[科普中国]-下洗气流

产生原理

当直升机处于悬停状态时，旋翼叶素有一个固定的安装角θ，叶素圆周运动速度u = w*r，同时还有由于气流从旋翼之上流到旋翼之下而产生的诱导速度v作用在叶素之上。对于整个旋翼，其总诱导气流速度方向与旋转平面垂直，或者说与转轴平行；对于单独一个叶素而言，则与叶素弦线垂直。三角形的闭合速度即为合速度——绕叶素的真速w。叶素弦线与真速之间的夹角就是迎角α。对于悬停的直升机旋翼而言，由于旋翼和空气的相互作用，空气以一定的诱导速度通过桨盘区域，旋翼之上一定距离处的空气处于静止状态，靠近旋翼处由于吸力而产生速度，离旋翼越近，该速度越大。在旋转平面上，该速度达到v，其大小与发动机所提供的功率成比例。通过旋翼后，空气被继续向下压，速度继续增长，气流越来越窄，大约在旋翼半径二分之一处最窄，此处速度最大，达到2v，正是由于旋翼与空气相互作用而产生的沿旋翼轴自上而下的流速造成了旋翼上下面的压力差，从而产生了拉力。这样情况下，旋翼上表面压强小，下表面压强大，在旋翼上下表面之间产生升力，由于直升机飞行时高度不变，下表面压强大的空气会向下方流动，形成下洗气流3。

下洗干扰实质下洗问题属于干扰问题，但是它与翼身干扰不一样，因为它是研究上游翼一身组合体对下游尾一身组合段的干扰，而弹翼与尾翼并不联接在一起，上游组合体对下游组合段的干扰主要是通过弹翼后缘拖出的尾涡产生的。因此要建立前翼对后翼干扰模型，那就必须了解尾涡的产生和发展，也就是必须确定下列两个即独立又互相联系 的问题 ，一个是弹翼后缘尾涡的强度与位置 ；另一个是尾涡向下游运动的方向及它对尾翼的诱导下洗速度 。这 就是下洗干扰的实质4。

计算方法计算步骤应用有限基本解气动模型来计算尾翼下洗的计算步骤如下：

1.基本解强度的求解

(1)在弹身上用源汇来代替厚度效应，用 y方向的基元旋涡来代替物体的攻角效应 。用 z方向的基元旋涡来代 替物体的横侧 应 。
(2)在翼面上，用马蹄涡来代替翼面的攻角效应。

2.翼面上压差系数与升力系数计算

本步骤中，由于考虑到弹翼或尾翼在弹身上的方位角可以是任意的，同时，翼面可以有后掠，因此它们的压 差系数不仅仅由马蹄涡的附着部分产生，还有一部分是由二轴向涡段引起的压差系数。

3.下洗角对攻角a的偏导数的计算

4.压缩性效应计算

对于空气压缩性作用， 可以应用普朗特一葛劳握法则。4

计算方案1.按尾涡运动方向

(1) 沿 体轴
(2) 沿 2a /（π*π）
(3) 沿 a / 2
(4) 沿 自由流

2.按尾翼布局形式

(1) 下反翼
(2) 平直翼

3.按飞行攻角

a = 2° ，4°，8 °，一 2° ， 一 4 ° ， 一 8°4

危害影响红外抑制器性能利用地面模拟试验件实验研究了直升机旋翼下洗气流对红外抑制器气动及红外隐身性能的影响。结果表明，旋翼下洗气流对红外抑制器的气动性能、特征温度、红外辐射等都有明显的影响。旋翼下洗气流速度的增加，将造成红外抑制器的引射系数降低，出口气流温度升高 ,出口气流温度分布均匀度增加 ，并使整流罩及外套特征温度迅速增加。存在一个最佳旋翼下洗气流速度 ，使储物仓特征温度最低。最终，使得在模拟悬停状态下 ，考虑和不考虑旋翼下洗气流相比 ， 3 ～ 5μm的平均红外辐射强度大约增加 35% 5。

直升机排气喷流旋翼下洗气流对排气系统冷却气流引射入口和混合管排气出口也形成局部的影响， 导致排气系统的引射能力和排气出口温度发生相应的改变。采用数值模拟方法，对旋翼下洗气流作用下的排气喷流流动特征进行了研究，分析了旋翼下洗气流速度和排气喷口方向对排气喷流流动以及排气系统引射能力的影响。研究结果表明：排气喷流受到旋翼下洗气流的作用而发生明显的向后机 身 下方以及旋翼转动方向的偏转，其偏转程度随旋翼下洗气流速度的增大而加剧；当排气喷口向上 排 气 时，排气喷流在旋翼下洗气流作用下的偏转能够形成对后机身表面的撞击，排气系统的引射能力有微弱的降低，引射系数减小约0.01；而当排气喷口斜向上或侧向时，排气喷流对后机身未形成撞击, 引射能力得到了一定程度的提升，引射系数最大增大0.121。

导弹初始弹道从直升机发射导弹时，旋翼尾流将在其下方形成一个很强的下洗流场，导弹离开发射装置后将穿越此流场 。导弹初速度与旋翼尾流诱导速度具有相同量级，因此下洗流场会对悬挂在机腹两侧的导弹初始段弹道运动产生重要影响 。采用悬停广义尾流模型及气动特性的工程计算方法，计算了在某型悬停直升机旋翼尾流干扰条件下的某大长细比小展弦比的空空导弹的初始弹道，研究在旋翼尾流干扰条件下导弹的运动规律。结果表明，1）旋翼尾流对导弹的初始弹道轨迹有明显的影响，这主要是由于尾翼受旋翼尾流作用产生俯仰力矩的原因 ，发射角对导弹的初始弹道轨迹也有影响。2) 旋翼尾流对攻角有较大的影响， 使攻角变小；但发射角对攻角的影响不大。3) 旋翼尾流使导弹产生侧滑， 侧滑是由于受旋翼流尾流作用导弹产生滚动引起的，发射角对侧滑角几乎没有影响。4) 旋翼尾流对俯仰角和弹道倾角有较大的影响，这也主要是由于尾翼受旋翼下洗流作用产生俯仰力矩所致。5)滚动角受旋翼尾流的影响较大 ，这主要是由于弹翼左右翼面的旋翼下洗流的不对称引起的，发射角对滚动角几乎没有影响6。

修正下洗流方法根据尾翼式火箭弹在主动段逆风偏的特性，修正下洗流影响的方法有两个：

理论修正方法理论修正法也就是原理修正方法 ，即在瞄准原理中对火箭 弹弹道的解算公式做原理性的改变，不再将火箭弹弹道作为质点弹道来处理，而是将火箭弹的运动作为空间刚体的运动来解算其弹道 。 重新设计将火箭弹作为刚体运动的工作方式 、解算软件和硬件 。

固定修正方法固定修正法是在对武装直升机常用攻击状态挂架处的下洗流速度进 行统计测量和理论计算后，得出下洗流所引起的弹道偏差和应构成的修正角，对射击角进行固定修正的方法 。实现固定修正方法有两个：一是调整平显电路控制参数，使随动挂架偏转一定角度； 二是在校靶时使火箭发射器偏转一定 角度 。 相 比较而言，固定修正法的修正精度较理论修正法低得多7。