劉沛清，耿 欣，胡天翔，葛云松，呂昌昊，劉金京

(北京航空航天大學 航空氣動聲學工信部重點實驗室，北京 100191)

0 引言

1903 年萊特兄弟研制的“飛行者一號”是人類歷史上首架有動力、載人、可操控的飛機，標志著人類進入了現(xiàn)代航空時代。而“飛行者一號”所使用的動力系統(tǒng)，是一臺12 馬力的活塞發(fā)動機經傳動機構驅動兩個螺旋槳，最終使得整架起飛重量約為360 kg 的雙翼飛機實現(xiàn)了約48 km/h 的飛行速度。這是自1480 年達芬奇設計出“螺旋升力裝置”以來，人類首次應用螺旋槳動力系統(tǒng)的固定翼飛行。

此后螺旋槳技術得到快速發(fā)展，如在“一戰(zhàn)”的四年間（1914 年～1918 年），由英國設計制造的S.E.5a螺旋槳飛機，通過改進螺旋槳外形，使飛機的最大飛行速度提升到222 km/h。為進一步提高速度，需要更大的拉力。設計人員在螺旋槳研制中進行了大膽的嘗試，出現(xiàn)了相對平直的矩形槳葉、類似于橢圓機翼的橢圓槳葉、槳尖較寬的扇形槳葉、槳尖較窄的針形槳葉等等。

20 世紀30 年代，民用客機開始出現(xiàn)。誕生于1933 年、載客量為10 人的波音247 飛機，是第一架真正意義上的現(xiàn)代客機。當時航空工業(yè)的每一項新技術都被應用在了這架飛機上，單發(fā)動力超過600 匹（441 kW）的大馬力發(fā)動機使得能夠提供更大拉力的三葉槳開始應用于量產機型，同時還采用了可調槳距技術，這也是變距槳在量產機型上的首次使用。為了解決變距機構帶來的槳葉必須單片安裝的結構強度問題，金屬槳葉的制造與使用應運而生。在20 世紀30 年代末誕生的P-38 雙發(fā)戰(zhàn)斗機，已經裝配了單發(fā)動力超過1 000 匹馬力（735 kW）的發(fā)動機，選用了兩側對轉的方案來相互抵消反扭。1939 年首飛的P-38戰(zhàn)斗機成為歷史上第一架使用對轉槳的螺旋槳飛機。但因制造和維護成本，這種布置于機身兩側的對轉槳設計方案沒有得到發(fā)展。

二次世界大戰(zhàn)期間，為了獲得更快的速度，對螺旋槳提出了吸收功率、飛行速度和推力更大的要求?！皣娀稹睉?zhàn)斗機采用的螺旋槳系統(tǒng)，從兩葉定距槳發(fā)展到三葉定距槳，又由定距槳發(fā)展到雙距槳，采用兩段式變距機構來適應起飛和高速巡航兩種工況的性能需求，但由于操作較為復雜，很快又改用了發(fā)動機恒速槳葉連續(xù)變距的動力系統(tǒng)。1944 年首飛的“噴火”海軍版的FR46 及后續(xù)的幾個機型，使用了可變距共軸反槳的驅動方式，極大提高了大馬力單發(fā)螺旋槳飛機的飛行品質。1939 年，世界上首架渦輪噴氣式飛機He-178 試飛，標志著渦輪噴氣發(fā)動機時代的到來。1940 年，Jendrassik Cs-1 發(fā)動機成為世界上第一臺成功試車的渦輪螺旋槳發(fā)動機。1945 年，世界上首架搭載渦槳發(fā)動機的飛機成功試飛，并采用了當時流行的可變距共軸反槳技術，該機最終定型為韋斯特蘭飛龍艦載戰(zhàn)斗機。

1954 年首飛的C-130 原型機，堪稱現(xiàn)代螺旋槳運輸機鼻祖。后經多次任務改型，衍生出40 余種型號，服役至今，仍是當今世界上性能非常優(yōu)異的多用途軍用戰(zhàn)術運輸機。在C-130 幾十年的改型歷程當中，最顯著的變化之一就是螺旋槳的變化。在原型機階段就可以看出，作為戰(zhàn)術運輸機，大載重、短距起降、單發(fā)失效還能正常飛行這些性能要求，使得螺旋槳的設計偏離了“二戰(zhàn)”時期或細長或橢圓或針形的設計，采用了三葉矩形槳葉，并且從槳根到槳尖都進行了一定程度的加寬，槳尖也不再有明顯的收縮，以此來獲得更大的推力。當時的渦槳發(fā)動機功率已經普遍發(fā)展到3 000～5 000 kW。而同時期蘇聯(lián)設計的TU-95 戰(zhàn)略轟炸機，則由于戰(zhàn)略長航程的需求，依舊選用了當時效率較高的大尺寸針形槳葉，采用了共軸反槳的驅動方式，并設計制造了超過10 000 kW 功率的渦槳發(fā)動機。

C-130 在1956 年服役之前，螺旋槳就進行了改造，從首飛的三葉槳換成了更寬大的槳葉并改用四葉槳，通過提高槳盤實度來吸收更多的發(fā)動機功率，極大地提升了推力。但過多的槳葉、較大的負載使得螺旋槳的噪聲問題愈發(fā)凸顯。雖然人們在20 世紀20 年代就已經注意到螺旋槳在地面的噪聲與在空中的噪聲大小不同[1]，但是當時主要專注于提升螺旋槳的氣動性能。到了20 世紀60 年代，有了較為高精度的噪聲測量儀器，加之伴隨著發(fā)動機功率越來越大，螺旋槳的氣動噪聲問題也越來越明顯，由此人們開始嘗試測量螺旋槳的氣動噪聲[2]。

20 世紀70 年代，人們對螺旋槳氣動噪聲的研究開始逐步增多。研究內容涵蓋從小型飛機輕載螺旋槳到大型飛機重載螺旋槳、從近場到遠場的氣動噪聲問題[3-4]，還針對性地研究了槳尖速度的影響[5]、非定常來流的影響[6]、槳葉氣動噪聲對機艙內的影響[7]，并開展了氣動噪聲數(shù)值計算[8]。

隨著復合材料的發(fā)展和應用，1978 年首飛的CASA-212 機型首次使用了復合材料螺旋槳，該螺旋槳由美國知名螺旋槳制造商Hartzell 螺旋槳公司生產，這標志著新一代螺旋槳的到來。

NASA 在20 世紀80 年代，一方面針對高速低噪聲槳葉，設計并大量測試了“SR”系列槳葉；另一方面同通用電氣和麥道等公司合作開發(fā)并試驗用于替代渦扇的動力系統(tǒng)—槳扇發(fā)動機，這種動力系統(tǒng)的設計目的是：在不降低渦扇客機巡航速度的情況下，減少30%的燃油消耗率，且不產生更高的噪聲。1985 年，麥道公司的原型機搭載GE36 槳扇發(fā)動機成功試飛。同年麥道公司推出MD-91 量產型號，在實際飛行中，該機在37 000 ft（11 277 m）高空飛出了馬赫數(shù)0.86 的速度，同時燃油消耗率減少40%，且艙內噪聲水平低于同級別渦扇發(fā)動機客機的6 dB 水平。但可惜的是，最終由于槳扇發(fā)動機的生產成本比當時使用的渦扇發(fā)動機高出40%，研發(fā)進度也總是跟不上飛機制造商的需求，而同時燃油價格回落，加之航空公司對新的動力系統(tǒng)信心不足，導致這種動力系統(tǒng)未能普及。

