杜思亮， 蘆志明， 唐正飛

南京航空航天大學(xué) 直升機旋翼動力學(xué)國家級重點實驗室， 南京　210016

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扇翼飛行器翼型附面層控制數(shù)值模擬

杜思亮， 蘆志明， 唐正飛*

南京航空航天大學(xué) 直升機旋翼動力學(xué)國家級重點實驗室， 南京210016

基于扇翼飛行器翼型特殊的幾何形狀及流場特性，在原有翼型的弧形槽下方和后緣加裝控制閥門，通過調(diào)節(jié)閥門開啟及開啟尺寸的大小，利用弧形槽低壓渦所產(chǎn)生的吸力對翼型后緣的附面層進(jìn)行一定的控制，達(dá)到增升減阻的效果。通過采用計算流體力學(xué)的方法對其機理及閥門開啟尺寸的影響進(jìn)行了詳細(xì)計算和分析，研究表明當(dāng)閥門開啟的尺寸為10 mm時，修改翼型的最大升力系數(shù)、失速迎角及相同迎角下的升力系數(shù)和推力系數(shù)均大于基本翼型; 隨著閥門開啟尺寸的增大，修改翼型的最大升力系數(shù)和失速迎角均減小，但是在失速前，修改翼型在相同迎角下的升力系數(shù)大于基本翼型。此方法可以改變先前通過增大橫流風(fēng)扇的轉(zhuǎn)速來提高其氣動性能的做法，減小了能量的消耗，增大了整個飛行器的航程，為扇翼飛行器能夠早日投入實際運用奠定了一定的理論基礎(chǔ)。

風(fēng)扇翼； 流動控制； 增升減阻； 航程； 偏心渦

扇翼飛行器[1](見圖1)自誕生以來，以其獨特的機翼結(jié)構(gòu)和氣動原理吸引了國內(nèi)外研究人員的關(guān)注。與常規(guī)機翼相比，其在機翼前緣位置加裝了一個繞固定軸旋轉(zhuǎn)的橫流風(fēng)扇，在旋轉(zhuǎn)橫流風(fēng)扇的作用下，機翼前緣弧形槽內(nèi)形成了一個穩(wěn)定的渦流，該渦流能夠產(chǎn)生類似于鴨翼+三角翼氣動布局大迎角時的渦致升力[2-3]，同時由于前緣弧形槽低壓區(qū)的存在，使得整個機翼在來流方向的壓差力表現(xiàn)為推力。在一定的迎角范圍內(nèi)，由于風(fēng)扇葉片推動氣流向機翼后緣排出，根據(jù)牛頓第三定律，氣流為葉片提供了向前的反推力，為此整個機翼在該方向的力為推力，從而使得扇翼飛行器的升推力都是由機翼提供。由于機翼所提供的推力大小有限，所以扇翼飛行器的飛行速度很慢。為了保證橫流風(fēng)扇轉(zhuǎn)動時的葉片強度，大型扇翼飛行器的機翼由多段橫流風(fēng)扇組成(見圖2)，本文提出的修改翼型方案可以替代部分機翼段。

圖1　扇翼飛行器[1]Fig.1　Fanwing aircraft [1]

國外Peebles等[4-7]與英國帝國理工學(xué)院教授Graham[8]合作，通過風(fēng)洞試驗的方法，研究了風(fēng)扇翼飛行器的動力學(xué)、自轉(zhuǎn)性能、升力、推力效率等，指出：風(fēng)扇翼低速飛行時的效率高于直升機約35%，并且具有噪聲小和結(jié)構(gòu)簡單等優(yōu)點。伊朗科學(xué)技術(shù)大學(xué)的Askari[9-11]通過試驗和理論分析研究了風(fēng)扇轉(zhuǎn)速、雷諾數(shù)、飛行迎角和后緣小翼安裝角對升力系數(shù)、阻力系數(shù)及功率的影響。除此之外，隨著計算機和CFD發(fā)展水平的提高，Duddempudi等[12]基于CFD技術(shù)，研究分析了風(fēng)扇翼飛行器復(fù)雜的流場，并提出了改善風(fēng)扇翼飛行器性能和效率的方法。在2011年歐洲航空航天交流會上，英國學(xué)者Seyfang[13-14]展示了雙垂尾式布局風(fēng)扇翼飛行器，使風(fēng)扇翼飛行器飛行穩(wěn)定性增強、飛行阻力減小，提高了飛行速度。同時介紹了風(fēng)扇翼飛行器試驗研究現(xiàn)狀，包括風(fēng)扇轉(zhuǎn)速、翼型結(jié)構(gòu)、葉片外形、葉片數(shù)量和葉片安裝角等具體參數(shù)的最新研究結(jié)果。

