传算法优化方法，并且验证了方法的有效性。
针对旋翼桨叶气动外形设计的有关问题，介绍了桨叶气动外形优化设计方法，以旋翼的悬停效率为目标函数，设计变量主要包括桨叶的弦长、扭转角、翼型选择和配置，在满足约束条件下悬停性能有所提高，表明了优化方法的可行性。
关键词：桨叶气动优化；动量-叶素理论；悬停性能1 引言旋翼是直升机的主要气动面，直升机的升力、方向操纵都与旋翼有关，旋翼气动特性的好坏与旋翼桨叶的气动外形有着密切的关系，先进的桨叶外形对提高直升机的气动性能，延缓失速、降低功率损失、降低振动和噪声都有明显的作用，所以桨叶的气动外形设计以成为直升机研制的关键技术之一。
由于桨叶气动环境的复杂性，涉及设计变量之多，以及设计变量之间的相互影响关系，固定一个变量而调整其他变量的设计方法已经不再适用，1981年，Bingham, Gene J 等人对桨叶的根梢比、扭转角、翼型分布等变化对悬停和前飞性能的影响做了详细分析，其方法就是运用上述改变单一变量法，使得计算量比较大。
1991年，Joanne L. Walsh 采用CAMRAD 计算程序，计算加入了尾流模型，通过CONMIN 优化程序在满足约束的情况下计算目标函数的最值，建立了一种桨叶优化设计方法。
本文采用改进的动量叶素理论求解旋翼的气动特性，优化方法采用遗传算法的优化，以悬停效率为目标函数，桨叶沿展向不同位置的弦长和扭转角以及不同种翼型位置为设计变量，加入约束，在满足条件的情况下使得桨叶性能有所提高，达到了预期设计目的。
2 改进的动量叶素理论气动特性计算首先采用“微观”的动量理论求解旋翼的拉力及其扭矩[5]，对于微观动量理论，即把滑流分成很多同心基元滑流圆环处理，此时的旋翼拉力公式转化为：101122(2)()d T d m v r d r V v v ρπ==⨯⋅+ （1） 加入尾流旋转对诱导速度的影响，定义b 为弦向入流因子即尾流旋转速度与弦向速度的比值。
由角动量守恒得到桨叶微段扭矩为：31()4t dM dm v r r v b dr πρ==Ω⋅ （2） 然而在叶素理论中，垂直飞行时，旋翼以角速度一方面以角速度Ω旋转，一方面以爬升速度0V 向上运动，以距离桨榖中心r 处的叶素为例，k 片桨叶在半径r 处产生的拉力和扭矩之和为：21(cos sin )2y x dT W kc C C dr ρφφ=- （3） 21(sin cos )2y x dM W kc C C rdr ρφφ=+ （4）191如果加入桨尖修正，考虑普朗特叶尖修正因子： 2arccos f F e π=，其中，2sin k R rf r φ-=-⋅。
（5） 令式（1）和式（3）相等即可求出旋翼在半径r 处的诱导速度，由于等式两端都与诱导速度有关，所以本次采用迭代的方法求解诱导速度，用σ/T C 配平悬停时所需的总距0θ，直至满足收敛条件，进而得到悬停效率3/2/2FM C m =。
如下（图1）所示，具体的流程为：图1 旋翼桨叶气动力计算流程通过采用上述方法，按照文献[1]给出的样例直升机数据，对桨叶的气动特性进行了计算，验证气动模型的正确性。
模型的主要参数如下表：通过编程计算，计算结果和给定的样例直升机对比如下表二：3 遗传算法在桨叶优化中的应用遗传算法是一种借鉴生物界自然选择和自然遗传机制的随机搜索算法。
它与传统的算法不同，大多数古典的优化算法是基于一个单一的度量函数（评估函数）的梯度或者较高次统计，以产生一个确定性的试验解序列；遗传算法不依赖于梯度信息，而是通过模拟自然进化过程来搜索最优解,它利用某种编码技术，作用于称为染色体的数字串，模拟由这些串组成的群体的进化过程。
由于遗传算法是模拟自然界的生物进化过程，与传统的优化算法相比较，遗传算法具有自组织、自适应和自学习性、搜索点是并行的，无需求导，这样可以解决很多复杂性、多极点的问题，具有极强的搜索能力和鲁棒性。
3.1旋翼桨叶优化问题描述扭转角无论是在悬停或者是前飞都起着很大作用，好的扭转角可以提高悬停效率约为3%—5%，一般为了考虑制造上的难题将桨叶做成线性扭转的，原则上真正的最佳扭转是非线性的，因此我们将192桨叶的扭转设成非线性的，为了优化的灵活性，桨叶的预扭被定义为如下[2]，沿展向变化如下：()1(1)r r r δθθτ⎡⎤=⨯+⋅-⎣⎦ （6）其中r θ是桨根处的扭角，δ为扭角外形参数，τ为桨根与桨尖扭角比例系数。
弦长沿径向分布如下： []1()1(1)1pr c r c r r ελ⎡⎤=⨯+-⋅-⎢⎥⎣⎦（7）其中r c 为桨根处弦长，λ为根梢比，,p ε皆为弦长分布参数。
3.2 数学模型建立对于一般的优化算法，其表述如下：目标函数：max ()i F x , 1,2,...,i M =约束条件：()0()0j i j i i i ig x h x a x b ≥⎧⎪=⎨⎪≤≤⎩1,2,...,j N =1， 优化目标:以悬停效率为最大目标函数 max ：FM （X ）。
2， 设计变量：12(,,,,,,,,)r r pos pos X c p r r λεθδτ=1）弦长变量：r c 、λ、ε、p 2）扭角变量：r θ、δ、τ 3）翼型配置位置：1pos r ，2pos r1pos r 为第二种翼型的起始位置，2pos r 是第三种翼型的起始位置，这里优化选用了沿桨叶径向用三种翼型，在现在的多数先进旋翼设计中一般三种翼型布置是常见的。
3，约束条件：旋翼实度的约束，min σσ≥，为不使扭转角过大可以根据自己的设计需要对扭转角的上下限加以限制iL i iU θθθ≤≤，弦长约束iL i iU c c c ≤≤其中1,2,3...i =。
在每次优化过程中，每一步迭代均用拉力系数T C 配平悬停时的总距0θ，保证每步迭代都会有正确解。
3.3 优化过程优化过程流程图如下图2所示。
本文采用二进制编码，取种群交叉概率为0.8，变异概率为0.01。
种群规模为80，遗传代数为200代。
