不同類型復(fù)合式直升機(jī)的特點分析目錄TOC\o"1-3"\h\u16157不同類型復(fù)合式直升機(jī)的特點分析 1221641.不同旋翼推進(jìn)方式直升機(jī)的特點分析 117242（1）槳尖旋翼不同復(fù)合推進(jìn)方式 132376（2）剛性旋翼不同復(fù)合推進(jìn)方式 2143292.不同螺旋槳位置直升機(jī)的特點分析 415706（1）一側(cè)螺旋槳 463（2）兩側(cè)螺旋槳 517510（3）尾部螺旋槳 6326703.不同旋翼數(shù)量復(fù)合式直升機(jī)的特點分析 827738（1）單旋翼復(fù)合式直升機(jī) 827306（2）雙旋翼復(fù)合式直升機(jī) 9800（3）多旋翼復(fù)合式直升機(jī) 111.不同旋翼推進(jìn)方式直升機(jī)的特點分析（1）槳尖旋翼不同復(fù)合推進(jìn)方式Wn342作為世界上第一架槳尖噴氣式直升機(jī)，將螺旋槳推進(jìn)器安裝在駕駛艙尾部，利用熱源為旋翼提供動力，于1942年10月開始首飛，但效率較差，飛行速度從未超過25~30mile/h，最大續(xù)航也僅為15min。第二次世界大戰(zhàn)結(jié)束時，美國捕獲了Wn342型直升機(jī)，通過檢測，發(fā)現(xiàn)它在懸掛狀態(tài)下比普通直升機(jī)耗油高9倍，由于其工程應(yīng)用價值不大，一直被擱置。英國將“Gyrodyne”樣機(jī)改裝成槳片噴氣式驅(qū)動機(jī)，并介紹菲利“Gyrodyne”復(fù)合直升機(jī)。該復(fù)合直升機(jī)也使用熱氣源作為旋翼動力，1954年1月開始首飛，1956年結(jié)束，完成了近200次旋翼驅(qū)動向前飛的自轉(zhuǎn)過程，但總體過程并非一帆風(fēng)順，顯示出技術(shù)難度。同時，由于戰(zhàn)后經(jīng)濟(jì)等因素，這架直升機(jī)沒有得到政府的鼓勵和資助，此后也不再進(jìn)行研究。與菲利“Gyrodyne”直升機(jī)差距不大的同時發(fā)展起來的還有另一架菲利“Rotodyne”直升機(jī)。菲爾利的“Rotodyne”直升機(jī)也使用熱源作為旋翼的動力，在高速前飛行中旋翼自轉(zhuǎn)。當(dāng)時為全球最大旋翼飛機(jī)，并于1959年1月份創(chuàng)下時速91英里的紀(jì)錄,1957年11月份作為飛行測試內(nèi)容。當(dāng)菲莉公司于1959年創(chuàng)立韋斯特蘭公司時，韋斯特蘭公司因缺乏國家資源而不執(zhí)行該方案。1953年4月，法國完成了S.O.1310Farfadet復(fù)合直升機(jī)的懸停飛行。直升機(jī)的旋翼同時作為熱源在機(jī)身正面設(shè)置螺旋保證前進(jìn)牽引力。去年12月底前進(jìn)行了飛行試驗，最高飛行速度265公里/小時。50年代美國又開始研制葉片噴氣復(fù)合直升機(jī)。麥當(dāng)勞公司后來發(fā)射XV-1探索直升機(jī)并在1973年10月間創(chuàng)造旋翼飛機(jī)時速220英里的紀(jì)錄。但XV-1直升機(jī)太過復(fù)雜的構(gòu)造彌補了傳統(tǒng)直升機(jī)技術(shù)上的不足，而葉尖噴射裝置所發(fā)出的閃電與噪音同樣充滿挑戰(zhàn)。作為軍事裝備的用途受到極大限制，最終在1957年工程也被取消。（2）剛性旋翼不同復(fù)合推進(jìn)方式普通旋翼和自走旋翼的槳轂沒有太大的變化，基本上是普通的鉸鏈形式，還有兩片葉子的“蹺蹺板”鉸鏈。