國內(nèi)對風(fēng)扇翼飛行器的研究相對較晚，尚無系統(tǒng)性的研究。中國航空工業(yè)空氣動力研究院的蔣甲利等[15-18]使用CFD軟件對風(fēng)扇翼外圍流場進(jìn)行了數(shù)值模擬，并開展了風(fēng)洞吹風(fēng)試驗，先后進(jìn)行了氣動力測量和粒子圖像測速(PIV)試驗，對風(fēng)扇翼整體氣動布局與部分設(shè)計參數(shù)做了初步探索。南京航空航天大學(xué)的吳浩東[19]對風(fēng)扇翼的工作機理、設(shè)計參數(shù)和內(nèi)部偏心渦特性進(jìn)行了理論研究，模擬了風(fēng)扇翼內(nèi)部渦量的變化，并通過廣義Kutta-Joukowski定理解釋了風(fēng)扇翼高升力的原因。此外，南京航空航天大學(xué)的王仁華等[20-22]研究了不同飛行迎角對風(fēng)扇翼氣動特性的影響，通過對風(fēng)扇翼飛行原理的分析，對風(fēng)扇翼飛行控制領(lǐng)域開展了一些基礎(chǔ)工作。

目前國內(nèi)外主要通過提高橫流風(fēng)扇的轉(zhuǎn)速來增大扇翼飛行器的升推力，但是這樣會消耗大量的能量，而且還會產(chǎn)生很大的噪聲，進(jìn)而限制了該飛行器的航程和飛行范圍。為了能夠很好地解決這一問題，本文對原有的扇翼翼型進(jìn)行修改，利用前緣弧形槽低壓渦所產(chǎn)生的吸力對翼型后緣的附面層進(jìn)行控制，達(dá)到增升減阻的效果，可以替代部分風(fēng)扇翼飛行器機翼，提高該飛行器的飛行性能。

1　計算模型

本文所使用的扇翼飛行器基本機翼模型如圖3 所示。根據(jù)其特殊的幾何形狀及流場特性，對基本翼型的幾何形狀進(jìn)行了相應(yīng)的修改，利用前緣弧形槽內(nèi)旋轉(zhuǎn)的橫流風(fēng)扇所產(chǎn)生的低壓渦為其后緣面的附面層注入一定的能量，延緩氣流分離的發(fā)生，改善該飛行器大攻角時的氣動性能，同時縮小其氣動中心的變化范圍，使其具有良好的穩(wěn)定性和操縱性。

為了模擬基本翼型和修改后翼型的流場特性及主要的氣動參數(shù)，需要建立合適的幾何模型。圖4為扇翼飛行器機翼的基本翼型，其與早期研究所使用的翼型幾何形狀相比并沒有發(fā)生太大的變化,只是所使用的橫流風(fēng)扇葉片的截面形狀有所不同。其中基本翼型的幾何參數(shù)主要有弦長L、前緣開口角Ψ、葉片安裝角Φ、后緣夾角θ以及弧形槽半徑R，如表1所示。

圖3　扇翼飛行器機翼模型Fig.3　Model of fanwing aircraft wing

圖4　基本翼型Fig.4　Basic airfoil

ParameterValueChord/mm561Radius/mm154Leadingedgeopeningangle/(°)24Trailingangle/(°)18Angleofincidence/(°)36．5

