涡桨飞机发展现状及关键气动问题

李杰，杨钊，段卓毅,张恒，赵帅

1.西北工业大学 航空学院，西安 710072 2.航空工业第一飞机设计研究院，西安 710089

涡桨飞机是指以涡轮螺旋桨发动机为动力来源，通过空气螺旋桨将发动机的功率转化为推力的飞机。自从世界上第1架飞机成功试飞以来，涡桨飞机就一直贯穿着航空事业发展的整个过程，并在足够的重视之下取得了飞速的发展。直至20世纪50年代中期，由于涡喷和涡扇发动机技术的应用，涡桨飞机经历了一段时间的低谷。不过，很快便在20世纪70年代初的世界石油危机中因为其推进效率高、经济性好等优点重新赢得市场的青睐[1]。20世纪末，英、美等国研究人员在提高螺旋桨桨叶气动性能和推进系统效率方面做了大量研究，不但将涡桨飞机的最大飞行速度提高到0.8马赫数，还进一步降低了其飞行过程中的噪声、阻力和燃油消耗[2-3]，为其更广泛的应用奠定了基础。

独特的动力形式赋予了涡桨飞机低速性能好、推进效率高等优势，但同时也带来设计中不可避免的螺旋桨滑流效应、气动干扰以及三维增升构型失速和缓性设计等一系列气动问题[4-5]。合理利用和解决这些问题是成功研制一款性能优良的涡桨飞机的必经之路。本文从涡桨飞机的发展现状出发，简要介绍了各类涡桨飞机的优势，提出它们主要的设计特点和共同面临的关键气动问题。

本文重点针对目前国内亟待发展的舰载类涡桨飞机的失速特性和操纵安全性问题进行深入研究，剖析了翼面流动分离特性对于其起飞、着舰过程中失速和缓性及操纵安全性的影响规律。并在此基础上，给出了机翼空间流场变化特征和宏观气动力之间的内在联系，探究了三维增升构型与干净构型及其各站位翼剖面在失速和缓性设计方面的关联性，以期形成一套高效的设计方法，为今后舰载涡桨飞机增升设计提供参考。

1 涡桨飞机发展现状

航空飞行器早已进入喷气动力时代，但涡桨飞机依靠着其自身特殊的优势依然在民用及军用领域占有重要的地位并得以不断发展。相对于其他类型的飞机，涡桨飞机主要的优势有：

1) 由于涡桨发动机的绝大部分喷气动能都将直接转化为机械能，驱动螺旋桨直接产生推力，喷气热能损耗极少，因此，在低速情况下涡桨发动机具有较好的能源效率[1]。在马赫数低于0.7的巡航条件下，涡桨发动机效率较涡扇发动机高出10%～30%。对民用飞机来讲，这意味着涡桨飞机不仅使用和运营维护成本低，而且经济适用性强，节能环保，符合未来民用飞机的发展趋势。对军机而言，这种优势集中体现于在相同燃油消耗下具备更大的载重量和运输能力，并且将使续航时间和最大航程得到有效提高，特别对于进行反潜、预警、侦察、搜索等需要较长时间持续军事飞行任务的机种，无疑是十分重要的。

2) 涡桨飞机采用的螺旋桨推进系统所产生的滑流效应能够使机翼升力增加，显著改善起降性能，提高起降安全性。因此，涡桨支线客机具备更强的环境适应能力，航线往往能够延伸到很多机场条件较差的地区，覆盖范围较广。优越的起降性能对于军用运输机而言更为重要，它使得飞机对跑道条件的依赖程度明显降低，在土质、沙石等质地的跑道上均能实现起降，便于在较为粗糙的前线机场环境下工作，大大提高了其战场生存力和使用便捷性。

3) 涡桨飞机在降落时可以直接利用螺旋桨产生负拉力制动飞机，而不需要安装额外的反推装置，有助于其缩短着陆距离和在航母甲板上降落，这使得涡桨飞机非常适合作为功能型舰载机使用。

目前世界范围内，支线客机、运输机、通用飞机、教练机乃至舰载机中都不乏涡桨飞机的身影。这其中既有面世多年、表现优异的C130“大力神”运输机[6]、E2系列舰载预警机[7-8]和ATR、冲8-Q系列支线客机[9]，还有进入21世纪后推出的A400M军用中程运输机[10]以及在研的国产“新舟”700新型支线客机等，如图1所示。