當(dāng)直升機(jī)高速向前飛行時，需要減小旋轉(zhuǎn)葉片總距離和轉(zhuǎn)速，此時，鉸鏈?zhǔn)叫D(zhuǎn)葉片特別不利于旋轉(zhuǎn)葉片系統(tǒng)的穩(wěn)定性和整體操縱穩(wěn)定性的維持，于是，美國多家直升機(jī)公司又紛紛推出帶有剛性旋翼、驅(qū)動方式各異的復(fù)合材料直升機(jī)。洛克希德公司發(fā)布的XH-51A是一款只在機(jī)體一側(cè)安裝J60噴氣發(fā)動機(jī)的驗證機(jī)。1968年9月完成首飛,1973年創(chuàng)造了302.6英里/小時的旋翼機(jī)非正式飛行紀(jì)錄。但XH-51A發(fā)動機(jī)J60耗油較多，有油時僅能維持最高飛行速度20分鐘，造成經(jīng)濟(jì)性差。洛克希德公司為美國陸軍先進(jìn)控制火力支援系統(tǒng)項目引進(jìn)AH-56A“沙龍”剛性旋翼復(fù)合直升機(jī)，并向西科夫斯基公司的貝爾309直升機(jī)和S-67直升機(jī)招標(biāo)。AH-56A型直升機(jī)第一次飛行是在1973年9月，最大飛行速度為253英里時。然而，隨著戰(zhàn)場的大規(guī)模開放，美國陸軍發(fā)生了變化：在20世紀(jì)70年代，對武裝直升機(jī)和“先進(jìn)攻擊直升機(jī)方案”也提出了新的戰(zhàn)術(shù)要求。在這個計劃下，美國陸軍最終決定研制AH-64阿帕奇直升機(jī)，而早期的AH-56A直升機(jī)Bell309和S-67也無法擺脫下降的命運。為了驗證“前進(jìn)翼概念（Advancedbladeconcept，ABC）”，如圖1所示，在美國陸軍和NASA的幫助下，西科斯基公司幫助推出了S-69（軍號“XH-59A”）剛性旋翼復(fù)合直升機(jī)。圖1S－69復(fù)合式直升機(jī)直升機(jī)在機(jī)身兩側(cè)增加了J60-P-3A噴氣發(fā)動機(jī)作為推進(jìn)裝置。1973年7月首飛成功，證明“ABC”旋翼是可行的,1980年8月達(dá)到303英里/小時。但考慮到后來成本的增加，西科斯基公司不愿繼續(xù)（部分原因是西科斯基還開發(fā)了UH-60“黑鷹”、SH-60“海鷹”、CH-53E“超級種馬”和民用S-76直升機(jī)），最終陸軍拒絕與停產(chǎn)的XH-59A直升機(jī)簽訂合同。1982年美國陸軍公布“輕型試驗直升機(jī)方案”后,Sikosiki公司轉(zhuǎn)而實施這一計劃，最終獲得RAH-66直升機(jī)“科曼奇”合同。西科斯基公司還于2006年著手研制“ABC”型旋翼復(fù)合直升機(jī)。推進(jìn)方式由原來的噴氣推進(jìn)變?yōu)榇猜菪龢七M(jìn)。X2剛性旋翼復(fù)合材料直升機(jī)見圖2。直升機(jī)的最大設(shè)計飛行速度為490公里/小時，巡航速度為460公里/小時。2006年8月份首飛。圖2X2復(fù)合式直升機(jī)西科斯基公司與波音公司共同研制中型SB-1多用途直升機(jī)驗證機(jī)“挑戰(zhàn)者”,以申請共同多用途技術(shù)驗證機(jī)方案。西科斯基公司作為該型試驗機(jī)研制的先行者，在圖3中展示了S-97“ABC”旋翼復(fù)合材料直升機(jī)。SB-1“挑戰(zhàn)者”直升機(jī)的首飛時間是在2015年5月份。SB-1“挑戰(zhàn)者”型直升機(jī)還將于2017年開始飛行。圖3S－97復(fù)合式直升機(jī)2.不同螺旋槳位置直升機(jī)的特點分析（1）一側(cè)螺旋槳圖4所示為大氣壓力財產(chǎn)快速評定方法及基于CFD軟件OVERFLOW的迎角-單螺旋槳與葉片聯(lián)合升力系數(shù)-誘導(dǎo)阻力系數(shù)-上升扭矩系數(shù)曲線圖。