史振海， 楊未柱， 路秀儒， 岳珠峰

1.北京機電工程研究所， 北京 100074 2.西北工業(yè)大學(xué) 力學(xué)與土木建筑學(xué)院， 西安 710072

串列式扇翼布局流動特性數(shù)值研究

史振海1,*， 楊未柱2， 路秀儒1， 岳珠峰2

1.北京機電工程研究所， 北京 100074 2.西北工業(yè)大學(xué) 力學(xué)與土木建筑學(xué)院， 西安 710072

扇翼能夠通過前緣橫流風(fēng)扇的高速旋轉(zhuǎn)對前方來流進行加速和重新整流。利用這一特點提出了一種串列式扇翼布局，其由一定間距和空間高度分布的前后雙排或多排扇翼組成，并基于二維模型對該布局開展了流動數(shù)值模擬，分析得到了不同前后間距、高度差以及排數(shù)下串列式扇翼布局的升力和推力特性。結(jié)果表明，相對單個扇翼，在合適的設(shè)計參數(shù)下串列式扇翼可得到更大的單排平均升力和推力，其中間距一倍風(fēng)扇直徑的四排扇翼平均升力和推力分別提高了約10%和30%。基于扇翼附近流場分布和翼型上下表面壓強分布，分析了引起升力和推力提升的原因。該研究可為未來設(shè)計具有更好低速大載荷特性的扇翼飛行器提供參考。

扇翼； 氣動布局； 流動特性； 間距； 排數(shù)

百余年的飛機發(fā)展史是一個不斷進行概念創(chuàng)新和技術(shù)突破的過程，在此過程中，橫流風(fēng)扇和傳統(tǒng)固定翼的結(jié)合為飛機的分布式推進和流動控制提供了獨特的思路，研究者們將橫流風(fēng)扇以各種構(gòu)造形式內(nèi)嵌于機翼中，以期達到增升、減阻、矢量推進和改良失速特性等目的[1-4]。1998年，Peebles[5]將橫流風(fēng)扇安裝于固定翼前緣的上表面，創(chuàng)造了一種具有低速大載荷特性的新型飛行器——扇翼飛機。扇翼飛機利用機翼前緣橫流風(fēng)扇的旋轉(zhuǎn)同時產(chǎn)生升力和推力，這種新的飛行原理引起了工業(yè)界和學(xué)術(shù)界的廣泛關(guān)注[6-7]。

與傳統(tǒng)固定翼飛機相比，扇翼飛機最突出的優(yōu)勢在于其顯著的低速大載荷特性，這一特性與其產(chǎn)生升力的獨特原理密切相關(guān)。風(fēng)扇的旋轉(zhuǎn)一方面加速了流經(jīng)后緣上表面的氣流，另一方面在風(fēng)扇內(nèi)部形成了顯著的低壓渦旋區(qū)，這兩方面均對扇翼的大載荷特性有著重要貢獻[7]。然而風(fēng)扇的旋轉(zhuǎn)也導(dǎo)致扇翼內(nèi)部和周圍的流動具有高度復(fù)雜性，因此學(xué)者們通過試驗和數(shù)值模擬等方式開展了大量的相關(guān)研究[8-13]，這些為扇翼飛行器設(shè)計提供了理論指導(dǎo)。此外，學(xué)者們還進行了多種優(yōu)化設(shè)計以改良扇翼的氣動特性。Duddempudi等通過數(shù)值計算表明去除風(fēng)扇內(nèi)轉(zhuǎn)軸、減小風(fēng)扇出口處翼型高度(Housing Exit Height)以及適當延長翼型后緣長度可以大幅提高升阻比[14]。Askari和Shojaeefard通過對6種不同翼型升阻力特性的對比研究發(fā)現(xiàn)下表面有一定上凹曲率的翼型可以同時提高升力并減小阻力[15]。國內(nèi)的蔣甲利等[16]和唐榮培[17]通過風(fēng)洞試驗研究了葉片寬度和葉片偏角等參數(shù)對扇翼氣動特性的影響。張銀輝以Askari的計算結(jié)果為參考，通過非定常數(shù)值模擬研究了低壓渦旋的形成過程，并進一步分析了葉片數(shù)量、入流角和葉片安裝角等參數(shù)對扇翼翼型氣動特性的影響，確定了最佳幾何參數(shù)[18]。以上數(shù)值模擬均在二維翼型上開展，最近蘆志明等對三維扇翼模型開展了幾何參數(shù)的影響研究[19]。通過以上研究，扇翼的基本飛行原理以及翼型參數(shù)的影響規(guī)律已漸趨明了，然而在總體布局和構(gòu)型對扇翼飛機飛行性能的影響方面，相關(guān)的研究成果較少。目前已知的是，高平尾和雙垂尾有利于減小飛行阻力和提高低速操縱功效[20]。這相比于固定翼飛機總體布局的多樣性(前后掠翼、鴨翼、多翼面、雙機身和飛翼布局等)略顯單一，故開展扇翼飛機總體布局的創(chuàng)新設(shè)計并進行相關(guān)的數(shù)值研究，為更充分地發(fā)揮扇翼的低速大載荷特性提供更多的可能性具有重要的工程意義。