不過在槳扇發(fā)動機研發(fā)的過程中，大根梢比、大后掠槳葉所表現(xiàn)出的高速、高效、低噪聲性能被人們逐漸熟知并廣為應用。其中最具代表性的就是，設計于20 世紀80 年代末并于1994 年首飛的世界上載重最大的渦輪槳扇運輸機An-70（圖1），其裝備了4 臺功率超過10 000 kW 的渦輪槳扇發(fā)動機，槳葉采用了類似于GE36 發(fā)動機所使用的大根梢比、大后掠的設計，采用前8 后6 的共軸反槳布局，并將槳葉布置在發(fā)動機短艙前端。

圖1 An-70 運輸機Fig.1 An-70 conveyor

同時期，各大螺旋槳廠商也開始使用新的后掠槳葉來替換之前的矩形槳葉或針形槳葉。漢密爾頓標準公司作為老牌螺旋槳廠商，在20 世紀80 年代末、90 年代初進行了大量后掠槳葉的研發(fā)。當時的ATR42和ATR72 支線客機均使用了該公司生產的后掠馬刀型槳葉，槳葉表現(xiàn)出效率高、噪聲小的特性。20 世紀90 年代末，漢密爾頓標準公司著手對C-130 運輸機前期使用的螺旋槳進行優(yōu)化，在ATR72 客機槳葉的基礎上設計了著名的NP2000 系列螺旋槳，其采用8 葉后掠槳設計，適配原有發(fā)動機，可以直接替換C-130H（圖2）、E2、C-2 運輸機前期的四葉矩形寬頭槳葉，并帶來了20%的推力提升和最大20 dB 的降噪性能。此外，通用電器旗下的Dowty 螺旋槳公司，在1995 年也為新型的C-130J 運輸機設計了類似的低噪聲、重載、后掠六葉槳及彎刀型槳葉。自20 世紀90 年代起，幾乎所有的螺旋槳飛機都開始采用后掠槳葉來提高高速飛行的推進效率以及降低槳葉氣動噪聲。

圖2 C-130H 上的NP2000 系列8 葉螺旋槳Fig.2 NP2000 series 8-blade propellers on C-130H

進入輕質、高速、高效、低噪聲螺旋槳時代后，最具代表性的飛機當屬1993 年啟動設計、2009 年首飛的A400M 戰(zhàn)術運輸機（圖3）。該機使用了漢密爾頓標準公司設計的FH385/386 螺旋槳，采用四發(fā)對轉布局，單發(fā)超過10 000 匹馬力（7 350 kW），由此可以驅動這架比C-130J 還要大的戰(zhàn)術運輸機飛出馬赫數(shù)0.72 的最大巡航速度，且高速巡航時的槳葉效率峰值接近90%。得益于四組強大的發(fā)動機和高效的彎刀型螺旋槳，A400M 能夠實現(xiàn)超過140 T 的起飛重量，是C-130 運輸機的兩倍。

圖3 采用4 發(fā)對轉布局的A400M 戰(zhàn)術運輸機Fig.3 A400M tactical transport aircraft with 4-engine contra-rotating layout

21 世紀的前十年，在傳統(tǒng)的固定翼螺旋槳之外，多旋翼的出現(xiàn)帶來了輕質定距螺旋槳的新需求。2010 年后，高效、輕質、大功率無刷電機的快速發(fā)展將多旋翼的尺寸從幾十厘米快速提升至了幾米，而電池能量密度對續(xù)航的限制極大地刺激了定距螺旋槳懸停效率性能的快速發(fā)展。近五年，既可垂直起降又可平飛的傾轉旋翼無人機構型快速發(fā)展，要求既能高效懸停又能高速平飛，傾轉的過程還要平順，這對定距螺旋槳的寬工況又提出了全新的要求。

我國的螺旋槳技術雖起步較晚，但發(fā)展迅速。20 世紀60 年代，我國成立了國營惠陽機械廠（下文簡稱惠陽廠），后更名為保定惠陽航空螺旋槳制造廠，現(xiàn)為中航工業(yè)惠陽航空螺旋槳有限責任公司?；蓐枏S以木質槳作為第一代產品，開辟了我國螺旋槳自主研發(fā)的道路。1963 年，第一代螺旋槳試裝初教六，填補了我國在航空螺旋槳技術領域的空白。兩年后，“奮發(fā)-530”型金屬螺旋槳設計定型，使我國快速邁入金屬螺旋槳時代。同時期，惠陽廠還成功試制了玻璃鋼材料螺旋槳及配套的動力部件，這在當時屬于世界領先水平，為我國復合材料槳葉制造技術打下了堅實的基礎，并在之后的幾十年間，為我國自主研制的螺旋槳飛機提供了強有力的技術保障[9-10]。21 世紀初，我國成功研制的符合民航適航標準的JL-4（圖4）系列碳纖維復合材料、輕質、高效、低噪聲螺旋槳，已應用于運八、AG-600 等機型上，這不僅標志著我國獨立研制的第三代螺旋槳已成功投入使用，同時還標志著我國在軍、民兩個領域步入第三代螺旋槳時代。

圖4 JL-4A 螺旋槳Fig.4 JL-4A propeller

1 螺旋槳工作性能與幾何特性

1.1 工作狀態(tài)

不同類型的航空螺旋槳在工作時有著不同的工況特點。目前最常用的航空螺旋槳主要是可變槳距螺旋槳，這類螺旋槳可通過變距系統(tǒng)使其繞槳葉縱軸旋轉，以改變槳葉安裝角度和相對氣流迎角，從而調整槳葉吸收功率及輸出特性，能夠使得動力系統(tǒng)適應更多的飛行工況變化，如高度、速度等。也使得航空器和航空發(fā)動機在爬升、下降、高速巡航等各類飛行條件下均能有較高的效率和穩(wěn)定的工作狀態(tài)。

通常使用前進比來表征螺旋槳旋轉速度和實際前進距離的關系，前進比公式為：

其中：V0為前飛速度；ns為每秒鐘旋轉周數(shù)；D為槳葉直徑。對于給定的前進比可以得到槳葉的拉力系數(shù)、轉矩系數(shù)、功率系數(shù)以及效率的特性曲線，如圖5所示。

圖5 槳葉氣動特性曲線Fig.5 Blade aerodynamic characteristics

其中：T為螺旋槳推力；M為螺旋槳轉矩；P為螺旋槳軸功率。

由圖5 可以看出，隨著前進比的增大，槳葉存在幾個典型的工作狀態(tài)：1）在A 點螺旋槳為靜拉力狀態(tài)，此時沒有前飛速度，拉力和功率均為最大值；2）在AC 區(qū)間內，螺旋槳處于推進狀態(tài)，效率初期會隨著前進比增大而不斷提升，并且在B 點達到最大，之后會快速下降；3）在C 點，拉力為零，此時螺旋槳既不產生拉力也不產生阻力，但這時由于還有翼型阻力產生的力矩，所以功率并不為零；4）λ越過C 點后，在CD 區(qū)間內，拉力和效率均轉為負值，此時拉力方向朝后，產生了制動力，而功率依然為正值，意味著在制動狀態(tài)下發(fā)動機依然要為螺旋槳輸入功率；5）當前進比λ達到D 點時，功率系數(shù)CP達到零，由于螺旋槳推進效率η=λ(Cf/CP)，效率則對應達到-∞，此時螺旋槳進入了完全由來流氣動力驅動的自轉狀態(tài)，不再吸收發(fā)動機的功率，發(fā)動機做功完全用于自身的機械能量損耗，輸出軸功率為零；6）當前進比λ大于D 點時，功率系數(shù)CP小于零，螺旋槳進入風車狀態(tài)，這意味著螺旋槳不僅不再吸收發(fā)動機的功率，且能夠輸出功率帶動發(fā)動機軸的旋轉。此時由于Cf、CP均小于零，故效率η大于零。