扭矩作用點在鏟刀1/4谷物線。RANS方法升力線斜率在15沖擊角下呈線性變化，而后斜率隨沖擊角增大而降低。在浮力系數(shù)上,VLM-ADC與VLM-UVLM法相互靠近。在10個攻角下，用快速評估方法計算的LC和RANS方法的結(jié)果非常一致，與RANS相比,VLM-AFT和VLM-UVLM升力系數(shù)的誤差為8.2%或更大。5.4%。通過與RANS結(jié)果進(jìn)行對比發(fā)現(xiàn):VLM-ADC與VLM-UVLM感應(yīng)電阻系數(shù)更小，且差值隨攻角增大而增大。因粘性效應(yīng)一般隨攻角增大而增大。用VLM-UVLM比VLM-ADC計算出來的DiC更加接近RANS的結(jié)果。究其原因，在于RANS方程CFD解算器產(chǎn)生的螺旋槳推力，扭矩分量人為施加在激振盤模型上。與VLM-AFT相比，使用VLM-UVLM方法計算的DiC在不同攻角下較低，并且在20個攻角下兩者之間的誤差為零。當(dāng)將通過高速評估方法計算的變槳轉(zhuǎn)矩系數(shù)與RANS方法進(jìn)行比較時，數(shù)值相同，但一致性較低。兩種螺旋槳與葉片氣動耦合模型所計算出mC之所以存在差異，是因為螺旋槳與葉片交互作用對實際螺旋槳及激振盤誘導(dǎo)速度場產(chǎn)生了不同影響。采用VLM-UVLM求解該問題時考慮螺旋槳葉片空中轉(zhuǎn)動運動瞬間作用，而激振盤以滑動電流平滑度為假設(shè)條件。在高攻角（大于10攻角）情況下，激勵器盤模型假設(shè)開始無效，從而激勵器圓盤模型尾椎骨準(zhǔn)確性下降。使用VLM-AFT進(jìn)行解算的情況較多，成為mC計算結(jié)果產(chǎn)生偏差的主要因素?；赗ANS方法計算俯仰力矩系數(shù)，與VLM-UVLM比較，吻合度高，趨勢相同，在各攻絲范圍內(nèi)保持收斂。(a)CL-AoA(b)Cpi-AoA(C)Cm-AoA圖4單螺旋槳-機(jī)翼氣動系數(shù)-攻角曲線（2）兩側(cè)螺旋槳對一般直升機(jī)而言，制約最大飛行速度主要是旋翼空氣動力學(xué)特性和飛機(jī)發(fā)動機(jī)功率占阻力比三方面因素。本實用新型經(jīng)設(shè)計改進(jìn)及優(yōu)化后，能有效減小空氣框架阻力及提升發(fā)動機(jī)性能，同時推遲轉(zhuǎn)子壓力極限時間，增強(qiáng)轉(zhuǎn)子前后翼壓縮靜止氣流特性。通過加裝推進(jìn)器及直升機(jī)來實現(xiàn)普通復(fù)合直升機(jī)機(jī)翼及螺旋槳功能。機(jī)翼是用來消除旋翼升力的，螺旋槳是用來提供前進(jìn)所需要的推力的。進(jìn)而增加直升機(jī)最大飛行速度，改善飛行性能。20世紀(jì)60年代McCloud等用風(fēng)洞進(jìn)行了高入口速度單轉(zhuǎn)子大氣壓力財產(chǎn)試驗，得到了H-34與UH-1D兩種轉(zhuǎn)子進(jìn)口速度比分別為0.86時大氣壓力財產(chǎn)試驗資料。Yeo與Johnson利用CAMRADII軟件對高速復(fù)合直升機(jī)旋翼進(jìn)行空氣動力學(xué)財產(chǎn)計算。他們通過測量旋翼的最佳扭轉(zhuǎn)和旋翼距離與旋翼轉(zhuǎn)速的比值來研究復(fù)合材料直升機(jī)的性能優(yōu)化問題。研究顯示復(fù)合材料直升機(jī)飛行性能的改善依賴于很多因素，既依賴于旋翼，推進(jìn)裝置以及機(jī)翼的效率問題，也依賴于不能處理旋翼載荷，機(jī)翼載荷以及其他諸多設(shè)計參數(shù)。共享。