扇翼能夠通過橫流風(fēng)扇的高速旋轉(zhuǎn)對前方來流進行加速和重新整流，本文利用這一特點提出了一種串列式扇翼布局，這種布局由有一定間距和空間高度分布的前后兩排或多排扇翼組成。由于前后排扇翼之間的相互影響，此布局有可能進一步提高扇翼的低速大載荷特性。為驗證此種可能性，本文采用數(shù)值方法研究了前后間距，排數(shù)以及相鄰扇翼高度差等3個重要參數(shù)對該布局升力和推力特性的影響，研究結(jié)果可為未來扇翼飛行器的設(shè)計提供參考。

1 扇翼模型與數(shù)值計算方法

1.1 扇翼模型

圖1給出了串列式扇翼布局的示意圖。采用的單個扇翼幾何模型借鑒了文獻[15]的研究結(jié)果，下翼面采用上凹曲面的形式，這種形式可以增升減阻。但與之不同的是其采用的葉片安裝角為30°，而本文模型采用文獻[18]得到的最佳葉片安裝角為0°，以獲得更好的升力特性。其他的幾何參數(shù)包括弦長l=330 mm、風(fēng)扇直徑2r=180 mm、葉片數(shù)量為12、入流角為30°，如圖2所示。

圖1 串列式扇翼布局示意圖Fig.1 Schematic of tandem fan-wing configuration

圖2 扇翼幾何形狀尺寸及計算網(wǎng)格劃分Fig.2 Geometry shape and dimensions of fan-wing and its computational meshing

1.2 數(shù)值計算方法及驗證

采用二維模型對扇翼開展流動數(shù)值模擬，圖2 給出了分析所用的整體流場與扇翼局部網(wǎng)格，可以看出在靠近翼型固體邊界的地方適當加密了網(wǎng)格，以更準確地捕捉扇翼附近的流動特性。流體方程的求解采用基于SIMPLE算法的壓力-速度耦合求解器，選用標準k-ε模型模擬湍流。模擬所用計算條件包括，空氣密度取為1.225 kg/m3，溫度為300 K，環(huán)境壓強p∞=101 325 Pa，來流速度選為文獻中常用的v∞=10 m/s，迎角設(shè)為0°。為了模擬風(fēng)扇的旋轉(zhuǎn)，采用滑移網(wǎng)格技術(shù)，將風(fēng)扇葉片區(qū)域設(shè)定為旋轉(zhuǎn)域，內(nèi)外設(shè)定為靜域，不同區(qū)域之間用交界面?zhèn)鬟f壓強、流速等信息。非定常計算還涉及到時間步長的問題，綜合考慮計算效率、收斂性和準確性，本文把風(fēng)扇旋轉(zhuǎn)一周的時間劃分為200個時間步，另外為了獲得穩(wěn)定的流場，所有算例都進行了25個周期的計算，并在計算過程中監(jiān)測升力系數(shù)曲線，25個周期的時間可以保證所有算例中升力系數(shù)曲線最終趨于收斂。

