螺旋桨滑流对全机气动特性的影响研究
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性影响的试验研究[J]. 科学技术与工程,2015,15(15):214217. [3] 王勋年. 低速风洞试验[M]. 北京: 国防工业出版社,2002.
作者简介：王光利，男，硕士，高级工程师，研究方向为空气 动力学。
3 -0.0203 -0.0013 -0.0010
3.1 试验结果分析 试验结果表明，受螺旋桨动力的影响，使升力线斜率、
最大升力系数和阻力系数增加，且随着拉力系数的增加而 增大；全机纵向静稳定性随拉力系数的增加而降低；侧力 导数绝对值增加，随拉力系数的增大而增大；横向静稳定 性和航向静稳定性随拉力系数的增加而减小。 3.2 机理分析
表 1 双发带动力纵向试验结果
襟翼偏 度 /°
试验
风速 / (m•s-1)
Tc
Cyα
mzcy
Cx0
Cymax
Kmax
无动力 0.1193 -0.2550 0.0552 1.9890 14.20
0 0.1224 -0.1836 0.0593 2.0808 13.01 15 30
0.15 0.1346 -0.1530 0.0727 2.3970 11.59
该方法是给定一个拉力系数后，在全部试验迎角范围 内固定不变。也就是说，在试验中虽改变迎角但不改变螺 旋桨的转速。主要试验步骤如下。
（1）根据所模拟的飞行状态计算飞机的 Tc ～ Qc 曲线
和 Tc ～ λ 曲线。 （2）试验风速尽可能得大，以满足试验雷诺数要求，
螺旋桨模型的桨盘直径确定后，根据所需用的最大螺旋桨 转速，根据前进比公式可计算出试验风速。
（1）动力对升阻特性的影响：直接影响是螺旋桨拉力 在 Y 轴方向的投影对升力的贡献；间接影响是螺旋桨滑流 掠过的部件使全机升力系数和阻力系数增加。
（2）动力对纵向静稳定性的影响：一是发动机拉力线 在飞机重心上提供安定力矩，滑流掠过，使机翼上表面附 面层的分离推迟，同时使机翼、尾翼动压增大，平尾作用
提高，增加了纵向静稳定性；二是滑流影响使尾翼处下洗 增强，平尾作用降低，同时螺旋桨法向力对重心之矩是不 安定矩。后者影响较大，故随着拉力系数的增加纵向静稳 定性降低。
2 带动力试验方法
带动力风洞试验属于特种风洞试验，试验复杂程度高， 试验结果受到螺旋桨滑流的模拟方法、螺旋桨气动力的准 确测量、螺旋桨滑流试验数据处理方法等多项技术的影响。 风洞试验模型的螺旋桨对飞机模型的影响必须与实物螺旋 桨对真实飞机产生的影响相似，试验结果才能应用到真实 飞机上，也就是说螺旋桨的动力模拟，就是对螺旋桨绕流 特性的模拟，模拟准则采用拉力系数、扭矩系数和前进比 兼顾的原则。目前带动力试验方法分为以下两种。 2.1 固定拉力系数法
飞机的螺旋桨滑流影响，提高螺旋桨飞机设计技术。
关 键 词 ： 螺旋桨；气动特性；滑流；风洞试验
中图分类号：V211.4
文献标志码：A 文章编号：2096-2789（2021）04-0140-02
DOI:10.19537/ki.2096-2789.2021.04.063
虽然航空推进技术早已进入喷气时代，但是在航空发 展史上起着重要作用的产生拉力的气动部件——螺旋桨并 没有退出航空领域，并且由于螺旋桨发动机具有低速飞行 时拉力大、推进效率高、经济性好的特点 [1]，使其在运输 领域具有不可替代的地位。在巡航马赫数 0.6 左右的低速 飞机上，至今仍普遍采用螺旋桨推进。螺旋桨滑流的形成 和发展过程比较复杂，螺旋桨与飞机之间存在一定的相互 干扰，不同机型、动力装置下的滑流影响差异也较大 [2], 目前国内对螺旋桨滑流的影响研究手段有数值模拟计算和 风洞试验。由于数值模拟受网格及计算精度的限制，难以 给出令人满意的计算和分析结果，因此目前国内对螺旋桨 滑流的研究以风洞试验为主。
2021 年第 4 期
工程设备与材料
141