Rand和Kromov提供了分析復(fù)合材料直升機(jī)旋翼、推進(jìn)裝置、機(jī)翼的阻力/動力研究方法、機(jī)身及其他零件的特性，旋翼，推進(jìn)設(shè)備等問題進(jìn)行了探討，并對機(jī)翼，機(jī)身在給定轉(zhuǎn)速時進(jìn)行了優(yōu)化。研究證明在高速直升機(jī)上使用驅(qū)動器完全必要。驅(qū)動裝置推力愈大，則節(jié)約全機(jī)需要的動力愈多。機(jī)翼在直升機(jī)高速飛行過程中扮演著十分重要的角色，雖然能給機(jī)身提供一切所需升力，但是這個時候所需動力是很大的。為提高直升機(jī)最大飛行速度，基于加裝機(jī)翼,Ferguson與Thomson選用同軸雙旋翼與螺旋槳復(fù)合材料直升機(jī)對比。探討了2種復(fù)合材料直升機(jī)模型的動態(tài)穩(wěn)定性財產(chǎn)和普通直升機(jī)的對比。分析其區(qū)別。同軸雙旋翼直升機(jī)對機(jī)翼的橫向周期性斜率變化及放大有明顯的作用。螺旋槳復(fù)合材料直升機(jī)能夠縮短整個旋翼的距離，使其始終保持高速旋轉(zhuǎn)。但高精度、動態(tài)穩(wěn)定地模擬2種結(jié)構(gòu)的復(fù)合材料直升機(jī)仍需做很多工作。Graham等利用綜合分析軟件RCAS（旋翼飛行器的綜合分析系統(tǒng)等）對復(fù)合材料直升機(jī)進(jìn)行了空氣動力學(xué)分析，并對其總體布局和性能進(jìn)行了評價，對整體旋翼距離進(jìn)行探討，探索旋翼速度和葉片間的相互關(guān)系，從而改善復(fù)合直升機(jī)最大直升機(jī)阻力比和降低載荷的特性。綜合考慮同軸雙旋翼尾槳復(fù)合直升機(jī)氣動特性為研究對象，國內(nèi)廠商吳玉平針對整機(jī)平面模型及各組件氣動模型給出了一種簡便而實用的方法，從而得到多種飛行狀態(tài)下的控制與性能。何小平等人利用升力和推壓裝置，消除了直升機(jī)的各種升力和推力。他建立了復(fù)合材料直升機(jī)飛行性能分析模型，該模型是以雙螺旋槳作為推進(jìn)結(jié)構(gòu)。他們對復(fù)合材料直升機(jī)控制集及傾角變化規(guī)律進(jìn)行了分析，并就螺旋槳、機(jī)翼對直升機(jī)運行特性的影響進(jìn)行了分析，得到如下結(jié)論:1）低速階段不管是降低電力還是提高上升阻力比，整機(jī)中葉片所占比例明顯高于螺旋槳，轉(zhuǎn)速高于一定速度后螺旋槳促進(jìn)作用初露端倪2）螺旋槳復(fù)合直升機(jī)的構(gòu)型，在飛行速度大于一定速度后，其主旋翼總距離，橫距離和縱周期變距離均較一般直升機(jī)有較大變化，機(jī)體俯仰角都顯著減小，且機(jī)體旋轉(zhuǎn)角趨近于0°；配置機(jī)翼后對應(yīng)的操縱量及姿態(tài)角沒有明顯改變，故機(jī)翼有使復(fù)合直升機(jī)獲得穩(wěn)定面的作用3）同時設(shè)置于螺旋槳與機(jī)翼后，各個操縱量與姿態(tài)角在低速階段相差較小，由螺旋槳與機(jī)翼兩部分功能組合情況分析了高速階段變化趨勢。（3）尾部螺旋槳常規(guī)結(jié)構(gòu)的旋翼受后翼失速的限制以維持直升機(jī)的橫向平衡，不能充分發(fā)揮前進(jìn)翼的升力潛能。同軸復(fù)合式高速直升機(jī)使用同軸剛性旋翼，旋翼的滾轉(zhuǎn)扭矩不需要用尾翼平衡。前進(jìn)葉片無需移向后行葉片，增大螺距可充分挖掘前進(jìn)葉片的升力潛力。由于前進(jìn)葉片提供的升力足夠大，后行葉片可以減小螺距，減小升力的供給，從而避免后行葉片的失速現(xiàn)象。