渦槳飛機發(fā)展現(xiàn)狀及關鍵氣動問題

李杰，楊釗，段卓毅,張恒，趙帥

1.西北工業(yè)大學 航空學院，西安 710072 2.航空工業(yè)第一飛機設計研究院，西安 710089

渦槳飛機是指以渦輪螺旋槳發(fā)動機為動力來源，通過空氣螺旋槳將發(fā)動機的功率轉(zhuǎn)化為推力的飛機。自從世界上第1架飛機成功試飛以來，渦槳飛機就一直貫穿著航空事業(yè)發(fā)展的整個過程，并在足夠的重視之下取得了飛速的發(fā)展。直至20世紀50年代中期，由于渦噴和渦扇發(fā)動機技術的應用，渦槳飛機經(jīng)歷了一段時間的低谷。不過，很快便在20世紀70年代初的世界石油危機中因為其推進效率高、經(jīng)濟性好等優(yōu)點重新贏得市場的青睞[1]。20世紀末，英、美等國研究人員在提高螺旋槳槳葉氣動性能和推進系統(tǒng)效率方面做了大量研究，不但將渦槳飛機的最大飛行速度提高到0.8馬赫數(shù)，還進一步降低了其飛行過程中的噪聲、阻力和燃油消耗[2-3]，為其更廣泛的應用奠定了基礎。

獨特的動力形式賦予了渦槳飛機低速性能好、推進效率高等優(yōu)勢，但同時也帶來設計中不可避免的螺旋槳滑流效應、氣動干擾以及三維增升構(gòu)型失速和緩性設計等一系列氣動問題[4-5]。合理利用和解決這些問題是成功研制一款性能優(yōu)良的渦槳飛機的必經(jīng)之路。本文從渦槳飛機的發(fā)展現(xiàn)狀出發(fā)，簡要介紹了各類渦槳飛機的優(yōu)勢，提出它們主要的設計特點和共同面臨的關鍵氣動問題。

本文重點針對目前國內(nèi)亟待發(fā)展的艦載類渦槳飛機的失速特性和操縱安全性問題進行深入研究，剖析了翼面流動分離特性對于其起飛、著艦過程中失速和緩性及操縱安全性的影響規(guī)律。并在此基礎上，給出了機翼空間流場變化特征和宏觀氣動力之間的內(nèi)在聯(lián)系，探究了三維增升構(gòu)型與干凈構(gòu)型及其各站位翼剖面在失速和緩性設計方面的關聯(lián)性，以期形成一套高效的設計方法，為今后艦載渦槳飛機增升設計提供參考。

1 渦槳飛機發(fā)展現(xiàn)狀

航空飛行器早已進入噴氣動力時代，但渦槳飛機依靠著其自身特殊的優(yōu)勢依然在民用及軍用領域占有重要的地位并得以不斷發(fā)展。相對于其他類型的飛機，渦槳飛機主要的優(yōu)勢有：

1) 由于渦槳發(fā)動機的絕大部分噴氣動能都將直接轉(zhuǎn)化為機械能，驅(qū)動螺旋槳直接產(chǎn)生推力，噴氣熱能損耗極少，因此，在低速情況下渦槳發(fā)動機具有較好的能源效率[1]。在馬赫數(shù)低于0.7的巡航條件下，渦槳發(fā)動機效率較渦扇發(fā)動機高出10%～30%。對民用飛機來講，這意味著渦槳飛機不僅使用和運營維護成本低，而且經(jīng)濟適用性強，節(jié)能環(huán)保，符合未來民用飛機的發(fā)展趨勢。對軍機而言，這種優(yōu)勢集中體現(xiàn)于在相同燃油消耗下具備更大的載重量和運輸能力，并且將使續(xù)航時間和最大航程得到有效提高，特別對于進行反潛、預警、偵察、搜索等需要較長時間持續(xù)軍事飛行任務的機種，無疑是十分重要的。