圖5所示的翼型是在基本翼型的基礎(chǔ)上修改而來的能夠?qū)缶壝娓矫鎸舆M(jìn)行控制的翼型截面形狀，與基本翼型相比，其主要區(qū)別是在后緣面和弧形槽位置分別開槽，并且可以通過閥門來調(diào)節(jié)槽口的開啟及開啟尺寸。閥門開啟后可以使弧形槽內(nèi)的漩渦流作用到后緣面有可能發(fā)生分離的氣流，以便利用漩渦流大壓力梯度的特性，為后緣面附面層注入一定的能量。L1和L2分別為翼型后緣面和弧形槽內(nèi)開槽的垂向尺寸，其中L2取固定值4 mm，L1分別取10 mm、20 mm和30 mm。

圖5　修改后的翼型Fig.5　Modified airfoil

2　網(wǎng)格劃分

本文所使用的網(wǎng)格為非結(jié)構(gòu)滑移網(wǎng)格，滑移網(wǎng)格將整個流場劃分為兩部分。一部分隨著葉片一起旋轉(zhuǎn)，另一部分則靜止不動。同時為了能夠更加精確地捕捉翼型周圍流場的細(xì)節(jié)，對翼型周圍的網(wǎng)格進(jìn)行了加密處理。本文使用重整化群 (Renormalization-group, RNG)k-ε湍流模型，該湍流模型能夠有效地處理旋轉(zhuǎn)部件對整個流場的影響。橫流風(fēng)扇作為風(fēng)扇翼翼型的主要組成部分，對其流場起著主導(dǎo)型的影響，因此本文選取該湍流模型進(jìn)行數(shù)值模擬。對于壓力與速度的耦合采用求解壓力耦合方程組的半隱式方程(Semi-Implicit Method for Pressure-Linked Equations， SIMPLE)算法。對流項采用2階迎風(fēng)格式進(jìn)行離散。對整個流場采用非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格的有限體積法進(jìn)行計算。對于翼型壁面采用無滑移邊界條件。整個流場的邊界條件和計算域如圖6所示，定義速度入口邊界條件V，壓力出口邊界條件p。事實上真實的計算域要比圖中所顯示的大得多，此處只是為了能夠清楚地看到翼型的內(nèi)部計算區(qū)域。對于旋轉(zhuǎn)的橫流風(fēng)扇葉片采用滑移網(wǎng)格進(jìn)行處理，葉片被兩個同心圓所包圍，其內(nèi)部的網(wǎng)格單元隨葉片一起旋轉(zhuǎn)，內(nèi)部的網(wǎng)格單元通過兩個同心的交接面與相鄰的靜止單元進(jìn)行流場信息的交換。本文以Navier-Stokes方程為主控方程，結(jié)合滑移網(wǎng)格技術(shù)，建立了一套適合于風(fēng)扇翼氣動特性研究的計算模型，應(yīng)用CFD方法和商業(yè)軟件FLUENT進(jìn)行風(fēng)扇翼氣動特性數(shù)值模擬計算。

圖6　計算域和邊界條件Fig.6　Computational domain and boundary conditions

3　計算結(jié)果

3.1算例驗證

南京航空航天大學(xué)的邸南思等對扇翼機翼進(jìn)行了風(fēng)洞試驗[23-26]，完成了扇翼機翼在不同工況下氣動力的測量。為了驗證本文所采用數(shù)值方法的有效性，本節(jié)選取來流速度為10 m/s，迎角α=0°，橫流風(fēng)扇轉(zhuǎn)速n=400～1 200 r/min,將扇翼機翼的升力系數(shù)CL和推力系數(shù)CT的試驗值與本文數(shù)值計算結(jié)果進(jìn)行了對比，如圖7所示，從圖中可以看出隨轉(zhuǎn)速增加，升力系數(shù)和推力系數(shù)逐漸增加，且計算結(jié)果與試驗結(jié)果趨勢吻合較好。