圖5、圖6分別是與現(xiàn)有的旋轉(zhuǎn)葉片同軸剛性旋轉(zhuǎn)葉片的前進(jìn)葉片升力圖。圖5常規(guī)構(gòu)型旋翼前行槳葉升力潛力無法得到發(fā)揮圖6共軸剛性旋翼前行槳葉升力潛力得到發(fā)揮同時，同軸剛性旋翼可在高速前飛過程中減小旋翼的轉(zhuǎn)速，從而避免在前進(jìn)翼上產(chǎn)生沖擊波。通過上述分析，利用同軸剛性旋轉(zhuǎn)葉片，可以有效地解決高速飛行中現(xiàn)有結(jié)構(gòu)旋轉(zhuǎn)葉片前進(jìn)葉片沖擊波、后行葉片失速等問題。與傳統(tǒng)結(jié)構(gòu)的直升機(jī)相比，槳采用前傾形式提供推力，同軸復(fù)合式直升機(jī)采用尾部螺旋槳前進(jìn)。利用尾部螺旋槳進(jìn)行前推，不僅可以提供較大的推力，還可以降低直升機(jī)在大低頭姿勢時的機(jī)體阻力，從而增加直升機(jī)的巡航速度。直升機(jī)的平衡控制。直升機(jī)橫向平衡橫向速度的有無和橫向速度的差異。在沒有橫向速度的情況下，由于氣壓配置具有左右對稱性，所以上、下旋轉(zhuǎn)葉片側(cè)的力自平衡，機(jī)身和機(jī)尾側(cè)的力也處于自平衡。在存在橫向速度的情況下，即在橫向飛行或橫向滑動的飛行中，橫向阻力和旋轉(zhuǎn)葉片拉力的橫向分量達(dá)到平衡，旋轉(zhuǎn)葉片槳的扭矩旋轉(zhuǎn)分量、旋轉(zhuǎn)葉片拉力引起的旋轉(zhuǎn)扭矩以及平尾和機(jī)身引起的旋轉(zhuǎn)扭矩達(dá)到平衡。同軸復(fù)合直升機(jī)采用尾部螺旋槳結(jié)構(gòu)，因此在實現(xiàn)縱向平衡方面與傳統(tǒng)結(jié)構(gòu)的直升機(jī)明顯不同。平衡整機(jī)縱向阻力與旋轉(zhuǎn)葉片后向力、旋轉(zhuǎn)葉片推力的前傾分量與螺旋槳推力的總和。直升機(jī)在中高速飛行時螺旋槳比較小，其推力主要靠旋翼槳葉向前傾供給。直升機(jī)在高速運行的情況下，其推力主要由船尾螺旋槳產(chǎn)生。直升機(jī)的高度與方向控制。直升機(jī)升力由同軸倒置旋翼完成，總行程與重力平衡。利用總距離杠桿控制轉(zhuǎn)子總距離使升力同步改變來實現(xiàn)高度控制。由于同軸旋轉(zhuǎn)葉片對稱，總距離工作不引起偏航裝置的任何改變，不需要對航向進(jìn)行修正。同軸剛性直升機(jī)航向控制是通過航向控制裝置差動改變上旋翼與下旋翼的整體距離，也就是一對旋翼變大，而另外一對旋翼變小。但直升機(jī)總行程變化不大，從而能維持在一個恒定高度上。直升機(jī)在高速飛行中采用旋翼總距離差法不能實現(xiàn)飛行控制。本案中，行駛方向可由踏板所對應(yīng)的轉(zhuǎn)向角度變化。直升機(jī)縱、橫向控制等。直升機(jī)縱向控制分為常規(guī)飛行與輔助推進(jìn)2種飛行方式。直升機(jī)在中高速飛行過程中通過調(diào)整兩旋翼對間縱向可變距離實現(xiàn)兩旋翼共同偏斜來實現(xiàn)變速。在直升機(jī)高速運行過程中，輔助推進(jìn)模式被打開，轉(zhuǎn)速的改變主要是由被調(diào)節(jié)螺旋槳傾斜實現(xiàn)的。直升機(jī)橫向控制代替?zhèn)鹘y(tǒng)飛行模式。本實用新型通過對兩旋翼橫向傾角進(jìn)行同步調(diào)整，使得兩旋翼共同左右轉(zhuǎn)動，實現(xiàn)了直升機(jī)左，右飛，側(cè)滑并同時產(chǎn)生旋轉(zhuǎn)扭矩來實現(xiàn)直升機(jī)旋轉(zhuǎn)姿態(tài)變化。3.不同旋翼數(shù)量復(fù)合式直升機(jī)的特點分析（1）單旋翼復(fù)合式直升機(jī)一般帶有單旋翼尾翼的直升機(jī)大速前飛時，由于前進(jìn)翼處于音速附近，后行槳的失速造成阻力與輸出急劇增加，轉(zhuǎn)速很難超過350km/h。