2) 渦槳飛機采用的螺旋槳推進系統(tǒng)所產(chǎn)生的滑流效應能夠使機翼升力增加，顯著改善起降性能，提高起降安全性。因此，渦槳支線客機具備更強的環(huán)境適應能力，航線往往能夠延伸到很多機場條件較差的地區(qū)，覆蓋范圍較廣。優(yōu)越的起降性能對于軍用運輸機而言更為重要，它使得飛機對跑道條件的依賴程度明顯降低，在土質(zhì)、沙石等質(zhì)地的跑道上均能實現(xiàn)起降，便于在較為粗糙的前線機場環(huán)境下工作，大大提高了其戰(zhàn)場生存力和使用便捷性。

3) 渦槳飛機在降落時可以直接利用螺旋槳產(chǎn)生負拉力制動飛機，而不需要安裝額外的反推裝置，有助于其縮短著陸距離和在航母甲板上降落，這使得渦槳飛機非常適合作為功能型艦載機使用。

目前世界范圍內(nèi)，支線客機、運輸機、通用飛機、教練機乃至艦載機中都不乏渦槳飛機的身影。這其中既有面世多年、表現(xiàn)優(yōu)異的C130“大力神”運輸機[6]、E2系列艦載預警機[7-8]和ATR、沖8-Q系列支線客機[9]，還有進入21世紀后推出的A400M軍用中程運輸機[10]以及在研的國產(chǎn)“新舟”700新型支線客機等，如圖1所示。

渦槳飛機經(jīng)歷了100多年的發(fā)展，相關技術已經(jīng)較為完備和成熟，但目前能獨立研發(fā)大、中型運輸類渦槳飛機的國家依然屈指可數(shù)。對于艦載渦槳飛機情況更是如此。由于其具有“高指標、強約束”的特點，并且需要采用彈射方式起飛，這就需要更加緊湊的布局、強大的動力和堅固的機身。目前世界上真正實現(xiàn)列裝的艦載渦槳飛機只有美國的E2“鷹眼”系列艦載預警機以及在其基礎上改裝所得的C2“灰狗”系列艦載運輸機。E2系列艦載預警機研制于20世紀50年代，采用亞聲速常規(guī)布局、兩臺渦輪螺旋槳發(fā)動機驅(qū)動的形式[11]。該系列飛機采用非常簡單但高效的無縫翼增升裝置。其優(yōu)良的增升設計使其在起飛和著艦時具備良好的升力特性，在艦隊防空預警和空戰(zhàn)引導指揮中發(fā)揮了巨大作用。

圖1 典型渦槳飛機Fig.1 Typical turboprop aircraft

從國內(nèi)來看，現(xiàn)階段大量裝備的運7、運8、“新舟”60等渦槳飛機均是基于成熟平臺仿制改進而來的，在“新舟”700支線客機之前，國內(nèi)沒有完全正向的設計過大型渦槳飛機。因此，在其氣動設計工作方面依舊存在很多不足。隨著我國航母戰(zhàn)斗力的逐漸成型，執(zhí)行艦隊防空預警及空戰(zhàn)引導指揮任務，實現(xiàn)艦載戰(zhàn)斗機與預警機的高效協(xié)同作戰(zhàn)體系，進而構(gòu)造完整高效的海上預警監(jiān)視系統(tǒng)等一系列軍事需求都亟待發(fā)展一型與美國E2相當?shù)念A警類艦載渦槳飛機。這需要此型號具備良好的短距起降和續(xù)航能力，并在海上復雜惡劣飛行環(huán)境下能夠良好工作。這些都對先進渦槳飛機的設計和制造提出了很高的要求。

2 渦槳飛機設計特點及關鍵氣動問題

大多數(shù)渦槳飛機采用上單翼，機翼前緣小角度后掠，并吊掛2臺或4臺渦輪螺旋槳發(fā)動機的亞聲速常規(guī)布局形式。平/垂尾設計和布置則通常與它們的類型和用途有關。大部分運輸類飛機和支線客機往往采用常規(guī)尾翼或“T型”尾翼，而E2艦載預警機則采用了“H型”尾翼，以避免機身背部天線支架的擾動對垂尾功能和效率的影響，同時進一步提升其橫航向靜穩(wěn)定性。

