采用自由尾跡法的橫列式直升機(jī)氣動(dòng)干擾特性研究.pdf

1、本文基于松弛迭代類自由尾跡法，對(duì)橫列式直升機(jī)定常飛行狀態(tài)下的氣動(dòng)干擾特性開展了研究。主要研究工作總結(jié)如下：
　　一、針對(duì)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(kuò)散和渦線拉伸壓縮效應(yīng)后的渦核半徑公式，建立了基于偽隱式預(yù)測(cè)-修正算法的松弛迭代類自由尾跡差分算法，包括計(jì)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(dòng)力模型、萬向鉸旋翼的揮舞動(dòng)力學(xué)方程和單旋翼的

2、配平模型，建立了計(jì)算定常飛行狀態(tài)下單旋翼下洗流場(chǎng)特性的自由尾跡方法。同時(shí)將非定常翼型模型引入橫列式直升機(jī)動(dòng)力學(xué)模型得到全機(jī)配平模型替換單旋翼配平模型，并耦合另一副旋翼的誘導(dǎo)速度貢獻(xiàn)，建立了計(jì)算定常飛行狀態(tài)下雙旋翼干擾流場(chǎng)特性的自由尾跡方法。
　　三、對(duì)定常飛行狀態(tài)下單旋翼和雙旋翼流場(chǎng)的尾跡結(jié)構(gòu)和誘導(dǎo)速度進(jìn)行了計(jì)算分析，并對(duì)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