采用自由尾跡法的橫列式直升機氣動干擾特性研究.pdf

1、本文基于松弛迭代類自由尾跡法，對橫列式直升機定常飛行狀態(tài)下的氣動干擾特性開展了研究。主要研究工作總結(jié)如下：
　　一、針對旋翼的自由尾跡模型，分析了渦核模型的影響因素并給出了考慮渦核粘性擴散和渦線拉伸壓縮效應后的渦核半徑公式，建立了基于偽隱式預測-修正算法的松弛迭代類自由尾跡差分算法，包括計算的邊界條件、初始尾跡的確定、尾跡的收斂判據(jù)。
　　二、在自由尾跡模型基礎(chǔ)上，結(jié)合旋翼槳葉氣動力模型、萬向鉸旋翼的揮舞動力學方程和單旋翼的

2、配平模型，建立了計算定常飛行狀態(tài)下單旋翼下洗流場特性的自由尾跡方法。同時將非定常翼型模型引入橫列式直升機動力學模型得到全機配平模型替換單旋翼配平模型，并耦合另一副旋翼的誘導速度貢獻，建立了計算定常飛行狀態(tài)下雙旋翼干擾流場特性的自由尾跡方法。
　　三、對定常飛行狀態(tài)下單旋翼和雙旋翼流場的尾跡結(jié)構(gòu)和誘導速度進行了計算分析，并對比分析了不同旋翼間距及旋轉(zhuǎn)方向的影響，給出了一些有意義的結(jié)論。
　　四、在雙旋翼自由尾跡模型的基礎(chǔ)上，耦