涡桨飞机经历了100多年的发展，相关技术已经较为完备和成熟，但目前能独立研发大、中型运输类涡桨飞机的国家依然屈指可数。对于舰载涡桨飞机情况更是如此。由于其具有“高指标、强约束”的特点，并且需要采用弹射方式起飞，这就需要更加紧凑的布局、强大的动力和坚固的机身。目前世界上真正实现列装的舰载涡桨飞机只有美国的E2“鹰眼”系列舰载预警机以及在其基础上改装所得的C2“灰狗”系列舰载运输机。E2系列舰载预警机研制于20世纪50年代，采用亚声速常规布局、两台涡轮螺旋桨发动机驱动的形式[11]。该系列飞机采用非常简单但高效的无缝翼增升装置。其优良的增升设计使其在起飞和着舰时具备良好的升力特性，在舰队防空预警和空战引导指挥中发挥了巨大作用。

图1 典型涡桨飞机Fig.1 Typical turboprop aircraft

从国内来看，现阶段大量装备的运7、运8、“新舟”60等涡桨飞机均是基于成熟平台仿制改进而来的，在“新舟”700支线客机之前，国内没有完全正向的设计过大型涡桨飞机。因此，在其气动设计工作方面依旧存在很多不足。随着我国航母战斗力的逐渐成型，执行舰队防空预警及空战引导指挥任务，实现舰载战斗机与预警机的高效协同作战体系，进而构造完整高效的海上预警监视系统等一系列军事需求都亟待发展一型与美国E2相当的预警类舰载涡桨飞机。这需要此型号具备良好的短距起降和续航能力，并在海上复杂恶劣飞行环境下能够良好工作。这些都对先进涡桨飞机的设计和制造提出了很高的要求。

2 涡桨飞机设计特点及关键气动问题

大多数涡桨飞机采用上单翼，机翼前缘小角度后掠，并吊挂2台或4台涡轮螺旋桨发动机的亚声速常规布局形式。平/垂尾设计和布置则通常与它们的类型和用途有关。大部分运输类飞机和支线客机往往采用常规尾翼或“T型”尾翼，而E2舰载预警机则采用了“H型”尾翼，以避免机身背部天线支架的扰动对垂尾功能和效率的影响，同时进一步提升其横航向静稳定性。

涡桨飞机特殊的动力装置所引起的螺旋桨滑流效应对于飞机气动性能有着显著影响。螺旋桨滑流是一种非管道控制的非定常流动，且与飞机其他部件间存在着复杂的相互气动干扰，将改变机翼和尾翼周围的扰流特性，进而影响全机的气动特性。因此，对于涡桨飞机而言，螺旋桨滑流的综合影响是需要特别关注的一个方面。滑流流场产生的气动效应主要可以归纳为以下两点[12]：

1) 加速效应。螺旋桨滑流将使桨后气流总压升高，对气流产生轴向加速作用，这种加速作用将使得轴向流管的截面积逐步收缩。加速效应对机翼的作用类似于吹气，将会在一定程度上减轻或延迟机翼表面附面层的分离，并对襟翼起到一定增升效果。

2) 旋转效应。由于滑流中气流具有周向速度，这种旋转效应将使位于滑流区两侧升力面处的当地迎角发生改变，对机翼和平尾均会产生相当程度的影响。

螺旋桨滑流的加速和旋转效应在引起动力增升的同时，会破坏机翼原有的展向环量分布，增加诱导阻力，导致气动效率损失[13]。除此之外，在飞机的起飞阶段，发动机大功率工作状态下，螺旋桨滑流的显著增升效果将使得机翼尾迹涡流动产生强烈的下洗效应，对平尾操纵效率带来不利影响，甚至直接影响其使用效能，严重危及飞机飞行安全[4]。因此，螺旋桨滑流与飞机重要部件之间的相互干扰对飞机设计有着很大影响。

除去动力形式的差异，涡桨飞机与普通固定翼飞机最大的不同在于它们增升装置的设计方面。为了满足起飞和着陆过程中的高升力要求，大多数固定翼飞机通常使用包括前缘缝翼和后缘襟翼在内的增升装置。其中前缘缝翼通过调节主翼前缘压力峰值，推迟翼面气流分离从而改变失速迎角；后缘襟翼通过对主翼的上洗流动作用增加主翼环量，同时使机翼弯度变大，起到直接增加升力系数的作用[14-18]。不过，对于涡桨飞机而言，增升装置一般不采用前缘缝翼，只采用后缘襟翼，主要是因为以下两点[19-21]：