為了解決這個問題,M.Buhler和C.Frank以及R.L.Robb加裝機(jī)翼來提高直升機(jī)飛行速度，王煥瑾和孟佳東、葛訊已設(shè)計出幾種新結(jié)構(gòu)旋翼飛機(jī)，如加裝尾推螺旋槳、鴨翼等構(gòu)型，陳銘等通過固定翼飛機(jī)與直升機(jī)相結(jié)合提高飛機(jī)前方飛行速度，并介紹歐洲直升機(jī)公司雙拉伸螺旋槳復(fù)合式高速直升機(jī)（X3結(jié)構(gòu)，如圖1所示）計劃。該方案是在一般單旋翼+尾翼直升機(jī)上加裝機(jī)翼，通過兩側(cè)各安裝一個機(jī)翼，螺旋槳推力實現(xiàn)直升機(jī)高速前飛。相對于常規(guī)直升機(jī)布局，采用雙張拉復(fù)式布置方式增加機(jī)翼及螺旋槳裝置后，懸架內(nèi)整機(jī)氣壓干擾發(fā)生了很大的改變，機(jī)翼及螺旋槳的存在使得旋翼下洗氣流受到很大的干擾，而，直升機(jī)前飛速度亦不同旋翼航跡對于螺旋槳及機(jī)翼的影響程度亦不同，機(jī)身表面的壓力分布亦會發(fā)生改變，旋翼與螺旋槳及機(jī)身之間的互相干擾對于直升機(jī)飛行性能及飛行品質(zhì)都會產(chǎn)生極大的影響?，F(xiàn)有CFD方法在直升機(jī)流場數(shù)值模擬中應(yīng)用較為廣泛，其中復(fù)合式高速直升機(jī)干擾流場CFD模擬方法主要有嵌套網(wǎng)格與動量源2種。曹飛等在結(jié)構(gòu)運動嵌套網(wǎng)格基礎(chǔ)上開發(fā)出復(fù)合式高速直升機(jī)旋翼-機(jī)身氣壓特性CFD數(shù)值計算方法，可有效模擬不同飛行狀態(tài)、不同布置方式下復(fù)合式直升機(jī)流場，但是有網(wǎng)格數(shù)量多、計算量較大的缺點，謝冠一在此基礎(chǔ)上對旋翼-機(jī)身-尾面空氣動力干擾特性進(jìn)行分析，并在計算時考慮旋翼平坦化問題，然而二者只對一般單旋翼有尾翼直升機(jī)進(jìn)行結(jié)構(gòu)展開分析，黃深利用動量源方法，建立同軸剛性旋翼有尾推進(jìn)螺旋槳復(fù)合式高速直升機(jī)（X2結(jié)構(gòu)）旋翼/機(jī)身/尾部推進(jìn)干擾流場計算方法，在此方法下以動量源代替旋翼與螺旋槳，并給出出動量源網(wǎng)格的生成方式，對剛性旋翼尾推時產(chǎn)生的空動擾動進(jìn)行分析，為具有不同動量源方式的復(fù)合式高速直升機(jī)構(gòu)型提供參考依據(jù)；趙寅宇等用動量源方法研制出一種X3結(jié)構(gòu)懸置和不同前飛行速度下旋翼和螺旋槳相互干擾的X3結(jié)構(gòu)旋翼螺旋槳干擾流場分析方法，但是未考慮到機(jī)體對于旋翼/螺旋槳干擾流場的作用。申遂愿與朱清華基于動量源方法構(gòu)造了以雙拉伸螺旋槳組合高速直升機(jī)旋翼-螺旋槳-機(jī)身干擾特性數(shù)值計算分析方法，這種方法充分考慮了機(jī)身對整機(jī)氣壓特性的影響，較逼真地模擬出直升機(jī)懸停，前飛時旋翼-螺旋槳-機(jī)身干擾特性，得到如下結(jié)論:1）懸停時機(jī)體堵塞氣流降低旋翼升力、螺旋槳尾流對旋翼下方氣流的沖刷提高旋翼升力。2）前飛時旋翼下洗流發(fā)生偏轉(zhuǎn)且前飛速度越大，偏轉(zhuǎn)角度越大，前飛速度大于前飛旋翼下洗流和螺旋槳滑移流偏轉(zhuǎn)速度，旋翼下洗流對螺旋槳滑移流的影響隨前飛速度增大而減弱。