飞机螺旋桨(图1)在发动机驱动下高速旋转，从而产生拉力，牵拉飞机向前飞行，这是人们的常识。但有人认为螺旋桨的拉力是由于螺旋桨旋转时桨叶把前面的空气吸入并向后排，用气流的反作用力拉动飞机向前飞行的，这种认识是不对的。

飞机的螺旋桨结构很特殊，如图2所示，单支桨叶为细长而又带有扭角的翼形叶片，桨叶的扭角(桨叶角)相当于飞机机翼的迎角，但桨叶角为桨尖与旋转平面呈平行逐步向桨根变化的扭角。

桨叶的剖面形状与机翼的剖面形状很相似，前桨面相当于机翼的上翼面，曲率较大，后桨面则相当于下翼面，曲率近乎平直，每支桨叶的前缘与发动机输出轴旋转方向一致，所以，飞机螺旋桨相当于一对竖直安装的机翼，如图3所示。

桨叶在高速旋转时，同时产生两个力：一个是牵拉桨叶向前的空气动力；一个是由桨叶扭角向后推动空气产生的反作用力。

从桨叶剖面图(图4)中可以看出桨叶的空气动力是如何产生的，由于前桨面与后桨面的曲率不一样，在桨叶旋转时，气流对曲率大的前桨面压力小，而对曲线近于平直的后桨面压力大，因此形成了前后桨面的压力差，从而产生一个向前拉桨叶的空气动力，这个力就是牵拉飞机向前飞行的动力。

另一个牵拉飞机的力，是由桨叶扭角向后推空气时产生的反作用力而得来的。桨叶与发动机轴呈直角安装，并有扭角，在桨叶旋转时靠桨叶扭角把前方的空气吸入，并给吸入的空气加一个向后推的力。与此同时，气流也给桨叶一个反作用力，这个反作用力也是牵拉飞机向前飞行的动力。

由桨叶异型曲面产生的空气动力与桨叶扭角向后推空气产生的反作用力是同时发生的，这两个力的合力就是牵拉飞机向前飞行的总空气动力。

早期飞机大多使用桨叶角固定不变的螺旋桨，它的结构简单，但不能适应飞行速度变化。现代的螺旋桨飞机多采用桨叶角可调的变距螺旋桨，如图5所示，这种螺旋桨可根据飞行需要调整桨叶角，提高螺旋桨的工作效率。

由于螺旋桨在旋转时，桨根和桨尖的圆周速度不同，为了保持桨叶各部分都处于最佳气动力状态，所以把桨根的桨叶角设计成最大，依次递减，桨尖的桨叶角最小。

工作状态的桨叶是一根处于受力状态的悬臂梁，为了增加桨根的强度，桨根的截面积设计为最大。

几何参数有以下几个。

（1）直径(d)。是影响螺旋桨性能的重要参数之一。一般情况下，直径增大拉力随之增大，效率随之提高。所以在结构允许的情况下尽量选直径较大的螺旋桨。此外还要考虑螺旋桨桨尖气流速度不应过大(0.7倍音速)，否则可能出现激波(音爆)，导致效率降低。

（2）桨叶数目(b)。可以认为螺旋桨的拉力系数和功率系数与桨叶数目成正比。超轻型飞机一般采用结构简单的双叶桨。只是在螺旋桨直径受到限制时，采用增加桨叶数目的方法使螺旋桨与发动机获得良好的配合。

（3）实度(σ)。桨叶面积与螺旋桨旋转面积(πr²)的比值。它的影响与桨叶数目的影响相似，随实度增加拉力系数和功率系数增大。

（4）桨叶角(β)。桨叶角随半径变化，其变化规律是影响桨工作性能最主要的因素。习惯上以70%直径处桨叶角值为该桨桨叶角的名称值。

（5）螺距。它是桨叶角的另一种表示方法。

（6）几何螺距(h)。桨叶剖面迎角为零时，桨叶旋转一周所前进的距离。它反映了桨叶角的大小，更直接指出螺旋桨的工作特性。桨叶各剖面的几何螺距可能是不相等的。习惯上以70%直径处的几何螺距做名称值。国外可按照直径和螺距订购螺旋桨。如64/34，表示该桨直径为60in，几何螺距为34in。

（7）实际螺距(h_g)。桨叶旋转一周飞机所前进的距离。可用h_g=v/n计算螺旋桨的实际螺距值。可按h=(1.1～1.3)h_g粗略估计该机所用螺旋桨几何螺距的数值。

（8）理论螺距(h_t)。设计螺旋桨时必须考虑空气流过螺旋桨时速度增加，流过螺旋桨旋转平面的气流速度大于飞行速度。因而螺旋桨相对空气而言所前进的距离u2014u2014理论螺距将大于实际螺距。

此前动态水密试验多采用飞机发动机直接驱动，操作人员在驾驶室内调节螺旋桨转速。如图7所示。

这种方式由于人为调节，转速很难稳定，造成风速波动；驾驶室会对风流形成遮挡，导致风速下降；航空燃料较难购买并且价格昂贵。

鉴于采用航空发动机的一系列弊端，可采用变频电机作为动力源。采用变频器调节转速，可以将转速稳定在任意设定值，也可以改变频率形成波动变化值；电机装在迎风侧且截面积较小，不会对风流形成很大遮挡；电力清洁无污染，价格便宜，螺旋桨安装见图8。