為了驗證本文數(shù)值方法的準確性，對單排扇翼在不同轉(zhuǎn)速Ω下開展了數(shù)值模擬，并與文獻結(jié)果進行對比。圖3將本文計算方法得到的單排扇翼升力L和上下翼面壓強(p-p∞)分布與文獻[15]進行了對比，可以發(fā)現(xiàn)本文所得的上下翼面壓強分布與文獻有相同的趨勢，但本文扇翼上翼面壓強要比文獻所得的小近300 Pa，文獻中扇翼升力僅約為本文所得升力的64%，這是葉片安裝角不同導(dǎo)致的。文獻[18]的計算結(jié)果顯示，升力隨著葉片安裝角的增大而減小，當安裝角為20° 時扇翼產(chǎn)生的升力約為0°安裝角扇翼升力的70%，而Askari計算時采用的葉片安裝角為30°，故本文模型得到較大的升力是合理的。圖4進一步對比了扇翼附近的流場，從圖4中可以看出，本文與文獻計算結(jié)果大體一致，均在風(fēng)扇中心區(qū)域出現(xiàn)了低壓渦，但受不同安裝角的影響，低壓渦的位置稍有不同，相比文獻結(jié)果[15]，本文中低壓渦的位置偏中下，這對翼型上表面壓強有很大影響，進而影響了產(chǎn)生升力的大小。

圖3 單排扇翼升力和上下翼面壓強分布與Askari[15]計算結(jié)果對比Fig.3 Lift and pressure distribution of single fan-wing: present work vs Askari[15]

圖4 單排扇翼附近流場與Askari[15]計算結(jié)果對比Fig.4 Flow field near single fan-wing: present work vs Askari[15]

2 串列式扇翼布局氣動特性分析

串列式扇翼布局由前后兩排或多排扇翼組成，由于前后扇翼之間的相互作用，該布局中扇翼附近的流場將不同于單排扇翼的情況，其將具有獨特的升力和推力T特性。當布局參數(shù)如相對位置或排數(shù)等不同時，扇翼間的相互作用會有所差別，因此串列式扇翼布局的氣動特性也會隨這些布局參數(shù)變化。為獲知布局參數(shù)對該布局氣動特性的影響，接下來選取前后間距d(見圖5)、相鄰扇翼高度差h以及排數(shù)N等3個參數(shù)，分別取不同值進行建模，并開展流動數(shù)值模擬。在以下模擬中，風(fēng)扇轉(zhuǎn)速均取為3 000 r/min。

圖5 不同間距d示意圖Fig.5 Schematic of different spacing d

2.1 前后間距的影響

為分析前后間距d的影響(不同間距d示意如圖5所示)，以雙排扇翼為例，間距從0.8倍風(fēng)扇直徑變化至8倍風(fēng)扇直徑，共建立了10個模型。通過數(shù)值模擬得到了前、后排以及平均升力和推力隨間距的變化曲線，如圖6所示。由圖6可以看出，后排扇翼的升力和推力隨間距變化劇烈，而前排扇翼的僅在d/2r<1時有比較明顯的變化，這說明后排扇翼僅在間距很小時對前排扇翼的氣動特性有所影響，而前排扇翼則對后排扇翼的氣動特性影響顯著，且在大間距時這種影響依然存在，因此平均后的氣動特性變化規(guī)律與后排扇翼的一致。從升力上看，隨著間距的增大，雙排扇翼的平均升力先升高后降低，在d/2r=1時達到最大，此時相對單個扇翼產(chǎn)生的升力提高了約7%。平均推力隨著間距的增大也是先升高后降低，但其最高點出現(xiàn)在d/2r=2時，比單個扇翼的提高了約3%。

圖6 間距對雙排扇翼布局升力和推力的影響Fig.6 Effect of spacing on lift and thrust of double-row fan-wing configuration