渦槳飛機特殊的動力裝置所引起的螺旋槳滑流效應對于飛機氣動性能有著顯著影響。螺旋槳滑流是一種非管道控制的非定常流動，且與飛機其他部件間存在著復雜的相互氣動干擾，將改變機翼和尾翼周圍的擾流特性，進而影響全機的氣動特性。因此，對于渦槳飛機而言，螺旋槳滑流的綜合影響是需要特別關注的一個方面。滑流流場產(chǎn)生的氣動效應主要可以歸納為以下兩點[12]：

1) 加速效應。螺旋槳滑流將使槳后氣流總壓升高，對氣流產(chǎn)生軸向加速作用，這種加速作用將使得軸向流管的截面積逐步收縮。加速效應對機翼的作用類似于吹氣，將會在一定程度上減輕或延遲機翼表面附面層的分離，并對襟翼起到一定增升效果。

2) 旋轉(zhuǎn)效應。由于滑流中氣流具有周向速度，這種旋轉(zhuǎn)效應將使位于滑流區(qū)兩側(cè)升力面處的當?shù)赜前l(fā)生改變，對機翼和平尾均會產(chǎn)生相當程度的影響。

螺旋槳滑流的加速和旋轉(zhuǎn)效應在引起動力增升的同時，會破壞機翼原有的展向環(huán)量分布，增加誘導阻力，導致氣動效率損失[13]。除此之外，在飛機的起飛階段，發(fā)動機大功率工作狀態(tài)下，螺旋槳滑流的顯著增升效果將使得機翼尾跡渦流動產(chǎn)生強烈的下洗效應，對平尾操縱效率帶來不利影響，甚至直接影響其使用效能，嚴重危及飛機飛行安全[4]。因此，螺旋槳滑流與飛機重要部件之間的相互干擾對飛機設計有著很大影響。

除去動力形式的差異，渦槳飛機與普通固定翼飛機最大的不同在于它們增升裝置的設計方面。為了滿足起飛和著陸過程中的高升力要求，大多數(shù)固定翼飛機通常使用包括前緣縫翼和后緣襟翼在內(nèi)的增升裝置。其中前緣縫翼通過調(diào)節(jié)主翼前緣壓力峰值，推遲翼面氣流分離從而改變失速迎角；后緣襟翼通過對主翼的上洗流動作用增加主翼環(huán)量，同時使機翼彎度變大，起到直接增加升力系數(shù)的作用[14-18]。不過，對于渦槳飛機而言，增升裝置一般不采用前緣縫翼，只采用后緣襟翼，主要是因為以下兩點[19-21]：

1) 螺旋槳后方流動存在強烈的滑流加速和旋轉(zhuǎn)效應，在滑流影響區(qū)域附近氣流在高升力條件下無法光滑無分離地繞過機翼前緣，使得前緣縫翼難以發(fā)揮其作用。

