螺旋槳氣動參數(shù)與飛機綜合設計技術

許正宇，湯斯佳，何淼，昝丙合，*，曹德松

(1.航空工業(yè)惠陽航空螺旋槳有限責任公司，保定 071052；2.河北省螺旋槳結(jié)構(gòu)與動力性能重點實驗室，保定 071052；3.北京航空航天大學 航空科學與工程學院，北京 100191；4.空軍裝備部北京局駐保定地區(qū)軍事代表室，保定 071000)

0 引言

螺旋槳推進是歷史最悠久的航空推進方式，且歷久彌新。自1903 年萊特兄弟使用螺旋槳推進實現(xiàn)首次成功飛行以來，航空螺旋槳推進系統(tǒng)和航空飛行器的設計都已經(jīng)取得了長足的進步。

航空推進裝置的經(jīng)濟性是其技術水平和實用性的決定性因素之一，一般可以通過比較航空推進器的推進效率來進行衡量。推進效率是航空發(fā)動機傳遞給飛機的推進功率與其自身消耗功率的比值。推進效率較高的發(fā)動機可以有效降低飛機燃油消耗水平并有效提升飛行航程。在航空推進裝置中，增大涵道比可以有效減少噴流能量損失，從而提高推進效率[1]。在主流航空推進方式中，螺旋槳推進等效涵道比是最大的，可以達到50～100。如圖1[2]所示，螺旋槳在其典型工作區(qū)間有著較高的推進效率，可以達到0.8 以上。對于典型的支線客機而言，使用螺旋槳推進的型號相對于使用渦扇發(fā)動機的型號，其耗油率可以降低40%左右（見表1）。因此，合適工作狀態(tài)下的螺旋槳推進具有十分優(yōu)秀的經(jīng)濟性。同時，螺旋槳也具備良好的低速性能和集成的反拉力功能，能夠為載機提供良好的起降能力。

表1 不同推進方式支線客機的耗油率Table 1 Fuel consumption rate of regional airliners with different propulsion methods

圖1 不同航空推進類型的推進效率[2]Fig.1 Propulsion efficiency for different engine types[2]

航空百年以來，不斷的技術進步和產(chǎn)品需求推動了螺旋槳的持續(xù)發(fā)展。先進參數(shù)化設計方法、高效專用翼型、全新布局形式等新理論、新方法，均有效地帶動了螺旋槳持續(xù)進化，向著拉力更大、速度更快、效率更高的方向不斷邁進。劉沛清在《空氣螺旋槳理論及其應用》[1]中，對螺旋槳的發(fā)展概況、典型特性、設計理論等領域理論進行了系統(tǒng)的總結(jié)。高永衛(wèi)在《無人機螺旋槳的空氣動力學設計》[3]中，對螺旋槳翼型選擇、優(yōu)化設計與性能評估流程進行了完整的闡述。喬志德[4]、宋文萍[5]、楊旭東[6]、項松[7]、楊小川[8]、陳正武[9]等，也在螺旋槳氣動特性、優(yōu)化設計、數(shù)值仿真、試驗研究等領域做出了諸多探索。

世界范圍內(nèi)，專業(yè)的航空螺旋槳多是由專門的螺旋槳公司設計和生產(chǎn)的，如Hamilton Standard 公司、Dowty 公司和惠陽航空螺旋槳有限責任公司等。這些企業(yè)生產(chǎn)的螺旋槳常具有一定的通用性，相同型號的螺旋槳會在多個飛機型號上得到應用。不過，這些飛機的性能參數(shù)可能存在很大的差異。例如，在ATR42-400 型和ATR42-600 型之間，其發(fā)動機功率和飛機最大起飛重量差異高達25%，卻采用了相同型號的螺旋槳[15]。這種通用性也在一定程度上意味著，螺旋槳-發(fā)動機-飛機之間的匹配沒有達到最優(yōu)水平。

螺旋槳的主要氣動參數(shù)與飛機的飛行速度、飛行高度、拉力需求、功率需求等性能要求高度相關。相對于渦輪噴氣推進等相對獨立運行的航空推進方式，螺旋槳推進系統(tǒng)與載機系統(tǒng)之間的耦合關系更加緊密。為了進一步提高螺旋槳的性能，滿足持續(xù)進化的高效、清潔和噪聲要求，就需要基于總體設計需求進行螺旋槳優(yōu)化設計，選取適當?shù)穆菪龢O計參數(shù)。同時，螺旋槳的安裝位置、滑流強度等也對飛機的起降性能、操縱特性、飛行效率等有著明顯的影響。因而，開展螺旋槳與飛機間的綜合優(yōu)化設計，是進一步提升整體性能的重要方法。

本文旨在概述螺旋槳的氣動設計參數(shù)與飛機的綜合設計技術，主要內(nèi)容包括：螺旋槳的直徑、槳葉片數(shù)、扭轉(zhuǎn)分布與飛機的匹配關系，螺旋槳參數(shù)的多目標優(yōu)化方法，螺旋槳布局與螺旋槳滑流的影響，共軸對轉(zhuǎn)螺旋槳、分布式推進螺旋槳布局，計算流體力學（CFD）和計算氣動聲學（CAA）在螺旋槳-飛機綜合設計中的應用，等等。