為進一步闡釋兩排扇翼之間的相互影響，圖7 給出了d/2r=0.8，1.0，2.0，5.0時的扇翼附近壓強分布圖和速度V大小分布圖，圖8繪制了相應(yīng)間距前后排扇翼翼型上下表面的壓強分布曲線，為方便曲線對比，采用x-x0作為橫軸，其中x0為各扇翼前緣x坐標(下同)。從這些圖可以看出，由于相互影響，不同間距下前后排風(fēng)扇內(nèi)部低壓渦區(qū)的壓強分布也不相同，而此處的壓強分布對升力產(chǎn)生有著重要影響。對比后排的壓強分布可以發(fā)現(xiàn)，d/2r=0.8，1.0時后排風(fēng)扇內(nèi)部的低壓渦區(qū)壓強較小，更為顯著，因此這兩種情況下后排扇翼的升力更大。結(jié)合速度分布云圖可以進一步解釋低壓渦區(qū)壓強的變化。當間距較小時，經(jīng)過前排扇翼加速后的氣流大部分直接流入后排扇翼的風(fēng)扇中，氣流進一步加速，這使得后排風(fēng)扇中形成相對前排更為顯著的低壓渦區(qū)；而當間距增大至一定值時，經(jīng)過前排扇翼加速后的氣流則大部分流向后排扇翼下方，一方面對低壓渦區(qū)的形成無益，另一方面在一定程度上加速了下表面氣流，也不利于升力的產(chǎn)生。經(jīng)過前排扇翼加速的氣流影響的距離較大，因此直至d/2r=5.0甚至8.0時，后排扇翼產(chǎn)生的升力依然小于單個扇翼產(chǎn)生的升力。另外，d/2r=0.8時，后排扇翼前緣與前排扇翼后緣在y方向上已有一定重疊區(qū)域，此間距下后排風(fēng)扇的旋轉(zhuǎn)對前排后緣氣流產(chǎn)生了較大影響，從圖8(a)中可以看出這時前排后緣的壓強(紅色虛線)明顯高于其他間距時的，且其低壓區(qū)的壓強也相對較大，最終導(dǎo)致此間距下前排升力的明顯下降。

圖7 不同間距下的雙排扇翼布局附近流場 Fig.7 Flow fields near double-row fan-wing under different spacing

圖8 不同間距下的前后排扇翼翼型表面壓強分布Fig.8 Pressure distributions over airfoils of front and back fan-wings under different spacing

對于推力的變化，也可從速度云圖和壓強分布曲線上進行解釋。扇翼推力的產(chǎn)生主要來源于風(fēng)扇旋轉(zhuǎn)對氣流的加速。當d/2r=0.8，1.0時，由于經(jīng)過前排扇翼加速的氣流流入風(fēng)扇，相當于將后排風(fēng)扇置于較大速度的來流中，在風(fēng)扇轉(zhuǎn)速一定的情況下，較大的來流速度將減弱風(fēng)扇旋轉(zhuǎn)對來流的加速作用，因此這兩種間距下的推力較小。當d/2r=2.0時，經(jīng)過前排風(fēng)扇的氣流則流向后排扇翼前緣下表面，明顯加速了后排扇翼前緣下表面的氣流，使前緣下表面壓強減小甚至小于環(huán)境壓強(圖8(b)中壓強分布曲線出現(xiàn)下凹形狀)，本來向后的壓力變?yōu)榱讼蚯暗奈?，從而?dǎo)致了推力的增加。而當d/2r繼續(xù)增加時，經(jīng)過前排風(fēng)扇加速的氣流不再沖向后排的前緣下表面，而是加速后排扇翼下方的整體流場，這對升力和推力的產(chǎn)生均不利。

綜上所述，在合適的間距下，雙排扇翼可產(chǎn)生較高的單排平均升力或推力，但引起升力和推力提高的原因不同。升力提高主要由于經(jīng)過前排風(fēng)扇加速后的氣流流入后排風(fēng)扇使得其中的低壓渦區(qū)壓強更??；而推力提高則主要由于經(jīng)過前排扇翼的氣流流向后排前緣下表面，減小了當?shù)貕簭姟?/p>