4 优化算例及结果为验证优化的可行性，首先以计算的样例直升机优化模型，在只改变弦长和扭转角情况下，悬停效率由0.7413提高到0.7796，优化后的桨叶弦长和扭转角如下图3、4所示：图3样例直升机桨叶弦长分布 图4样例直升机桨叶扭转角分布弦长（m ）半径站位 （r/R）预扭角（度）半径站位（r/R）193图 2 遗传算法流程图再以直八直升机为优化算例，这里主要改变桨叶的弦长、扭转角及翼型配置，改变原来的NACA0012翼型为OA 系列先进翼型，并对翼型位置进行设计。
下图5、6为优化前后桨叶弦长和扭转角的对比。
表三 直八旋翼优化前后参数对比从图5看出为保证实度不发生太大变化，优化后的桨叶基本上是尖削的，根部弦长比较大，尖部较小，可以看出尖削桨叶可以获得更好的气动效率。
图6为扭转角优化图，由于桨根处来流角比较大，所以优化后的扭转角自然也变大，这样是为了保证迎角处在一个比较好的情况下，使得诱导速度分布均用，从而提高了悬停效率。
优化前计算的旋翼最大悬停效率为74.9%，优化后的悬停效率提高到81.2%，优化前后旋翼悬停效率对比如下图7：弦长（m ）半径站位（r/R）预扭角（度）半径站位(r/R)图5直八优化后桨叶弦长分布 图6直八优化后桨叶扭转角分布悬停效率FM拉力系数 CT图7 直八优化前后悬停效率对比图8 直九桨叶扭转角示意图对于直九直升机，旋翼采用了法国新研的OA2翼型，桨叶从半径28%处到73%为相对厚度12%的OA212，扭转角从6°过渡到1.394°；然后逐渐过渡到88%半径处的OA209翼型，扭转角变为1.614°；最后过渡到桨尖处的OA207，扭转角为0.696°。
其扭转角示意如图8所示，可见直九在设计时进行了良好的优化，其扭角如此设计也是照顾到了悬停和前飞的不同状态，本次对直九桨叶弦长和扭转角及翼型位置重新布置，单独优化悬停状态与之对比，优化前在设计重量4100kg下的悬停效率计算值为0.7427，优化后的悬停效率为0.7829。
优化后的弦长和扭转角如下图9、10所示：弦长（m）半径站位（r/R）预扭角（度）半径站位（r/R）图9直九优化后桨叶弦长分布图10直九优化后桨叶扭转角分布5 结论1、通过改进的动量-叶素理论计算旋翼的悬停效率，并且与文献值对比可以看出方法行之有效，能够比较准确的计算悬停气动性能。
2、遗传算法以适应度大小为目标，特别适合于求解多变量非线性问题的搜索，对于一些潜在的细节问题遗传算法都可以发现，省去了很多人工排查的繁琐。
优化后的桨叶在满足约束的条件下，气动性能有了较大提高。
3、由于遗传算法的迭代性，使得计算庞大，计算中还有诱导速度的迭代，加上总矩配平计算，因此计算时间较长，需要进一步改进。
参考文献[1]R.W. 普劳蒂著，直升机性能及稳定性和操纵性，北京航空工业出版社,1990[2]Thomas R.McCarthy. Multidisciplinary optimization of helicopter rotor blades including design variable sensitivity.AIAA92-4783,September 21-23,1992.[3]Aditi Chattopadhyay. Multilevel Decomposition Procedure for Efficient Design Optimization of Helicopter Rotor Blades.AIAA JOURNAL V ol. 33, No. 2, February 1995[4]Joanne L. Walsh, Gene J. Bingham, and Michael F. Riley, Optimization methods applied to the aerodynamic194design of helicopter rotor blades. (NASA-T W-89155) May 1987.[5]P. Hajela* and J. Lee**,GENETIC ALGORITHMS IN MULTIDISCIPLINARY ROTOR BLADE DESIGN,AIAA-95-1144-CP ,1995.[6]W. Z. Stepniewski.Rotary-Wing Aerodynamics Volume I - Basic Theories of Rotor Aerodynamics (WithApplication to Helicopters). NASA Contractor Report 3082[7]Jongsoo Lee and Prabhat Hajela. Parallel Genetic Algorithm Implementation in Multidisciplinary Rotor BladeDesign . Mechanical Engineering, Aeronautical Engineering and Mechanics Department Rensselaer Polytechnic Institute Troy, NY 12180.[8]Aditi Chattopadhyay and Thomas R. McCarthy, Optimum design of helicopter rotor blades with multidisciplinarycouplings. AIAA 92-0214 January 6-9,1992.[9]Bingham, Gene J.: The Aerodynamic Influences of Rotor Blade Taper, Twist, Airfoils and Solidity on Hover andForward Flight Performance. 37th Annual Forum of the American Helicopter Society. New Orleans, Louisiana, May, 1981.[10]雷英杰《MA TLAB 遗传算法工具箱与应用》西安电子科技大学出版社。