3）旋翼下沖洗流前飛速度對翼面壓力分布的影響較前飛速度顯著，旋翼下沖洗流沖擊機(jī)翼上部，提高了上部壓力分布并降低了升力，且這種作用隨前飛速度提高而降低。（2）雙旋翼復(fù)合式直升機(jī)進(jìn)入21世紀(jì)以來，由于對直升機(jī)高速度和大航程的要求、高升限和其他性能指標(biāo)提出了緊迫的要求，復(fù)合直升機(jī)已成為目前國內(nèi)外直升機(jī)研究的熱點問題。由于復(fù)合直升機(jī)配備有輔助升力裝置和推進(jìn)裝置（一般為機(jī)翼、螺旋槳等），因此在高速下機(jī)翼和螺旋槳可以卸下旋翼的載荷，從而大大擴(kuò)展直升機(jī)的飛行包絡(luò)線，提高飛行性能。然而，增加機(jī)翼、螺旋槳等設(shè)備，雙旋翼的氣壓干擾有時會對整機(jī)的平準(zhǔn)化和飛行性能產(chǎn)生不良影響，因此復(fù)合直升機(jī)研究雙旋翼氣壓干擾引起的飛行性能變化，對復(fù)合直升機(jī)來說設(shè)計更為重要。目前國外對雙旋翼氣壓干擾的研究。Makino等人通過實驗研究了懸架中雙旋翼的氣壓干擾。受氣壓干擾，旋翼的懸掛性能隨著旋翼與機(jī)翼之間距離的降低而提高，縮小旋翼與機(jī)翼的間距，提高機(jī)翼的下洗與旋翼的拉力之比。Hamamoto等人用同樣的方法討論了高速飛行中（前進(jìn)比0.7）機(jī)翼位置對雙旋翼氣壓干擾的影響，實驗研究證明，旋翼與機(jī)翼的間距縮小，機(jī)翼升力減小，阻力和扭矩增加。對于渦流方法，Yeo還用渦流方法研究了雙旋翼的氣壓干擾，最后用AH-56型復(fù)合直升機(jī)的飛行試驗數(shù)據(jù)進(jìn)行了驗證，得到了比較準(zhǔn)確的預(yù)測結(jié)果。Orchard等人用馬蹄渦對機(jī)翼進(jìn)行縱向模擬，用橫向分布渦格對旋翼進(jìn)行模擬，計算結(jié)果與試驗值趨勢一致，表明采用渦方法可以對空氣動力干擾問題進(jìn)行快速準(zhǔn)確的預(yù)報。為了更準(zhǔn)確地模擬雙旋翼的氣壓干擾，Sugawara等人采用了“rFlow3D”CFD軟件，對增加矩形機(jī)翼后的UH-60A直升機(jī)流場進(jìn)行了仿真研究。研究表明，氣壓干擾使雙轉(zhuǎn)子葉片組件等效阻力提高近20%。另一方面，F(xiàn)rey等人用CFD方法對目前比較受歡迎的X3結(jié)構(gòu)復(fù)合直升機(jī)雙旋翼進(jìn)行了氣壓干擾研究，雙旋翼的氣壓干擾降低了旋翼前進(jìn)側(cè)翼下的翼升力，位于旋翼的后側(cè)，旋翼對翼幾乎沒有作用。然而，上述CFD方法均采用風(fēng)洞平衡策略，不考慮螺旋槳、平尾等受力及力矩，與復(fù)合直升機(jī)在實際飛行中的平衡策略不同。在國內(nèi)，萬佳等運用自由航跡法和渦格法，對普通結(jié)構(gòu)型復(fù)合直升機(jī)雙旋翼空動干擾問題，展開初步研究。研究表明，機(jī)翼-旋翼的氣壓干擾對飛行速度影響較大，受氣壓干擾影響，旋翼和機(jī)翼效率下降，但本研究僅以復(fù)合式直升機(jī)結(jié)構(gòu)為研究對象。趙寅宇、申遂愿等人采用動量源法研究了雙螺旋槳推進(jìn)復(fù)合直升機(jī)的空力干擾。在懸掛過程中，機(jī)體阻塞了氣流，減少了旋翼的升力。低速前飛過程中，雙旋翼間的空氣動力干擾較大，主要表現(xiàn)為旋翼的清洗加劇了機(jī)翼上表面的壓力分布，但在高速飛行的情況下并不存在，研究了空氣動力干擾對飛行性能的影響。