產生原理
當直升機處於懸停狀態時，旋翼葉素有一個固定的安裝角θ，葉素圓周運動速度u = w*r，同時還有由於氣流從旋翼之上流到旋翼之下而產生的誘導速度v作用在葉素之上。對於整個旋翼，其總誘導氣流速度方向與旋轉平面垂直，或者說與轉軸平行；對於單獨一個葉素而言，則與葉素弦線垂直。三角形的閉合速度即為合速度——繞葉素的真速w。葉素弦線與真速之間的夾角就是迎角α。對於懸停的直升機旋翼而言，由於旋翼和空氣的相互作用，空氣以一定的誘導速度通過槳盤區域，旋翼之上一定距離處的空氣處於靜止狀態，靠近旋翼處由於吸力而產生速度，離旋翼越近，該速度越大。在旋轉平面上，該速度達到v，其大小與發動機所提供的功率成比例。通過旋翼後，空氣被繼續向下壓，速度繼續增長，氣流越來越窄，大約在旋翼半徑二分之一處最窄，此處速度最大，達到2v，正是由於旋翼與空氣相互作用而產生的沿旋翼軸自上而下的流速造成了旋翼上下面的壓力差，從而產生了拉力。這樣情況下，旋翼上表面壓強小，下表面壓強大，在旋翼上下表面之間產生升力，由於直升機飛行時高度不變，下表面壓強大的空氣會向下方流動，形成下洗氣流 。
下洗干擾實質
下洗問題屬於干擾問題，但是它與翼身干擾不一樣，因為它是研究上游翼一身組合體對下游尾一身組合段的干擾，而彈翼與尾翼並不聯接在一起，上游組合體對下游組合段的干擾主要是通過彈翼後緣拖出的尾渦產生的。因此要建立前翼對後翼干擾模型，那就必須了解尾渦的產生和發展，也就是必須確定下列兩個即獨立又互相聯繫 的問題 ，一個是彈翼後緣尾渦的強度與位置 ；另一個是尾渦向下游運動的方向及它對尾翼的誘導下洗速度 。這 就是下洗干擾的實質 。
計算方法
計算步驟
套用有限基本解氣動模型來計算尾翼下洗的計算步驟如下：
1.基本解強度的求解
(1)在彈身上用源匯來代替厚度效應，用 y方向的基元旋渦來代替物體的攻角效應 。用 z方向的基元旋渦來代 替物體的橫側 應 。
(2)在翼面上，用馬蹄渦來代替翼面的攻角效應。
2.翼面上壓差係數與升力係數計算
本步驟中，由於考慮到彈翼或尾翼在彈身上的方位角可以是任意的，同時，翼面可以有後掠，因此它們的壓 差係數不僅僅由馬蹄渦的附著部分產生，還有一部分是由二軸向渦段引起的壓差係數。
3.下洗角對攻角a的偏導數的計算
4.壓縮性效應計算
對於空氣壓縮性作用， 可以套用普朗特一葛勞握法則。
計算方案
1.按尾渦運動方向
(1) 沿 體軸
(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
3.按飛行攻角
a = 2° ，4°，8 °，一 2° ， 一 4 ° ， 一 8°
危害影響
紅外抑制器性能
利用地面模擬試驗件實驗研究了直升機旋翼下洗氣流對紅外抑制器氣動及紅外隱身性能的影響。結果表明，旋翼下洗氣流對紅外抑制器的氣動性能、特徵溫度、紅外輻射等都有明顯的影響。旋翼下洗氣流速度的增加，將造成紅外抑制器的引射係數降低，出口氣流溫度升高 ,出口氣流溫度分布均勻度增加 ，並使整流罩及外套特徵溫度迅速增加。存在一個最佳旋翼下洗氣流速度 ，使儲物倉特徵溫度最低。最終，使得在模擬懸停狀態下 ，考慮和不考慮旋翼下洗氣流相比 ， 3 ～ 5μm的平均紅外輻射強度大約增加 35% 。
直升機排氣噴流
旋翼下洗氣流對排氣系統冷卻氣流引射入口和混合管排氣出口也形成局部的影響， 導致排氣系統的引射能力和排氣出口溫度發生相應的改變。採用數值模擬方法，對旋翼下洗氣流作用下的排氣噴流流動特徵進行了研究，分析了旋翼下洗氣流速度和排氣噴口方向對排氣噴流流動以及排氣系統引射能力的影響。研究結果表明：排氣噴流受到旋翼下洗氣流的作用而發生明顯的向後機 身 下方以及旋翼轉動方向的偏轉，其偏轉程度隨旋翼下洗氣流速度的增大而加劇；當排氣噴口向上 排 氣 時，排氣噴流在旋翼下洗氣流作用下的偏轉能夠形成對後機身表面的撞擊，排氣系統的引射能力有微弱的降低，引射係數減小約0.01；而當排氣噴口斜向上或側向時，排氣噴流對後機身未形成撞擊, 引射能力得到了一定程度的提升，引射係數最大增大0.12 。
飛彈初始彈道
從直升機發射飛彈時，旋翼尾流將在其下方形成一個很強的下洗流場，飛彈離開發射裝置後將穿越此流場 。飛彈初速度與旋翼尾流誘導速度具有相同量級，因此下洗流場會對懸掛在機腹兩側的飛彈初始段彈道運動產生重要影響 。採用懸停廣義尾流模型及氣動特性的工程計算方法，計算了在某型懸停直升機旋翼尾流干擾條件下的某大長細比小展弦比的空空飛彈的初始彈道，研究在旋翼尾流干擾條件下飛彈的運動規律。結果表明，1）旋翼尾流對飛彈的初始彈道軌跡有明顯的影響，這主要是由於尾翼受旋翼尾流作用產生俯仰力矩的原因 ，發射角對飛彈的初始彈道軌跡也有影響。2) 旋翼尾流對攻角有較大的影響， 使攻角變小；但發射角對攻角的影響不大。3) 旋翼尾流使飛彈產生側滑， 側滑是由於受旋翼流尾流作用飛彈產生滾動引起的，發射角對側滑角幾乎沒有影響。4) 旋翼尾流對俯仰角和彈道傾角有較大的影響，這也主要是由於尾翼受旋翼下洗流作用產生俯仰力矩所致。5)滾動角受旋翼尾流的影響較大 ，這主要是由於彈翼左右翼面的旋翼下洗流的不對稱引起的，發射角對滾動角幾乎沒有影響 。
修正下洗流方法
根據尾翼式火箭彈在主動段逆風偏的特性，修正下洗流影響的方法有兩個：
理論修正方法
理論修正法也就是原理修正方法 ，即在瞄準原理中對火箭 彈彈道的解算公式做原理性的改變，不再將火箭彈彈道作為質點彈道來處理，而是將火箭彈的運動作為空間剛體的運動來解算其彈道 。 重新設計將火箭彈作為剛體運動的工作方式 、解算軟體和硬體 。
固定修正方法
固定修正法是在對武裝直升機常用攻擊狀態掛架處的下洗流速度進 行統計測量和理論計算後，得出下洗流所引起的彈道偏差和應構成的修正角，對射擊角進行固定修正的方法 。實現固定修正方法有兩個：一是調整平顯電路控制參數，使隨動掛架偏轉一定角度； 二是在校靶時使火箭發射器偏轉一定 角度 。 相 比較而言，固定修正法的修正精度較理論修正法低得多 。