1 螺旋槳設計參數(shù)與飛機的匹配

1.1 螺旋槳的直徑

螺旋槳的直徑是螺旋槳的核心尺寸，與螺旋槳的需用功率、額定轉(zhuǎn)速、飛機的飛行包線等均有關系。

在對螺旋槳進行理論分析時，由動量定理可得，對于軸向流動的理想螺旋槳，單位時間內(nèi)氣流通過螺旋槳槳盤動量的增量與螺旋槳的拉力大小相等、方向相反。此時考慮流管內(nèi)的理想螺旋槳，其理想效率η與拉力系數(shù)CT成反比：

故而，在螺旋槳吸收功率一定的條件下，較大的螺旋槳面積總體上有利于螺旋槳最大拉力和推進效率的提升。對于真實螺旋槳，還存在渦流損失、摩擦損失、激波損失等其他影響推進效率的因素。圖2 中展示了一型3 000 馬力級別螺旋槳在進行概念設計時，不同直徑的設計選型間的推進效率與靜拉力對比。盡管當螺旋槳直徑過大時，較小的巡航載荷導致了螺旋槳巡航效率的降低，但總體而言，大直徑螺旋槳仍然能夠提升螺旋槳的空氣動力效率，特別是起飛-爬升工況下的效率。

圖2 典型螺旋槳推進效率、拉力與直徑的關系Fig.2 Variatios of propeller propulsion efficiency and thrust with propeller diameter

然而，雖然大尺寸的螺旋槳可以有效地改善螺旋槳的氣動性能和經(jīng)濟特性，但是螺旋槳尺寸增加也會導致螺旋槳系統(tǒng)的總體重量明顯增加，并導致1-P 力矩特性惡化。此外，為了滿足適航標準[16]中的螺旋槳對地間距、對水間距和結(jié)構(gòu)間距等要求，過大尺寸的螺旋槳設計需要飛機從氣動布局上進行設計改動，不利于飛機整體載荷比和最大起飛重量的控制。因而，需要結(jié)合飛機的任務包線需求，就螺旋槳的尺寸進行分析，選取適合的螺旋槳尺寸。

1.2 螺旋槳槳葉的片數(shù)

葉片的數(shù)量對螺旋槳的效率和重量有很大影響。對于功率給定的螺旋槳，增加一片槳葉意味著在尖端增加一個額外的三維損失源，增加了螺旋槳的槳尖損失。同時，所有螺旋槳槳葉的葉片載荷降低，每個葉片的吸收功率也隨之下降。在槳葉的優(yōu)化設計過程中，螺旋槳槳葉載荷減少后，可以隨之減少其弦長，這意味著槳葉葉片的雷諾數(shù)下降和展弦比的增加。因此，當螺旋槳槳葉增加后，其氣動效率的變化會隨螺旋槳整體槳盤載荷的不同而有所不同。

如圖3 所示，在某型螺旋槳的設計中，隨著螺旋槳葉片數(shù)量的增加，總體上螺旋槳的爬升推進效率增加、巡航推進效率下降。這是由于爬升工況下，螺旋槳槳盤載荷較大，增加葉片數(shù)量可以有效改善螺旋槳的槳葉載荷，使其位于槳葉高推進效率、翼型高升阻比的工作區(qū)間。

圖3 典型螺旋槳推進效率與直徑的關系Fig.3 Variations of propeller propulsion efficiency with blade numbers

因此，在螺旋槳設計時，需要根據(jù)飛機設計性能需求和飛行工況比例，對槳葉片數(shù)進行合理選擇。在本文所述情況中，最優(yōu)選擇為四葉螺旋槳。然而，如果受限于飛機、直升機的氣動布局要求，螺旋槳直徑較小，槳盤載荷較大，那么就應該采用槳葉數(shù)量較多的六葉、八葉螺旋槳，或采用共軸對轉(zhuǎn)螺旋槳，以充分吸收發(fā)動機功率。

1.3 螺旋槳的扭轉(zhuǎn)分布

為了使螺旋槳在滿足貝茲最優(yōu)環(huán)量的基礎上，在沿展向不同相對位置的各個截面都可以工作在高效率迎角區(qū)間內(nèi)，需要基于螺旋槳的來流條件，對螺旋槳的扭轉(zhuǎn)角進行優(yōu)化設計。

如圖4 所示，對于螺旋槳槳葉的某一截面，截面葉素的當?shù)亓鲃佑铅羛等于螺旋槳安裝角 β和入流角 ?之差，而入流角 ?取決于當?shù)卣T導速度（va、vt）、遠場來流速度U∞、葉素旋轉(zhuǎn)速度 Ωr的合成速度W。

圖4 螺旋槳葉素速度分解圖Fig.4 Propeller blade element velocity components

螺旋槳的入流角沿槳根到槳尖有著明顯不同：當遠場來流速度U∞較小時，螺旋槳入流角 ?沿翼展方向的變化較?。浑S著U∞增加，入流角 ?的變化范圍亦隨之增加。因此，對于不同的設計工況，螺旋槳槳根和槳尖的扭轉(zhuǎn)角度之差也有所不同。螺旋槳高速飛行時，槳根與槳尖的螺旋槳入流角差異比低速飛行時更大，故而高速的螺旋槳需要設計更大的總扭轉(zhuǎn)；類似的，低速飛行的螺旋槳則具有較小的總扭轉(zhuǎn)。

當為某一設計點進行優(yōu)化設計后的螺旋槳工作在偏離設計點的飛行環(huán)境時，盡管可以通過變距機構(gòu)調(diào)節(jié)槳距，但各截面的扭轉(zhuǎn)角分布仍然會出現(xiàn)偏離最優(yōu)設計點的情況，從而影響氣動效率。因此對于需要工作在起飛、爬升、巡航等多個速度區(qū)間內(nèi)的螺旋槳，需要根據(jù)實際工況對扭轉(zhuǎn)分布進行綜合設計，從而保障在各飛行工況點均能取得相對較好的氣動性能。