圖7　升力系數(shù)和推力系數(shù)的試驗值和計算值對比Fig.7　Comparison of test and numerical values of lift and thrust coefficients

3.2基本翼型與修改翼型的流場及氣動特性對比

本文在來流為10 m/s，橫流風(fēng)扇轉(zhuǎn)速為3 000 r/min 的情況下，對兩種翼型不同迎角下的流場及氣動特性進(jìn)行數(shù)值計算和分析。圖8和圖9 分別為兩種翼型在迎角為4°時所對應(yīng)的速度矢量圖和壓力云圖。

在兩種翼型的前緣弧形槽內(nèi)同樣能夠觀察到與橫流風(fēng)扇數(shù)值模擬和試驗所出現(xiàn)的偏心渦相似的渦結(jié)構(gòu)。該渦能夠產(chǎn)生相當(dāng)大的速度梯度，由牛頓黏性定律可知切應(yīng)力正比于速度梯度，因此在橫流風(fēng)扇內(nèi)部，渦產(chǎn)生的能量絕大部分被耗散，只有少部分用于產(chǎn)生增升所需的壓力梯度。從圖9 基本翼型的靜壓云圖中可以看到前緣弧形槽表面的靜壓很小，這主要是因為弧形槽表面的氣流在高速旋轉(zhuǎn)橫流風(fēng)扇的帶動下具有很大的速度，因此其靜壓很小，由附面層理論可知在附面層內(nèi)沿物面的法線方向壓力基本保持不變，弧形槽表面的靜壓也很小，其相對壓力的值為負(fù)，因此稱之為吸力，圖10所示的兩種翼型的靜壓分布曲線(α=4°)也可以說明這一點。這樣在閥門開啟的情況下，修改翼型后緣槽口的氣流在該吸力的作用下流入后緣的腔體內(nèi)，在后緣腔體和弧形槽連接處氣流分為兩部分，一部分仍然在腔體內(nèi)流動，形成了一個類似于死水的漩渦結(jié)構(gòu)；另一部分流入了前緣弧形槽內(nèi)，隨橫流風(fēng)扇葉片一起旋轉(zhuǎn)。

圖8　兩種翼型的速度矢量圖Fig.8　Velocity vector diagram of two kinds of airfoil

圖9　兩種翼型的壓力云圖Fig.9　Pressure contour of two kinds of airfoil

修改翼型的靜止壁面被分成了翼型A和翼型B兩部分，其分別為弧形槽的下半部分和上半部分。從圖10中修改翼型的靜壓分布曲線可以看出整個翼型的升力主要還是由前緣弧形槽所產(chǎn)生。與基本翼型相比，翼型A弧形槽的吸力分布不再平坦，而是在氣流的進(jìn)口附近出現(xiàn)了一個吸力峰，但是翼型B弧形槽的吸力分布依然是平坦的，這主要是因為腔體內(nèi)的氣流沿橫流風(fēng)扇的旋轉(zhuǎn)方向首先注入進(jìn)口附近位于翼型A的弧形槽，從而使得進(jìn)口附近的氣流加速，靜壓也進(jìn)一步減小。隨著橫流風(fēng)扇葉片的旋轉(zhuǎn)，進(jìn)口氣流注入的能量被均勻化，因此翼型B弧形槽表面的氣流速度分布基本均勻。

圖10　兩種翼型的靜壓分布曲線Fig.10　Static pressure distribution curves of two kinds of airfoil

如圖11所示，與基本翼型相比，前緣弧形槽表面的氣流速度整體增加，吸力也整體增大。而兩種翼型下表面的靜壓分布基本相同，只是翼型A部分的后緣上表面在進(jìn)口氣流的沖擊下出現(xiàn)了一個壓力峰值，這部分的壓力分布對整個翼型的升力分布是不利的，因此應(yīng)該盡量減小這部分氣流的沖擊?？傮w來說修改翼型對壓力分布圖的大致形狀影響不是很大，而是局部地提高了吸力的大小，進(jìn)而使得翼型的整體升力增大。