系数法试验相对简单，但试验次数相对较多；变拉力系数 法可直接得到飞机在迎角改变时拉力系数的变化对气动特 性的影响，试验次数有所减少，但试验的难度加大。
3 带动力试验结果及其分析
文章中带动力风洞试验采用固定拉力系数法，试验结 果如表 1 ～表 3 所示。其中 Tc 为拉力系数，Cyα 为升力线斜率， mzcy 为纵向静稳定性导数，Cx0 为零升阻力系数，Cymax 为最 大升力系数，Kmax 为最大升阻比，Czβ 为侧向力导数，myβ 为偏航力矩导数，mxβ 为滚转力矩导数，α 机身为机身迎角。 以上各参数均已无量纲化。
α 机身 /°
Czβ
myβ
mxβ
0 -0.0164 -0.0016 -0.0016
3 -0.0169 -0.0015 -0.0014
0 -0.0174 -0.0013 -0.0015
15
0.15
3 -0.0186 -0.0014 -0.0012
0 -0.0198 -0.0013 -0.0013 0.3
（3）校准模型螺旋桨，选择合适的桨叶角。 （4）根据选好的桨叶角，在选定的试验风速下测量拉 力系数与转速的关系曲线 Tc ～ n，这样就把对拉力系数的 控制转变为对模型螺旋桨转速的控制。 （5）为了模拟一发失效的状态，需要找出螺旋桨的顺 桨桨叶角，选择过程如下：在选定的风速下，固定不同的 桨叶角进行试验，这时螺旋桨不转动，记录阻力天平数据， 画出阻力与不同桨叶角的关系曲线，曲线上阻力最低的一 点所对应的桨叶角就是顺桨桨叶角。 （6）根据选定的试验风速、桨叶角和相应的电机转速， 便可进行固定拉力系数法的风洞试验。 2.2 变拉力系数法 飞机在飞行过程（如起飞）中，其飞行的迎角和升力 系数是变化的，拉力系数也随着迎角而不断变化。固定拉 力系数法实际上只模拟了其中的某个点，而变拉力系数法 是在试验中对飞机某飞行状态各点都得到动力模拟的方法。 试验中随着模型迎角的改变，相应地也改变拉力系数（试 验中即转速）。运用变拉力系数法的具体步骤如下。 （1）模型桨叶角的选择及有关曲线绘制工作过程与固 定拉力系数法完全相同。 （2）根据模拟的飞行状态，按稳定直线飞行计算出的 飞机 Tc ～ Cy 曲线和试验获得的 Tc ～ n 曲线画出符合模拟 关系的 CL ～ n 曲线。 （3）用几个转速（即几个相应的复合模拟关系的拉力 系数）变换模型迎角 α 进行固定拉力系数法试验，由此测 出 Cy 与 α、n 的关系曲线。 （4）根据试验得到的 Cy 与 α、n 的关系曲线和前面已 经建立的 Cy ～ n 曲线找出转速 n 和 α 的关系。 （5）画出 α ～ n 的关系曲线，即可将拉力系数变化和 迎角的变化对应起来，在试验中实现不同迎角相应拉力系 数的控制也变为不同迎角下相应不同转速的控制。 两种试验方法都能达到试验的目的，其中，固定拉力
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工程技术研究
Байду номын сангаас
2021 年第 4 期
螺旋桨滑流对全机气动特性的影响研究
王光利，关喜峰，王 康 中航西飞，陕西 西安 710089
摘 要： 螺旋桨滑流会对全机气动特性产生较大的影响，其中螺旋桨滑流对其扫过的机翼和尾翼的影响必然会显著改变
飞机的气动特性。文章结合带动力风洞试验结果，从机理上对试验结果进行了分析研究，有助于从理论上准确预测类似
（5）滑流对偏航力矩的影响：偏航力矩主要由立尾的 安定力矩和机身短舵上的不安定力矩组成。无动力时，小 迎角范围，偏航力矩随襟翼高度的增加而增加；当迎角增 大到一定程度时，偏航力矩随襟翼高度的增加而减小。因 为侧滑时，迎面气流一方面使襟翼的法向力增加较大，另 一方面法向力的阻力分量产生一个安定力矩，使偏航力矩 增加。但当迎角继续增加，襟翼上气流分离，偏航力矩减小。 大迎角时机身的离体涡打到立尾上、背鳍上，使偏航力矩 贡献降低而减小。带动力时，影响因素主要有两个方面： ①桨盘上的侧力造成不安定力矩，随迎角的增大而增大； ②立尾上的侧力产生安定力矩，二者叠加使滑流减弱。因此， 航向静稳定性随拉力系数的增加而减小。