1.4 螺旋槳的翼型

螺旋槳槳葉截面（葉素）的翼型形狀是螺旋槳最關鍵的氣動設計參數(shù)之一。葉素的翼型決定了當氣流繞螺旋槳流動時的升阻比，并直接影響螺旋槳的效率。

由于螺旋槳不同展向截面的速度由其旋轉(zhuǎn)速度和來流速度疊加而成，因而螺旋槳在沿弦長方向不同截面位置上的相對速度差異較大。在螺旋槳槳根區(qū)域，流動速度較低，一般為馬赫數(shù)0～0.5；而在螺旋槳槳尖位置，流速可高達馬赫數(shù)0.9 以上，部分對轉(zhuǎn)槳扇型號的槳尖速度甚至可以超過聲速。因而，針對不同設計速度的螺旋槳以及螺旋槳的不同部位，需要有針對性地選擇不同的翼型。

螺旋槳根部，流動速度較慢，且集中承載氣動力、氣動扭矩，強度需求較高，因而需要比較厚的翼型。螺旋槳中部為產(chǎn)生升力的主要區(qū)域，需要翼型具備平滑的氣動扭矩特性、較大的最大升力系數(shù)以及較高的最大升阻比。螺旋槳槳尖位置線速度較高，需要采用適當彎度的薄翼型設計，使其具備較高的阻力發(fā)散馬赫數(shù)以及較好的中小迎角升阻比。一般而言，螺旋槳翼型的相對厚度在槳根位置可達30%左右，而在槳尖位置約為3%～6%。

此外，根據(jù)飛行環(huán)境的不同，螺旋槳翼型也存在適應性差異。對于常規(guī)的螺旋槳固定翼飛機，其馬赫數(shù)較高，適用NACA16 系列超臨界翼型、ARA-D系列翼型等螺旋槳翼型，從而在高雷諾數(shù)下取得較好的氣動性能。對于無人機、平流層飛艇等飛行器，由于其平均氣動弦長短、飛行高度高、典型飛行雷諾數(shù)較低，需要選擇SD8000 等低雷諾數(shù)、高升力翼型。圖5 給出了典型高雷諾數(shù)與低雷諾數(shù)螺旋槳翼型對比。

圖5 高雷諾數(shù)與低雷諾數(shù)螺旋槳翼型Fig.5 Low-and high-Reynolds-number propeller airfoils

1.5 螺旋槳綜合優(yōu)化設計

在螺旋槳設計中，通過選擇適當?shù)穆菪龢睆?、片?shù)、弦長、扭轉(zhuǎn)分布和翼型，可以得到在某個特定飛行工況點下的貝茲最優(yōu)化螺旋槳外形設計方案。然而，在實際情況中，飛機的飛行包線范圍廣，螺旋槳需要在起飛、爬升、巡航、機動、降落等多個不同飛行工況之間取得較好的平衡。同時，螺旋槳的結(jié)構(gòu)強度、重量指標等其他方面也存在約束要求。因此，在具體設計時，需要根據(jù)要求進行綜合優(yōu)化設計。

在實際優(yōu)化過程中，經(jīng)典的優(yōu)化流程為：首先基于不同的典型飛行工況，設計完成滿足對應需求的貝茲最優(yōu)螺旋槳；隨后以這些基準設計為基礎，采用適當?shù)男阅茉u估手段和參數(shù)化優(yōu)化算法，進行進一步的多目標優(yōu)化分析[17]。

例如，在某型螺旋槳的設計過程中，為實現(xiàn)綜合優(yōu)化設計，結(jié)合使用了Kriging 代理模型[18]和遺傳算法尋優(yōu)方法，進行了螺旋槳設計方案的迭代優(yōu)化。其簡要流程圖如圖6 所示。

圖6 螺旋槳綜合優(yōu)化設計流程圖Fig.6 Propeller comprehensive optimization design process

遺傳算法具有全局性優(yōu)化的特點，并且算法的魯棒性、可靠性和可移植性好，所以遺傳算法在工程優(yōu)化中得到了廣泛應用。為了滿足遺傳算法的優(yōu)化要求，需要建立能夠充分覆蓋解空間的初始種群。為了兼顧初始種群的覆蓋范圍和高質(zhì)量特征，初始種群主要由兩方面構(gòu)成：一方面，初始種群納入了針對各不同設計工況點設計的貝茲最優(yōu)螺旋槳，作為比較接近最優(yōu)方案的初始樣本；同時，采用拉丁超立方（Latin hyper square）方法，在解空間內(nèi)生成更多的樣本點，使得樣本點分布相對均勻，保證了初始種群的物種多樣性。在此基礎上，優(yōu)化算法可以計算設計空間內(nèi)的響應值，通過遺傳算法進化出優(yōu)秀的個體。

由于動量-葉素理論（BEMT）、計算流體力學（CFD）等數(shù)值求解方法計算開銷較大，因而，依具體條件不同，可以結(jié)合片條算法、CFD 和代理模型等方法，從而取得精度和效率的平衡。在本方案優(yōu)化過程中，采用了Kriging 等模型，以近似描述解空間內(nèi)任意位置的真實響應值，并在每一輪迭代后采用數(shù)值仿真對優(yōu)秀設計樣本進行分析，并不斷更新代理模型，直至優(yōu)化迭代收斂。