2) 由于螺旋槳發(fā)動機短艙的安裝，使得縫翼無法沿展向連成一體，即使采用前緣縫翼，增升效率也較低。

因此，渦槳飛機增升裝置一般不采用前緣縫翼，只采用后緣襟翼。這種增升裝置的優(yōu)點是降低了結(jié)構(gòu)復雜性，減輕機翼結(jié)構(gòu)重量，但同時也帶來了嚴重的氣動問題。增升裝置不采用前緣縫翼，此時機翼前緣的壓力峰值僅由主翼翼型頭部形狀控制。無縫翼的多段翼型對翼面壓力形態(tài)的調(diào)節(jié)范圍較為有限，對翼面失速分離流動的控制也較為困難，流動分離情況在很大程度上取決于翼型前緣形狀和后緣襟翼參數(shù)，這對于渦槳飛機增升構(gòu)型中基本翼的設計提出了很大的挑戰(zhàn)。如果氣動設計存在缺陷，到達失速迎角后翼面分離容易在展向和弦向迅速形成較大的分離區(qū)，造成全翼展的猝發(fā)性升力損失，甚至導致主要操縱面失效。升力將會出現(xiàn)“斷崖式”下降，這將限制飛機的飛行性能，嚴重危及飛行安全。圖2為荷蘭國家航空航天實驗室(NLR)針對NLR7301無縫翼兩段翼型進行風洞試驗獲得的升力特性CL曲線[22-23]，該圖顯示出翼型失速之后出現(xiàn)了“斷崖式”的升力損失，就飛機飛行安全而言這是不可接受的。

圖2 NLR7301帶襟翼構(gòu)型升力特性曲線[22-23]Fig.2 Lift characteristics curves of NLR7301 airfoil with flap[22-23]

綜上所述，本文將渦槳飛機所面臨的關鍵氣動問題歸納為兩點，即螺旋槳滑流影響下的氣動干擾問題以及三維增升構(gòu)型的失速和緩性設計問題。增升構(gòu)型的失速和緩性設計往往會受到螺旋槳滑流的干擾，但是這種干擾的程度和范圍對于不同類型的渦槳飛機也有所區(qū)別。對于C130“大力神”一類的大型運輸機，單側(cè)機翼安裝有兩臺螺旋槳發(fā)動機，其產(chǎn)生的滑流幾乎會對整個翼面的流動形態(tài)和分離情況造成影響。因此，滑流效應會使得增升構(gòu)型失速形態(tài)有比較明顯的改變[24]。然而，對于具有特殊用途的艦載渦槳飛機，其尺寸相對較小，整體布局比較緊湊，通常只是在機翼內(nèi)側(cè)安裝有一臺螺旋槳發(fā)動機，其產(chǎn)生的滑流影響范圍相對較為有限[4]。鑒于本文的側(cè)重點是艦載渦槳飛機初步設計階段增升構(gòu)型失速和緩性設計問題，文中暫時不考慮螺旋槳滑流的影響以降低問題復雜性。同時，未考慮滑流影響下的設計也滿足裕度設計的要求，為飛機安全性能提供更多保障。

3 艦載渦槳飛機失速和緩性及操縱安全性問題

為了滿足艦載渦槳飛機起飛、著艦時的飛行安全性要求，飛機的失速特性應較為和緩。也就是說，當飛機迎角大于失速迎角時，翼面分離應是一個逐漸變化的過程，避免出現(xiàn)突然間大面積分離的情況。升力系數(shù)的減少應有一定的迎角變化梯次，為飛行員提供足夠的失速預警空間，而不應出現(xiàn)“斷崖式”的下降現(xiàn)象[25]。從飛機操穩(wěn)安全性的角度考慮，翼面流動分離的起始位置應始于內(nèi)側(cè)機翼，并且沿機翼展向和弦向隨著迎角的增大逐步發(fā)展。如果氣動設計使得流動分離先出現(xiàn)在副翼所在的外翼位置，則飛機在失速情況下將喪失滾轉(zhuǎn)操縱能力，對飛行安全性造成致命影響。綜上所述，飛機失速特性的和緩程度以及操穩(wěn)安全性取決于機翼翼面流動分離的相關性質(zhì);包括分離的起始迎角、起始位置、分離形態(tài)和發(fā)展狀況等。并且，這兩方面存在著密切的內(nèi)在聯(lián)系，它們往往是相互影響、相輔相成的。

