許正宇，湯斯佳，何淼，昝丙合，*，曹德松

(1.航空工業(yè)惠陽(yáng)航空螺旋槳有限責(zé)任公司，保定 071052；2.河北省螺旋槳結(jié)構(gòu)與動(dòng)力性能重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，保定 071052；3.北京航空航天大學(xué) 航空科學(xué)與工程學(xué)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(jìn)是歷史最悠久的航空推進(jìn)方式，且歷久彌新。自1903 年萊特兄弟使用螺旋槳推進(jìn)實(shí)現(xiàn)首次成功飛行以來(lái)，航空螺旋槳推進(jìn)系統(tǒng)和航空飛行器的設(shè)計(jì)都已經(jīng)取得了長(zhǎng)足的進(jìn)步。

航空推進(jìn)裝置的經(jīng)濟(jì)性是其技術(shù)水平和實(shí)用性的決定性因素之一，一般可以通過(guò)比較航空推進(jìn)器的推進(jìn)效率來(lái)進(jìn)行衡量。推進(jìn)效率是航空發(fā)動(dòng)機(jī)傳遞給飛機(jī)的推進(jìn)功率與其自身消耗功率的比值。推進(jìn)效率較高的發(fā)動(dòng)機(jī)可以有效降低飛機(jī)燃油消耗水平并有效提升飛行航程。在航空推進(jìn)裝置中，增大涵道比可以有效減少?lài)娏髂芰繐p失，從而提高推進(jìn)效率[1]。在主流航空推進(jìn)方式中，螺旋槳推進(jìn)等效涵道比是最大的，可以達(dá)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(jìn)效率，可以達(dá)到0.8 以上。對(duì)于典型的支線(xiàn)客機(jī)而言，使用螺旋槳推進(jìn)的型號(hào)相對(duì)于使用渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)的型號(hào)，其耗油率可以降低40%左右（見(jiàn)表1）。因此，合適工作狀態(tài)下的螺旋槳推進(jìn)具有十分優(yōu)秀的經(jīng)濟(jì)性。同時(shí)，螺旋槳也具備良好的低速性能和集成的反拉力功能，能夠?yàn)檩d機(jī)提供良好的起降能力。

表1 不同推進(jìn)方式支線(xiàn)客機(jī)的耗油率Table 1 Fuel consumption rate of regional airliners with different propulsion methods

圖1 不同航空推進(jìn)類(lèi)型的推進(jìn)效率[2]Fig.1 Propulsion efficiency for different engine types[2]

航空百年以來(lái)，不斷的技術(shù)進(jìn)步和產(chǎn)品需求推動(dòng)了螺旋槳的持續(xù)發(fā)展。先進(jìn)參數(shù)化設(shè)計(jì)方法、高效專(zhuān)用翼型、全新布局形式等新理論、新方法，均有效地帶動(dòng)了螺旋槳持續(xù)進(jìn)化，向著拉力更大、速度更快、效率更高的方向不斷邁進(jìn)。劉沛清在《空氣螺旋槳理論及其應(yīng)用》[1]中，對(duì)螺旋槳的發(fā)展概況、典型特性、設(shè)計(jì)理論等領(lǐng)域理論進(jìn)行了系統(tǒng)的總結(jié)。高永衛(wèi)在《無(wú)人機(jī)螺旋槳的空氣動(dòng)力學(xué)設(shè)計(jì)》[3]中，對(duì)螺旋槳翼型選擇、優(yōu)化設(shè)計(jì)與性能評(píng)估流程進(jìn)行了完整的闡述。喬志德[4]、宋文萍[5]、楊旭東[6]、項(xiàng)松[7]、楊小川[8]、陳正武[9]等，也在螺旋槳?dú)鈩?dòng)特性、優(yōu)化設(shè)計(jì)、數(shù)值仿真、試驗(yàn)研究等領(lǐng)域做出了諸多探索。

世界范圍內(nèi)，專(zhuān)業(yè)的航空螺旋槳多是由專(zhuān)門(mén)的螺旋槳公司設(shè)計(jì)和生產(chǎn)的，如Hamilton Standard 公司、Dowty 公司和惠陽(yáng)航空螺旋槳有限責(zé)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(hào)的螺旋槳會(huì)在多個(gè)飛機(jī)型號(hào)上得到應(yīng)用。不過(guò)，這些飛機(jī)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(dòng)機(jī)功率和飛機(jī)最大起飛重量差異高達(dá)25%，卻采用了相同型號(hào)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(dòng)機(jī)-飛機(jī)之間的匹配沒(méi)有達(dá)到最優(yōu)水平。

螺旋槳的主要?dú)鈩?dòng)參數(shù)與飛機(jī)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(guān)。相對(duì)于渦輪噴氣推進(jìn)等相對(duì)獨(dú)立運(yùn)行的航空推進(jìn)方式，螺旋槳推進(jìn)系統(tǒng)與載機(jī)系統(tǒng)之間的耦合關(guān)系更加緊密。為了進(jìn)一步提高螺旋槳的性能，滿(mǎn)足持續(xù)進(jìn)化的高效、清潔和噪聲要求，就需要基于總體設(shè)計(jì)需求進(jìn)行螺旋槳優(yōu)化設(shè)計(jì)，選取適當(dāng)?shù)穆菪龢O(shè)計(jì)參數(shù)。同時(shí)，螺旋槳的安裝位置、滑流強(qiáng)度等也對(duì)飛機(jī)的起降性能、操縱特性、飛行效率等有著明顯的影響。因而，開(kāi)展螺旋槳與飛機(jī)間的綜合優(yōu)化設(shè)計(jì)，是進(jìn)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(dòng)設(shè)計(jì)參數(shù)與飛機(jī)的綜合設(shè)計(jì)技術(shù)，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(jī)的匹配關(guān)系，螺旋槳參數(shù)的多目標(biāo)優(yōu)化方法，螺旋槳布局與螺旋槳滑流的影響，共軸對(duì)轉(zhuǎn)螺旋槳、分布式推進(jìn)螺旋槳布局，計(jì)算流體力學(xué)（CFD）和計(jì)算氣動(dòng)聲學(xué)（CAA）在螺旋槳-飛機(jī)綜合設(shè)計(jì)中的應(yīng)用，等等。