通過上述方法，可以完成對螺旋槳設計方案的多目標綜合優(yōu)化設計。將螺旋槳弦長分布和扭轉(zhuǎn)角分布作為優(yōu)化參數(shù)，并基于載機典型飛行包線建立綜合拉力和綜合效率效用函數(shù)，并引入螺旋槳槳葉重量估計函數(shù)，對螺旋槳設計進行迭代，最終得到經(jīng)過綜合優(yōu)化的螺旋槳設計方案。圖7 給出了某型推力螺旋槳進行參數(shù)化優(yōu)化后得到的不同設計方案間的相對性能差異和帕累托最優(yōu)解方案。

圖7 螺旋槳優(yōu)化設計解空間Fig.7 Propeller optimization solution space

2 螺旋槳布局與槳-機間的干擾

在螺旋槳飛機與螺旋槳的綜合設計之中，一個不可忽視的問題是螺旋槳與飛機間的氣動干擾問題。由于飛機姿態(tài)的變化以及機翼/短艙對螺旋槳局部入流的影響，流過槳盤的氣流一般是非軸向入流的。這會導致螺旋槳上產(chǎn)生周期性的力和力矩，稱為1-P 載荷效應。同時，由于螺旋槳槳盤面積較大，螺旋槳滑流可能會對包括機翼、短艙、水平尾翼、V 型尾翼等氣動面在內(nèi)的大范圍產(chǎn)生影響，比渦輪噴氣發(fā)動機的影響更加突出，因而需要在飛機設計時加以綜合考慮。

2.1 螺旋槳的1-P 載荷效應

螺旋槳槳葉在工作時持續(xù)繞軸線做高速旋轉(zhuǎn)。當螺旋槳的入流不垂直于槳盤平面時，入流在槳盤平面產(chǎn)生一個速度分量。當槳葉位于不同相位角時，葉片的速度大小和方向就會存在差異（如圖8 所示）。因此，螺旋槳槳葉旋轉(zhuǎn)時在揮舞方向、擺振方向產(chǎn)生周期性的應力。螺旋槳在擺振方向的一階合應力構(gòu)成了1-P 力，在揮舞方向的一階合應力即為1-P 力矩[19]。

圖8 右旋螺旋槳的“1-P”效應，基于文獻[20]繪制Fig.8 "1-P" factor effect of a right-hand propeller,derived from Ref.[20]

對于傳統(tǒng)單排螺旋槳，1-P 力的最大值方向與來流在槳盤內(nèi)的投影方向相同；右旋螺旋槳1-P 力矩的最大值方向與1-P 力方向相同；左旋螺旋槳1-P 力矩的最大值方向與1-P 力方向相反。螺旋槳1-P 載荷會造成振動，影響螺旋槳、槳榖、發(fā)動機槳軸的疲勞特性。此外，當飛機進行機動時，螺旋槳1-P 載荷會產(chǎn)生額外的氣動力和力矩，并且對飛機布局、螺旋槳旋向不同的飛機造成的影響也不同。一般而言，直徑越大、拉力/扭矩越強的螺旋槳，其1-P 力矩效應也越明顯，且當來流偏離螺旋槳軸線的角度增加時，螺旋槳的1-P 力和1-P 力矩也會隨之增加。螺旋槳1-P 效應與飛機的總體布局形式直接相關，其具體影響將在下文中進行討論。

2.2 拉進式螺旋槳的影響

在螺旋槳-飛機的布局方式中，螺旋槳的安裝方式主要包括機頭安裝、機翼前方安裝（翼吊式）、機翼后方安裝（腰推式）和機尾安裝（尾推式）四種。其主要布局優(yōu)勢和劣勢如表2 所示。

表2 航空螺旋槳的主要布局形式Table 2 Main layouts of aviation propellers

根據(jù)螺旋槳推力/拉力方向的不同，又可以將螺旋槳分為推進式螺旋槳和拉進式螺旋槳。拉進式螺旋槳的配裝形式主要包括布置在機頭的單發(fā)螺旋槳飛機和布置在機翼下短艙上的多發(fā)螺旋槳飛機。

對于典型的多發(fā)螺旋槳飛機而言，氣流通過螺旋槳后形成螺旋槳滑流，并對機翼產(chǎn)生明顯的影響。當氣流通過螺旋槳時，氣流加速、旋轉(zhuǎn)，使機翼局部動壓增加，從而增加局部翼段的升力，特別是低速升力。同時，由于螺旋槳的滑流方向與遠前方來流方向不同，且受到螺旋槳槳軸方向影響，因此螺旋槳滑流可以推遲局部翼段在大迎角下的氣流分離，從而可以提升翼段的最大升力系數(shù)[21]。

同時，由于機翼的上洗效應，使得螺旋槳的有效迎角增加，并且螺旋槳非均勻來流的1-P 力也主要作用在飛機方向，這些均使得全機低速升力得以進一步提升[19]。這些特性會明顯改善飛機的升力線斜率、最大升力系數(shù)等升力特性，特別是低速條件下的升力特性。

此外，當螺旋槳滑流與襟翼、副翼等增升結(jié)構(gòu)共同使用時，升力特性增加會更加明顯。例如，An-70在副翼60°情況下，螺旋槳滑流影響下的最大升力系數(shù)可高達6.94[22]。如果不考慮螺旋槳的滑流效應，那么機翼設計值則會存在較大偏差，影響飛機的高速性能和續(xù)航能力。因而，為了提高飛機的升阻比、降低飛機空重，需要綜合考慮螺旋槳的滑流效應對飛機的影響。

