作者：丁尹
Ref : Juhasz, O., H. Xin和M.B. Tischler. 《Inflow based flight dynamics modeling improvements for the Sikorsky X2 technologyTM demonstrator》, 2020.
不負責任的聲明：這是一篇偏學術派的硬核論文導讀，不過中間還是有一段一點也不硬核的白話討論章節，如因強行閱讀本文誘發頭暈目眩、昏昏欲睡等症狀，丁某概不負責
概要性的介紹
動態入流模型（Dynamic Inflow Model）是一種在常規直升機旋翼氣動分析中很常見的氣動分析模型，可以求解出旋翼誘導速度沿方位角和展向的變化分布，由於其計算效率較高，而置信度又由於常規的動量/葉素模型和線性入流模型，且能夠計算非定常誘導速度變化，所以在常規直升機旋翼氣動特性分析計算和飛行力學仿真（穩定性分析和控制系統設計等）學科應用廣泛。
而在共軸高速直升機的研究中，情況又有些不太一樣：一方面，共軸雙旋翼之間存在著嚴重的氣動幹擾問題，必須要採取置信度較高的入流模型才能夠捕捉到正確的幹擾效應，而置信度較高的模型一般都是比較複雜且計算效率較低的，比如說黏性渦粒子方法和網格CFD方法；另一方面，兩副旋翼+嚴重的氣動幹擾無疑大大增加了計算複雜程度和計算工作量，一旦涉及到迭代工作，那麼計算量更會急劇增大，所以這個時候我們有需要某種計算效率較高的模型來加快迭代次數從而在可接受的計算時間跨度內得到計算結果。
正是出於以上目的，來自美國海軍學院的Ondrej Juhasz，西科斯基公司的Hong Xin和美國陸軍作戰能力發展-航空和飛彈中心的Mark B. Tischler合作發布了一篇論文（見本文開頭所引用），該論文對現有的動態入流模型進行了改進，並用改進後的模型對西科斯基X2技術驗證機模型進行了計算，並將計算結果和飛行測試數據進行了對比。
該文的改進方法邏輯就是通過高階的模型方法來修正旋翼的入流計算結果，然後將其引入到動態入流的模型中。文中介紹了兩種改進的方法：
第一種方法將尾跡畸變效應引入到了已有的可用於共軸旋翼計算的動態入流模型中；
第二種方法是採用了系統辨識技術，從自由渦尾跡方法中給辨識出完整的共軸旋翼動態入流模型，這種模型自身就能夠捕捉尾跡幾何形狀的改變對於旋翼氣動載荷的影響。
該文的通過這樣的一系列嘗試，得出了令人滿意的結果：作者表示，改進的動態入流模型在飛行力學方面的計算結果在很大的頻率範圍內都能完美契合X2的測試結果。
題外話
這裡提一句：對飛行器設計這種偏向實際工程應用的學科，為什麼要發展這樣那樣的理論模型？
有很多讀者朋友問過這樣的問題，從直觀感覺上來說，理論模型始終是理論模型，到型號那一步，總歸是要進行風洞測試或者飛行測試之類的，為什麼不直接通過測試<--->調整這樣的模式來進行設計，非得要搞那麼多理論模型呢？
歸根結底一句話：成本問題。
大型風洞吹風的成本已然不低，上升到具體型號的飛行測試，成本就更高了，如果是你一開始憑經驗給出的設計方案（包括布局、外形和控制系統等）不合適，甚至有可能造成災難性的後果，這成本就更離譜了。
那有些朋友可能還會認為：理論模型只要有個基礎的估算模型就行了，反正基礎模型和高階模型很多時候計算出來的結果相差並不會大太多。
這個問題從樸素的邏輯思路來考慮是沒錯的，但是很多時候，置信度較低的估算模型得出的設計結果在飛行測試之後會發現不合適或者不合理，就需要進一步調整，因為估算模型的較大偏差的存在，這個調整很可能要耗費較大的成本，更是進一步拉大的型號的研發周期，很多時候，時間是比金錢更重要的東西。
而開發一種置信度較高的模型，在大多數情況下就能夠使得設計的結果更合理，在進行測試之後所需要調整和修改的地方就更少，這就能大大縮短研發周期。
而且，一種方法模型一旦建立，它往往是可以重複使用的，即便通用性不佳，也可以通過改進和修正來滿足不同型號的任務，這其中的經濟和時間耗費可比飛行測試來得划算太多。
回到主題
哈哈哈，「小小」跑題了一下，現在回到主題。
方法模型的具體實現細節我就不贅述了，希望深入了解的讀者朋友們想必都會直接去閱讀原文。
這裡大致說下該文得出的研究結論：
如果採用常規直升機那一套動態入流模型來計算X2高速直升機的話，其計算結果並不合理，至少在橫軸的響應方面，計算結果是不準確的；
要得到合理的X2高速直升機旋翼誘導速度情況，有必要計入上下旋翼的入流耦合情況和尾跡畸變效應。其中雙旋翼的入流耦合需要在均勻入流項和周期變化項中都體現出來；
通過尾跡畸變的修正或者系統辨識方法都可以改進動態入流模型的置信度；
改進後的動態入流模型計算效率高、置信度好，能夠準確捕捉X2高速直升機的入流響應，具有較高的實用價值。