1.2 幾何特性

1.2.1 槳葉直徑與槳尖馬赫數(shù)

螺旋槳最直觀的幾何特征是槳葉直徑D，對應的半徑為R=D/2。槳葉直徑直接影響槳尖速度。槳尖速度分為自由來流速度V0和螺旋槳旋轉所產生的周向速度πDns（其中ns為槳葉每秒旋轉的圈數(shù)）。由此可得到槳尖的合成速度為：

相應的槳尖馬赫數(shù)MaR為：

對于螺旋槳的氣動評估來說，MaR決定了計算時是否要考慮空氣的壓縮性。而在槳葉設計時，若MaR較大，例如0.9 以上，則需考慮臨界馬赫數(shù)的問題，槳尖合速度達到臨界馬赫數(shù)后將出現(xiàn)激波阻力的問題，從而影響效率。但槳葉的平面形狀和槳尖附近的翼型都可以改變槳尖的臨界馬赫數(shù)（例如前緣靠近槳尖處采用后掠設計，或采用較薄的翼型，都可以提升臨界馬赫數(shù)），或在MaR＞1時仍保持較高（大于75%）的推進效率。

槳葉直徑還關系到槳盤面積。通常更大的槳盤面積可以帶來更小的槳盤載荷以及更高的效率。但槳葉直徑在實際應用中還受材料強度限制和槳葉安裝環(huán)境限制，例如槳葉槳尖距地面/距機身的最小距離等都有具體限制要求。

1.2.2 葉素及其寬度

螺旋槳的主要造型幾何元素之一是槳葉的截面形狀，通常稱為截面翼型或葉素。槳葉在不同徑向位置的葉素主要涉及翼型系列的選擇，以及翼型弦長、厚度和彎度的選取。翼型系列的選擇取決于該處葉素在設計工作范圍內的合速度、所需產生的拉力等因素。不同的翼型系列有著不同的流動特性。例如RAF-6E 和Clark-Y 系列翼型有較好的低速特性和抗失速性能，適用于低速槳葉。而高速槳葉要考慮翼型在較高速度下依然有很好的升阻特性，且需要能夠在較寬的速度區(qū)間內保持相對高的升阻比和盡量大的最大升力系數(shù)來兼顧高效巡航和大功率起飛/爬升工況。除此以外，槳葉表面有跨聲速流動的還需要考慮跨聲速區(qū)的流動和噪聲問題，這些都使得翼型的選擇和翼型參數(shù)的設計變得尤為重要。美國在高速槳葉的研發(fā)過程中設計了具有較好高速特性的NACA16系列翼型，使用該系列翼型的SR 螺旋槳在試驗中表現(xiàn)出了優(yōu)異的高速性能，在來流超過馬赫數(shù)0.8、槳尖合速度超過馬赫數(shù)1 的情況下，依然保持了77%以上的推進效率，同時還具有相對較小的噪聲指標。但NACA16 系列翼型的較小阻力系數(shù)區(qū)間小，設計時難以滿足在較寬的使用工況中均保持較好的氣動及噪聲特性。英國在高速螺旋槳的研制過程中設計出了ARA-D 系列翼型，該系列是目前比較先進且性能優(yōu)越的高速螺旋槳翼型，其最大升力系數(shù)大，并在相當寬的升力系數(shù)范圍內都能保持較好的升阻比水平，有利于提高包括起飛、爬升和巡航工況下的效率，同時其臨界馬赫數(shù)高，有利于提升巡航速度。

在選定翼型的基礎上，需要確定翼型的弦長和厚度，即對應槳葉的弦長和厚度分布。弦長分布通常也用槳葉相對寬度來表達（b/D，其中b為葉素的弦長）。相對寬度通常在6%～10%之間，分別對應較窄的槳葉和較寬的槳葉。也可用效用因子來表征槳葉寬度，效用因子定義為：

螺旋槳效用因子是表征槳葉平面形狀對應吸收發(fā)動機功率大小的參數(shù)因子，一般位于 60～110 之間。槳葉寬度愈大，效用因子也愈大。對于寬度較小的槳葉，效用因子取 60～70，寬度適中的為 70～90，寬度較大的則超過100。

槳葉弦長分布基本上確定了槳葉的平面形狀。在此基礎上，槳葉設計時考慮噪聲和槳尖馬赫數(shù)的問題，還會通過增加后掠角來提升槳葉的氣動和降噪性能。20 世紀70 至80 年代，NASA 在后掠高速槳葉上進行了大量的試驗，驗證了葉素之間通過后掠實現(xiàn)一定程度的噪聲相位相消的槳葉降噪技術。

1.2.3 厚度分布

槳葉設計在平面形狀確定后，還要根據(jù)實際情況調整槳葉的厚度分布。槳葉的相對厚度c為槳葉葉素的最大厚度與葉素弦長的比值。槳葉厚度由槳葉的強度和流動特征決定，通常是從槳根至槳尖單調減小的。在氣動上，槳根處的厚度要考慮大安裝角的情況，選擇較大的厚度以防止分離，厚度通常為20%～30%。槳尖處，一方面因考慮噪聲和高速的效率而選擇較薄的翼型，另一方面還要兼顧槳葉整體的結構強度，因此通常厚度為3%～5%。

對于高速螺旋槳的設計，還需考慮激波帶來的負面影響。當飛行速度達到馬赫數(shù)0.6 以上時，槳尖的合速度W可能已經達到馬赫數(shù)0.8 以上，如果仍然采用低速的翼型設計，則可能出現(xiàn)激波導致翼面失速，葉素升力下降、阻力增大，造成槳葉推進效率急劇下降，這種情況下就需要在槳尖處采用高速翼型來提高臨界馬赫數(shù)。而槳根部分由于較大的厚度也容易發(fā)生跨聲速流動，亦或由于較多的槳葉數(shù)使得槳根處的流動出現(xiàn)阻塞，從而影響槳葉的效率。圖6 中實線表示槳葉的徑向合速度分布，虛線表示在葉素形狀影響下的截面臨界馬赫數(shù)。可以看出，槳根處由于厚度較大，流線型較差，臨界馬赫數(shù)較低；而槳尖處則由于直徑大帶來的更高的線速度，使得合速度較高。

圖6 Ma=1 等值線與合速度的徑向分布Fig.6 Ma=1 contour and radial velocity distribution

1.2.4 扭轉角分布

槳葉的葉素確定后，還需根據(jù)徑向位置帶來的合速度大小及入射角的變化確定葉素的扭轉角χ，使得整個螺旋槳葉素均在有利迎角下工作。通常以0.7r/R處為0°時的徑向安裝角分布為槳葉的扭轉角分布，之后以0.7r/R處的實際安裝角作為槳葉的槳距角θ。各葉素截面的安裝角則為：

