更新时间：2023-08-11 08:14
流入螺旋桨的气流在旋转面正前方增加速度并通过旋转面流出，形成截面比旋转面小，速度比来流大的管状气流，这就是螺旋桨滑流。实际的滑流的构造是由螺旋桨各剖面流出的螺旋状的涡丝组成的圆柱，这些涡丝因叶片翼型产生的诱导速度而改变了攻角，其改变量一般不大，只有几度。
飞机位于螺旋桨之后并处于滑流之中的部件受滑流的影响表现为来流发生改变。此时来流不再是流线平行的均匀流，压强分布(以及随之升力、阻力和俯仰力矩)可能与这些部件处于滑流之外时有很大的不同。
根据动量理论，可以建立用一个加载盘代表螺旋桨的螺旋桨滑流简化模型。该模型不计滑流的旋转，假定轴向速度沿滑流剖面均布，考虑了滑流收缩。如图1所示
机翼被滑流覆盖的部分比机翼上邻近的部分承受更高的动压，产生更大的升力。
在实际流动中，机翼升力不仅受滑流中动压升高的影响，也受滑流旋转的影响。后者使机翼被滑流覆盖部分的当地迎角发生变化。在螺旋桨轴线的一侧气流向下运动，当地迎角减小。这就抵消了动压升高对这部分机翼升力的作用。在螺旋桨轴线的另一侧，滑流旋转使当地迎角增大，与增大的动压共同产生展向压强分布中的峰值。
螺旋桨飞机动力模拟试验就是研究螺旋桨滑流对飞行器空气动力特性影响的试验。螺旋桨对飞机稳定性和操纵性的影响可以分为直接影响和间接影响。直接影响主要指螺旋桨的拉力和扭矩等所产生的影响，这部分影响通常可以用分析计算的方法得到。间接影响是指滑流影响，是螺旋桨滑流与飞机各部件的相互作用引起的，它使飞机升力增大、下洗变化、舵面效率改变、操纵性和稳定性都受到影响。由于螺旋桨与飞机其他部件的流动干扰复杂，要给出滑流对飞机气动特性影响的可靠数据，必须进行螺旋桨飞机的模型带动力的风洞试验。
螺旋桨飞机动力模拟试验在有些风洞已采用多天平测量技术，即在模型机身内安装六分量天平测量带动力的全机气动特性的同时，还在模型发动机短舱内安装天平测量各个螺旋桨随不同飞行状态的气动特性变化。
螺旋桨后拖出的高速螺旋状滑流改变了机翼的原有流态:由于螺旋桨给气流注入了能量,滑流区域机翼上的动压和静压都增加了;由于气流的旋转,机翼上的局部迎角发生了改变。机翼在滑流区的动压增加,导致机翼局部环量的增加,从而产生升力增量和诱导阻力增量。高速滑流还可以延迟边界层的分离,提高襟翼的效率。
滑流对机翼的影响范围有诸多影响因素,如滑流流管的收缩,空气粘性使滑流范围扩大,滑流经过机翼时的侧洗等等。螺旋桨滑流在机翼上产生的间歇性湍流与通常所认识的湍流不同,它对机翼特性(尤其是阻力特性)的影响有待进一步研究。
自19世纪以来,人们就不断尝试着用各种理论和方法来探索螺旋桨滑流的机理,其中包括动量理论、叶素理论、涡流理论以及各种CFD方法。下面简单介绍一下各种理论和方法的原理、特点及其适用范围。
动量理论最早起源于19世纪的船用螺旋桨研究。20世纪初,Betz将动量理论应用于飞机螺旋桨。动量理论采用均匀滑流的假设,把螺旋桨看成一个无限薄的桨盘,应用流体力学的基本定律来研究桨盘对气流的作用。动量理论是一种宏观上的分析,它的特点是计算模型简单,只适用于螺旋桨性能的初步估算,无法涉及桨叶的几何特性。
叶素理论最早由Drzewiwcki在19世纪末提出。叶素理论是机翼升力线理论在螺旋桨桨叶中的应用。它把桨叶看成由无限多的桨叶微段(叶素)构成。假设每个桨叶剖面作为一个二维翼型来产生气动作用,可应用二维翼型特性确定桨叶剖面的气动力和力矩,再沿桨叶径向积分可得一片桨叶进而整个螺旋桨的气动力和力矩。对于叶素理论,叶片当地速度的计算是一个关键,可采用动量理论或涡流理论计算当地速度,其中涡流理论能给出较准确的诱导速度分布。叶素理论涉及桨叶的细节流动和载荷,使它可以直接应用于螺旋桨桨叶的设计中。但由于升力线理论是建立在机翼或桨叶高展弦比的假设之上,在桨叶载荷和诱导速度梯度过大的区域,例如桨尖附近和涡-桨干扰的附近,升力线假设并不满足,因而叶素理论在这些区域并不适用。
涡流理论是把机翼的升力由环绕机翼的环量产生的理论应用到螺旋桨上,即假定有一附着涡系贯穿于桨叶,一组尾涡系由叶尖、叶根和桨叶后缘向下游无限延伸。尾涡系的形状近似于螺旋形。螺旋桨的滑流就是受这组涡系影响的流动。涡流理论的难点是对滑流尾迹的分析,其关键在于尾涡系模型的选取。尾涡系模型主要可归纳为固定尾迹、预定尾迹和自由尾迹三类。