（3）动力对侧力导数的影响：作用在螺旋桨桨盘上的 侧向力和滑流在立尾上的诱导侧力是侧力导数随拉力系数 增加的主要原因。螺旋桨左旋使右翼端涡和滑流涡互相叠 加而使涡增强；左翼端涡正好相反。有侧滑后，左右翼端 涡都要偏斜，则右翼端涡和滑流涡对立尾的干扰是主要的。 因此，侧力导数绝对值随拉力系数增加而增大。
0.3 0.1489 -0.1122 0.0834 2.6622 10.41
表 2 无动力横航向试验结果
襟翼偏度 /° α 机身 /° 0
15 3
Czβ -0.0149 -0.0147
myβ -0.0021 -0.0019
mxβ -0.0013 -0.0011
表 3 双发带动力横航向试验结果
襟翼偏度 /° Tc 0
（4）滑流对滚转力矩的影响：滚转力矩系数主要由机 翼和立尾提供。滑流对机翼的干扰对滚转力矩影响最大， 当有侧滑时，机翼上的滑流偏斜，正滑时，右翼上滑流内斜， 左翼上滑流外斜，使滑流产生的升力增量压心沿展向有位 移，产生一个 +mx，即减小了滚转力矩。虽然滑流对立尾的 影响是横向安定的，但此影响较小，因此随着拉力的系数 增加横向静稳定性减小。
1 螺旋桨动力影响
螺旋桨动力对飞机气动特性的影响可以分为直接影响 和间接影响 [3]。直接影响主要是螺旋桨产生的拉力、扭矩 和法向力对飞机气动特性的附加影响；间接影响是指桨后 的滑流与飞机各部件之间的相互干扰作用。螺旋桨滑流的 影响使飞机升力、阻力增加，下洗发生变化，飞机的操纵性、 稳定性及舵面效率均受影响。
4 结论
受螺旋桨动力影响，使飞机的升力线斜率、最大升力 系数、零升阻力系数不断增加；全机纵向静稳定性随拉力系 数的增加而降低；侧向力绝对值随拉力系数的增加而增加； 横向静稳定性和航向静稳定性随拉力系数的增加而减小。
参考文献： [1] 张刘, 白俊强, 李华星, 等. 螺旋桨滑流与机翼之间气动干
扰影响研究[J]. 航空计算技术,2012,42(2):87-91. [2] 任庆祝, 赵晓霞, 刘毅, 等. 螺旋桨飞机滑流对全机气动特
作者简介：王光利，男，硕士，高级工程师，研究方向为空气 动力学。
3 -0.0203 -0.0013 -0.0010
3.1 试验结果分析 试验结果表明，受螺旋桨动力的影响，使升力线斜率、
最大升力系数和阻力系数增加，且随着拉力系数的增加而 增大；全机纵向静稳定性随拉力系数的增加而降低；侧力 导数绝对值增加，随拉力系数的增大而增大；横向静稳定 性和航向静稳定性随拉力系数的增加而减小。 3.2 机理分析
表 1 双发带动力纵向试验结果
襟翼偏 度 /°
试验
风速 / (m•s-1)
Tc
Cyα
mzcy
Cx0
Cymax
Kmax
无动力 0.1193 -0.2550 0.0552 1.9890 14.20
0 0.1224 -0.1836 0.0593 2.0808 13.01 15 30
0.15 0.1346 -0.1530 0.0727 2.3970 11.59
该方法是给定一个拉力系数后，在全部试验迎角范围 内固定不变。也就是说，在试验中虽改变迎角但不改变螺 旋桨的转速。主要试验步骤如下。
（1）根据所模拟的飞行状态计算飞机的 Tc ～ Qc 曲线
和 Tc ～ λ 曲线。 （2）试验风速尽可能得大，以满足试验雷诺数要求，
螺旋桨模型的桨盘直径确定后，根据所需用的最大螺旋桨 转速，根据前进比公式可计算出试验风速。
（1）动力对升阻特性的影响：直接影响是螺旋桨拉力 在 Y 轴方向的投影对升力的贡献；间接影响是螺旋桨滑流 掠过的部件使全机升力系数和阻力系数增加。
（2）动力对纵向静稳定性的影响：一是发动机拉力线 在飞机重心上提供安定力矩，滑流掠过，使机翼上表面附 面层的分离推迟，同时使机翼、尾翼动压增大，平尾作用