對于變距槳來說，θ由變距機構根據(jù)使用工況決定。對于定距槳來說，θ為常數(shù)，相應由槳葉剛性螺距參數(shù)來表征每旋轉一周所能前進的距離，

2 螺旋槳氣動特性及其預測

2.1 螺旋槳翼型繞流

螺旋槳的翼型是指垂直于槳葉展向的截面，也稱為葉素。翼型的形狀和尺寸對槳葉的工作性能（如升力系數(shù)、升阻比等）有直接影響，尤其在高速飛行時的影響更大。在螺旋槳發(fā)展過程中，早期著名的螺旋槳翼型有英國RAF-6 翼型、美國Clark-Y 翼型和NACA16 系列翼型等。Klatte[11]指出，使用NACA16系列翼型的Debonair 螺旋槳，效率相比使用RAF-6翼型的提高2%，在起飛和低空飛行條件下產生了更大的推力，進而能夠減小螺旋槳的直徑來降低槳尖速度和噪聲水平。與RAF-6 翼型的湍流邊界層設計相比，NACA16 系列翼型的層流設計被認為是提高翼型性能的主要原因，通過使最低壓強點向后移，可以加長層流翼型上翼面順壓梯度段的長度以減小湍流摩阻所占的比重。這種翼型的特點是“平底”，前沿半徑小，最大厚度發(fā)生在大約50%弦長的位置[12]。20世紀40 年代后期，隨著渦輪螺旋槳發(fā)動機的引入，使用NACA16 系列或65 系列翼型作為螺旋槳葉片已是普遍的做法。此外，英國C4 翼型是一種適用于螺旋槳和風扇的翼型，與RAF-6 翼型和Clark-Y 翼型相比，具有較高的升阻比。對于高亞聲速螺旋槳，可選用美國的NACA65 系列翼型，其與C4 翼型相比具有較大的低阻損失馬赫數(shù)。

為發(fā)展低耗油量的航空螺旋槳技術，英、美等國的航空研究機構率先在提高槳葉氣動性能等方面進行了大量研究，先后研制出基于跨聲速翼型的ARA-D系列和HS 系列槳葉專用的翼型。使用新翼型的螺旋槳在起飛、爬升和較高的飛行速度下，相比原有的螺旋槳，具有更好的性能。于是從20 世紀70 年代起，新一代螺旋槳翼型，如Dash 7、ATR 42、CN 235、FK 50等，被應用于支線客機、公務機等中小型飛機上。ARA-D系列的螺旋槳翼型是基于NACA16 系列的改進型[13-14]，設計中增加了下翼面的弧度，增大了前緣半徑，并采用前緣下垂防止前緣在大迎角失速。與NACA16 系列翼型相比，ARA-D 翼型具有漸進式尾緣失速的特點，可以產生更高的最大升力系數(shù)值CLmax，這使槳葉產生20%潛在的靜態(tài)推力增加。ARA-D 翼型與常規(guī)翼型相比，主要氣動優(yōu)勢為[15]：1）在相當寬的升力系數(shù)范圍內，升阻比都保持較好的水平（提高巡航效率）；2）在低升力系數(shù)值下臨界馬赫數(shù)高，具有良好的氣動特性（提高巡航時翼型臨界馬赫數(shù)）；3）最大升力系數(shù)大，失速性能平緩（提高螺旋槳靜止、起飛、爬升的拉力）；4）存在有限的后緣厚度（減緩邊界層分離）。

為了在不影響性能的條件下進一步減少噪聲和重量，新一代螺旋槳通常采用窄葉片和高升力翼型。為此，漢密爾頓標準公司開展了一項研究計劃，該項目的目標是在降低葉片實度的情況下，建立等同于或優(yōu)于傳統(tǒng)螺旋槳的氣動性能和噪聲水平，以降低每磅推力的重量。一個特殊的翼型族被開發(fā)出來，即HS1 型先進翼型。新的螺旋槳結合了所有技術領域的進步，包括空氣動力學、聲學、結構、重量、可維護性和安全性。Rohrbach等[16]討論了新型HS1 型先進翼型的氣動設計，并將這些翼型的二維風洞性能數(shù)據(jù)與預測結果進行了比較，然后采用HS1 翼型的螺旋槳縮比模型的風洞數(shù)據(jù)與采用常規(guī)NACA16 系列翼型的類似模型進行了比較，最后，對在典型支線飛機上安裝的兩種螺旋槳的預測性能與測試數(shù)據(jù)進行了比較，并證明了HS1 翼型的優(yōu)勢。通過比較發(fā)現(xiàn)：起飛時NACA16 系列翼型螺旋槳的尖端前緣出現(xiàn)激波，在大迎角時導致廣泛的邊界層分離；具有較大前緣半徑的HS1 翼型產生較低的局部馬赫數(shù)和較緩和的壓力梯度，這使得邊界層保持附著，直到較大的迎角狀態(tài)；巡航時HS1 翼型底部前緣下垂導致了更低的馬赫數(shù)，沒有出現(xiàn)強烈的激波或相關的激波邊界層干擾損失。因此，使用HS1 翼型的螺旋槳起飛效率提高了2%～6%，爬升效率提高了0.2%～3%，巡航效率提高了1%。具有特殊翼型的輕質、先進螺旋槳為第三代支線客機提供了出色的氣動性能。在不久的將來，隨著提高巡航速度和降低噪聲成為更重要的設計目標，可能需要更寬的葉片和更多的葉片數(shù)。

國內對于螺旋槳專用翼型的研究起步較晚。西北工業(yè)大學喬志德教授在國內最早開展了螺旋槳翼型研究，并設計了NPU-PR、NPU-PLR 等多個螺旋槳專用低雷諾數(shù)高升力翼型族[17]。許建華等[18-19]針對臨近空間螺旋槳槳葉外側流動具有雷諾數(shù)低且馬赫數(shù)高的特點，開展了壓縮性對低雷諾數(shù)流動下翼型升阻特性和轉捩點位置的影響研究，并發(fā)展了考慮不同厚度翼型幾何相容性的螺旋槳翼型系列設計方法。楊旭東等[20]基于低雷諾數(shù)CFD 技術，設計了一種適用于臨近空間螺旋槳的新型低雷諾數(shù)翼型。馬蓉等[21]針對臨近空間長航時低動態(tài)飛行器的特點，重點分析了LNV109A、Eppler387、S1223 三種典型低雷諾數(shù)高升力翼型的氣動特性，歸納了適用于臨近空間飛行器螺旋槳低密度、低雷諾數(shù)、高馬赫數(shù)、大跨度飛行高度的高升力翼型，以及臨近空間飛行器螺旋槳翼型的選擇和設計基本原則。張立志等[22]首先基于雷諾相似理論，在地面螺旋槳試驗平臺上開展了ARA-D 翼型螺旋槳微秒脈沖等離子體增效三維試驗，而后基于雷諾相似理論及葉素理論，在低湍流度風洞開展了S1223 翼型螺旋槳葉素微秒脈沖等離子體增效二維試驗，兩種試驗結果均表明，等離子體射流可以有效抑制翼型表面流動分離。程鈺鋒等[23]采用數(shù)值方法，通過改變氣流速度和迎角，比較研究了低雷諾數(shù)下8 種典型螺旋槳翼型的非定常氣動性能。湯斯佳等[24]通過CFD 方法研究了平凸翼型NACA4412、超臨界翼型RAE2822 和高雷諾數(shù)薄翼型NAA65206 在不同馬赫數(shù)、不同迎角條件下升阻比的變化規(guī)律，以及翼型的馬赫數(shù)等值線分布等。

