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摘要
本文对直升机涡环状态边界进行了系统的分析与研究。首先，剖析了涡环状态事故的成因，阐述了其在飞行特性、旋翼性能、桨盘入流、涡系结构等方面的物理机制，指出涡环状态下安全隐患的主要诱因是桨尖涡受挤压形成集中涡，使桨盘面上诱导入流相对垂向来流占优，造成旋翼拉力负阻尼与性能损失，导致浮沉运动失稳。然后，对比了各类涡环状态边界的差异性和适用性，指出现有边界预测模型存在建模方式主观性强和试验数据离散度高的问题，并提出了改进思路。最后，设计并开展了模拟下降飞行的旋翼风洞试验。试验结果显示：涡环状态下出现了旋翼拉力负阻尼、拉力损失和功率沉陷现象，旋翼拉力损失最高达30%，旋翼产生维持机体重量拉力的需用功率约为悬停功率的160%。以特情防范实践中关注的旋翼拉力负阻尼和拉力性能损失为指标，从试验结果中提取了涡环状态边界临界速度离散点。在涡环状态边界预测模型构建中区分水平来流、垂向来流和诱导入流对桨尖涡驱动作用的强弱，并计入不同前进比下动量理论的修正和桨尖涡运动阈值的差异，基于试验值采用最小二乘法确定了模型参数，建立了半经验化的涡环状态边界预测模型，模型预测结果与风洞试验结果吻合较好，且符合飞行试验规律。本文对认识涡环状态特情和预防涡环状态事故具有现实意义。
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