提高，增加了纵向静稳定性；二是滑流影响使尾翼处下洗 增强，平尾作用降低，同时螺旋桨法向力对重心之矩是不 安定矩。后者影响较大，故随着拉力系数的增加纵向静稳 定性降低。
2 带动力试验方法
带动力风洞试验属于特种风洞试验，试验复杂程度高， 试验结果受到螺旋桨滑流的模拟方法、螺旋桨气动力的准 确测量、螺旋桨滑流试验数据处理方法等多项技术的影响。 风洞试验模型的螺旋桨对飞机模型的影响必须与实物螺旋 桨对真实飞机产生的影响相似，试验结果才能应用到真实 飞机上，也就是说螺旋桨的动力模拟，就是对螺旋桨绕流 特性的模拟，模拟准则采用拉力系数、扭矩系数和前进比 兼顾的原则。目前带动力试验方法分为以下两种。 2.1 固定拉力系数法
飞机的螺旋桨滑流影响，提高螺旋桨飞机设计技术。
关 键 词 ： 螺旋桨；气动特性；滑流；风洞试验
中图分类号：V211.4
文献标志码：A 文章编号：2096-2789（2021）04-0140-02
DOI:10.19537/ki.2096-2789.2021.04.063
虽然航空推进技术早已进入喷气时代，但是在航空发 展史上起着重要作用的产生拉力的气动部件——螺旋桨并 没有退出航空领域，并且由于螺旋桨发动机具有低速飞行 时拉力大、推进效率高、经济性好的特点 [1]，使其在运输 领域具有不可替代的地位。在巡航马赫数 0.6 左右的低速 飞机上，至今仍普遍采用螺旋桨推进。螺旋桨滑流的形成 和发展过程比较复杂，螺旋桨与飞机之间存在一定的相互 干扰，不同机型、动力装置下的滑流影响差异也较大 [2], 目前国内对螺旋桨滑流的影响研究手段有数值模拟计算和 风洞试验。由于数值模拟受网格及计算精度的限制，难以 给出令人满意的计算和分析结果，因此目前国内对螺旋桨 滑流的研究以风洞试验为主。
2021 年第 4 期
工程设备与材料
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系数法试验相对简单，但试验次数相对较多；变拉力系数 法可直接得到飞机在迎角改变时拉力系数的变化对气动特 性的影响，试验次数有所减少，但试验的难度加大。
3 带动力试验结果及其分析
文章中带动力风洞试验采用固定拉力系数法，试验结 果如表 1 ～表 3 所示。其中 Tc 为拉力系数，Cyα 为升力线斜率， mzcy 为纵向静稳定性导数，Cx0 为零升阻力系数，Cymax 为最 大升力系数，Kmax 为最大升阻比，Czβ 为侧向力导数，myβ 为偏航力矩导数，mxβ 为滚转力矩导数，α 机身为机身迎角。 以上各参数均已无量纲化。
α 机身 /°
Czβ
myβ
mxβ
0 -0.0164 -0.0016 -0.0016
3 -0.0169 -0.0015 -0.0014
0 -0.0174 -0.0013 -0.0015
15
0.15
3 -0.0186 -0.0014 -0.0012
0 -0.0198 -0.0013 -0.0013 0.3
（3）校准模型螺旋桨，选择合适的桨叶角。 （4）根据选好的桨叶角，在选定的试验风速下测量拉 力系数与转速的关系曲线 Tc ～ n，这样就把对拉力系数的 控制转变为对模型螺旋桨转速的控制。 （5）为了模拟一发失效的状态，需要找出螺旋桨的顺 桨桨叶角，选择过程如下：在选定的风速下，固定不同的 桨叶角进行试验，这时螺旋桨不转动，记录阻力天平数据， 画出阻力与不同桨叶角的关系曲线，曲线上阻力最低的一 点所对应的桨叶角就是顺桨桨叶角。 （6）根据选定的试验风速、桨叶角和相应的电机转速， 便可进行固定拉力系数法的风洞试验。 2.2 变拉力系数法 飞机在飞行过程（如起飞）中，其飞行的迎角和升力 系数是变化的，拉力系数也随着迎角而不断变化。固定拉 力系数法实际上只模拟了其中的某个点，而变拉力系数法 是在试验中对飞机某飞行状态各点都得到动力模拟的方法。 试验中随着模型迎角的改变，相应地也改变拉力系数（试 验中即转速）。运用变拉力系数法的具体步骤如下。 （1）模型桨叶角的选择及有关曲线绘制工作过程与固 定拉力系数法完全相同。 （2）根据模拟的飞行状态，按稳定直线飞行计算出的 飞机 Tc ～ Cy 曲线和试验获得的 Tc ～ n 曲线画出符合模拟 关系的 CL ～ n 曲线。 （3）用几个转速（即几个相应的复合模拟关系的拉力 系数）变换模型迎角 α 进行固定拉力系数法试验，由此测 出 Cy 与 α、n 的关系曲线。 （4）根据试验得到的 Cy 与 α、n 的关系曲线和前面已 经建立的 Cy ～ n 曲线找出转速 n 和 α 的关系。 （5）画出 α ～ n 的关系曲线，即可将拉力系数变化和 迎角的变化对应起来，在试验中实现不同迎角相应拉力系 数的控制也变为不同迎角下相应不同转速的控制。 两种试验方法都能达到试验的目的，其中，固定拉力
140
工程技术研究
Байду номын сангаас
2021 年第 4 期
螺旋桨滑流对全机气动特性的影响研究
王光利，关喜峰，王 康 中航西飞，陕西 西安 710089
摘 要： 螺旋桨滑流会对全机气动特性产生较大的影响，其中螺旋桨滑流对其扫过的机翼和尾翼的影响必然会显著改变
飞机的气动特性。文章结合带动力风洞试验结果，从机理上对试验结果进行了分析研究，有助于从理论上准确预测类似
（5）滑流对偏航力矩的影响：偏航力矩主要由立尾的 安定力矩和机身短舵上的不安定力矩组成。无动力时，小 迎角范围，偏航力矩随襟翼高度的增加而增加；当迎角增 大到一定程度时，偏航力矩随襟翼高度的增加而减小。因 为侧滑时，迎面气流一方面使襟翼的法向力增加较大，另 一方面法向力的阻力分量产生一个安定力矩，使偏航力矩 增加。但当迎角继续增加，襟翼上气流分离，偏航力矩减小。 大迎角时机身的离体涡打到立尾上、背鳍上，使偏航力矩 贡献降低而减小。带动力时，影响因素主要有两个方面： ①桨盘上的侧力造成不安定力矩，随迎角的增大而增大； ②立尾上的侧力产生安定力矩，二者叠加使滑流减弱。因此， 航向静稳定性随拉力系数的增加而减小。
（3）动力对侧力导数的影响：作用在螺旋桨桨盘上的 侧向力和滑流在立尾上的诱导侧力是侧力导数随拉力系数 增加的主要原因。螺旋桨左旋使右翼端涡和滑流涡互相叠 加而使涡增强；左翼端涡正好相反。有侧滑后，左右翼端 涡都要偏斜，则右翼端涡和滑流涡对立尾的干扰是主要的。 因此，侧力导数绝对值随拉力系数增加而增大。
0.3 0.1489 -0.1122 0.0834 2.6622 10.41
表 2 无动力横航向试验结果
襟翼偏度 /° α 机身 /° 0
15 3
Czβ -0.0149 -0.0147
myβ -0.0021 -0.0019
mxβ -0.0013 -0.0011
表 3 双发带动力横航向试验结果
襟翼偏度 /° Tc 0
（4）滑流对滚转力矩的影响：滚转力矩系数主要由机 翼和立尾提供。滑流对机翼的干扰对滚转力矩影响最大， 当有侧滑时，机翼上的滑流偏斜，正滑时，右翼上滑流内斜， 左翼上滑流外斜，使滑流产生的升力增量压心沿展向有位 移，产生一个 +mx，即减小了滚转力矩。虽然滑流对立尾的 影响是横向安定的，但此影响较小，因此随着拉力的系数 增加横向静稳定性减小。
1 螺旋桨动力影响
螺旋桨动力对飞机气动特性的影响可以分为直接影响 和间接影响 [3]。直接影响主要是螺旋桨产生的拉力、扭矩 和法向力对飞机气动特性的附加影响；间接影响是指桨后 的滑流与飞机各部件之间的相互干扰作用。螺旋桨滑流的 影响使飞机升力、阻力增加，下洗发生变化，飞机的操纵性、 稳定性及舵面效率均受影响。
4 结论
受螺旋桨动力影响，使飞机的升力线斜率、最大升力 系数、零升阻力系数不断增加；全机纵向静稳定性随拉力系 数的增加而降低；侧向力绝对值随拉力系数的增加而增加； 横向静稳定性和航向静稳定性随拉力系数的增加而减小。
参考文献： [1] 张刘, 白俊强, 李华星, 等. 螺旋桨滑流与机翼之间气动干
扰影响研究[J]. 航空计算技术,2012,42(2):87-91. [2] 任庆祝, 赵晓霞, 刘毅, 等. 螺旋桨飞机滑流对全机气动特