2.2 氣動設計理論

自螺旋槳誕生到20 世紀二三十年代，發(fā)展出了多種螺旋槳相關理論。對于單排螺旋槳設計，目前較為成熟的氣動理論方法有動量理論、葉素理論、Joukowski 渦流理論、片條理論等。單排螺旋槳的動量理論由Rankine[25]和Froude[26]提出，主要基于氣流流過槳盤時的動量和能量變化來計算螺旋槳受到的空氣作用力的大小。但動量理論僅考慮了螺旋槳的軸向效應，未考慮螺旋槳自身的旋轉效應，同時該理論沒有把螺旋槳的幾何尺寸與滑流誘導速度建立聯(lián)系，因此動量理論假定下的螺旋槳繞流并不完全符合實際繞流特征。葉素理論的概念是Froude[27]于1878 年首先提出，其直接考慮作用在槳葉上的氣動力。葉素理論相當于把螺旋槳槳葉視為一個徑向扭轉的機翼，假定每個葉素的氣動力系數(shù)可以直接利用同形狀的翼型風洞試驗數(shù)據(jù)獲得?？紤]到簡單葉素理論的不足，儒科夫斯基渦流理論[11]假設：附著渦大小沿著半徑保持不變，螺旋槳槳葉數(shù)目是無限的，并以此形成中間渦帶、渦柱形側面和附著渦底盤的螺旋筐。隨著普朗特升力線理論的發(fā)展以及由此引入的附著渦和自由渦概念，Glauert 在儒可夫斯基渦流理論的基礎上，于1926 年將普朗特的有限翼展理論應用于螺旋槳渦流模型中，并提出了片條理論[28]。螺旋槳片條理論把繞過螺旋槳的氣流看作由各單獨槳葉所激起的渦流場和相應的誘導速度場組成，利用渦流理論和有限翼展理論建立起槳葉幾何特性與氣動力之間的關系。該理論考慮了有限翼展的下洗效應（如圖7 所示），不僅可以給出較為精確的氣動力關系，還可以指導螺旋槳的初步設計，是當前螺旋槳設計普遍采用的工程算法。

圖7 螺旋槳渦流理論葉素受力Fig.7 Blade element stresses of propeller

圖7 中，va為螺旋槳的軸向誘導速度，vt為螺旋槳的環(huán)向誘導速度，γ為翼型阻升角，φ=φ0+β，β為干涉角度。螺旋槳的剖面效率為：

2.3 氣動性能數(shù)值模擬

隨著計算流體力學（CFD）的發(fā)展，數(shù)值模擬技術已經被廣泛應用于螺旋槳的氣動性能預測和流動機理分析。與簡化的理論模型或低階模型相比，CFD 更有利于對螺旋槳流場進行精確、復雜的分析，例如槳尖渦和槳根渦系的發(fā)展（圖8），因此成為螺旋槳空氣動力學研究的重要手段之一。

圖8 螺旋槳渦系數(shù)值模擬Fig.8 Blade induced vortical structures

CFD 通過數(shù)值求解流體動力學方程組，來獲取各種工況下的流場數(shù)據(jù)及作用在槳葉上的氣動載荷[29]。用CFD 計算單排螺旋槳的定常繞流[30]，由于不存在時間上的迭代，可以大幅提高計算速度。計算過程中，用相對參考系算法（SRF）結合旋轉周期邊界條件，可以實現(xiàn)網(wǎng)格無相對運動情況下的單通道網(wǎng)格計算，對槳葉受力的計算有足夠的精度[31]。螺旋槳非定常計算主要采用全通道網(wǎng)格，并對螺旋槳的遠場施加邊界條件。由于全通道網(wǎng)格的網(wǎng)格量巨大，時間步長較小會導致模擬消耗巨大資源。為了減少計算時間，同樣也可以采用定常計算使用的單通道網(wǎng)格搭配旋轉周期邊界條件來開展非定常計算，不過這種方法由于采用了周期性邊界條件來假定螺旋槳旋轉過程中流動的周期性，因此雖然是非定常計算，也不能對隨機發(fā)生的湍流進行完全的模擬。

在數(shù)值模擬方法中，SSTk-ω湍流模型因精度較高、魯棒性強等優(yōu)勢，被廣泛應用于螺旋槳周圍流場數(shù)值模擬。英國格拉斯哥大學CFD 實驗室[32]在IMPACTA 項目中，對單排六葉未后掠的螺旋槳JOPR（joint open rotor program）模型進行了數(shù)值模擬，采用k-ω湍流模型基于Reynolds-average Navier-Stokes（RANS）方程求解了螺旋槳周圍的流動，對比了葉片不同徑向位置的壓力系數(shù)與風洞試驗值的差異，結果表明，數(shù)值模擬與試驗值吻合較好，法向力系數(shù)沿葉片方向的變化趨勢較為一致。Sinnige等[33]通過求解可壓縮RANS 方程，分別對孤立螺旋槳和帶有（SRV）裝置的螺旋槳進行了數(shù)值模擬，與PIV 測量的有/無SRV 情況下的速度場進行了比較，驗證了模擬結果。Stokkermans等[34]對孤立螺旋槳數(shù)值模擬的尾部時均流場和下游滑流發(fā)展進行了分析，將模擬結果與立體PIV 測量試驗的時均切向速度剖面結果進行了對比，數(shù)值模擬與試驗結果基本一致。格子玻爾茲曼（LBM）算法由于計算效率高，被越來越多地應用于螺旋槳的流場和噪聲計算中。Luc[35]通過LBM 對六葉螺旋槳流場進行了高精度模擬（圖9），并與試驗測量的滑流尾跡進行了對比。

圖9 螺旋槳流場內渦系結構示意圖[35]Fig.9 Schematic diagram of vortical structures in propeller flow field [35]

3 螺旋槳氣動噪聲機理及預測

隨著渦輪螺旋槳發(fā)動機[32]飛機的發(fā)展，以及機場周邊對噪聲污染的限制越來越嚴格，商用螺旋槳飛機的氣動噪聲已成為制約其發(fā)展的嚴重問題之一。本節(jié)主要介紹國內外在渦輪螺旋槳飛機氣動噪聲領域取得的研究成果和最新進展，主要包括螺旋槳噪聲的產生機理和噪聲預測方法等。

3.1 螺旋槳氣動噪聲的產生機理

螺旋槳噪聲譜特性由一系列離散和寬頻分量組成（如圖10 所示）。離散分量是由槳葉通過頻率（blade passing frequency,BPF）確定的諧波，在BPF 處出現(xiàn)最高噪聲水平的基頻及諧波。隨著諧波階數(shù)的增加，聲壓級幾乎呈線性下降趨勢[32,36]。如果葉片幾何形狀和葉片方位間距不對稱，則噪聲譜中會產生額外的次諧波，從而使頻譜更加連續(xù)。在亞聲速槳尖速度下，離散噪聲分量是由槳葉厚度引起的周期性流動（厚度噪聲）和葉片氣動力（載荷噪聲）相對于固定坐標系周期性變化引起的。螺旋槳槳尖馬赫數(shù)是影響螺旋槳噪聲的主要參數(shù)，增加槳尖馬赫數(shù)會導致更高的諧波噪聲水平。對于典型的通用航空螺旋槳，當槳尖馬赫數(shù)為0.6～0.7 左右時，載荷噪聲是主要的離散噪聲分量，而在更高馬赫數(shù)時，厚度噪聲將會顯現(xiàn)出來。載荷噪聲主要表現(xiàn)為偶極子聲源，其輻射聲源指向槳盤平面的前后方向。厚度噪聲的指向性峰值由單極子聲源表示，其輻射聲源則是在靠近旋轉軸的位置。螺旋槳葉片與湍流相互作用以及葉片尾緣分離產生寬頻噪聲。