1 螺旋槳設(shè)計(jì)參數(shù)與飛機(jī)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(jī)的飛行包線(xiàn)等均有關(guān)系。

在對(duì)螺旋槳進(jìn)行理論分析時(shí)，由動(dòng)量定理可得，對(duì)于軸向流動(dòng)的理想螺旋槳，單位時(shí)間內(nèi)氣流通過(guò)螺旋槳槳盤(pán)動(dòng)量的增量與螺旋槳的拉力大小相等、方向相反。此時(shí)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(jìn)效率的提升。對(duì)于真實(shí)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(jìn)效率的因素。圖2 中展示了一型3 000 馬力級(jí)別螺旋槳在進(jìn)行概念設(shè)計(jì)時(shí)，不同直徑的設(shè)計(jì)選型間的推進(jìn)效率與靜拉力對(duì)比。盡管當(dāng)螺旋槳直徑過(guò)大時(shí)，較小的巡航載荷導(dǎo)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(dòng)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(jìn)效率、拉力與直徑的關(guān)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(dòng)性能和經(jīng)濟(jì)特性，但是螺旋槳尺寸增加也會(huì)導(dǎo)致螺旋槳系統(tǒng)的總體重量明顯增加，并導(dǎo)致1-P 力矩特性惡化。此外，為了滿(mǎn)足適航標(biāo)準(zhǔn)[16]中的螺旋槳對(duì)地間距、對(duì)水間距和結(jié)構(gòu)間距等要求，過(guò)大尺寸的螺旋槳設(shè)計(jì)需要飛機(jī)從氣動(dòng)布局上進(jìn)行設(shè)計(jì)改動(dòng)，不利于飛機(jī)整體載荷比和最大起飛重量的控制。因而，需要結(jié)合飛機(jī)的任務(wù)包線(xiàn)需求，就螺旋槳的尺寸進(jìn)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(duì)螺旋槳的效率和重量有很大影響。對(duì)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(gè)額外的三維損失源，增加了螺旋槳的槳尖損失。同時(shí)，所有螺旋槳槳葉的葉片載荷降低，每個(gè)葉片的吸收功率也隨之下降。在槳葉的優(yōu)化設(shè)計(jì)過(guò)程中，螺旋槳槳葉載荷減少后，可以隨之減少其弦長(zhǎng)，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(dāng)螺旋槳槳葉增加后，其氣動(dòng)效率的變化會(huì)隨螺旋槳整體槳盤(pán)載荷的不同而有所不同。

如圖3 所示，在某型螺旋槳的設(shè)計(jì)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(jìn)效率增加、巡航推進(jìn)效率下降。這是由于爬升工況下，螺旋槳槳盤(pán)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(jìn)效率、翼型高升阻比的工作區(qū)間。

圖3 典型螺旋槳推進(jìn)效率與直徑的關(guān)系Fig.3 Variations of propeller propulsion efficiency with blade numbers

因此，在螺旋槳設(shè)計(jì)時(shí)，需要根據(jù)飛機(jī)設(shè)計(jì)性能需求和飛行工況比例，對(duì)槳葉片數(shù)進(jìn)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(jī)、直升機(jī)的氣動(dòng)布局要求，螺旋槳直徑較小，槳盤(pán)載荷較大，那么就應(yīng)該采用槳葉數(shù)量較多的六葉、八葉螺旋槳，或采用共軸對(duì)轉(zhuǎn)螺旋槳，以充分吸收發(fā)動(dòng)機(jī)功率。

1.3 螺旋槳的扭轉(zhuǎn)分布

為了使螺旋槳在滿(mǎn)足貝茲最優(yōu)環(huán)量的基礎(chǔ)上，在沿展向不同相對(duì)位置的各個(gè)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(lái)流條件，對(duì)螺旋槳的扭轉(zhuǎn)角進(jìn)行優(yōu)化設(shè)計(jì)。

如圖4 所示，對(duì)于螺旋槳槳葉的某一截面，截面葉素的當(dāng)?shù)亓鲃?dòng)迎角αp等于螺旋槳安裝角 β和入流角 ?之差，而入流角 ?取決于當(dāng)?shù)卣T導(dǎo)速度（va、vt）、遠(yuǎn)場(chǎng)來(lái)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(dāng)遠(yuǎn)場(chǎng)來(lái)流速度U∞較小時(shí)，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(duì)于不同的設(shè)計(jì)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(shí)，槳根與槳尖的螺旋槳入流角差異比低速飛行時(shí)更大，故而高速的螺旋槳需要設(shè)計(jì)更大的總扭轉(zhuǎn)；類(lèi)似的，低速飛行的螺旋槳?jiǎng)t具有較小的總扭轉(zhuǎn)。