2.2 高度差的影響

為研究高度差對串列式扇翼氣動特性的影響(不同高度差h示意如圖9所示)，在間距d/2r=1.0下，移動前排至不同相對高度h分別建立模型進行流動模擬。本文分析的范圍為h/2r=-0.6～0.6，其中負號表示前排高度偏低。圖10給出了前后排產(chǎn)生的升力和推力以及平均升力和推力隨著高度差的變化。從升力上看，有一定高度差時，單排平均升力較小，但當h/2r=-0.2～0.4時，串列式扇翼的單排平均升力仍然大于單個扇翼的升力。從推力上看，當前排扇翼處于偏低位置時，串列式扇翼的單排平均推力大于單個扇翼的推力，而隨著前排扇翼向上移動至與后排平齊或者高于后排時，平均推力會顯著下降。不論是升力還是推力，與2.1節(jié)中間距的影響類似，后排對前排的影響較小，而前排則對后排的影響隨不同排布參數(shù)變化顯著，平均升力或推力隨排布參數(shù)的變化規(guī)律，也主要取決于后排升力或推力的變化。

圖9 不同高度差h示意圖Fig.9 Schematic of different height disparities h

圖10 高度差對雙排扇翼布局產(chǎn)生升力和推力的影響Fig.10 Effect of height disparity on lift and thrust of double-row fan-wing configuration

下面進一步分析不同高度差下升力和推力變化背后的流動特性。圖11給出了h/2r=-0.2，0，0.2時，扇翼附近的壓強分布云圖和速度分布云圖；圖12繪制了相應(yīng)高度差下前排和后排翼型上下表面壓強分布曲線。由圖11和圖12可以看出，在此3種高度差下，前排扇翼上下表面壓強基本一致，而后排的壓強分布曲線則各不相同。結(jié)合壓強分布云圖和速度分布云圖來看，前排扇翼高于或低于后排扇翼均會導(dǎo)致較小的平均升力。對于前排扇翼空間位置較低的情況，類似于2.1節(jié)中間距較大時，經(jīng)過前排加速后的氣流沖向了后排扇翼下表面，加速了其下表面的氣流，以至于在后排扇翼的壓強分布曲線上出現(xiàn)了下翼面前緣下凹的形狀，最終導(dǎo)致升力下降；而對于前排扇翼空間位置較高的情況，從速度云圖上看，相對無高度差情況，此時經(jīng)前排加速的氣流流向后排風(fēng)扇時，由從前方流入變?yōu)榱诵毕蛳碌臎_擊，這種沖擊對后排扇翼升力的產(chǎn)生是不利的，可以看出此時后排風(fēng)扇內(nèi)部低壓渦區(qū)的壓強較大。就推力而言，以上兩種不同的流動特性也帶來了不同的影響，前者在后排扇翼前緣下表面形成了低壓強，這利于推力的產(chǎn)生；而后者中，經(jīng)過前排加速的氣流沿斜下方?jīng)_向后排扇翼，這對后排扇翼產(chǎn)生推力是不利的。

綜合升力和推力來看，當前排扇翼略低于后排扇翼(h/2r=-0.1)時，雖然平均升力略低于無高度差時的，但實現(xiàn)了平均推力的提升，比無高度差時的提升約25%，比單個扇翼的推力提升約14%。

圖11 不同高度差下的雙排扇翼布局附近流場 Fig.11 Flow fields near double-row fan-wing under different height disparities

圖12 不同高度差下的前后排扇翼翼型表面壓強分布Fig.12 Pressure distributions over airfoils of front and back fan-wings under different height disparities