圖10 典型螺旋槳噪聲譜[37]Fig.10 Typical propeller noise spectrum[37]

與寬頻噪聲相比，離散噪聲是螺旋槳的主要噪聲源。目前螺旋槳噪聲的計算方法主要是圍繞離散噪聲進行的，應用較為廣泛的是聲學類比法。Lighthill[38]基于聲學類比擬，將聲傳播波問題與物體近區(qū)的流動問題分離考慮，將物體近區(qū)的流動特性作為聲源項加入波動方程中，使氣動聲學問題（即聲場）與空氣動力學問題進行解耦[39]。后來，F(xiàn)fowcs 和Hawkings[40]將Lighthill 聲比擬方程推廣到任意運動物體表面所產生的噪聲問題，他們通過引入Dirac Delta 函數(shù)和Heaviside 廣義函數(shù)，以物面函數(shù)f作為參數(shù)，將Navier-Stokes 方程變成非齊次波動方程形式，即，在研究物體周圍的體積中存在四極子聲源，在物體表面存在偶極子和單極子聲源：

式中，右側的第一項是單極子或厚度聲源，其與體積或葉片的運動有關；第二項為偶極子或載荷聲源，其與物體表面作用在流體上的分布力有關，例如葉片表面施加的力；最后一項為四極子聲源，其為應力聲源，由非線性波傳播、局部聲速的變化、沖擊發(fā)出的噪聲或其他湍流流動引起。

寬帶噪聲往往由槳葉與湍流相互作用引起的槳葉脈動載荷導致。George 和Chou[41]總結了五種致聲機理：1）由來流湍流引起的載荷脈動；2）湍流邊界層通過槳葉尾緣導致的載荷脈動；3）當?shù)厥倩驑鉁u形成導致的載荷脈動；4）由于層流邊界層渦脫落導致的載荷脈動；5）由于鈍尾緣渦脫落導致的載荷脈動。他們認為，來流湍流噪聲是1 kHz 以下低頻段寬帶噪聲的主要組成部分，而當來流湍流度較弱時，尾緣噪聲和槳尖渦噪聲是高頻段寬帶噪聲的重要成分。

3.2 螺旋槳氣動噪聲預測

3.2.1 離散噪聲預測

由于氣動聲學的計算要求等原因，螺旋槳的直接噪聲計算十分耗時和昂貴，因此目前的方法大多是將近場CFD 方法與聲傳播求解器耦合來完成遠場噪聲預測。螺旋槳聲學預測技術大多數(shù)是針對離散噪聲分量的?；?969 年提出的FW-H（Ffowcs Williams-Hawkings ）方程[40]，主要用于螺旋槳遠場噪聲預測，在時域上遵循Farassat 公式[42]或在頻域上用Hanson方法[43]。Farassat 公式使用時域方法來求解FW-H 方程，利用自由空間格林函數(shù)法得到積分公式，即：

式中，四極子聲源在槳葉周圍流場進行體積積分，而單極子和偶極子聲源在槳葉表面上進行積分，如圖11 所示。在式（13）中，自由空間格林函數(shù)引入了一個多普勒因子，該多普勒因子依賴于葉片表面的局部馬赫數(shù)，完全取決于螺旋槳槳葉的運動學特性。

圖11 Farassat 公式中的參考系和移動面定義[36]Fig.11 Definition of reference system and moving surface in Farasat formula[36]

Gennaro等[44-45]和Tan等[46]分別進行了單槳葉的RANS 和DES 計算，并結合Brentner 和Farassat 的FW-H 方程的積分形式[47]，預測了NASA-SR2 葉片的離散噪聲[48-49]，兩種方法的計算結果與試驗數(shù)據(jù)吻合較好，其中DES 算法提高了下游指向性的預測精度。RANS 方法在Marinus等[50-51]的研究中也被證明是優(yōu)化螺旋槳槳葉形狀的有效工具。呂昌昊等[52]通過擴展的滑移網(wǎng)格算法對單排螺旋槳模型進行了數(shù)值模擬（圖12a），采用基于FW-H 聲類比法的延遲時間法[53]計算了遠場噪聲，并且與風洞測量的離散噪聲取得了良好的一致性（圖12b）。

圖12 數(shù)值模擬瞬態(tài)流場及噪聲頻譜[52]Fig.12 Numerical simulation of transient flow field and noise spectrum[52]

Hanson[54-55]發(fā)展了基于頻域積分FW-H 方程的聲類比預測方法，旋轉聲源分布被一組穩(wěn)定的輻射模型（即傅里葉級數(shù)的分量）所取代：

由于Hanson 頻域方法理論上可以處理所有的流態(tài)以及更復雜的螺旋槳幾何形狀，因此在其他兩種方法不適合的情況下，可采用其來提高聲學預測精度。Kotwice等[56]在不同的螺旋槳幾何形狀和不同工況下，對幾種計算成本低廉的聲頻方法的計算精度進行了評估。其實用的聲學模型可以預測近場和遠場的諧波噪聲。研究模型近似（或忽略）弦向非緊實性，因此不需要弦向氣動數(shù)據(jù)，也不需要耦合基于面板或網(wǎng)格的氣動求解器。試驗數(shù)據(jù)考慮了一系列螺旋槳幾何形狀、葉片數(shù)量、傳聲器位置、葉尖速度、前飛速度。研究結果表明，該模型與試驗數(shù)據(jù)吻合較好，尤其是對最大離散噪聲分量的預測，Hanson 頻域方法總體預測精度最高。

頻域方法通過對波動方程進行傅里葉變換來消除時間變量，在這個過程中造成了壓力歷程和螺旋槳部分幾何信息丟失，但是直到相當高的階數(shù)，聲學結果幾乎不受影響[57]。頻域方法的計算成本低，并且能顯示預測噪聲在頻域上的分布，便于探求離散噪聲分量。因頻域方法對輸入誤差不敏感，故比較適合進行設計或優(yōu)化研究。耿欣等[58]對某型渦槳飛機六葉螺旋槳的氣動性能和聲學特性進行了風洞試驗研究，對比了螺旋槳遠場噪聲試驗測量值與Hanson 頻域方法預測值的差異，結果表明，在較低的槳尖馬赫數(shù)下，Hanson 頻域方法能夠捕捉到總噪聲輻射的偶極子噪聲源（載荷噪聲），而其他噪聲源（如厚度噪聲部分）則被低估。