當(dāng)為某一設(shè)計(jì)點(diǎn)進(jìn)行優(yōu)化設(shè)計(jì)后的螺旋槳工作在偏離設(shè)計(jì)點(diǎn)的飛行環(huán)境時(shí)，盡管可以通過(guò)變距機(jī)構(gòu)調(diào)節(jié)槳距，但各截面的扭轉(zhuǎn)角分布仍然會(huì)出現(xiàn)偏離最優(yōu)設(shè)計(jì)點(diǎn)的情況，從而影響氣動(dòng)效率。因此對(duì)于需要工作在起飛、爬升、巡航等多個(gè)速度區(qū)間內(nèi)的螺旋槳，需要根據(jù)實(shí)際工況對(duì)扭轉(zhuǎn)分布進(jìn)行綜合設(shè)計(jì)，從而保障在各飛行工況點(diǎn)均能取得相對(duì)較好的氣動(dòng)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(guān)鍵的氣動(dòng)設(shè)計(jì)參數(shù)之一。葉素的翼型決定了當(dāng)氣流繞螺旋槳流動(dòng)時(shí)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(lái)流速度疊加而成，因而螺旋槳在沿弦長(zhǎng)方向不同截面位置上的相對(duì)速度差異較大。在螺旋槳槳根區(qū)域，流動(dòng)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(dá)馬赫數(shù)0.9 以上，部分對(duì)轉(zhuǎn)槳扇型號(hào)的槳尖速度甚至可以超過(guò)聲速。因而，針對(duì)不同設(shè)計(jì)速度的螺旋槳以及螺旋槳的不同部位，需要有針對(duì)性地選擇不同的翼型。

螺旋槳根部，流動(dòng)速度較慢，且集中承載氣動(dòng)力、氣動(dòng)扭矩，強(qiáng)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(dòng)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(xiàn)速度較高，需要采用適當(dāng)彎度的薄翼型設(shè)計(jì)，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(duì)厚度在槳根位置可達(dá)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(yīng)性差異。對(duì)于常規(guī)的螺旋槳固定翼飛機(jī)，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(dòng)性能。對(duì)于無(wú)人機(jī)、平流層飛艇等飛行器，由于其平均氣動(dòng)弦長(zhǎng)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(duì)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(shè)計(jì)

在螺旋槳設(shè)計(jì)中，通過(guò)選擇適當(dāng)?shù)穆菪龢睆?、片?shù)、弦長(zhǎng)、扭轉(zhuǎn)分布和翼型，可以得到在某個(gè)特定飛行工況點(diǎn)下的貝茲最優(yōu)化螺旋槳外形設(shè)計(jì)方案。然而，在實(shí)際情況中，飛機(jī)的飛行包線(xiàn)范圍廣，螺旋槳需要在起飛、爬升、巡航、機(jī)動(dòng)、降落等多個(gè)不同飛行工況之間取得較好的平衡。同時(shí)，螺旋槳的結(jié)構(gòu)強(qiáng)度、重量指標(biāo)等其他方面也存在約束要求。因此，在具體設(shè)計(jì)時(shí)，需要根據(jù)要求進(jìn)行綜合優(yōu)化設(shè)計(jì)。

在實(shí)際優(yōu)化過(guò)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(shè)計(jì)完成滿(mǎn)足對(duì)應(yīng)需求的貝茲最優(yōu)螺旋槳；隨后以這些基準(zhǔn)設(shè)計(jì)為基礎(chǔ)，采用適當(dāng)?shù)男阅茉u(píng)估手段和參數(shù)化優(yōu)化算法，進(jìn)行進(jìn)一步的多目標(biāo)優(yōu)化分析[17]。

例如，在某型螺旋槳的設(shè)計(jì)過(guò)程中，為實(shí)現(xiàn)綜合優(yōu)化設(shè)計(jì)，結(jié)合使用了Kriging 代理模型[18]和遺傳算法尋優(yōu)方法，進(jìn)行了螺旋槳設(shè)計(jì)方案的迭代優(yōu)化。其簡(jiǎn)要流程圖如圖6 所示。

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

遺傳算法具有全局性?xún)?yōu)化的特點(diǎn)，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(yīng)用。為了滿(mǎn)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(duì)各不同設(shè)計(jì)工況點(diǎn)設(shè)計(jì)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(shí)，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(diǎn)，使得樣本點(diǎn)分布相對(duì)均勻，保證了初始種群的物種多樣性。在此基礎(chǔ)上，優(yōu)化算法可以計(jì)算設(shè)計(jì)空間內(nèi)的響應(yīng)值，通過(guò)遺傳算法進(jìn)化出優(yōu)秀的個(gè)體。

由于動(dòng)量-葉素理論（BEMT）、計(jì)算流體力學(xué)（CFD）等數(shù)值求解方法計(jì)算開(kāi)銷(xiāo)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(guò)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(shí)響應(yīng)值，并在每一輪迭代后采用數(shù)值仿真對(duì)優(yōu)秀設(shè)計(jì)樣本進(jìn)行分析，并不斷更新代理模型，直至優(yōu)化迭代收斂。

通過(guò)上述方法，可以完成對(duì)螺旋槳設(shè)計(jì)方案的多目標(biāo)綜合優(yōu)化設(shè)計(jì)。將螺旋槳弦長(zhǎng)分布和扭轉(zhuǎn)角分布作為優(yōu)化參數(shù)，并基于載機(jī)典型飛行包線(xiàn)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(jì)函數(shù)，對(duì)螺旋槳設(shè)計(jì)進(jìn)行迭代，最終得到經(jīng)過(guò)綜合優(yōu)化的螺旋槳設(shè)計(jì)方案。圖7 給出了某型推力螺旋槳進(jìn)行參數(shù)化優(yōu)化后得到的不同設(shè)計(jì)方案間的相對(duì)性能差異和帕累托最優(yōu)解方案。