風洞試驗[23]表明，某大型四發(fā)螺旋槳飛機，即使是在四發(fā)慢車工況下，螺旋槳滑流仍能使飛機最大升力系數(shù)提升8%～9%。考慮到多發(fā)動機同時停車發(fā)生概率較小，對于多發(fā)（特別是四發(fā)）螺旋槳飛機而言，可以綜合考慮螺旋槳滑流效應對飛機的影響，適當選取飛機翼載荷和機翼面積，從而提高飛機總體性能。

2.3 推進式螺旋槳的影響

推進式螺旋槳的布局方式主要有兩種：一是布置在機尾，稱為尾推式布局；二是布置在機翼之后、水平尾翼之前，稱為腰推式布局。其中尾推式布局更為常見。

尾推式布局的螺旋槳飛機，由于機翼與螺旋槳間距較遠，且機翼在螺旋槳前方，因而機翼受到的滑流影響可以忽略不計。螺旋槳滑流效應的影響主要表現(xiàn)在對水平尾翼、V 型尾翼的影響。螺旋槳滑流增加了尾翼的升力、阻力，降低了飛機的升阻比，提高了氣動舵面的控制效能（尾翼氣動力矩增加）。因此，對于尾推式螺旋槳飛機，在設計時可以適度縮小控制舵面積，從而減少全機阻力、提升升阻比[24]。需要注意的是，此時螺旋槳位于飛機機身的尾跡區(qū)，其來流速度相對下降，有利于螺旋槳氣動效率的提升，因此，在氣動性能設計時需要進行綜合考慮。

另一方面，由于飛機尾翼控制舵面的控制力矩不僅與飛行速度、飛行姿態(tài)有關，也與螺旋槳拉力導致的滑流效應有關，這對飛機的操縱特性（特別是無人機的控制律）編寫也提出了新的要求。

3 高速飛機與共軸對轉(zhuǎn)螺旋槳

對于傳統(tǒng)螺旋槳而言，螺旋槳的槳盤載荷不能太大，否則螺旋槳的低速性能和推進效率將會相對較低。同時，在高速飛行時來流速度相對較高，為了保證螺旋槳槳尖仍然處于高亞聲速區(qū)間，盡量延緩激波的產(chǎn)生，減少激波阻力的影響，需要降低螺旋槳工作轉(zhuǎn)速，以降低槳尖合速度。然而，螺旋槳轉(zhuǎn)速的降低導致了螺旋槳前進比進一步增加，從而使得螺旋槳偏離了有利的工作區(qū)間，氣動效率降低。為了解決這一問題，實現(xiàn)螺旋槳飛機高速飛行，需要采用共軸對轉(zhuǎn)螺旋槳這一解決方案。

共軸對轉(zhuǎn)螺旋槳飛行器不是全新的概念。二戰(zhàn)時期，隨著飛機性能要求的不斷提高，航空發(fā)動機的功率不斷增大，如果繼續(xù)使用單排螺旋槳吸收發(fā)動機功率，那么螺旋槳直徑將會增大至難以接受的水平，影響飛機的總體設計實現(xiàn)。為了解決這一問題，共軸對轉(zhuǎn)螺旋槳被應用于韋斯特蘭飛龍、布萊克本B-54、道格拉斯A2D 等飛行器上，來吸收較大的推進功率。類似的，為了提高飛機飛行效率，滿足蘇聯(lián)廣闊領土的遠程巡航需求，并吸收NK-12 系列超過11 000 kW發(fā)動機的巨大額定功率[25]，Tu-95、An-22 等的發(fā)動機也采用了共軸對轉(zhuǎn)螺旋槳設計。

自20 世紀80 年代石油危機以來，高效率的推進方式再次受到廣泛關注。雖然螺旋槳的推進效率較高，但受限于螺旋槳的原理，在高速和重載環(huán)境下的推進效率存在明顯下降。為了解決這一問題，共軸螺旋槳與開式轉(zhuǎn)子發(fā)動機這類解決方案被重新加以重視。安東諾夫設計局的An-70 就采用了對轉(zhuǎn)螺旋槳設計，從而兼顧了高速性能、低耗油率和較好的起降性能。美國通用電氣公司提出了UDF 開式轉(zhuǎn)子方案，并進行了一系列地面和飛行測試驗證了其優(yōu)劣勢。

圖9 給出了典型傳統(tǒng)螺旋槳和共軸對轉(zhuǎn)螺旋槳的推進效率圖。

圖9 傳統(tǒng)螺旋槳和共軸對轉(zhuǎn)螺旋槳的名義推進效率，基于文獻[26]繪制Fig.9 Notional propulsion efficiency of a conventional propeller and a contra-rotating propeller,derived from Ref.[26]

相對于傳統(tǒng)螺旋槳構(gòu)型，共軸對轉(zhuǎn)螺旋槳主要具備以下優(yōu)點：

1）與傳統(tǒng)螺旋槳構(gòu)型相比，能夠吸收相同功率的共軸螺旋槳的直徑更小，有利于飛機的布局設計和結(jié)構(gòu)重量的保證。

2）與傳統(tǒng)單排螺旋槳相比，共軸對轉(zhuǎn)螺旋槳的推進效率更高，特別是在高速巡航區(qū)間。因此對于具備高速巡航需求的，如民航客機、多發(fā)動機運輸機等，采用共軸對轉(zhuǎn)螺旋槳可以在經(jīng)濟性上取得優(yōu)勢。

