临近空间低速飞行器螺旋桨技术杜绵银，陈培，李广佳，周波(中国航天空气动力技术研究院，北京 100074)摘要：临近空间飞行器因其显著特点和潜在的军、民两用价值而成为当前各国研究的热点。
螺旋桨推进是低速临近空间飞行器的主要推进动力方式。
本文介绍了临近空间发展、螺旋桨的发展及其在低速临近空间飞行器特别是高空飞艇及高空太阳能无人机上的应用，分析了低速临近空间飞行器螺旋桨设计、试验、制造的技术特点及技术难点。
关键词：临近空间；螺旋桨；平流层飞艇；高空长航时无人机引言未来战争是空天地海电磁五位一体的体系对抗，空天是重要的战略制高点，图1显示了各个高度范围人类研制和构想的各种空天飞行器。
距地面20km以下的范围是传统航空器主要活动区域，100km以上的太空则是航天器的运行空间。
而介于两者之间即20~100km的临近空间，该空域大气稀薄、气象活动较弱包括了大气层中对流层顶、平流层、中间层和热层下边界，由于技术和认识上的原因，长期以来是一个相对独立的“和平地带”，各国均未给予太多关注。
目前，随着航空航天技术的统一和融合，临近空间作为一个新兴的技术领域，其重要的战略价值日益受到世界各国的高度重视。
美国、俄罗斯、欧洲、韩国、英国、日本、以色列等国家纷纷投入大量的经费，积极开展临近空间飞行器的技术与应用研究。
但从发展总体水平上看，国外临近空间飞行器技术仍处于关键技术攻关与演示验证阶段，要获得较高的军用价值仍需实现关键技术上的突破[1]。
图1 空间飞行器概念示意图临近空间飞行器特指能在近空间作持续飞行并完成一定使命的飞行器，具有突防能力强生存力高和应用范围广的特点，能执行快速远程投放、侦察、监视、预警、通信中继、导航和信息干扰等诸多任务[2-3]。
按飞行速度，临近空间飞行器可分为高速飞行器和低速飞行器两类。
临近空间高速飞行器又可分为超声速和高超声速飞行器，飞行高度涵盖20~100km，一般以火箭或吸气式发动机为动力，主要包括超声速飞机和巡航导弹，高超声速巡航导弹、高超声速滑翔导弹和可重复使用的空天飞行器等，如美国的X-43A（图2）。
临近空间低速飞行器主要包括高空气球、平流层飞艇（图3）和高空长航时无人机（图4）等，飞行高度约20~30km，飞行速度为低速和亚声速。
图2 X-43A图3 洛马公司的高空飞艇想象图图4探路者高空长航时无人机高空气球由于没有动力装置，易受风力影响，无法实现定点和机动，其应用价值有限。
平流层飞艇和高空长航时无人机大多以太阳能电池和燃料电池提供能源，驱动螺旋桨产生推力来克服空气阻力。
与传统飞机相比，留空时间长，覆盖范围广，制造和运行维护费用低；与卫星相比, 由于临近空间飞行器运行高度低,容易实现高分辨率对地观测，制造成本低，发射设施和地面支持设备要求也比较低，大部分部件和有效载荷可回收重复使用，因此效费比高。
由于临近空间环境低密度空气等各种因素影响，常规推进系统的效率会显著降低，根据当前国际上推进系统的发展水平，以及临近空间飞行器的长时间滞空停留和太阳能利用等多方面要素的综合考虑，螺旋桨仍然是低速临近空间飞行器的主要推进动力方式。
1 螺旋桨概述早期的飞机基本是依靠机身前端的螺旋桨旋转产生的牵引力而向前运动，因此飞机飞行速度低，直至喷气发动机的出现。
喷气发动机是把吸入的空气压缩，再与燃料混合燃烧，形成高温高压气体并向后喷出，产生强大的推动力，大大提高飞机飞行速度。
喷气式飞机的油耗比较高，制造复杂；但是，在许多不需要高速飞行的工作中，螺旋桨飞机仍然具有一定的优势并发挥着重要的作用，如执行喷洒农药、森林防火等任务。