圖7 螺旋槳優(yōu)化設(shè)計(jì)解空間Fig.7 Propeller optimization solution space

2 螺旋槳布局與槳-機(jī)間的干擾

在螺旋槳飛機(jī)與螺旋槳的綜合設(shè)計(jì)之中，一個(gè)不可忽視的問(wèn)題是螺旋槳與飛機(jī)間的氣動(dòng)干擾問(wèn)題。由于飛機(jī)姿態(tài)的變化以及機(jī)翼/短艙對(duì)螺旋槳局部入流的影響，流過(guò)槳盤(pán)的氣流一般是非軸向入流的。這會(huì)導(dǎo)致螺旋槳上產(chǎn)生周期性的力和力矩，稱(chēng)為1-P 載荷效應(yīng)。同時(shí)，由于螺旋槳槳盤(pán)面積較大，螺旋槳滑流可能會(huì)對(duì)包括機(jī)翼、短艙、水平尾翼、V 型尾翼等氣動(dòng)面在內(nèi)的大范圍產(chǎn)生影響，比渦輪噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)的影響更加突出，因而需要在飛機(jī)設(shè)計(jì)時(shí)加以綜合考慮。

2.1 螺旋槳的1-P 載荷效應(yīng)

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

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

對(duì)于傳統(tǒng)單排螺旋槳，1-P 力的最大值方向與來(lái)流在槳盤(pán)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(huì)造成振動(dòng)，影響螺旋槳、槳榖、發(fā)動(dòng)機(jī)槳軸的疲勞特性。此外，當(dāng)飛機(jī)進(jìn)行機(jī)動(dòng)時(shí)，螺旋槳1-P 載荷會(huì)產(chǎn)生額外的氣動(dòng)力和力矩，并且對(duì)飛機(jī)布局、螺旋槳旋向不同的飛機(jī)造成的影響也不同。一般而言，直徑越大、拉力/扭矩越強(qiáng)的螺旋槳，其1-P 力矩效應(yīng)也越明顯，且當(dāng)來(lái)流偏離螺旋槳軸線(xiàn)的角度增加時(shí)，螺旋槳的1-P 力和1-P 力矩也會(huì)隨之增加。螺旋槳1-P 效應(yīng)與飛機(jī)的總體布局形式直接相關(guān)，其具體影響將在下文中進(jìn)行討論。

2.2 拉進(jìn)式螺旋槳的影響

在螺旋槳-飛機(jī)的布局方式中，螺旋槳的安裝方式主要包括機(jī)頭安裝、機(jī)翼前方安裝（翼吊式）、機(jī)翼后方安裝（腰推式）和機(jī)尾安裝（尾推式）四種。其主要布局優(yōu)勢(shì)和劣勢(shì)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(jìn)式螺旋槳和拉進(jìn)式螺旋槳。拉進(jìn)式螺旋槳的配裝形式主要包括布置在機(jī)頭的單發(fā)螺旋槳飛機(jī)和布置在機(jī)翼下短艙上的多發(fā)螺旋槳飛機(jī)。

對(duì)于典型的多發(fā)螺旋槳飛機(jī)而言，氣流通過(guò)螺旋槳后形成螺旋槳滑流，并對(duì)機(jī)翼產(chǎn)生明顯的影響。當(dāng)氣流通過(guò)螺旋槳時(shí)，氣流加速、旋轉(zhuǎn)，使機(jī)翼局部動(dòng)壓增加，從而增加局部翼段的升力，特別是低速升力。同時(shí)，由于螺旋槳的滑流方向與遠(yuǎn)前方來(lái)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(shí)，由于機(jī)翼的上洗效應(yīng)，使得螺旋槳的有效迎角增加，并且螺旋槳非均勻來(lái)流的1-P 力也主要作用在飛機(jī)方向，這些均使得全機(jī)低速升力得以進(jìn)一步提升[19]。這些特性會(huì)明顯改善飛機(jī)的升力線(xiàn)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(dāng)螺旋槳滑流與襟翼、副翼等增升結(jié)構(gòu)共同使用時(shí)，升力特性增加會(huì)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(dá)6.94[22]。如果不考慮螺旋槳的滑流效應(yīng)，那么機(jī)翼設(shè)計(jì)值則會(huì)存在較大偏差，影響飛機(jī)的高速性能和續(xù)航能力。因而，為了提高飛機(jī)的升阻比、降低飛機(jī)空重，需要綜合考慮螺旋槳的滑流效應(yīng)對(duì)飛機(jī)的影響。

風(fēng)洞試驗(yàn)[23]表明，某大型四發(fā)螺旋槳飛機(jī)，即使是在四發(fā)慢車(chē)工況下，螺旋槳滑流仍能使飛機(jī)最大升力系數(shù)提升8%～9%?？紤]到多發(fā)動(dòng)機(jī)同時(shí)停車(chē)發(fā)生概率較小，對(duì)于多發(fā)（特別是四發(fā)）螺旋槳飛機(jī)而言，可以綜合考慮螺旋槳滑流效應(yīng)對(duì)飛機(jī)的影響，適當(dāng)選取飛機(jī)翼載荷和機(jī)翼面積，從而提高飛機(jī)總體性能。

2.3 推進(jìn)式螺旋槳的影響

推進(jìn)式螺旋槳的布局方式主要有兩種：一是布置在機(jī)尾，稱(chēng)為尾推式布局；二是布置在機(jī)翼之后、水平尾翼之前，稱(chēng)為腰推式布局。其中尾推式布局更為常見(jiàn)。