3）由于共軸對轉(zhuǎn)螺旋槳前后槳的旋轉(zhuǎn)方向相反，與單排螺旋槳相比在很大程度上減弱了扭矩效應，可以降低飛機的控制難度。由于飛機氣動作用面在低速時效果較弱，低速飛行時，單螺旋槳和同向多螺旋槳發(fā)動機的螺旋槳扭矩效應差異格外顯著。E-2C 雙發(fā)螺旋槳預警機飛行員就在采訪中表示，兩副同向螺旋槳的扭矩為操控帶來了額外的要求[27]。

4）共軸對轉(zhuǎn)螺旋槳改善了單排螺旋槳的1-P力矩效應（偏航效應）。由于對轉(zhuǎn)螺旋槳的1-P 力矩方向相反，故而可以很大程度地減輕在大迎角飛行時的偏航問題。

不過，相對于傳統(tǒng)單排螺旋槳，共軸對轉(zhuǎn)螺旋槳也存在著明顯的劣勢：

1）共軸對轉(zhuǎn)螺旋槳在重量上存在限制。一套標準的螺旋槳系統(tǒng)由螺旋槳槳葉、槳榖、調(diào)速器和限速器組成。共軸對轉(zhuǎn)螺旋槳由于需要兩排旋轉(zhuǎn)部件、兩套變距機構(gòu)和額外的對轉(zhuǎn)齒輪組，因而在重量上需要付出更大的代價，這也導致相對于傳統(tǒng)渦扇發(fā)動機和渦槳發(fā)動機，共軸對轉(zhuǎn)螺旋槳發(fā)動機的拉力-重量比通常較低（如表3 所示）。

表3 典型100 kN 級航空動力裝置對比Table 3 Comparison of typical 100 kN-class aviation propulsion devices

2）共軸對轉(zhuǎn)螺旋槳前后槳間距較近，且后槳來流包含前槳的下洗流，在兩槳間的氣動耦合作用下，槳葉上的氣動力和力矩存在著明顯的周期性。這帶來了振動和疲勞問題，不利于共軸對轉(zhuǎn)螺旋槳的結(jié)構(gòu)設計和維護。同時，由于共軸對轉(zhuǎn)螺旋槳不具備包容槳葉的機匣組件，當螺旋槳發(fā)生結(jié)構(gòu)性失效時，槳葉會被直接甩出，對飛行安全造成較大的風險。

3）由于共軸對轉(zhuǎn)螺旋槳兩排間的相互影響，其噪聲一直是難以解決的問題。俄羅斯對共軸對轉(zhuǎn)螺旋槳的研究表明，螺旋槳全速運行時的噪聲高達140～150 dB[28]，難以達到航空器適航合格審定的噪聲規(guī)定。美國通用電氣公司開發(fā)的UDF 對轉(zhuǎn)槳扇發(fā)動機雖然達到了ICAO 三階段噪聲要求，但距離四階段噪聲標準仍然有不小的距離。針對共軸對轉(zhuǎn)螺旋槳的噪聲問題，國內(nèi)外開展了廣泛的研究，包括螺旋槳安裝構(gòu)型優(yōu)化[29]、螺旋槳后槳切尖[30]，螺旋槳靜子構(gòu)型等[31]，但目前總體而言，共軸對轉(zhuǎn)螺旋槳的噪聲問題仍然是限制這一構(gòu)型廣泛應用的重要原因。

因此，共軸對轉(zhuǎn)螺旋槳仍然是一種需要進一步發(fā)展優(yōu)化的構(gòu)型，且多被應用在需要高經(jīng)濟性、高速飛行能力或者較高推重比的飛行平臺上。

4 分布式推進螺旋槳設計與布局

近年來，采用分布式電推進螺旋槳布局的飛機得到了越來越廣泛的研究。與傳統(tǒng)的渦輪螺旋槳發(fā)動機不同，電動推進系統(tǒng)在很大的功率范圍上擁有尺度無關特性，即，若將一個大功率的電機和控制器分解成總功率相等的多個小功率電機和控制器，其總的功率重量比和效率基本保持不變[32]。得益于此，通過在機翼不同部位布置多個電動螺旋槳，并利用滑流效應提高氣動效率、降低翼面積和重量的分布式電推進技術成為了一種可能[33]。

與傳統(tǒng)的固定翼螺旋槳飛機相比，分布式推進飛機最明顯的特征就是采用大量中小功率的螺旋槳代替了傳統(tǒng)的大功率渦槳發(fā)動機和變距螺旋槳。這些中小尺寸螺旋槳通常分布于螺旋槳的整個展長范圍。相對于傳統(tǒng)螺旋槳飛機的氣動布局，分布式推進螺旋槳飛機主要體現(xiàn)出以下優(yōu)勢：

1）分布式螺旋槳布局能夠有效提高總槳盤面積。如圖10 所示，在傳統(tǒng)的螺旋槳布局中，螺旋槳的直徑會受到飛機自身尺寸的限制，不能無限擴大。通過采用多個螺旋槳，可以有效提高飛機的槳盤總面積，降低槳盤載荷，從而提高推進效率。

圖10 傳統(tǒng)螺旋槳與分布式螺旋槳槳盤面積對比[34]Fig.10 Comparison of the propeller disk area between conventional propeller and distributed propeller[34]