另外，涡轮螺旋桨飞机在较短途的飞行中具有更低油耗，庞巴迪的多个支线机、C130J、A400M及多个国家的运输机也都采用的是涡轮螺旋桨技术。
图5 螺旋桨示意图图6 A400M运输机临近空间技术的研制中，螺旋桨质量轻、驱动低速飞行的高效性能，能够满足飞艇、无人机等低速临近空间飞行器高空长航时飞行对动力推进系统的需求，这也就成为目前国内外高空飞艇、高空长航时无人机推进装置设计时一般采用螺旋桨作为推进器的主要原因[4~9]。
例如，由DARPA 提出的“海象”飞艇是一种“混合”式飞行器，采用轻于空气的浮空器与推进系统共同提供飞行升力，于2005年1月，洛克希德·马丁公司进行了缩比尺寸的“海象”验证艇(命名为P-791)飞行试验，该验证飞艇大约有120ft长，约为“海象”要求尺寸的1／4，有2个融合艇体、4个螺旋桨，螺旋桨位于艇体两侧及艇体后部。
2008年8月，英国研制的“西风”高空远程太阳能无人机采用超轻型碳纤维制造机身，重量只有50kg，翼展达到22.5m，飞行时间达到82小时37分钟。
“太阳神”高空长航时太阳能无人机也采用大展弦比机翼，分布式螺旋桨推进系统方式，安装有多达14个螺旋桨。
如上述诸例，在高度30km左右的临近空间，低速或静止的飞艇采用电动螺旋桨产生推力的可行性已得到飞行验证，但随高度上升大气环境变化，电动螺旋桨可能会力不从心，这有待于进一步研究。
就临近空间飞行器电动螺旋桨而言，亟待突破的技术主要是先进电机的设计和高空低雷诺数下螺旋桨的设计，螺旋桨的设计又包括桨距、直径以及桨的数目确定等内容。
目前，临近空间飞行器螺旋桨可取定距和变距两大类方式，两类各有优缺点。
定距螺旋桨只能在选定的速度范围内效率较高。
变距螺旋桨，即通过控制装置改变螺旋桨的桨距，使得在较宽的速度范围内具有较高的效率。
但变距螺旋桨结构复杂，机构重量较大，这并不利于低速临近空间飞行器控制重量的要求。
为减少可动部件，长航时太阳能无人机大多采用定矩螺旋桨，也有无人机如“秃鹰”无人机，则应用了三叶片变桨距螺旋桨。
高空飞艇采用的变距螺旋桨较多，以获得较高的效率。
相对传统螺旋桨，变直径螺旋桨和双螺旋桨系统是正在研究新概念螺旋桨。
变直径螺旋桨可以通过增加螺旋桨的直径来保持推力不变。
变直径螺旋桨主要用于倾转旋翼飞行器的垂直起降。
目前螺旋桨直径能够延长30%。
变直径螺旋桨技术还处于早期发展阶段。
双螺旋桨系统则采用两套大小不同、相互独立的螺旋桨。
小螺旋桨针对低空运行设计，大螺旋桨针对高空运行设计，通过离合器使螺旋桨与驱动轴实现啮合和脱离以保证推进系统具有较高的效率。
双桨系统的缺陷是增加了额外的重量，控制系统设计比单桨更为复杂。
复杂而特殊的环境特性，是形成螺旋桨设计技术难点的主要原因之一。
低速临近空间飞行器升降过程高度变化范围从地面到20km或更高的空间，大气密度变化大，雷诺数较低，螺旋桨雷诺数约105～5×106，高、低空气动特性、可用推力和功率都发生很大变化。
20km左右的平流层空气密度约海平面处的1/14，压强约1/18，呈高空低雷诺数效应。
由此，普通螺旋桨翼型在小攻角下可能出现图7所示的层流分离。
升力系数随攻角增大缓慢增加并出现静态滞回，而阻力系数迅速增大，导致螺旋桨气动效率严重下降。
同时，为了弥补平流层大气密度降低引起的螺旋桨推力和功率损失，保证推进系统有足够的抗风和推进能力，高空螺旋桨直径和转速都比较大，而高空声速比地面又有所降低，导致叶尖局部马赫数较高甚至出现激波，进一步加剧了气流分离损失。
因而要求螺旋桨具有良好的适应性。
目前对这类低雷诺数、高亚声速流动的研究还不多。