尾推式布局的螺旋槳飛機(jī)，由于機(jī)翼與螺旋槳間距較遠(yuǎn)，且機(jī)翼在螺旋槳前方，因而機(jī)翼受到的滑流影響可以忽略不計(jì)。螺旋槳滑流效應(yīng)的影響主要表現(xiàn)在對(duì)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(jī)的升阻比，提高了氣動(dòng)舵面的控制效能（尾翼氣動(dòng)力矩增加）。因此，對(duì)于尾推式螺旋槳飛機(jī)，在設(shè)計(jì)時(shí)可以適度縮小控制舵面積，從而減少全機(jī)阻力、提升升阻比[24]。需要注意的是，此時(shí)螺旋槳位于飛機(jī)機(jī)身的尾跡區(qū)，其來(lái)流速度相對(duì)下降，有利于螺旋槳?dú)鈩?dòng)效率的提升，因此，在氣動(dòng)性能設(shè)計(jì)時(shí)需要進(jìn)行綜合考慮。

另一方面，由于飛機(jī)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(guān)，也與螺旋槳拉力導(dǎo)致的滑流效應(yīng)有關(guān)，這對(duì)飛機(jī)的操縱特性（特別是無(wú)人機(jī)的控制律）編寫(xiě)也提出了新的要求。

3 高速飛機(jī)與共軸對(duì)轉(zhuǎn)螺旋槳

對(duì)于傳統(tǒng)螺旋槳而言，螺旋槳的槳盤(pán)載荷不能太大，否則螺旋槳的低速性能和推進(jìn)效率將會(huì)相對(duì)較低。同時(shí)，在高速飛行時(shí)來(lái)流速度相對(duì)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(dǎo)致了螺旋槳前進(jìn)比進(jìn)一步增加，從而使得螺旋槳偏離了有利的工作區(qū)間，氣動(dòng)效率降低。為了解決這一問(wèn)題，實(shí)現(xiàn)螺旋槳飛機(jī)高速飛行，需要采用共軸對(duì)轉(zhuǎn)螺旋槳這一解決方案。

共軸對(duì)轉(zhuǎn)螺旋槳飛行器不是全新的概念。二戰(zhàn)時(shí)期，隨著飛機(jī)性能要求的不斷提高，航空發(fā)動(dòng)機(jī)的功率不斷增大，如果繼續(xù)使用單排螺旋槳吸收發(fā)動(dòng)機(jī)功率，那么螺旋槳直徑將會(huì)增大至難以接受的水平，影響飛機(jī)的總體設(shè)計(jì)實(shí)現(xiàn)。為了解決這一問(wèn)題，共軸對(duì)轉(zhuǎn)螺旋槳被應(yīng)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(lái)吸收較大的推進(jìn)功率。類(lèi)似的，為了提高飛機(jī)飛行效率，滿(mǎn)足蘇聯(lián)廣闊領(lǐng)土的遠(yuǎn)程巡航需求，并吸收NK-12 系列超過(guò)11 000 kW發(fā)動(dòng)機(jī)的巨大額定功率[25]，Tu-95、An-22 等的發(fā)動(dòng)機(jī)也采用了共軸對(duì)轉(zhuǎn)螺旋槳設(shè)計(jì)。

自20 世紀(jì)80 年代石油危機(jī)以來(lái)，高效率的推進(jìn)方式再次受到廣泛關(guān)注。雖然螺旋槳的推進(jìn)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(jìn)效率存在明顯下降。為了解決這一問(wèn)題，共軸螺旋槳與開(kāi)式轉(zhuǎn)子發(fā)動(dòng)機(jī)這類(lèi)解決方案被重新加以重視。安東諾夫設(shè)計(jì)局的An-70 就采用了對(duì)轉(zhuǎn)螺旋槳設(shè)計(jì)，從而兼顧了高速性能、低耗油率和較好的起降性能。美國(guó)通用電氣公司提出了UDF 開(kāi)式轉(zhuǎn)子方案，并進(jìn)行了一系列地面和飛行測(cè)試驗(yàn)證了其優(yōu)劣勢(shì)。

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

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

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

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(jī)的布局設(shè)計(jì)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(duì)轉(zhuǎn)螺旋槳的推進(jìn)效率更高，特別是在高速巡航區(qū)間。因此對(duì)于具備高速巡航需求的，如民航客機(jī)、多發(fā)動(dòng)機(jī)運(yùn)輸機(jī)等，采用共軸對(duì)轉(zhuǎn)螺旋槳可以在經(jīng)濟(jì)性上取得優(yōu)勢(shì)。

3）由于共軸對(duì)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(yīng)，可以降低飛機(jī)的控制難度。由于飛機(jī)氣動(dòng)作用面在低速時(shí)效果較弱，低速飛行時(shí)，單螺旋槳和同向多螺旋槳發(fā)動(dòng)機(jī)的螺旋槳扭矩效應(yīng)差異格外顯著。E-2C 雙發(fā)螺旋槳預(yù)警機(jī)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(lái)了額外的要求[27]。

4）共軸對(duì)轉(zhuǎn)螺旋槳改善了單排螺旋槳的1-P力矩效應(yīng)（偏航效應(yīng)）。由于對(duì)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(shí)的偏航問(wèn)題。

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

1）共軸對(duì)轉(zhuǎn)螺旋槳在重量上存在限制。一套標(biāo)準(zhǔn)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(duì)轉(zhuǎn)螺旋槳由于需要兩排旋轉(zhuǎn)部件、兩套變距機(jī)構(gòu)和額外的對(duì)轉(zhuǎn)齒輪組，因而在重量上需要付出更大的代價(jià)，這也導(dǎo)致相對(duì)于傳統(tǒng)渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)和渦槳發(fā)動(dòng)機(jī)，共軸對(duì)轉(zhuǎn)螺旋槳發(fā)動(dòng)機(jī)的拉力-重量比通常較低（如表3 所示）。

表3 典型100 kN 級(jí)航空動(dòng)力裝置對(duì)比Table 3 Comparison of typical 100 kN-class aviation propulsion devices

