扇翼飞行器翼型附面层控制数值模拟

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1、航空学报ActaAerOnauticaetAstronauticaSinicaJun．252016V01．37No61781-1789ISSN1000—6893ON11—1929／Vhttp：／／hkxb．buaa．edu．cahkxb@buaa．edu．cn扇翼飞行器翼型附面层控制数值模拟杜思亮，芦志明，唐正飞*南京航空航天大学直升机旋翼动力学国家级重点实验室，南京210016摘要：基于扇翼飞行器翼型特殊的几何形状及流场特性．在原有翼型的弧形槽下方和后缘加装控制阀门，通过调节阀门开启及开启尺寸的大小，利用弧形槽低压涡所产生的吸力对翼型后缘的附面

2、层进行一定的控制，达到增升减阻的效果。通过采用计算流体力学的方法对其机理及阀门开启尺寸的影响进行了详细计算和分析，研究表明当阀门开启的尺寸为lOmm时，修改翼型的最大升力系数、失速迎角及相同迎角下的升力系数和推力系数均大于基本翼型；随着阀门开启尺寸的增大．修改翼型的最大升力系数和失速迎角均减小．但是在失速前，修改翼型在相同迎角下的升力系数大于基本翼型。此方法可以改变先前通过增大横流风扇的转速来提高其气动性能的做法，减小了能量的消耗，增大了整个飞行器的航程，为扇翼飞行器能够早日投入实际运用奠定了一定的理论基础。关键词：风扇翼；流动控制；增升减阻；航

3、程；偏心涡中图分类号：V211．3文献标识码：A文章编号：1000—6893(2016)06178l—09扇翼飞行器[11(见图1)自诞生以来，以其独特的机翼结构和气动原理吸引了国内外研究人员的关注。与常规机翼相比，其在机翼前缘位置加装了一个绕固定轴旋转的横流风扇，在旋转横流风扇的作用下，机翼前缘弧形槽内形成了～个稳定的涡流，该涡流能够产生类似于鸭翼+三角翼气动布局大迎角时的涡致升力D-3]，同时由于前缘弧形槽低压区的存在，使得整个机翼在来流方向的压差力表现为推力。在一定的迎角范围内，由于风扇叶片推动气流向机翼后缘排出，根据牛顿第三定律，气流为叶

4、片提供了向前的反推力，为此整个机翼在该方向的力为推力，从而使得扇翼飞行器的升推力都是由机翼提供。由于机翼所提供的推力大小有限，所以扇翼飞行器的飞行速度很慢。为了保证横流风扇转动时的叶片强度，大型扇翼飞行器的机翼南多段横流风扇组成(见图2)，本文提出的修改翼型方案可以替代部分机翼段。国外Peebles等¨。。。与英国帝国理工学院教授Graham"3合作，通过风洞试验的方法，研究了风扇翼飞行器的动力学、自转性能、升力、推力效率等，指出：风扇翼低速飞行时的效率高于直升机约35％，并且具有噪声小和结构简单等优点。伊朗科学技术大学的Askari[。¨]通过

5、试验和理论分析研究了风扇转速、雷诺数、飞行迎角和后缘小翼安装角对升力系数、阻力系数及功率的影响。除此之外，随着计算机和CFD发展水平的提高，Duddempudi等[12]基于CFD技术，研究分析了风扇翼飞行器复杂的流场，并提出了改善风扇翼飞行器性能和效率的方法。在2011年欧洲航空航天交流会上，英国学者Seyfang[13。¨o展示了双垂尾式布局风扇翼飞行器，使风扇翼飞行器飞行稳收稿日期：2015-12—15；退修El期：2015—12—28；录用El期：2016—04—05；网络出版时间：2016—04—0809：33网络出版地址：WWWcnk

6、inet／kcms／detail／111929V．20160408．0933．002html基金项目：中央高校基本科研业务费专项资金：江苏高校优势学科建设工程资助项目*通讯作者Tel．：025—84892620E—mail：tangI@nuaa．educn引用格武：杜思亮．芦志踌，唐正飞毫翼飞行器翼型附面晏控翻数值模拟[以航空学报，2016．37(6)：178l一1789DUSL．LUZM．TANGZFNumericalsimulationonboundarylayercontrolmethodoffanwingaircraftairfo避蕾．A

7、ctaAeronauticaetAstronauticaSinica，2016，37(6)：178，一1789航空学报dun．252016VoI．37No．6图l扇翼飞行器‘1]Fig．1Fanwingaircraft[1]图2扇翼无人飞行器左机翼段Fig．2I．eftwingsectionoffanwingunmannedaerialvehicle定性增强、飞行阻力减小，提高了飞行速度。同时介绍了风扇翼飞行器试验研究现状，包括风扇转速、翼型结构、叶片外形、叶片数量和叶片安装角等具体参数的最新研究结果。国内对风扇翼飞行器的研究相对较晚，尚无系统性

8、的研究。中国航空工业空气动力研究院的蒋甲利等n}181使用CFD软件对风扇翼外围流场进行了数值模拟，并开展了风洞吹风试验，先后进行了气动