摘要: 应用自由尾迹方法和旋翼配平模型,建立了一个悬停和前飞状态旋翼在导弹发射线上的诱导速度计算模型.基于该模型,以AH-1G直升机缩比模型为算例,计算了悬停和低速前飞状态导弹在发射线上受到的气流诱导影响,并通过与可得到的试验结果对比验证了计算方法的有效性;以Z-9直升机为算例,计算了悬停和前飞时的旋翼尾迹边界,分析了导弹在发射线上受到的下洗影响随直升机前进比的变化规律,表明了在大于某一前进比后,旋翼下洗流场对导弹发射线的诱导影响很小.