2）共軸對(duì)轉(zhuǎn)螺旋槳前后槳間距較近，且后槳來(lái)流包含前槳的下洗流，在兩槳間的氣動(dòng)耦合作用下，槳葉上的氣動(dòng)力和力矩存在著明顯的周期性。這帶來(lái)了振動(dòng)和疲勞問(wèn)題，不利于共軸對(duì)轉(zhuǎn)螺旋槳的結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)和維護(hù)。同時(shí)，由于共軸對(duì)轉(zhuǎn)螺旋槳不具備包容槳葉的機(jī)匣組件，當(dāng)螺旋槳發(fā)生結(jié)構(gòu)性失效時(shí)，槳葉會(huì)被直接甩出，對(duì)飛行安全造成較大的風(fēng)險(xiǎn)。

3）由于共軸對(duì)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(wèn)題。俄羅斯對(duì)共軸對(duì)轉(zhuǎn)螺旋槳的研究表明，螺旋槳全速運(yùn)行時(shí)的噪聲高達(dá)140～150 dB[28]，難以達(dá)到航空器適航合格審定的噪聲規(guī)定。美國(guó)通用電氣公司開(kāi)發(fā)的UDF 對(duì)轉(zhuǎn)槳扇發(fā)動(dòng)機(jī)雖然達(dá)到了ICAO 三階段噪聲要求，但距離四階段噪聲標(biāo)準(zhǔn)仍然有不小的距離。針對(duì)共軸對(duì)轉(zhuǎn)螺旋槳的噪聲問(wèn)題，國(guó)內(nèi)外開(kāi)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(duì)轉(zhuǎn)螺旋槳的噪聲問(wèn)題仍然是限制這一構(gòu)型廣泛應(yīng)用的重要原因。

因此，共軸對(duì)轉(zhuǎn)螺旋槳仍然是一種需要進(jìn)一步發(fā)展優(yōu)化的構(gòu)型，且多被應(yīng)用在需要高經(jīng)濟(jì)性、高速飛行能力或者較高推重比的飛行平臺(tái)上。

4 分布式推進(jìn)螺旋槳設(shè)計(jì)與布局

近年來(lái)，采用分布式電推進(jìn)螺旋槳布局的飛機(jī)得到了越來(lái)越廣泛的研究。與傳統(tǒng)的渦輪螺旋槳發(fā)動(dòng)機(jī)不同，電動(dòng)推進(jìn)系統(tǒng)在很大的功率范圍上擁有尺度無(wú)關(guān)特性，即，若將一個(gè)大功率的電機(jī)和控制器分解成總功率相等的多個(gè)小功率電機(jī)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(guò)在機(jī)翼不同部位布置多個(gè)電動(dòng)螺旋槳，并利用滑流效應(yīng)提高氣動(dòng)效率、降低翼面積和重量的分布式電推進(jìn)技術(shù)成為了一種可能[33]。

與傳統(tǒng)的固定翼螺旋槳飛機(jī)相比，分布式推進(jìn)飛機(jī)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(dòng)機(jī)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(gè)展長(zhǎng)范圍。相對(duì)于傳統(tǒng)螺旋槳飛機(jī)的氣動(dòng)布局，分布式推進(jìn)螺旋槳飛機(jī)主要體現(xiàn)出以下優(yōu)勢(shì)：

1）分布式螺旋槳布局能夠有效提高總槳盤(pán)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(huì)受到飛機(jī)自身尺寸的限制，不能無(wú)限擴(kuò)大。通過(guò)采用多個(gè)螺旋槳，可以有效提高飛機(jī)的槳盤(pán)總面積，降低槳盤(pán)載荷，從而提高推進(jìn)效率。

圖10 傳統(tǒng)螺旋槳與分布式螺旋槳槳盤(pán)面積對(duì)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(kuò)展螺旋槳的滑流浸潤(rùn)面積，將整個(gè)機(jī)翼都浸潤(rùn)于螺旋槳滑流之中，有效提升飛機(jī)機(jī)翼的升阻比和最大升力系數(shù)，改善飛機(jī)的低速性能；因而，相對(duì)于傳統(tǒng)布局飛機(jī)，螺旋槳飛機(jī)可以采用更高的翼載荷、更小的翼面積，從而降低飛機(jī)空重，提高高速性能。

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

4）通過(guò)將推進(jìn)系統(tǒng)的重量平均分布在整個(gè)機(jī)翼翼展方向，可以減少機(jī)翼外段的受力和力矩強(qiáng)度，有利于機(jī)翼結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)。

5）在同型飛機(jī)上，可以采用混合布局方式，通過(guò)組合使用不同的發(fā)動(dòng)機(jī)-螺旋槳組合，優(yōu)化匹配飛機(jī)的不同任務(wù)區(qū)間。

6）得益于大量的分布式推進(jìn)系統(tǒng)的采用，飛機(jī)的推進(jìn)系統(tǒng)具備了較高的冗余度，可以適當(dāng)放寬對(duì)單臺(tái)電機(jī)-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(shù)（LEAPTech）[35]、混合電力系統(tǒng)平臺(tái)（HEIST）[36]等先期研究的基礎(chǔ)上，提出了X-57 分布式電推進(jìn)驗(yàn)證機(jī)計(jì)劃[37]（圖11）。這一計(jì)劃采用包括2 臺(tái)推進(jìn)螺旋槳和12 臺(tái)可折疊增升螺旋槳的混合推進(jìn)布局，預(yù)期機(jī)翼面積可以減少至原始設(shè)計(jì)的40%，并大幅提高升阻比。此外，基于運(yùn)-7 飛機(jī)的分布式螺旋槳總體設(shè)計(jì)也表明，相比原始布局，分布式推進(jìn)飛機(jī)設(shè)計(jì)的航程與航時(shí)分別增加了540 km 與1.2 h，均提升20%以上[38]，具備較高的應(yīng)用價(jià)值。