圖11　三種翼型的靜壓分布對比Fig.11　Comparison of static pressure distribution of three kinds of airfoil

隨著迎角的增大，翼型后緣開始發(fā)生氣流分離，并且分離的區(qū)域逐漸擴大。分離流的范圍及強度不但會影響機翼自身的操穩(wěn)特性及大迎角的機動性，而且還會對采用正常布局型式飛行器的水平尾翼的設(shè)計造成一定的影響，因此延緩氣流分離的發(fā)生變得十分重要。現(xiàn)今渦流發(fā)生器及吹氣的方法已經(jīng)廣泛應(yīng)用于航空工業(yè)，其原理均不外乎是為后緣面的附面層注入一定的能量，改變其原有的附面層內(nèi)的速度分布，使得翼型表面的流體微團受到更大的切應(yīng)力，從而不易發(fā)生分離。本文的修改翼型采用同樣的原理，不同的是此處的翼型不需要附加額外的裝置去專門為附面層注入能量，而是利用其所特有的流場特性，通過開槽添加閥門的方式對基本翼型進(jìn)行修改，其原理如圖12所示。這樣不但有效地減小了飛行器的重量，而且提高了自身的可靠性。

圖12　修改翼型附面層控制原理Fig.12　Control principle of boundary layer of modified airfoil

然而當(dāng)迎角較小時，對于基本翼型而言，在開槽的位置處并沒有發(fā)生分離，分離也許是在其后的某一點產(chǎn)生，此時修改翼型并沒有對分離流起到直接的吸附作用，而是通過對分離前氣流的加速來間接地延緩氣流分離，但是對于修改翼型而言，開槽點以后沒有壁面，因而也就沒有所謂的延緩開槽點以后的氣流分離的說法。此時正壓力梯度的作用僅僅只是加速了上表面氣流的速度，因此相對于基本翼型而言所產(chǎn)生的升力的增量也都是由速度的增加造成的。隨著迎角的逐漸增大，氣流分離可能會在開槽點以前發(fā)生，這樣作用在附面層上的正壓力梯度不僅可以加速上表面的氣流，同時也可以使得分離點向后移動，其升力的增量明顯大于小迎角時的升力增量，如圖13 所示，升力的增量隨著迎角的增大而增大，總體來說修改翼型的升力線斜率增大，失速迎角也增大，這不但有利于風(fēng)扇翼飛行器的起飛著陸性能而且還有利于其大迎角時的機動性和操穩(wěn)特性。

通過前面的靜壓分布曲線可以看到位于翼型B的前緣弧形槽具有較大的吸力，這就使得翼型的壓差阻力表現(xiàn)為正值，但是弧形槽的其他阻力(摩擦阻力、誘導(dǎo)阻力)依然為負(fù)值。在小迎角時弧形槽的壓差阻力在來流方向的投影比較大，加上橫流風(fēng)扇葉片向后排氣所獲得的反推力，兩者加起來使得翼型具有較大的推力，這也是風(fēng)扇翼飛行器機翼有別于常規(guī)機翼的另一個比較特別的氣動特性。隨著迎角的增大，壓差阻力在來流方向的投影逐漸變小，同時葉片向后排氣的反推力由于氣流分離的原因也隨之變小，摩擦阻力和誘導(dǎo)阻力占主導(dǎo)地位，翼型的推力隨著迎角的增大進(jìn)一步減小，最后當(dāng)迎角達(dá)到一定值時，推力的值變?yōu)樨?fù)值。對于修改翼型而言，壓差阻力的效果更為明顯，因為正壓力梯度的吸力延緩了氣流分離的發(fā)生，而其作用在大迎角時更為顯著。從圖14中可以看到在迎角為0°～25°時，隨著迎角的增大，其增量逐漸變小。在25°以后發(fā)生了轉(zhuǎn)折，其增量開始出現(xiàn)一個局部的小峰值，對于這一變化，主要是由于分離點隨著迎角的增大而前移所造成的。在25°以前分離點位于槽口以后，在這一迎角范圍內(nèi)，吸力對附面層的影響幾乎是相等的，但是迎角增大所造成的誘導(dǎo)阻力一直在增加，所以相對于小迎角時，其升力的增量在逐漸減小。當(dāng)迎角增大到25°以后，氣流的分離點前移到開槽點以前，正壓力梯度所產(chǎn)生的吸力對附面層的作用開始變得比較明顯，橫流風(fēng)扇葉片的反推力和弧形槽的壓差阻力的正值都有一定的增加，因此在25°～30°之間，翼型的推力出現(xiàn)了一個局部小峰值，隨后又將繼續(xù)減小，當(dāng)迎角大到一定程度即翼型的上表面發(fā)生了極其嚴(yán)重的氣流分離時，吸力對附面層的影響幾乎可以忽略不計，翼型的推力將大幅減小。