另外，临近空间飞行器螺旋桨，其直径大、相对厚度薄、截面扭角较大、轻质高强、良好的抗疲劳性能和抗辐射性能，这对结构、材料以及相应的制造技术也提出了更高要求。
图7 层流分离2 螺旋桨的布局常规飞艇推进器的布局方案有尾部推进、两侧推进、两侧和尾部同时推进三种[10-11]。
尾部推进的优点是：直接力的作用点远离飞行器的重心，操纵效率高，艇身层流区域大摩阻低，同时由于尾桨对艇体后部分离气体的吸附作用，降低了压阻；缺点是偏航控制力矩不足。
两侧推进方案，推进装置距离重心的距离也较远，可以提供较大的偏航力矩，另外，通过改变螺旋桨的转速差也可实现飞艇倾斜或者偏航控制，这种方案机动性强，但总体耗能高，发动机的位置过于靠外，需要有刚性的支撑构架。
两侧和尾部同时推进方案结合了以上前两者的优点，尾部推进器的功率约占总推进功率的70％，两侧主要提供操纵力矩。
高空太阳能无人机一般采用大展弦比机翼，分布式螺旋桨推进系统方式。
螺旋桨伸出机翼前缘，性能不会受到机翼干扰影响，但螺旋桨的滑流效应对机翼具有一定的影响。
3 螺旋桨气动设计及性能分析高空低密度和低雷诺数螺旋桨翼型绕流雷诺数较低且马赫数较高，大跨度飞行高度内风速变化大导致螺旋桨工作迎角变化很大，因此，应该采用低雷诺数高亚声速高升力翼型，且在较大的迎角范围内都有较好的升阻特性，失速特性缓和。
目前大多数可选用的常规翼型都是为了满足高雷诺数（>107）而设计的，它们的最大升力系数普遍偏低，航时因子不高，特别是在低Re数（约106）下这些翼型将出现层流分离泡，严重影响气动性能。
适用于临近空间飞行器螺旋桨低密度、低雷诺数、高马赫数、大跨飞高的高升力翼型，以及临近空间飞行器螺旋桨翼型设计的重点是尽量保持翼型前缘处为附着流，抑制层流分离泡的产生和推迟分离。
对比LNV109A、Eppler族和S1223低雷诺数高升力翼型发现，类Stratford凹压力分布和后缘加载设计是实现高升力和失速平缓的关键[12]。
总的来说，高空低空气密度和低雷诺数螺旋桨构型和设计的相关研究基础不是很多。
因此开展该领域的关键技术攻关很有必要性。
临近空间飞行器螺旋桨的设计目标是：满足功率和推力需求的前提下，尽可能质量轻、效率高、振动小、噪声低，并有一定结构安全余度（裕度？）。
螺旋桨设计的两个主要因素：直径和转速。
其中，转速取决于桨尖马赫数，而传统设计中，桨尖马赫数一般不大于0.75，以避免桨尖激波的产生从而降低螺旋桨的气动特性。
图8给出了高度24.5km下转速与直径的关系[13]。
图8 转速与直径的关系螺旋桨气动设计方法主要有两种：一种是气动设计参数综合分析方法；另一种是优化设计方法。
目前主要采用气动设计参数综合分析方法，该方法以满足设计指标为目的，运用性能分析软件和风洞试验对翼型的选择及配置、桨叶扭转角、桨尖形状等桨叶气动设计参数进行参数敏感性分析，并通过综合分析处理，最后得到能满足设计指标要求的初步设计方案。
优化设计方法则以达到最佳目标为目的，目标函数可选取不同的设计目标的综合指标，设计变量为沿桨叶展向变化的剖面弦长、相对厚度和几何扭角，约束条件包括结构约束和性能约束，初始值可根据设计经验给出，优化方法根据数学模型的特点选取。
另外，螺旋桨气动设计方案还要根据模型试验和试飞验证反复修正才能最终确定。
螺旋桨性能分析方法包括工程方法、CFD方法和性能试验三种。
工程方法主要包括叶素理论、动量理论和涡流理论等。
叶素理论把桨叶分为许多独立的微段（叶素），将叶素视为二维翼型，每个叶素上的气动力和力矩积分可得到桨叶的气动力和力矩。