圖11 NASA X-57 分布式電推進(jìn)驗(yàn)證機(jī)[37]Fig.11 NASA X-57 distributed electric propulsion testbed[37]

在分布式推進(jìn)飛機(jī)中，螺旋槳與飛機(jī)設(shè)計(jì)高度耦合。也正因?yàn)槿绱?，需要在低雷諾數(shù)可折疊螺旋槳設(shè)計(jì)、輕型-高可靠性螺旋槳槳榖、小間距螺旋槳?dú)鈩?dòng)干擾機(jī)理分析、螺旋槳-電機(jī)匹配設(shè)計(jì)、分布式螺旋槳推進(jìn)電子控制器/控制律設(shè)計(jì)等多個(gè)領(lǐng)域，開(kāi)展系統(tǒng)性的預(yù)先研究和工程研發(fā)，才能充分掌握分布式推進(jìn)飛機(jī)的研發(fā)能力。

5 計(jì)算流體力學(xué)方法在螺旋槳-飛機(jī)綜合設(shè)計(jì)中的應(yīng)用

計(jì)算流體力學(xué)（CFD）方法是一種將流體力學(xué)控制方程在計(jì)算域上空間離散化，并結(jié)合初始條件、邊界條件進(jìn)行耦合迭代求解的方法。相對(duì)于傳統(tǒng)螺旋槳計(jì)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(chǎng)的解空間，在螺旋槳-短艙-機(jī)身耦合分析、螺旋槳局部的精細(xì)化分析設(shè)計(jì)等領(lǐng)域有著獨(dú)特的優(yōu)勢(shì)。此外，在CFD 方法的基礎(chǔ)上進(jìn)一步發(fā)展的計(jì)算氣動(dòng)聲學(xué)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(jī)綜合分析與優(yōu)化

如前文所述，螺旋槳滑流對(duì)飛機(jī)氣動(dòng)面和控制面的特性有著明顯的影響。而相應(yīng)的，飛機(jī)的槳帽、短艙、機(jī)翼等結(jié)構(gòu)也會(huì)對(duì)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(xiàn)法等傳統(tǒng)螺旋槳性能分析方法，由于進(jìn)行了高度的簡(jiǎn)化，僅適用于較為準(zhǔn)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(jī)綜合性能的能力。CFD 方法由于可以對(duì)全流場(chǎng)的流動(dòng)特性進(jìn)行耦合求解，特別適合于對(duì)螺旋槳的裝機(jī)性能、滑流影響[39-40]、槳-機(jī)耦合干擾[41]等飛行力學(xué)和空氣動(dòng)力學(xué)特性進(jìn)行評(píng)估。特別是對(duì)于如圖12 所示的電動(dòng)垂直起降類(lèi)飛行器（eVTOL）[42]，由于其多采用包括大量升力槳、拉力槳、氣動(dòng)面的耦合設(shè)計(jì)，設(shè)計(jì)變量多、氣動(dòng)干擾復(fù)雜，高度依賴(lài)于CFD 方法進(jìn)行綜合性能評(píng)估和優(yōu)化設(shè)計(jì)。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(jìn)布局飛行器[44]等，其設(shè)計(jì)過(guò)程都離不開(kāi)CFD 的大規(guī)模應(yīng)用。

圖12 基于CFD 的槳-機(jī)耦合氣動(dòng)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(xì)化設(shè)計(jì)

受到計(jì)算能力和計(jì)算方法的限制，傳統(tǒng)的螺旋槳設(shè)計(jì)多體現(xiàn)為螺旋槳二維翼型的優(yōu)化與螺旋槳直徑、弦長(zhǎng)、扭角等總體氣動(dòng)參數(shù)優(yōu)化的結(jié)合。對(duì)于螺旋槳的槳帽干擾、槳尖效應(yīng)等三維問(wèn)題，多采用簡(jiǎn)化的經(jīng)驗(yàn)公式進(jìn)行評(píng)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(shè)計(jì)不僅可以進(jìn)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(jìn)一步對(duì)螺旋槳的槳尖等局部結(jié)構(gòu)進(jìn)行精細(xì)化的優(yōu)化設(shè)計(jì)[46]。

此外，CFD 能夠以較高的置信度進(jìn)行螺旋槳設(shè)計(jì)方案的性能評(píng)估。通過(guò)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(jī)的飛行包線(xiàn)和性能需求，進(jìn)行螺旋槳的多學(xué)科設(shè)計(jì)優(yōu)化，從而獲得螺旋槳的最優(yōu)設(shè)計(jì)方案。

5.3 螺旋槳?dú)鈩?dòng)噪聲分析

噪聲較大是螺旋槳飛機(jī)的一個(gè)相對(duì)劣勢(shì)。為了滿(mǎn)足日益嚴(yán)格的適航規(guī)章和螺旋槳適航要求，在螺旋槳設(shè)計(jì)中，需要具備高效準(zhǔn)確的氣動(dòng)噪聲評(píng)估能力，并進(jìn)行氣動(dòng)性能/氣動(dòng)噪聲耦合的綜合設(shè)計(jì)。

傳統(tǒng)上的螺旋槳噪聲評(píng)估多采用經(jīng)驗(yàn)、半經(jīng)驗(yàn)方法進(jìn)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(shè)計(jì)參數(shù)進(jìn)行評(píng)估，缺乏對(duì)螺旋槳槳尖后掠等局部設(shè)計(jì)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(jìn)行整體優(yōu)化[50]，開(kāi)展局部噪聲特性分析[51-52]，還可以對(duì)螺旋槳的干擾噪聲[53]和適航符合性等需求進(jìn)行分析。此外，計(jì)算氣動(dòng)聲學(xué)還可以直接得到螺旋槳噪聲的聲源分布54]，從而為進(jìn)一步精細(xì)化優(yōu)化螺旋槳提供了可能。