2）分布式螺旋槳可以有效擴展螺旋槳的滑流浸潤面積，將整個機翼都浸潤于螺旋槳滑流之中，有效提升飛機機翼的升阻比和最大升力系數(shù)，改善飛機的低速性能；因而，相對于傳統(tǒng)布局飛機，螺旋槳飛機可以采用更高的翼載荷、更小的翼面積，從而降低飛機空重，提高高速性能。

3）通過在機翼槳尖布置螺旋槳，并使螺旋槳尾渦生成方向與機翼翼尖渦方向相反，可以有效抑制飛機槳尖渦生成，提高等效展弦比，提高氣動效率。

4）通過將推進系統(tǒng)的重量平均分布在整個機翼翼展方向，可以減少機翼外段的受力和力矩強度，有利于機翼結(jié)構(gòu)設計。

5）在同型飛機上，可以采用混合布局方式，通過組合使用不同的發(fā)動機-螺旋槳組合，優(yōu)化匹配飛機的不同任務區(qū)間。

6）得益于大量的分布式推進系統(tǒng)的采用，飛機的推進系統(tǒng)具備了較高的冗余度，可以適當放寬對單臺電機-螺旋槳可靠性的要求，有利于控制重量和成本。

基于這一概念，NASA 在前緣異步螺旋槳技術（LEAPTech）[35]、混合電力系統(tǒng)平臺（HEIST）[36]等先期研究的基礎上，提出了X-57 分布式電推進驗證機計劃[37]（圖11）。這一計劃采用包括2 臺推進螺旋槳和12 臺可折疊增升螺旋槳的混合推進布局，預期機翼面積可以減少至原始設計的40%，并大幅提高升阻比。此外，基于運-7 飛機的分布式螺旋槳總體設計也表明，相比原始布局，分布式推進飛機設計的航程與航時分別增加了540 km 與1.2 h，均提升20%以上[38]，具備較高的應用價值。

圖11 NASA X-57 分布式電推進驗證機[37]Fig.11 NASA X-57 distributed electric propulsion testbed[37]

在分布式推進飛機中，螺旋槳與飛機設計高度耦合。也正因為如此，需要在低雷諾數(shù)可折疊螺旋槳設計、輕型-高可靠性螺旋槳槳榖、小間距螺旋槳氣動干擾機理分析、螺旋槳-電機匹配設計、分布式螺旋槳推進電子控制器/控制律設計等多個領域，開展系統(tǒng)性的預先研究和工程研發(fā)，才能充分掌握分布式推進飛機的研發(fā)能力。

5 計算流體力學方法在螺旋槳-飛機綜合設計中的應用

計算流體力學（CFD）方法是一種將流體力學控制方程在計算域上空間離散化，并結(jié)合初始條件、邊界條件進行耦合迭代求解的方法。相對于傳統(tǒng)螺旋槳計算方法，使用CFD 方法除了可以求解螺旋槳拉力、扭矩特征等總體性能參數(shù)外，還可以獲得三維全流場的解空間，在螺旋槳-短艙-機身耦合分析、螺旋槳局部的精細化分析設計等領域有著獨特的優(yōu)勢。此外，在CFD 方法的基礎上進一步發(fā)展的計算氣動聲學方法，也為螺旋槳噪聲分析提供了重要工具。

5.1 螺旋槳-飛機綜合分析與優(yōu)化

如前文所述，螺旋槳滑流對飛機氣動面和控制面的特性有著明顯的影響。而相應的，飛機的槳帽、短艙、機翼等結(jié)構(gòu)也會對螺旋槳滑流造成阻塞，影響螺旋槳自身的效率。葉素理論、升力線法等傳統(tǒng)螺旋槳性能分析方法，由于進行了高度的簡化，僅適用于較為準確地分析優(yōu)化孤立螺旋槳的性能，缺乏綜合分析螺旋槳裝機綜合性能的能力。CFD 方法由于可以對全流場的流動特性進行耦合求解，特別適合于對螺旋槳的裝機性能、滑流影響[39-40]、槳-機耦合干擾[41]等飛行力學和空氣動力學特性進行評估。特別是對于如圖12 所示的電動垂直起降類飛行器（eVTOL）[42]，由于其多采用包括大量升力槳、拉力槳、氣動面的耦合設計，設計變量多、氣動干擾復雜，高度依賴于CFD 方法進行綜合性能評估和優(yōu)化設計。目前的旋翼-螺旋槳混合布局飛行器、傾轉(zhuǎn)旋翼/傾轉(zhuǎn)螺旋槳飛行器[43]、分布式推進布局飛行器[44]等，其設計過程都離不開CFD 的大規(guī)模應用。

圖12 基于CFD 的槳-機耦合氣動干擾分析[43]Fig.12 Computational fluid dynamics analysis of propeller-aircraft aerodynamic interference[43]

5.2 螺旋槳三維精細化設計

受到計算能力和計算方法的限制，傳統(tǒng)的螺旋槳設計多體現(xiàn)為螺旋槳二維翼型的優(yōu)化與螺旋槳直徑、弦長、扭角等總體氣動參數(shù)優(yōu)化的結(jié)合。對于螺旋槳的槳帽干擾、槳尖效應等三維問題，多采用簡化的經(jīng)驗公式進行評估，缺乏完整的三維化分析。得益于CFD 方法日趨成熟，目前的螺旋槳設計不僅可以進行完整螺旋槳的三維參數(shù)化求解與優(yōu)化[45]，而且可以進一步對螺旋槳的槳尖等局部結(jié)構(gòu)進行精細化的優(yōu)化設計[46]。