3.2.2 寬帶噪聲預測

寬帶噪聲預測方法相比離散噪聲預測方法較為欠缺，一般分為四種：經驗方法、分析方法、半經驗半分析方法、基于聲類比的計算氣動聲學（CAA）方法。分析和半分析方法通?；诩僭O（如少數(shù)輕載荷槳葉組成的翼型、小弧度、小厚度、小迎角、受小波動的壓力場）[59]，因此不能應用于用穩(wěn)態(tài)假設建模的高載荷螺旋槳的預測。CAA 方法旨在直接數(shù)值模擬關注的物體上的聲學現(xiàn)象，需要大量的計算時間。因此，基于FW-H 聲類比的方法特別適用于那些需要獲得詳細表面壓力波動的情況。Farassat和Casper[60]基于FW-H 聲類比法開發(fā)了一種時域方法，并將其應用于可滲透數(shù)據(jù)表面，以較好的精度計算了寬帶噪聲。Mankbadi等[61]對螺旋槳的非定常流動和輻射噪聲進行了高精度模擬（圖13），通過對已求解聲場和非定常流場的近場分析，發(fā)現(xiàn)螺旋槳區(qū)和尾跡區(qū)是產生噪聲的兩個主要區(qū)域，并且來自尾流區(qū)的輻射噪聲對寬帶噪聲的貢獻很大。

圖13 螺旋槳瞬態(tài)渦量波動圖[61]Fig.13 Instantaneous vorticity fluctuation of propeller[61]

4 螺旋槳低噪聲方案設計與優(yōu)化

4.1 螺旋槳低噪聲設計方法

螺旋槳低噪聲設計，就是在滿足一定的性能要求下，通過優(yōu)化螺旋槳幾何結構和工作參數(shù)，達到降低噪聲的目的，以滿足噪聲適航規(guī)定、機艙噪聲舒適性、飛機結構要求等。根據(jù)理論和試驗研究，螺旋槳噪聲控制的主要途徑有：減小槳尖馬赫數(shù)、優(yōu)化槳葉形狀及改進載荷分布、增加槳葉數(shù)目、槳葉后掠設計等。Harlamert[62]提出，為了減小槳葉弦長，建議在槳葉尖部區(qū)域采用超臨界翼型截面，同時為了降低噪聲，建議使用圓形或橢圓形的槳尖形狀。Davis[63]介紹了性能優(yōu)于NACA16、NACA65 系列的先進翼型，使用該翼型截面可以增加螺旋槳槳葉載荷，并在較低的轉速下保證氣動性能損失不大，從而輻射噪聲。Lee等[64]在消聲室中研究了鋸齒對降低螺旋槳尾緣噪聲的效果，研究表明，1/2 半徑范圍鋸齒形螺旋槳在1 000 Hz 以下的低頻區(qū)對尾緣噪聲有較好的降噪效果，推力損失也比其他兩種外形的小，此外，鋸齒螺旋槳轉速對降噪效果影響較大。Yang等[65]分析了波浪形轉子的氣動和聲學性能，發(fā)現(xiàn)在可用推力和功率載荷方面，波浪形轉子的氣動性能與基礎構型大致相同，但波浪形轉子的總聲壓級降低了約1.4～2 dB。

Hanson[66]采用遠場頻域公式為低噪聲螺旋槳設計參數(shù)選擇提供了一種簡單而有效的方法。他指出：均勻加載分布要比“峰值”載荷分布的噪聲降低很多，尤其是對于高頻分量；槳葉扭角控制著展向載荷幅值分布，通過將載荷移到一個輻射效率較低的半徑內可以減少噪聲，但同時必需考慮氣動效率的損失。此外，槳葉后掠也有非常好的降噪效果：首先，由于四極子聲源主要由跨聲速流動現(xiàn)象引起的，槳葉后掠通過與后掠機翼設計相同的原理來降低跨聲速壓縮性，可以減小四極子聲源強度；其次，槳葉后掠可以使葉片不同位置輻射的噪聲信號實現(xiàn)“相位抵消”（如圖14 所示）。他提出，在給定半徑下，槳葉后掠導致相位滯后的一個簡單公式為：

圖14 槳葉后掠降噪示意圖[66]Fig.14 Schematic diagram of blade swept back noise reduction[66]

其中：?s為由后掠引起的相位偏移（在螺旋槳諧波頻率處，槳葉后掠導致來自后掠構型某一截面的聲學信號相比未后掠構型的信號相角增大，見圖14）；MCA為槳葉的后掠量；MT為槳尖旋轉馬赫數(shù)；Mr為槳葉某一截面的當?shù)伛R赫數(shù)；θ為螺旋槳軸到觀測點的輻射角；D為螺旋槳直徑。后掠的有效性隨諧波階數(shù)mB和前飛馬赫數(shù)Mx的增大而增加。Metzger 和Rohrbach等[67]進一步討論了槳葉后掠提升氣動性能及降低噪聲的理論依據(jù)，并通過風洞試驗對后掠螺旋槳設計方法的效果進行了驗證。“相位抵消”是線性聲源的基本假設，在槳葉通過頻率下，來自槳葉任意葉素的噪聲是具有振幅和相角的正弦波。單個槳葉的噪聲是每個葉素貢獻的矢量和，而總的螺旋槳噪聲是矢量和與葉片數(shù)的乘積。螺旋槳葉尖后掠的相位干擾效果，是指來自槳尖的聲學信號滯后于來自中部區(qū)域的信號（增大相角），從而造成部分干擾和總噪聲的降低。其中四極子噪聲的降噪幅度最大，這是由于相位抵消及槳葉每個展向位置的相對馬赫數(shù)減小而導致的聲源強度減弱的共同結果。

4.2 螺旋槳低噪聲方案優(yōu)化設計

目前，已有多種設計方法應用于螺旋槳氣動和噪聲優(yōu)化設計中。常用的優(yōu)化算法包括：基于梯度的方法、啟發(fā)式優(yōu)化方法、基于代理的優(yōu)化方法。基于梯度的方法是一種非常有效的基于梯度信息搜索最優(yōu)解的方法[68-70]。Zhang等[71]基于高保真CFD 方法對涵道螺旋槳的氣動和噪聲進行數(shù)值模擬，并通過改變涵道和葉片的形狀對涵道螺旋槳的氣動性能進行了伴隨優(yōu)化。利用伴隨法求解梯度，效率很高，但優(yōu)化結果很容易陷入局部最優(yōu)解。模擬退火[72]、粒子群優(yōu)化[73]、蟻群算法[74]和遺傳算法[75]等啟發(fā)式優(yōu)化方法，可以在整個設計空間內找到全局最優(yōu)解。Marinus等[50]基于RANS 模擬，采用多目標差分進化（MODE）方法，對跨聲速螺旋槳葉片進行了多學科多目標優(yōu)化，優(yōu)化參數(shù)包括后掠、扭轉、弦向和厚度徑向分布的B 樣條參數(shù)控制點以及用于制造葉片的兩翼型形狀控制點。Pagano[76]采用旋翼機全勢計算流體力學（CFD）模型，耦合FW-H 聲學比擬法，對實際飛機的推力螺旋槳結構進行了多學科優(yōu)化，使起飛狀態(tài)下的整體聲壓降低了3.5 dB，同時保留了設計的螺旋槳推力，并在巡航時對螺旋槳效率的影響較小。Yu[77]采用改進的粒子群優(yōu)化算法，對約束條件下的設計目標進行了優(yōu)化，采用空氣動力學與氣動聲學相結合的方法，以六葉螺旋槳為對象，通過優(yōu)化設計過程獲得了不損失氣動性能、降低整體聲壓級的螺旋槳系統(tǒng)，監(jiān)測點最大整體聲壓級降低了5 dB。但是啟發(fā)式方法的收斂速度普遍較慢，計算效率較低。耿欣等[58]在考慮氣動和氣動聲學性能的情況下，采用經典的模擬退火算法對原始螺旋槳設計進行了優(yōu)化，通過四階貝塞爾曲線插值，利用給定的五個控制點，確定在給定徑向位置上的設計變量掃描值，通過優(yōu)化設計，獲得了不損失氣動性能、降低推力比聲壓級的改進螺旋槳設計，監(jiān)控點最大推力比聲壓級較基本設計方案降低2.9 dB，這表明通過優(yōu)化的葉片后掠分布實現(xiàn)了聲輻射的整體減?。▓D15）。