1) 螺旋桨后方流动存在强烈的滑流加速和旋转效应，在滑流影响区域附近气流在高升力条件下无法光滑无分离地绕过机翼前缘，使得前缘缝翼难以发挥其作用。

2) 由于螺旋桨发动机短舱的安装，使得缝翼无法沿展向连成一体，即使采用前缘缝翼，增升效率也较低。

因此，涡桨飞机增升装置一般不采用前缘缝翼，只采用后缘襟翼。这种增升装置的优点是降低了结构复杂性，减轻机翼结构重量，但同时也带来了严重的气动问题。增升装置不采用前缘缝翼，此时机翼前缘的压力峰值仅由主翼翼型头部形状控制。无缝翼的多段翼型对翼面压力形态的调节范围较为有限，对翼面失速分离流动的控制也较为困难，流动分离情况在很大程度上取决于翼型前缘形状和后缘襟翼参数，这对于涡桨飞机增升构型中基本翼的设计提出了很大的挑战。如果气动设计存在缺陷，到达失速迎角后翼面分离容易在展向和弦向迅速形成较大的分离区，造成全翼展的猝发性升力损失，甚至导致主要操纵面失效。升力将会出现“断崖式”下降，这将限制飞机的飞行性能，严重危及飞行安全。图2为荷兰国家航空航天实验室(NLR)针对NLR7301无缝翼两段翼型进行风洞试验获得的升力特性CL曲线[22-23]，该图显示出翼型失速之后出现了“断崖式”的升力损失，就飞机飞行安全而言这是不可接受的。

图2 NLR7301带襟翼构型升力特性曲线[22-23]Fig.2 Lift characteristics curves of NLR7301 airfoil with flap[22-23]

综上所述，本文将涡桨飞机所面临的关键气动问题归纳为两点，即螺旋桨滑流影响下的气动干扰问题以及三维增升构型的失速和缓性设计问题。增升构型的失速和缓性设计往往会受到螺旋桨滑流的干扰，但是这种干扰的程度和范围对于不同类型的涡桨飞机也有所区别。对于C130“大力神”一类的大型运输机，单侧机翼安装有两台螺旋桨发动机，其产生的滑流几乎会对整个翼面的流动形态和分离情况造成影响。因此，滑流效应会使得增升构型失速形态有比较明显的改变[24]。然而，对于具有特殊用途的舰载涡桨飞机，其尺寸相对较小，整体布局比较紧凑，通常只是在机翼内侧安装有一台螺旋桨发动机，其产生的滑流影响范围相对较为有限[4]。鉴于本文的侧重点是舰载涡桨飞机初步设计阶段增升构型失速和缓性设计问题，文中暂时不考虑螺旋桨滑流的影响以降低问题复杂性。同时，未考虑滑流影响下的设计也满足裕度设计的要求，为飞机安全性能提供更多保障。

3 舰载涡桨飞机失速和缓性及操纵安全性问题

为了满足舰载涡桨飞机起飞、着舰时的飞行安全性要求，飞机的失速特性应较为和缓。也就是说，当飞机迎角大于失速迎角时，翼面分离应是一个逐渐变化的过程，避免出现突然间大面积分离的情况。升力系数的减少应有一定的迎角变化梯次，为飞行员提供足够的失速预警空间，而不应出现“断崖式”的下降现象[25]。从飞机操稳安全性的角度考虑，翼面流动分离的起始位置应始于内侧机翼，并且沿机翼展向和弦向随着迎角的增大逐步发展。如果气动设计使得流动分离先出现在副翼所在的外翼位置，则飞机在失速情况下将丧失滚转操纵能力，对飞行安全性造成致命影响。综上所述，飞机失速特性的和缓程度以及操稳安全性取决于机翼翼面流动分离的相关性质;包括分离的起始迎角、起始位置、分离形态和发展状况等。并且，这两方面存在着密切的内在联系，它们往往是相互影响、相辅相成的。

3.1 气动设计及数值模拟研究进展

从气动设计的角度出发，改善舰载涡桨飞机起飞、着舰时失速特性和操稳安全性的关键是要对翼面流动分离的出现和发展进行有效控制[26-28]。在充分认识和理解多段翼型流动分离的基础上，基于无缝翼情况下基本翼型头部和后缘襟翼缝道流动存在一定关联性的特点开展综合设计工作。在保证多段翼型增升效率的前提下，考虑到涡桨飞机增升装置缺少前缘缝翼，对翼型前缘的压力峰值控制能力较为有限的特点，进行基本翼型/多段翼型的合理设计：通过改变基本翼型前缘钝度、弯度和局部几何外形控制弦向压力峰值，调节翼面分离起始迎角；通过调整后缘襟翼形状和缝道几何参数控制分离弦向发展速度；有效配置不同控制剖面失速迎角沿机翼展向的梯次分布，保证起始分离从内翼段触发，并沿展向逐步扩展，从而在满足失速和缓要求的同时保证操稳安全性。关于基本翼型前缘几何外形特征对其失速特性的影响[29-31]以及后缘襟翼缝道、搭接量和开缝形式等对于无缝翼多段翼升力系数、流动分离形态的控制规律[32]，NASA早期进行了大量的试验和数值计算分析，得到很多规律性的结论。在国内，北京航空航天大学孔繁美等在失速特性和缓的翼型设计方面进行了相关研究[33]；陆维爽等针对GAW-1翼型前缘变弯度和后缘襟翼参数对翼型气动特性的影响进行了计算分析[34]；中国商飞上海飞机设计研究院叶军科等开展了增升装置缝道参数气动影响的相关试验研究[35]。以上研究对于舰载涡桨飞机增升构型失速和缓性设计工作均具有一定的指导意义。