此外，CFD 能夠以較高的置信度進行螺旋槳設計方案的性能評估。通過直接使用CFD 方法，或結(jié)合使用CFD 與代理模型[47]，能夠充分結(jié)合載機的飛行包線和性能需求，進行螺旋槳的多學科設計優(yōu)化，從而獲得螺旋槳的最優(yōu)設計方案。

5.3 螺旋槳氣動噪聲分析

噪聲較大是螺旋槳飛機的一個相對劣勢。為了滿足日益嚴格的適航規(guī)章和螺旋槳適航要求，在螺旋槳設計中，需要具備高效準確的氣動噪聲評估能力，并進行氣動性能/氣動噪聲耦合的綜合設計。

傳統(tǒng)上的螺旋槳噪聲評估多采用經(jīng)驗、半經(jīng)驗方法進行[48-49]。但這些方法不能分析螺旋槳寬頻噪聲，且多是基于螺旋槳的總體設計參數(shù)進行評估，缺乏對螺旋槳槳尖后掠等局部設計優(yōu)化的分析能力?；贑FD 和CAA 方法，不但能夠?qū)β菪龢脑肼曀竭M行整體優(yōu)化[50]，開展局部噪聲特性分析[51-52]，還可以對螺旋槳的干擾噪聲[53]和適航符合性等需求進行分析。此外，計算氣動聲學還可以直接得到螺旋槳噪聲的聲源分布54]，從而為進一步精細化優(yōu)化螺旋槳提供了可能。

隨著CFD/CAA 方法的成熟、計算能力的不斷提升，伴隨著新形態(tài)螺旋槳飛機不斷提升的設計需求，CFD 方法在螺旋槳-飛機設計領域有著非常廣闊的應用前景。

6 結(jié)論

在飛機的設計過程中，螺旋槳、發(fā)動機和飛機總體設計之間既相互關聯(lián)，又相互影響。在螺旋槳的設計中，并不存在單一的“最優(yōu)方案”、“最優(yōu)參數(shù)”，而是需要根據(jù)飛機的典型飛行環(huán)境、飛行性能需求、安裝幾何條件等相關約束，結(jié)合實際情況進行優(yōu)化設計。本文簡述了螺旋槳與飛機綜合設計的若干要點，并對新形態(tài)螺旋槳推進飛機和螺旋槳設計手段的發(fā)展進行了展望，以期為螺旋槳空氣動力學設計、螺旋飛機總體氣動布局設計和氣動優(yōu)化提供簡要的參考。

本文的主要結(jié)論如下：

1）在螺旋槳的設計過程中，需要基于飛機需求進行匹配設計。不同型號的螺旋槳飛機飛行狀態(tài)差異較大，在進行對應的螺旋槳選型和設計中，需要針對飛機需求，對應地進行螺旋槳優(yōu)化設計。本文針對螺旋槳的直徑、槳葉片數(shù)、扭轉(zhuǎn)分布、翼型等主要設計參數(shù)，簡要分析了在不同載荷、不同速度等飛機性能要求下的設計方向。同時，在實際設計過程中，由于螺旋槳設計參數(shù)較多，且需要在不同飛行工況之間取得較好的平衡，常通過結(jié)合適當?shù)膬?yōu)化算法和代理模型來進行螺旋槳多目標優(yōu)化設計。

2）在飛機總體布局確定與方案選型中，需要考慮螺旋槳布局對飛機的影響。螺旋槳在非均勻入流時的1-P 效應會對飛機的飛行性能和飛行控制造成額外的影響。同時，由于螺旋槳槳盤直徑大、滑流范圍廣，螺旋槳與飛機之間也存在強烈的氣動耦合關系。本文簡要分析了螺旋槳不同布局方式的優(yōu)勢、劣勢以及在飛機總體設計中的相應特點。

3）隨著航空工業(yè)的不斷進步，螺旋槳飛行器也向著更廣泛的范圍不斷擴展。共軸對轉(zhuǎn)螺旋槳與開式轉(zhuǎn)子方案在高速工況下比傳統(tǒng)螺旋槳有更明顯的性能優(yōu)勢，更適用于高速度、大載荷飛機的設計。分布式推進飛機通過耦合使用大量中小功率螺旋槳，充分利用螺旋槳滑流，可有效提升飛機的低速效率、降低結(jié)構(gòu)重量，適用于低速、高效率飛機的設計，也經(jīng)常作為eVTOL 飛行器的設計基礎。本文對這兩種新形態(tài)飛行器進行了簡單的介紹。

4）CFD 和CAA 數(shù)值仿真方法為螺旋槳-飛機綜合設計提供了新的機遇。CFD 和CAA 方法被廣泛應用在螺旋槳的三維設計、螺旋槳的氣動噪聲分析、螺旋槳-飛機的綜合分析優(yōu)化之中，其全計算域耦合仿真的特點和局部精細化的分析能力為螺旋槳-飛機的正向設計與優(yōu)化提供了有力的工具。特別是對傾轉(zhuǎn)飛行器、混合布局飛行器和分布式推進飛行器等新形態(tài)飛行器設計而言，由于其設計變量多、流動狀態(tài)復雜，更加依賴于CFD 方法來進行飛行性能和飛行品質(zhì)分析。CFD 和CAA 方法的成熟提升能夠有力推動螺旋槳飛行器的進一步優(yōu)化創(chuàng)新。

致謝：感謝航空工業(yè)惠陽航空螺旋槳有限責任公司林建平高級工程師、陳風高級工程師、袁恒一助理工程師在文章撰寫過程中提供的幫助。