圖15 優(yōu)化算法及優(yōu)化構型降噪效果[58]Fig.15 Noise reduction by an optimized configuration[58]

為了在合理的時間內獲得全局最優(yōu)解，提出了基于代理的優(yōu)化方法。常用的代理模型包括徑向基函數(shù)（RBF）、Kriging、支持向量回歸（SVR）、深度神經網(wǎng)絡（DNN）等。近年來，有研究者提出使用低保真樣本來協(xié)助建立代理模型[78]，從而大大提高優(yōu)化效率、降低成本。對于多保真樣本的組合，最常用的方法有橋函數(shù)法和co-Kriging 法。Han等[79-80]提出了實用的co-Kriging 模型建立方法和多保真分層Kriging 模型。Bu等[81]采用前者提出的遞階Kriging（HK）模型對轉子進行優(yōu)化設計。其基于FW-H 方程，利用驗證的RANS 解算器和聲學方法，建立了一種基于HK 模型的懸停旋翼高維氣動和氣動聲學優(yōu)化方法，結果表明，HK 模型計算效率高、精度高。之后，其通過引入價廉的低保真數(shù)據(jù)輔助來提高優(yōu)化效率，應用了前者提出的多級分層Kriging（MHK）模型，該模型可包含三個或三個以上級別的保真度，從而可加速直升機旋翼高保真氣動結構優(yōu)化向全局最優(yōu)收斂。為了驗證MHK 模型在轉子優(yōu)化中的有效性，其采用所提出的優(yōu)化策略進行了葉片形狀優(yōu)化以降低氣動聲學噪聲。

隨著人工智能的發(fā)展，深度神經網(wǎng)絡被廣泛應用于代理模型中。DNN 可以捕獲復雜的數(shù)據(jù)模式，并能夠處理各種維度上極度非線性問題。Poggi等[82]應用人工神經網(wǎng)絡（ANN）代理模型來預測三葉螺旋槳的噪聲輻射和氣動性能，采用拉丁超立方采樣（LHS）方法確定設計空間點，采用高保真氣動和氣動聲學求解器提供訓練、驗證和測試數(shù)據(jù)集，數(shù)值結果能夠很好地預測螺旋槳的氣動性能和輻射噪聲，適用于初步設計階段。耿欣等[83]利用DNN 映射葉片參數(shù)與氣動/氣動聲學性能之間的非線性關系，通過深度確定性策略梯度（DDPG）強化學習算法實現(xiàn)優(yōu)化，在此基礎上提出了基于多保真度DNN 的代理模型（TL-MFDNN），如Gennaro等[44-45]和Tan等[46]分別進行了單槳葉的RANS 和DES 計算，并結合Brentner和Farassat 的FW-H 方程的積分形式[47]，預測了NASA-SR2 葉片的離散噪聲[48-49]，兩種方法的計算結果與試驗數(shù)據(jù)吻合較好，其中DES 算法提高了下游指向性的預測精度。RANS 方法在Marinus等[50-51]的研究中也被證明是優(yōu)化螺旋槳槳葉形狀的有效工具。呂昌昊等[52]通過擴展的滑移網(wǎng)格算法對單排螺旋槳模型進行了數(shù)值模擬（圖12a），采用基于FW-H聲類比法的延遲時間法[53]計算了遠場噪聲，并且與風洞測量的離散噪聲取得了良好的一致性（圖16b）。并在預訓練過程和再訓練過程之間進行遷移學習，結果表明，基于TL-MFDNN 代理模型的優(yōu)化與基于直接CFD 仿真的DDPG 優(yōu)化相比，優(yōu)化后的螺旋槳整體計算成本可節(jié)省77.3%，最大降噪幅度可達1.69 dB，同時對推進性能的影響可以忽略不計。

圖16 多保真度DNN 模型的實現(xiàn)過程和遷移學習策略[83]Fig.16 Process and transfer-learning strategy of the multi-fidelity DNN model[83]

5 結論與未來研究展望

本文以航空螺旋槳為研究對象，概述了螺旋槳的歷史及發(fā)展。梳理了螺旋槳氣動布局、設計方法、翼型選擇等歷程及特點，概述了槳葉和翼型設計、性能對比、氣動性能評估、相關研究方法與進展。針對螺旋槳氣動特性等關鍵空氣動力學問題，從理論分析、數(shù)值計算、風洞試驗著手，對研究現(xiàn)狀及取得的關鍵進展進行了綜述和討論。從螺旋槳噪聲產生機理、控制技術及噪聲預測方法等幾個主要方面對螺旋槳噪聲問題進行了概括總結。

航空螺旋槳經過百余年的發(fā)展，從第一代的木質槳葉到第二代的金屬槳葉，再到之后的碳纖維復合材料槳葉，匹配的發(fā)動機功率也從最初的幾十千瓦逐漸提高到幾百千瓦甚至幾千千瓦，從最早的單一追求拉力、功率等氣動性能，到后來同時追求效率和噪聲指標，再到后來需要同時滿足多工況的高性能指標，螺旋槳的設計逐漸朝著多目標、多學科的一體化設計發(fā)展。

螺旋槳技術的未來研究展望：

1）螺旋槳的設計逐漸朝著多目標、多學科的一體化設計發(fā)展。

2）為適應未來中遠程渦槳運輸機對高性能航空螺旋槳的需要，新一代螺旋槳設計的關鍵技術研究集中在大功率、高速、高效、低噪聲、輕質等方面。

3）在氣動方面，隨著巡航馬赫數(shù)的提高（甚至超過馬赫數(shù)0.7），亞聲速流動中會在槳尖區(qū)域出現(xiàn)局部的超聲速區(qū)，產生跨聲速流動問題，嚴重影響螺旋槳的高速性能。A400M 戰(zhàn)術運輸機采用葉片數(shù)量多、厚度較薄、后掠外形的單排槳扇設計，通過使用超臨界翼型提高了臨界馬赫數(shù)，成功解決了高巡航馬赫數(shù)的跨聲速問題，并能在保持較高飛行速度的同時擁有較高的推進效率。

4）從孤立螺旋槳行為發(fā)展為多片槳葉的槳扇行為，需要解決槳扇葉片間的干擾修正問題。

5）在噪聲方面，由于流場中可能存在局部激波以及激波邊界層干擾等情況，導致非線性噪聲源的貢獻大幅增加，亟待建立較為準確可靠的四極子噪聲預報模型，并有效降低厚度噪聲的幅值。

6）近年來，隨著碳纖維復合材料槳葉和輕合金材料槳轂的發(fā)展，以及將傳統(tǒng)的機械液壓離心式控制系統(tǒng)升級為全權限數(shù)字式電子控制系統(tǒng)，實現(xiàn)了螺旋槳的輕質化。

7）此外，還需要關注螺旋槳與機翼之間的干涉問題，以進一步提高螺旋槳效率。