圖13　兩種翼型的升力系數(shù)曲線Fig.13　Lift coefficient curves of two kinds of airfoil

圖14　兩種翼型的推力系數(shù)曲線Fig.14　Thrust coefficient curves of two kinds of airfoil

3.3閥門開啟尺寸對增升效果的影響

通過3.2節(jié)的分析可知，后緣面閥門開啟尺寸即L1的大小與翼型在某一迎角下的氣流分離點有著密切關(guān)系，此處分別對不同的后緣閥門開啟尺寸即L1的取值對其升力曲線的影響進(jìn)行分析。

由圖15可知在翼型未失速前，隨著L1的增大，相同迎角下修改翼型的升力系數(shù)增大，但是L1越大，其失速迎角越小，且其所對應(yīng)的最大升力系數(shù)越小。如圖16所示，假設(shè)基本翼型失速時的迎角為α1，氣流分離點為a點，那么當(dāng)L1=10 mm，α=α1時，修改翼型的分離點位于a點以前，此時后緣的吸力能夠起到很好延緩氣流分離的作用。當(dāng)L1=20 mm，α=α1時，修改翼型的分離點位于a點以后，此時后緣的吸力并不能起到很好延緩氣流分離的作用，并且此時修改翼型的上半部分由于L1的增大而損失了部分的升力。綜合起來，修改翼型相比基本翼型而言，在α<α1時就發(fā)生了失速，但是修改翼型的最大升力系數(shù)仍然大于基本翼型。當(dāng)L1=30 mm時，吸力對附面層的影響基本和L1=20 mm是相似的，但是由于L1進(jìn)一步增大，造成了更多的升力損失，此時其失速迎角要變得更小。

圖15　不同L1下修改翼型的升力系數(shù)曲線Fig.15　Modified airfoil’s lift coefficient curves under different L1

圖16　不同L1下修改翼型B弧形槽的升力損失 Fig.16　Loss of lift of arc wall in modified airfoil B under different L1

4　結(jié)　論

1) 與基本翼型的流場相比，修改翼型在后緣腔體內(nèi)出現(xiàn)了一個與前緣凹槽內(nèi)漩渦旋轉(zhuǎn)方向相同的漩渦，該漩渦改變了修改翼型的表面壓力分布，其主要表現(xiàn)在增大了前緣弧形槽的吸力大小，同時由于在后緣吸力作用下的繞流的沖擊作用，使得在后緣位置出現(xiàn)了一個明顯的不利的壓力峰值。綜合而言，修改翼型的壓力分布明顯優(yōu)于基本翼型的壓力分布，但是后緣腔體內(nèi)的漩渦流的存在損失了機翼的內(nèi)容積，對風(fēng)扇翼飛行器機翼空間利用帶來了一定困難，故修改段的翼型可布置在遠(yuǎn)離機身段，以便有效利用機翼內(nèi)部空間。