隨著CFD/CAA 方法的成熟、計(jì)算能力的不斷提升，伴隨著新形態(tài)螺旋槳飛機(jī)不斷提升的設(shè)計(jì)需求，CFD 方法在螺旋槳-飛機(jī)設(shè)計(jì)領(lǐng)域有著非常廣闊的應(yīng)用前景。

6 結(jié)論

在飛機(jī)的設(shè)計(jì)過(guò)程中，螺旋槳、發(fā)動(dòng)機(jī)和飛機(jī)總體設(shè)計(jì)之間既相互關(guān)聯(lián)，又相互影響。在螺旋槳的設(shè)計(jì)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(jī)的典型飛行環(huán)境、飛行性能需求、安裝幾何條件等相關(guān)約束，結(jié)合實(shí)際情況進(jìn)行優(yōu)化設(shè)計(jì)。本文簡(jiǎn)述了螺旋槳與飛機(jī)綜合設(shè)計(jì)的若干要點(diǎn)，并對(duì)新形態(tài)螺旋槳推進(jìn)飛機(jī)和螺旋槳設(shè)計(jì)手段的發(fā)展進(jìn)行了展望，以期為螺旋槳空氣動(dòng)力學(xué)設(shè)計(jì)、螺旋飛機(jī)總體氣動(dòng)布局設(shè)計(jì)和氣動(dòng)優(yōu)化提供簡(jiǎn)要的參考。

本文的主要結(jié)論如下：

1）在螺旋槳的設(shè)計(jì)過(guò)程中，需要基于飛機(jī)需求進(jìn)行匹配設(shè)計(jì)。不同型號(hào)的螺旋槳飛機(jī)飛行狀態(tài)差異較大，在進(jìn)行對(duì)應(yīng)的螺旋槳選型和設(shè)計(jì)中，需要針對(duì)飛機(jī)需求，對(duì)應(yīng)地進(jìn)行螺旋槳優(yōu)化設(shè)計(jì)。本文針對(duì)螺旋槳的直徑、槳葉片數(shù)、扭轉(zhuǎn)分布、翼型等主要設(shè)計(jì)參數(shù)，簡(jiǎn)要分析了在不同載荷、不同速度等飛機(jī)性能要求下的設(shè)計(jì)方向。同時(shí)，在實(shí)際設(shè)計(jì)過(guò)程中，由于螺旋槳設(shè)計(jì)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(guò)結(jié)合適當(dāng)?shù)膬?yōu)化算法和代理模型來(lái)進(jìn)行螺旋槳多目標(biāo)優(yōu)化設(shè)計(jì)。

2）在飛機(jī)總體布局確定與方案選型中，需要考慮螺旋槳布局對(duì)飛機(jī)的影響。螺旋槳在非均勻入流時(shí)的1-P 效應(yīng)會(huì)對(duì)飛機(jī)的飛行性能和飛行控制造成額外的影響。同時(shí)，由于螺旋槳槳盤(pán)直徑大、滑流范圍廣，螺旋槳與飛機(jī)之間也存在強(qiáng)烈的氣動(dòng)耦合關(guān)系。本文簡(jiǎn)要分析了螺旋槳不同布局方式的優(yōu)勢(shì)、劣勢(shì)以及在飛機(jī)總體設(shè)計(jì)中的相應(yīng)特點(diǎn)。

3）隨著航空工業(yè)的不斷進(jìn)步，螺旋槳飛行器也向著更廣泛的范圍不斷擴(kuò)展。共軸對(duì)轉(zhuǎn)螺旋槳與開(kāi)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(shì)，更適用于高速度、大載荷飛機(jī)的設(shè)計(jì)。分布式推進(jìn)飛機(jī)通過(guò)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(jī)的低速效率、降低結(jié)構(gòu)重量，適用于低速、高效率飛機(jī)的設(shè)計(jì)，也經(jīng)常作為eVTOL 飛行器的設(shè)計(jì)基礎(chǔ)。本文對(duì)這兩種新形態(tài)飛行器進(jìn)行了簡(jiǎn)單的介紹。

4）CFD 和CAA 數(shù)值仿真方法為螺旋槳-飛機(jī)綜合設(shè)計(jì)提供了新的機(jī)遇。CFD 和CAA 方法被廣泛應(yīng)用在螺旋槳的三維設(shè)計(jì)、螺旋槳的氣動(dòng)噪聲分析、螺旋槳-飛機(jī)的綜合分析優(yōu)化之中，其全計(jì)算域耦合仿真的特點(diǎn)和局部精細(xì)化的分析能力為螺旋槳-飛機(jī)的正向設(shè)計(jì)與優(yōu)化提供了有力的工具。特別是對(duì)傾轉(zhuǎn)飛行器、混合布局飛行器和分布式推進(jìn)飛行器等新形態(tài)飛行器設(shè)計(jì)而言，由于其設(shè)計(jì)變量多、流動(dòng)狀態(tài)復(fù)雜，更加依賴(lài)于CFD 方法來(lái)進(jìn)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(dòng)螺旋槳飛行器的進(jìn)一步優(yōu)化創(chuàng)新。

致謝：感謝航空工業(yè)惠陽(yáng)航空螺旋槳有限責(zé)任公司林建平高級(jí)工程師、陳風(fēng)高級(jí)工程師、袁恒一助理工程師在文章撰寫(xiě)過(guò)程中提供的幫助。