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2。

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3。

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。3

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