2) 通過對基本翼型的修改，能夠有效地對附面層起到控制作用。翼型后緣閥門開啟尺寸即L1不同，其對氣動性能的影響也不同。在小迎角下，隨著L1的增大，修改翼型的升力系數(shù)增大。推力系數(shù)大于相同迎角下基本翼型的推力系數(shù)，但是修改翼型的推力系數(shù)在某一迎角下會出現(xiàn)一個小峰值。迎角增大到一定的范圍內(nèi)，存在一個臨界值Lcritical。當(dāng)L1≤Lcritical時，修改后的翼型在相同迎角下的升力系數(shù)大于基本翼型的升力系數(shù)。當(dāng)L1>Lcritical時，在修改翼型發(fā)生失速前，修改翼型的升力系數(shù)大于基本翼型的升力系數(shù)，但是其失速迎角減小，最大升力系數(shù)也小。

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杜思亮男， 博士研究生。主要研究方向： 飛行力學(xué)與控制， 飛行器空氣動力學(xué)。

Tel: 025-84892620

E-mail: kjofchina@qq.com

蘆志明男， 碩士研究生。主要研究方向： 飛行器空氣動力學(xué)。

E-mail: 1315016423@qq.com

唐正飛男， 博士， 副教授。主要研究方向： 飛行器空氣動力學(xué)。

Tel: 025-84892620

E-mail: tang@nuaa.edu.cn

Numerical simulation on boundary layer control method offanwing aircraft airfoil

DU Siliang, LU Zhiming, TANG Zhengfei*

National Key Laboratory of Science and Technology on Rotorcraft Aeromechanics, Nanjing University of Aeronautics and Astronautics, Nanjing210016, China

Based on the specific geometry of fanwing aircraft airfoil and flow field characteristics, we modify the airfoil by installation of control valves at the trailing edge and below the arc-groove. In order to take advantage of the lower pressure vortex to control the boundary layer of the trailing edge by adjusting the size of valve. CFD method is used to analyze the control method’s mechanism and the influence of relative parameter. The calculation results show that when the size of the valve opens to 10 mm, the modified airfoil’s maximum lift coefficient and stall angle of attack and the lift and thrust coefficients with the same angle of attack are greater than the basic airfoil. With the increase of the size of valve, the modified airfoil’s maximum lift coefficient and stall angle of attack are reduced, but before stalling, the modified airfoil’s lift coefficient is larger than the basic airfoil at the same angle of attack. This method gives us a new way to improve fanwing’s aerodynamic performance, decrease power consumption and extend the flight range, which lays a certain theoretical foundation for the practical use of the fanwing aircraft as soon as possible.

fanwing; flow control; lift enhancement drag reduction; flight range; eccentric vortex

2015-12-15； Revised： 2015-12-28； Accepted： 2016-04-05； Published online： 2016-04-0809:33

s： Fundamental Research Funds for the Central Universities; A Project Funded by the Priority Academic Program Development of Jiangsu Higher Education Institutions

. Tel.： 025-84892620E-mail: tang@nuaa.edu.cn

2015-12-15； 退修日期：2015-12-28； 錄用日期：2016-04-05；

時間： 2016-04-0809:33

www.cnki.net/kcms/detail/11.1929.V.20160408.0933.002.html

中央高?；究蒲袠I(yè)務(wù)費專項資金； 江蘇高校優(yōu)勢學(xué)科建設(shè)工程資助項目

.Tel.： 025-84892620E-mail: tang@nuaa.edu.cn

10.7527/S1000-6893.2016.0111

V211.3

A

1000-6893(2016)06-1781-09

引用格式： 杜思亮， 蘆志明， 唐正飛. 扇翼飛行器翼型附面層控制數(shù)值模擬[J]． 航空學(xué)報, 2016, 37(6): 1781-1789. DU S L, LU Z M, TANG Z F. Numerical simulation on boundary layer control method of fanwing aircraft airfoil[J]. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica, 2016, 37(6): 1781-1789.

http://hkxb.buaa.edu.cnhkxb@buaa.edu.cn

URL： www.cnki.net/kcms/detail/11.1929.V.20160408.0933.002.html