2.3 排數(shù)的影響

以上分析均基于雙排扇翼的情況，下面進一步分析多排扇翼串列的氣動特性。圖13給出了多排扇翼的示意圖，此時仍使用升力最大所對應(yīng)的間距(d/2r=1)，從右到左將扇翼依次編號為1,2,…,N。分別針對N=2,3，4時的串列式扇翼進行了流動數(shù)值模擬，得到的各排升力和推力以及平均升力和推力繪制于圖14中。從升力上看，隨著排數(shù)增加，平均升力仍繼續(xù)上升，至4排扇翼時趨于平緩，此時相對單個扇翼平均升力提高了約10%。從推力上看，雖然雙排扇翼的平均推力小于單個扇翼的，但當排數(shù)繼續(xù)增加，平均推力明顯上升，4排扇翼時的平均推力達到23.5 N，相對單個扇翼提高了約30%。

為進一步分析產(chǎn)生上述變化現(xiàn)象的原因，繪制了4排扇翼時的壓強分布云圖和速度分布云圖，以及各排扇翼上下表面的壓強分布曲線，如圖15 和圖16所示。從圖中可以看出，第1排扇翼上下表面的壓強分布與單個扇翼的相差無幾，但第2排、第3排和第4排則變化顯著。從云圖上看，由于氣流不斷被加速，越靠后的扇翼風(fēng)扇內(nèi)部形成的低壓渦區(qū)壓強越低，這在壓強分布曲線上也有所反映，然而第4排低壓渦區(qū)的壓強并不比第3排的低，兩者的上表面壓強分布曲線也基本重合，原因在于經(jīng)過第3排扇翼加速后的氣流已經(jīng)主要流向了第4排扇翼的下表面，此時下表面壓強分布曲線出現(xiàn)了非常明顯的下凹形狀，因此導(dǎo)致了第4排升力較小。其實，下凹形狀在第3排的下表面壓強分布曲線中已經(jīng)出現(xiàn)，但第3排相對前排有更顯著的低壓渦區(qū)，因此其升力仍比較大?？梢钥闯觯?排扇翼串列時，由于第3和第4排扇翼前緣下表面出現(xiàn)壓強分布的下凹形狀，這兩排的推力明顯升高，這也是4排扇翼平均推力大幅提升的關(guān)鍵所在。

圖13 不同排數(shù)的串列式扇翼布局示意圖Fig.13 Schematic of tandem fan-wing configuration with different rows

圖14 排數(shù)對串列式扇翼升力和推力的影響 Fig.14 Effect of row number on lift and thrust of double-row fan-wing configuration

圖15 4排扇翼布局附近流場Fig.15 Flow field near four-row fan-wing configuration

圖16 4排扇翼布局中各排扇翼翼型表面壓強分布 Fig.16 Pressure distributions over airfoils of each fan-wing in four-row fan-wing configuration

由此可見，增加扇翼的排數(shù)可以進一步提高平均升力，且不同于雙排扇翼情況，無高度差的多排扇翼布局中靠后的扇翼還出現(xiàn)了引起推力提升的流動特性，從而可同時提高平均推力。

3 結(jié) 論

本文提出了一種串列式扇翼布局，并通過數(shù)值模擬探究了該布局的氣動特性，分析了扇翼前后間距、高度差以及排數(shù)對該布局產(chǎn)生升力和推力的影響規(guī)律，然后結(jié)合流場云圖和翼面壓強分布曲線闡釋了產(chǎn)生這種影響的原因，研究結(jié)果表明：

1) 在合適的間距下，雙排扇翼布局可獲得較高的升力或推力，引起平均升力提升的流動特性為經(jīng)過前排加速后的氣流有助于后排風(fēng)扇內(nèi)部形成更為顯著的低壓渦區(qū)；而引起平均推力提升的流動特性為經(jīng)過前緣加速后的氣流加速了后排扇翼前緣下表面的氣流，減小了局部壓強。

2) 不同間距(0.8～8.0倍風(fēng)扇直徑)下雙排扇翼布局的數(shù)值模擬顯示，1倍風(fēng)扇直徑時產(chǎn)生的升力最大，此時相對單個扇翼平均升力提高了約7%。在此間距下，若前排扇翼略低于后排(0.1倍風(fēng)扇直徑)，可實現(xiàn)平均升力和推力的同時提升，相對單個扇翼平均推力可提高約14%。

