免费论文：直升机气动隐身综合设计

为了提高现代军用直升机生存力和作战能力，隐身技术已逐渐被采用，并成为其重要战术指标之一。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。气动与隐身属于不同学科问题，且对外形要求也有所不同。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。本文的主要工作和结论体现在以下几个方面：1、通过对某型常规战术通用直升机的技术数据、特点、任务容积需求等进行分析，建立直升机几何外形模型；采用物理光学法和等效电磁流法进行RCS 数值计算，通过对主要部件和全机的RCS 计算，分析了其主要雷达散射源、散射特性和RCS 水平。2、不考虑旋翼的气动干扰，采用CFD 网格生成和数值模拟方法，对常规战术通用直升机在前飞状态下机身（包括平尾和垂尾）的气动特性进行计算；采用工程经验公式初步估算悬停和小速度前飞时旋翼对机身气动干扰，即机身垂直阻力。3、借鉴固定翼飞机的隐身设计准则，并结合直升机气动性能及几何外形特点，提出了战术通用直升机外形隐身方案；与常规战术通用直升机相比，改型后的直升机在机头（尾）向和侧向±30°RCS 均值分别降低了10dB 和20dB；此时，旋翼成为全机重要散射源（特别在头向和尾向）还需采用其他方法进行RCS 减缩；前飞时机身阻力明显降低，但产生了附加滚转和偏航力矩，机身垂直阻力增加了大约10%，其他气动特性变化不大。4、直升机进行隐身改形设计时采用了参数化建模方法，以分析外形参数对气动和隐身性能的影响。机身侧面和垂尾应选取适当的控制倾角，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，但该倾角过大时也可能对隐身和气动产生不利影响；平尾应该在保证直升机纵向配平效率的前提下，选取适当的后掠角并结合使用吸波材料来降低头（尾）向的雷达散射水平。

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