从数值模拟的角度来看，主翼表面分离流动对无缝翼情况下多段翼型的失速特性有着决定性影响。能否对这种分离流动所产生的流场复杂变化情况以及相关联的失速位置和失速形态进行准确预测，对于舰载涡桨飞机增升构型的整体气动设计工作具有相当重要的作用。目前，在工程应用层面，雷诺平均Navier-Stokes大涡模拟(RANS/LES)混合方法能够在计算资源没有显著增加的情况下，较大程度提高对复杂流动区域湍流运动的模拟精度。因此，利用RANS/LES混合方法为涡桨飞机气动设计工作提供较为可靠的数值结果已成为国际气动设计领域的研究趋势之一。近年来，由于其独到的优势，RANS/LES混合方法得到了迅速的发展。国内外诸多学者从各自的关注点开展了大量卓有成效的研究工作，从2005年开始已组织召开了四届国际RANS/LES混合方法学术研讨会。从国际的发展趋势来看，在所涌现出的众多混合方法中，分离涡模拟(Detached-Eddy Simulation, DES)方法得到了广泛应用，延迟分离涡模拟(DDES)与改进的延迟分离涡模拟(IDDES)等方法也展现出良好的发展势头[36-39]。从国际文献的调研结果来看，Argonne国家实验室的Rasquin和Ali运用DES方法对DLR-F11高升力构型绕流做了精细分析[40]；瑞典防务研究中心的Peng等采用RANS/LES混合方法对多段翼型流场结构进行了详尽的研究[41]，得到了很多有价值的结论。

3.2 计算实例分析

以下主要通过两段翼增升构型的计算实例来进一步阐述本文所描述的设计思路和原则。着重对其失速特性和大迎角流动分离状态的数值模拟结果进行分析，通过各自流场特征的变化规律来剖析导致其具备不同失速特性的原因。Wing-A和Wing-B是两副具有相同布局形式和几何尺寸的两段翼增升构型，它们的主要几何特征如下：机翼半展长b为13.5 m，平均气动弦长c为2.45 m，展弦比为5.5。机翼前后缘轮廓线及各站位剖面(各站位y坐标由翼根至翼尖分别为0%b、32%b、56%b、100%b)相对厚度沿展向分布如图3(a)所示,各站位翼剖面外形如图3(b)所示。计算采用SST-IDDES混合方法，来流马赫数为0.2，对应雷诺数为1.0×107。

图4给出了两副机翼的升力和力矩特性对比曲线(CL、Cm)。由图4(a)可以看出，Wing-A和Wing-B的失速迎角均为18°左右。虽然Wing-A的最大升力系数大于Wing-B，但是在18°迎角之后，升力系数呈“断崖”式陡降。并且图4(b)中力矩特性曲线显示，Wing-A在18°迎角之后力矩迅速上扬，不利于飞机的纵向稳定性和飞行安全。相比之下，Wing-B的升力和力矩系数曲线在18°迎角附近则表现出了较为和缓的变化形态，即使飞机发生失速，气动特性也不会突然恶化。

图3 Wing-A和Wing-B各站位翼剖面外形及相对厚度Fig.3 Profiles and relative thickness at different sections of Wing-A and Wing-B

图4 Wing-A和Wing-B升力系数及力矩系数曲线对比Fig.4 Comparison of lift and moment coefficient curves between Wing-A and Wing-B