楊克龍、韓東等人為研究雙旋翼氣壓干擾對雙螺旋槳驅(qū)動復(fù)合式直升機(jī)高速飛行性能的影響，建立了能夠快速預(yù)報復(fù)合式直升機(jī)飛行性能的模型，增加機(jī)翼，以螺旋槳后AS365N“海豚”直升機(jī)為樣本對400km/h高速飛行情況進(jìn)行了分析，對整機(jī)飛行性能受雙旋翼氣壓干擾影響的規(guī)律和機(jī)理的研究，文中討論了副翼控制調(diào)平空氣動力干擾引起的機(jī)翼轉(zhuǎn)動力矩、整機(jī)電力變化特征。研究表明，空氣動力干擾提高了機(jī)翼誘導(dǎo)速度，導(dǎo)致機(jī)翼升力系數(shù)減小、阻力系數(shù)增加。旋翼的不對稱渦系影響較大，處于旋翼前進(jìn)側(cè)下方的機(jī)翼的誘導(dǎo)速度和升阻系數(shù)變化比后退側(cè)明顯。由于氣壓干擾，葉片升力分布由80.00%下降到71.59%，旋翼升力分布由20.04%上升到28.48%。旋翼、螺旋槳和整機(jī)功率分別提高16.60%、1.86%和3.76%。氣壓干擾有利于增大機(jī)翼的轉(zhuǎn)動力矩，降低旋翼的轉(zhuǎn)動力，使整機(jī)平準(zhǔn)，提高整機(jī)功率。采用副翼操縱，在氣壓干擾產(chǎn)生機(jī)翼轉(zhuǎn)動力矩的情況下進(jìn)行平衡，旋轉(zhuǎn)機(jī)翼側(cè)向周期變化，阻力降低，降低整機(jī)功率。（3）多旋翼復(fù)合式直升機(jī)普通單旋翼有尾翼結(jié)構(gòu)型直升機(jī)在前飛過程中，槳左右兩部分氣壓環(huán)境不對稱，高速前飛過程中，前進(jìn)槳易受到?jīng)_擊波阻力作用，后行槳易發(fā)生氣流分離，其升力受到很大限制。國內(nèi)外直升機(jī)工作者為解決這一重大困難，已經(jīng)推出了許多非常規(guī)結(jié)構(gòu)直升機(jī)方案，如傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)、復(fù)合式高速直升機(jī)等，其中，傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)在大型直升機(jī)上的應(yīng)用更廣泛，代表機(jī)型為V-22魚鷹運輸機(jī)，以快的飛行速度、具有航程遠(yuǎn)等優(yōu)勢，但由于其傾覆機(jī)構(gòu)相對復(fù)雜，事故率居高不下，復(fù)合直升機(jī)具有前飛速度快的特點，結(jié)構(gòu)簡單等優(yōu)點受到廣泛重視歐洲直升機(jī)公司為X-3直升機(jī)設(shè)計的雙拉伸螺旋槳復(fù)合高速直升機(jī)計劃。相對于普通單旋翼尾槳直升機(jī)構(gòu)型，復(fù)合式高速直升機(jī)在機(jī)體兩側(cè)加裝機(jī)翼并在翼端加裝螺旋槳，故復(fù)合式高速直升機(jī)氣動力特性明顯不同于普通直升機(jī)。懸架內(nèi)旋翼下沖洗流豎直朝下，給處于旋翼下的機(jī)翼及螺旋槳造成很大空氣動力干擾。同時復(fù)合式高速直升機(jī)前緣飛行速度增加，旋翼下方?jīng)_洗流發(fā)生偏移，對于螺旋槳及機(jī)翼而言，影響區(qū)域發(fā)生改變。尤其對于旋翼下沖洗流擾流葉片來說，當(dāng)旋翼下沖洗流與機(jī)翼接觸時，不但會破壞機(jī)翼周邊流場分布還會使機(jī)翼表面壓力分布發(fā)生變化，又因旋翼前進(jìn)葉片和后行葉片下沖洗強(qiáng)度不同，兩側(cè)葉片受力相差很大，橫向穩(wěn)定性也會變差。綜上所述，分析研究復(fù)合式高速率直升機(jī)旋翼兩側(cè)沖洗流動對機(jī)翼不同強(qiáng)度空氣動力的影響具有重要意義。到目前為止，復(fù)合型高速直升機(jī)在國內(nèi)外都有很多研究。國外FaustJanArun等以復(fù)合直升機(jī)非對稱升降舵為理念，開展了X-3