桨盘后被螺旋桨搅扰过的一股气流。滑流不仅轴向流速较远方的来流速度为大，而且还有一定的回转运动。它的流线是螺旋状的。由于滑流中的流速较大，浸没在滑流里的那一段机翼的升力比它在无滑流情况下的升力为大。滑流还引起尾翼区气流速度大小和方向的变化，从而影响作用在尾翼上的气动力。

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。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。

螺旋桨通过向后加速大量的空气而产生推力，并且(特别是对于安装在机翼上的发动机)这个气流流过机翼面积的相当大一部分。在螺旋桨驱动的飞机上，机翼产生的升力是机翼面积不在螺旋桨气流中所产生的升力(飞机运行速度的结果)和机翼面积受螺旋桨滑流影响所产生的升力之和。冈而，通过增加或降低滑流的速度，在不改变空速的条件下增加或降低机翼总升力是可能的。

例如，允许以很低高度和很慢速度进行进近的螺旋桨驱动的飞机．它对功率的快速增加有非常灵敏的响应，因而可以摆脱这种危险状况。除了在恒定空速下升力增加之外，有动力的失速速度也降低了。另一方面，喷气发动机也是通过向后加速大量空气产生推力的，但是这个气流没有流过机翼。因而，在恒定的空速条件下，增加功率的时候没有增加额外升力，并且没有明显地降低有动力失速的速度。

在没有螺旋桨的条件下，喷气动力飞机缺少两个优势。

1、不可能只通过增加功率来及时地产生更大的升力。

2、不可能只通过增加功率来降低失速速度。失去了10 kn空速余度(近似为螺旋桨动力飞机在一定构型时无动力失速速度和有动力失速速度的差值)。

加上喷气发动机的慢加速响应特性，喷气式飞机飞行员很明显地比螺旋桨飞机飞行员在三个方面的情况更坏。由于这些原因，活塞发动机飞机和喷气式飞机在进近品质方面有明显的不同。对于活塞发动机飞机而言，还有一些纠错的空间。速度不是太关键．并且快速增加功率可以防止下降率不断增加。而对于喷气式飞机，则几乎没有纠错的空间。

如果喷气式飞机的下降率不断增加，那么飞行员必须按正确的顺序记住两点。

(1)只能通过加速机翼上的气流来增加升力，这只能通过加速整个飞机才能实现。

(2)假设不能降低高度，那么只能通过快速增加推力来加速飞机，在这里，喷气发动机的慢加速(可能长达8 s)特性变成一个制约因素。

纠正喷气式飞机进近时的下降率增加可能是一个非常困难的机动。喷气式飞机缺乏快速产生升力的能力以及发动机的慢加速特性，使得在飞越跑道入口之前，必须保持完全的着陆构型、恒定的空速、受控的下降率和相对高的功率设定进行稳定的进近着陆。这就允许在对进近速度或下降率作微小改变时，发动机几乎可以立即响应，并且在必要时立即执行复飞成为可能。