图5和图6分别给出了两副机翼在18°、20°、22°迎角下表面极限流线的发展过程以及瞬时空间旋涡结构分布对比。从中可以清晰看出，两副机翼失速状态下翼面流动分离的变化特征和发展规律与各自的失速特性有着明显的联系。对于Wing-A，在18°迎角时主翼中部便出现了局部流动分离，同时前缘发生边界层失稳，剪切层出现了明显的脱落；20°迎角时，分离区迅速沿展向和弦向扩大，旋涡结构更加复杂，流动分离现象剧烈，导致升力系数陡然降低；之后，随着迎角的继续递增，分离状态的变化不再像之前那么明显，升力系数仅有微小的降低。而对于Wing-B，其翼面分离流动的发展过程是渐进的。分离起始于翼根区域，并在逐步向翼尖方向扩展的过程中受到一定程度的抑制，外翼始终保持为附着流动；分离区域内的旋涡结构较为简单，主要由一些尺度相对较大的湍流结构支配，流动分离现象较为和缓。因而，Wing-B具有逐渐失速的特性，且分离始终发生在机翼内侧，有利于飞机的飞行安全。

图5 不同迎角下机翼表面流线Fig.5 Wing surface streamlines at different angles of attack

图6 不同迎角下机翼附近瞬时空间旋涡结构分布Fig.6 Distribution of instantaneous spatial vortices around wings at different angles of attack

3.3 设计关联性探讨

在3.2节计算实例的基础上进一步探讨机翼增升状态失速分离特性与干净机翼及其各站位翼剖面失速特性的关联性。采用混合方法在相同的计算条件下，针对两副机翼干净构型进行计算，得到各自的升力特性曲线如图7所示。

图7 Wing-A和Wing-B干净构型升力系数曲线对比Fig.7 Comparison of lift coefficient curves for clean configuration of Wing-A and Wing-B

从图7中可以看出，与增升构型相比，干净构型失速迎角略有不同，这是由于襟翼设计的不同所导致的。但从整体来看，它们所表现出的失速特征基本一致。这充分表明，对于无缝翼增升构型而言，后缘襟翼的设计和安装仅会在一定程度上对失速迎角和分离特性产生定量的影响，其失速特征本质上取决于基本翼的设计。

图8分别给出了Wing-A和Wing-B干净构型4个控制剖面各自的失速迎角沿机翼展向的分布。可以看出，由于流动三维效应的影响，翼剖面失速迎角最小值与干净构型失速迎角在量值上存在明显差异。但翼剖面失速迎角沿展向的分布规律能够很好地反映出增升构型翼面流动分离的起始位置以及之后的发展状况。对于Wing-A，流动分离会从机翼中部开始，并且很容易向两侧扩展；对于Wing-B，初始分离位于机翼根部附近。

图8 各剖面失速迎角沿机翼展向的分布Fig.8 Distribution of stall angle of attack along wingspan

由于剖面失速迎角沿机翼展向向外以较大梯度增加，流动分离向翼尖的发展会受到强烈抑制。设计时可以充分利用这一规律，通过具有不同几何特征的基本翼型/多段翼型沿展向的合理设计和配置，有效调整不同控制剖面失速迎角的分布，使得翼面流动分离始发位置位于翼根区域。同时保证流动分离沿展向和弦向的发展均存在一定迎角梯次，确保增升构型拥有较为和缓的失速特性。

4 结 论

舰载涡桨飞机增升设计中面临的主要气动问题之一就是如何保证飞机在起飞、着舰过程中，具备较为和缓的失速特性和充足的滚转操纵性与稳定性。这是影响舰载机安全性的关键问题，也是气动设计中的技术难点之一。文章从流动机理的角度出发，剖析了失速条件下机翼翼面流动分离状态和发展趋势对失速特性的影响规律，并将三维增升构型失速分离特征与干净构型及其各站位翼剖面的设计和配置相关联，归纳总结出了几点舰载涡桨飞机增升构型失速和缓性及操纵安全性的设计原则。

1) 改善舰载涡桨飞机失速特性的关键是要对翼面流动分离的出现和发展进行有效控制。单独依靠襟翼及缝道参数的调整只能定量改变翼面分离区域的大小，无法从根本上改变多段翼型的失速特性。因此，在多段翼型设计过程中，不能将基本翼型和后缘襟翼所起的作用孤立看待，应当进行两者的综合设计：即通过调整翼型前缘钝度及前缘弯度影响翼面分离起始迎角；通过调整襟翼形状和缝道参数影响分离发展程度。

2) 避免失速情况下机翼的始发分离位置出现在副翼区域，使飞机丧失滚转操纵能力；设计时应通过基本翼型/多段翼型沿展向的合理设计和配置，有效调整不同控制剖面失速迎角的分布，使得翼面流动分离始发位置位于翼根区域，且保证分离沿展向和弦向逐渐发展。

3) 从全机安全使用的角度，飞机应当有一定的失速预警空间。设计时需要保证各机翼剖面失速迎角沿展向向外存在较大的梯次，使分离从始发位置发展到翼尖具有合适的迎角增量，以防止整个机翼同时失速和副翼操纵突然失效。