从20世纪80年代开始,CFD方法被应用于螺旋桨流场的计算。根据不同程度的简化,求解流场的控制方程可分为跨音速小扰动速势方程、全速势方程、欧拉方程和Navier-Stokes(N-S)方程。从速势方程到N-S方程,它们对真实流动的理论描述越来越精确,但是求解的难度也越来越大。跨音速小扰动方程使用了小扰动的假设,因此只有对于薄翼等扰动不太强的跨音速流动才能给出较好的结果。全速势方程在激波不太强的情况下,具有较好的模拟旋翼流场中出现的激波和旋涡流动。对于一些非常复杂的现象,比如桨尖附近出现的激波/附面层干扰产生的流动分离,只有考虑了流体粘性的N-S方程才能较为准确地描述。按螺旋桨尾迹的不同处理,螺旋桨流场的求解方法可分为两类,一是求解时将流场控制方程与螺旋桨尾迹模型耦合,这种方法称为Euler/Lagrange方法,二是直接求解流场的欧拉方程和N-S方程,不附加尾迹模型,尾迹作为解的一部分而存在,这种方法被称为Euler方法(注意区别于Euler方程)。前者计算结果与尾迹准确度有很大关系,而后者的难点在于网格的生成难度和计算的复杂性。
螺旋桨滑流现象非常复杂,需要从多个角度去认识这一现象。对于单独螺旋桨产生的滑流流场,需要考虑流场的加速效应、旋转效应、粘性效应、湍流效应,桨盘倾斜的影响以及轴毂的影响;当机翼安装在螺旋桨后方时,滑流流场会受到机翼的影响而发生变化,这时会产生侧洗现象、阻塞现象,并且同时会使流场不均匀。
螺旋桨通过旋转把空气往后推而得到空气的反作用力,即螺旋桨拉力。在这个过程中,螺旋桨通过做功提高桨后空气的总压,并使气流向后加速流动。根据质量守恒定律,气流的加速会导致流管的截面积收缩。,在没有来流或来流速度较低的情况下,桨盘后滑流的直径收缩为0.816倍至0.92倍螺旋桨直径,在来流速度较高时,滑流直径近似等于螺旋桨直径,特别是在垂直于来流的方向。
桨后气流总压的增大推迟了机翼上分离现象的发生。相对于无滑流情况下有分离的襟翼,滑流会在一定程度上减弱甚至消除分离,其作用体现为一种喷气效应。
螺旋桨的旋转不仅引起轴向速度增加,还会激起周向速度,使得滑流发生强烈的旋转。旋转气流施加给桨叶的反作用力使螺旋桨的轴产生扭矩,因此根据动量矩定理,可以近似得到滑流周向速度分布。滑流的旋转效应不仅会影响机翼,即使在平尾处,这种旋转流场仍然存在。测量截面越靠近桨叶附近,气流被加速越强烈,横流速度越大。在机翼附近,旋转流场的范围即螺旋桨滑流影响区域大小与螺旋桨的桨盘面积大致相同。在平尾前缘处,螺旋桨滑流流过机翼后被分成上、下两部分,下部分两台螺旋桨旋转形成的涡仍清晰可见,只是涡心向下移动,并向机身方向靠拢。上部分气流在平尾前缘处形成了一个与螺旋桨转动方向相反的弱涡。
实际流体中的粘性会降低滑流速度与滑流区域中涡的强度,并扩大滑流区域。滑流区域内的轴向速度大于滑流区域外的轴向速度,这种速度差会在流边界上产生剪切边界层。滑流区域内有周向旋转气流,而滑流区域外没有,所以在滑流边界上还会产生许多与螺旋桨旋向相反的小涡。滑流和射流相似,由于不断的与周围空气相混合,并受到粘性耗散使得滑流在离开桨平面不久。
螺旋桨周期性的非定常旋转气流打到机翼的表面,与原来机翼上的边界层相互作用,在机翼上产生一种间歇性的湍流边界层。边界层的间歇性是由旋转气流引起;如图2是自由流中某空间点的速度值随时间的脉动,这说明机翼上的湍流边界层的分布在时间上和空间上都是周期性的;图2表明机翼上湍流边界层的周期与旋转气流的周期有密切的关系。
机翼上的这种间歇性的湍流边界层会影响对机翼阻力的预测。还没有一种合适的湍流模型可以模拟这种湍流现象。
当螺旋桨桨轴与来流速度有一个夹角A时(飞机迎角发生变化时会出现这一情况),桨盘平面左右两区域内桨叶的当地迎角发生变化,若左方增加,则右方减小。这个情况将导致桨叶在不同的相位受到的不同的合力,进而导致桨轴受到升力方向的力和弯矩。
螺旋桨滑流理论分析中的模型都是没有轴毂的螺旋桨模型,而实际的螺旋桨是有轴毂的,且其尺寸不可忽略。轴毂前方有整流罩,后方有发动机及其整流装置,其对滑流流场的影响不可忽视,特别是滑流在轴线附近区域的流动与理论分析的结果有很大不同。对于运七飞机,其发动机的整流装置延伸到机翼的后方,因此,在考虑滑流对平尾的作用时,就必须先考虑清楚轴毂对滑流流场有什么样的影响。
螺旋桨产生的旋转气流在经过机翼时,机翼表面不可穿透的性质改变了气流的旋转流态,使气流产生了侧向的流动。流过机翼上下表面的滑流的侧洗方向正好相反。螺旋桨产生的涡管也被机翼分割成上下两个小涡管,并且随着侧洗流向不同的方向发生偏转。侧洗的方向由螺旋桨的旋转方向决定,螺旋桨的旋转方向为逆时针(从下方向上方看去),则流过机翼上表面的滑流向左侧洗(实线所示),流过机翼下表面的滑流向右侧洗(虚线所示)。侧洗的速度与旋转气流的强度以及螺旋桨的安装位置有关。另外,发生侧洗的涡管的偏斜程度也可能会受到翼尖涡的影响。
由于未来的预警机的边立尾位于螺旋桨的正后方,因此滑流的侧洗现象必定给立尾带来很大的影响。