3.1 氣動設計及數(shù)值模擬研究進展

從氣動設計的角度出發(fā)，改善艦載渦槳飛機起飛、著艦時失速特性和操穩(wěn)安全性的關鍵是要對翼面流動分離的出現(xiàn)和發(fā)展進行有效控制[26-28]。在充分認識和理解多段翼型流動分離的基礎上，基于無縫翼情況下基本翼型頭部和后緣襟翼縫道流動存在一定關聯(lián)性的特點開展綜合設計工作。在保證多段翼型增升效率的前提下，考慮到渦槳飛機增升裝置缺少前緣縫翼，對翼型前緣的壓力峰值控制能力較為有限的特點，進行基本翼型/多段翼型的合理設計：通過改變基本翼型前緣鈍度、彎度和局部幾何外形控制弦向壓力峰值，調(diào)節(jié)翼面分離起始迎角；通過調(diào)整后緣襟翼形狀和縫道幾何參數(shù)控制分離弦向發(fā)展速度；有效配置不同控制剖面失速迎角沿機翼展向的梯次分布，保證起始分離從內(nèi)翼段觸發(fā)，并沿展向逐步擴展，從而在滿足失速和緩要求的同時保證操穩(wěn)安全性。關于基本翼型前緣幾何外形特征對其失速特性的影響[29-31]以及后緣襟翼縫道、搭接量和開縫形式等對于無縫翼多段翼升力系數(shù)、流動分離形態(tài)的控制規(guī)律[32]，NASA早期進行了大量的試驗和數(shù)值計算分析，得到很多規(guī)律性的結(jié)論。在國內(nèi)，北京航空航天大學孔繁美等在失速特性和緩的翼型設計方面進行了相關研究[33]；陸維爽等針對GAW-1翼型前緣變彎度和后緣襟翼參數(shù)對翼型氣動特性的影響進行了計算分析[34]；中國商飛上海飛機設計研究院葉軍科等開展了增升裝置縫道參數(shù)氣動影響的相關試驗研究[35]。以上研究對于艦載渦槳飛機增升構(gòu)型失速和緩性設計工作均具有一定的指導意義。

從數(shù)值模擬的角度來看，主翼表面分離流動對無縫翼情況下多段翼型的失速特性有著決定性影響。能否對這種分離流動所產(chǎn)生的流場復雜變化情況以及相關聯(lián)的失速位置和失速形態(tài)進行準確預測，對于艦載渦槳飛機增升構(gòu)型的整體氣動設計工作具有相當重要的作用。目前，在工程應用層面，雷諾平均Navier-Stokes大渦模擬(RANS/LES)混合方法能夠在計算資源沒有顯著增加的情況下，較大程度提高對復雜流動區(qū)域湍流運動的模擬精度。因此，利用RANS/LES混合方法為渦槳飛機氣動設計工作提供較為可靠的數(shù)值結(jié)果已成為國際氣動設計領域的研究趨勢之一。近年來，由于其獨到的優(yōu)勢，RANS/LES混合方法得到了迅速的發(fā)展。國內(nèi)外諸多學者從各自的關注點開展了大量卓有成效的研究工作，從2005年開始已組織召開了四屆國際RANS/LES混合方法學術研討會。從國際的發(fā)展趨勢來看，在所涌現(xiàn)出的眾多混合方法中，分離渦模擬(Detached-Eddy Simulation, DES)方法得到了廣泛應用，延遲分離渦模擬(DDES)與改進的延遲分離渦模擬(IDDES)等方法也展現(xiàn)出良好的發(fā)展勢頭[36-39]。從國際文獻的調(diào)研結(jié)果來看，Argonne國家實驗室的Rasquin和Ali運用DES方法對DLR-F11高升力構(gòu)型繞流做了精細分析[40]；瑞典防務研究中心的Peng等采用RANS/LES混合方法對多段翼型流場結(jié)構(gòu)進行了詳盡的研究[41]，得到了很多有價值的結(jié)論。

3.2 計算實例分析

以下主要通過兩段翼增升構(gòu)型的計算實例來進一步闡述本文所描述的設計思路和原則。著重對其失速特性和大迎角流動分離狀態(tài)的數(shù)值模擬結(jié)果進行分析，通過各自流場特征的變化規(guī)律來剖析導致其具備不同失速特性的原因。Wing-A和Wing-B是兩副具有相同布局形式和幾何尺寸的兩段翼增升構(gòu)型，它們的主要幾何特征如下：機翼半展長b為13.5 m，平均氣動弦長c為2.45 m，展弦比為5.5。機翼前后緣輪廓線及各站位剖面(各站位y坐標由翼根至翼尖分別為0%b、32%b、56%b、100%b)相對厚度沿展向分布如圖3(a)所示,各站位翼剖面外形如圖3(b)所示。計算采用SST-IDDES混合方法，來流馬赫數(shù)為0.2，對應雷諾數(shù)為1.0×107。

圖4給出了兩副機翼的升力和力矩特性對比曲線(CL、Cm)。由圖4(a)可以看出，Wing-A和Wing-B的失速迎角均為18°左右。雖然Wing-A的最大升力系數(shù)大于Wing-B，但是在18°迎角之后，升力系數(shù)呈“斷崖”式陡降。并且圖4(b)中力矩特性曲線顯示，Wing-A在18°迎角之后力矩迅速上揚，不利于飛機的縱向穩(wěn)定性和飛行安全。相比之下，Wing-B的升力和力矩系數(shù)曲線在18°迎角附近則表現(xiàn)出了較為和緩的變化形態(tài)，即使飛機發(fā)生失速，氣動特性也不會突然惡化。

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

圖4 Wing-A和Wing-B升力系數(shù)及力矩系數(shù)曲線對比Fig.4 Comparison of lift and moment coefficient curves between Wing-A and Wing-B

圖5和圖6分別給出了兩副機翼在18°、20°、22°迎角下表面極限流線的發(fā)展過程以及瞬時空間旋渦結(jié)構(gòu)分布對比。從中可以清晰看出，兩副機翼失速狀態(tài)下翼面流動分離的變化特征和發(fā)展規(guī)律與各自的失速特性有著明顯的聯(lián)系。對于Wing-A，在18°迎角時主翼中部便出現(xiàn)了局部流動分離，同時前緣發(fā)生邊界層失穩(wěn)，剪切層出現(xiàn)了明顯的脫落；20°迎角時，分離區(qū)迅速沿展向和弦向擴大，旋渦結(jié)構(gòu)更加復雜，流動分離現(xiàn)象劇烈，導致升力系數(shù)陡然降低；之后，隨著迎角的繼續(xù)遞增，分離狀態(tài)的變化不再像之前那么明顯，升力系數(shù)僅有微小的降低。而對于Wing-B，其翼面分離流動的發(fā)展過程是漸進的。分離起始于翼根區(qū)域，并在逐步向翼尖方向擴展的過程中受到一定程度的抑制，外翼始終保持為附著流動；分離區(qū)域內(nèi)的旋渦結(jié)構(gòu)較為簡單，主要由一些尺度相對較大的湍流結(jié)構(gòu)支配，流動分離現(xiàn)象較為和緩。因而，Wing-B具有逐漸失速的特性，且分離始終發(fā)生在機翼內(nèi)側(cè)，有利于飛機的飛行安全。

圖5 不同迎角下機翼表面流線Fig.5 Wing surface streamlines at different angles of attack

圖6 不同迎角下機翼附近瞬時空間旋渦結(jié)構(gòu)分布Fig.6 Distribution of instantaneous spatial vortices around wings at different angles of attack

3.3 設計關聯(lián)性探討

在3.2節(jié)計算實例的基礎上進一步探討機翼增升狀態(tài)失速分離特性與干凈機翼及其各站位翼剖面失速特性的關聯(lián)性。采用混合方法在相同的計算條件下，針對兩副機翼干凈構(gòu)型進行計算，得到各自的升力特性曲線如圖7所示。

圖7 Wing-A和Wing-B干凈構(gòu)型升力系數(shù)曲線對比Fig.7 Comparison of lift coefficient curves for clean configuration of Wing-A and Wing-B

從圖7中可以看出，與增升構(gòu)型相比，干凈構(gòu)型失速迎角略有不同，這是由于襟翼設計的不同所導致的。但從整體來看，它們所表現(xiàn)出的失速特征基本一致。這充分表明，對于無縫翼增升構(gòu)型而言，后緣襟翼的設計和安裝僅會在一定程度上對失速迎角和分離特性產(chǎn)生定量的影響，其失速特征本質(zhì)上取決于基本翼的設計。

圖8分別給出了Wing-A和Wing-B干凈構(gòu)型4個控制剖面各自的失速迎角沿機翼展向的分布?？梢钥闯觯捎诹鲃尤S效應的影響，翼剖面失速迎角最小值與干凈構(gòu)型失速迎角在量值上存在明顯差異。但翼剖面失速迎角沿展向的分布規(guī)律能夠很好地反映出增升構(gòu)型翼面流動分離的起始位置以及之后的發(fā)展狀況。對于Wing-A，流動分離會從機翼中部開始，并且很容易向兩側(cè)擴展；對于Wing-B，初始分離位于機翼根部附近。

圖8 各剖面失速迎角沿機翼展向的分布Fig.8 Distribution of stall angle of attack along wingspan

由于剖面失速迎角沿機翼展向向外以較大梯度增加，流動分離向翼尖的發(fā)展會受到強烈抑制。設計時可以充分利用這一規(guī)律，通過具有不同幾何特征的基本翼型/多段翼型沿展向的合理設計和配置，有效調(diào)整不同控制剖面失速迎角的分布，使得翼面流動分離始發(fā)位置位于翼根區(qū)域。同時保證流動分離沿展向和弦向的發(fā)展均存在一定迎角梯次，確保增升構(gòu)型擁有較為和緩的失速特性。

4 結(jié) 論

艦載渦槳飛機增升設計中面臨的主要氣動問題之一就是如何保證飛機在起飛、著艦過程中，具備較為和緩的失速特性和充足的滾轉(zhuǎn)操縱性與穩(wěn)定性。這是影響艦載機安全性的關鍵問題，也是氣動設計中的技術難點之一。文章從流動機理的角度出發(fā)，剖析了失速條件下機翼翼面流動分離狀態(tài)和發(fā)展趨勢對失速特性的影響規(guī)律，并將三維增升構(gòu)型失速分離特征與干凈構(gòu)型及其各站位翼剖面的設計和配置相關聯(lián)，歸納總結(jié)出了幾點艦載渦槳飛機增升構(gòu)型失速和緩性及操縱安全性的設計原則。

1) 改善艦載渦槳飛機失速特性的關鍵是要對翼面流動分離的出現(xiàn)和發(fā)展進行有效控制。單獨依靠襟翼及縫道參數(shù)的調(diào)整只能定量改變翼面分離區(qū)域的大小，無法從根本上改變多段翼型的失速特性。因此，在多段翼型設計過程中，不能將基本翼型和后緣襟翼所起的作用孤立看待，應當進行兩者的綜合設計：即通過調(diào)整翼型前緣鈍度及前緣彎度影響翼面分離起始迎角；通過調(diào)整襟翼形狀和縫道參數(shù)影響分離發(fā)展程度。

2) 避免失速情況下機翼的始發(fā)分離位置出現(xiàn)在副翼區(qū)域，使飛機喪失滾轉(zhuǎn)操縱能力；設計時應通過基本翼型/多段翼型沿展向的合理設計和配置，有效調(diào)整不同控制剖面失速迎角的分布，使得翼面流動分離始發(fā)位置位于翼根區(qū)域，且保證分離沿展向和弦向逐漸發(fā)展。

3) 從全機安全使用的角度，飛機應當有一定的失速預警空間。設計時需要保證各機翼剖面失速迎角沿展向向外存在較大的梯次，使分離從始發(fā)位置發(fā)展到翼尖具有合適的迎角增量，以防止整個機翼同時失速和副翼操縱突然失效。