3) 等間距(1倍風(fēng)扇直徑)分布的多排扇翼布局中可同時出現(xiàn)以上兩種流動特性，實現(xiàn)升力和推力的同時提高。相對單個扇翼，4排扇翼布局的平均升力提高約10%，平均推力提高約30%，優(yōu)勢顯著。

通過進一步優(yōu)化串列式扇翼布局或調(diào)整運行參數(shù)，如多排扇翼采用不等間距或者各排轉(zhuǎn)速獨立控制等，可能得到更優(yōu)的氣動特性，將在未來繼續(xù)開展優(yōu)化研究。

[1] DANG T Q, BUSHNELL P R. Aerodynamics of cross-flow fans and their application to aircraft propulsion and flow control[J]. Progress in Aerospace Sciences, 2009, 45 (1): 1-29.

[2] THOUAULT N, BREITSAMTER C, ADAMS N A. Numerical and experimental analysis of a generic fan-in-wing configuration[J]. Journal of Aircraft, 2009, 46(2): 656-666.

[3] DYGERT R K, DANG T Q. Experimental investigation of embedded crossflow fan for airfoil propulsion/circulation control[J]. Journal of Propulsion and Power, 2009, 25(1): 196-203.

[4] GOHARDANI A S, DOULGERIS G, SINGH R. Challenges of future aircraft propulsion: A review of distributed propulsion technology and its potential application for the all electric commercial aircraft[J]. Progress in Aerospace Sciences, 2011, 47(5): 369-391.

[5] PEEBLES P. Aerodynamic lift generating device： US Patent 6527229B1[P]. 2003-03-04.

[6] SEYFANG G R. Recent developments of the fan-wing aircraft[C]//The 3rdCEAS Air & Space Conference. Venice: Council of European Aerospace Societies, 2011: 1-7.

[7] 孟琳, 葉永強, 李楠. 扇翼飛行器的研究進展與應(yīng)用前景[J]. 航空學(xué)報, 2015, 36(8): 2651-2661.

MENG L, YE Y Q, LI N. Research progress and application prospects of the fan-wing aircraft[J]. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica, 2015, 36(8): 2651-2661 (in Chinese).

[8] FORSHAW S. Wind tunnel investigation of new fan wing design[D]. London: Imperial College, 1999: 10-25.

[9] KOGLER K U. Fanwing, experimental evaluation of a novel lift & propulsion device[D]. London: Imperial College, 2002: 21-40.

[10] AHAD O, GRAHAM J M R. Flight simulation and testing of the FanWing experimental aircraft[J]. Aircraft Engineering and Aerospace Technology, 2007, 79(2): 131-136.

[11] ASKARI S, SHOJAEEFARD M H. Numerical simulation of flow over an airfoil with a cross flow fan as a lift generating member in a new aircraft model[J]. Aircraft Engineering and Aerospace Technology, 2009, 81(1): 59-64.

[12] ASKARI S, SHOJAEEFARD M H. Experimental and numerical study of an airfoil in combination with a cross flow fan[J]. Proceedings of the Institution of Mechanical Engineers, Part G: Journal of Aerospace Engineering, 2013, 227(7): 1173-1187.

[13] 吳浩東. 風(fēng)扇翼內(nèi)部偏心渦特性研究[D]. 南京: 南京航空航天大學(xué), 2012: 1-75.

WU H D. Research on the characteristic of the eccentric vortex in the fan-wing[D]. Nanjing: Nanjing University of Aeronautics and Astronautics, 2012: 1-75 (in Chinese).

[14] DUDDEMPUDI D, YAO Y, EDMONDSON D, et al. Computational study of flow over generic fan-wing airfoil[J]. Aircraft Engineering and Aerospace Technology, 2007, 79(3): 238-244.

[15] ASKARI S, SHOJAEEFARD M H. Shape optimization of the airfoil comprising a cross flow fan[J]. Aircraft Engineering and Aerospace Technology, 2009, 81(5): 407-415.

[16] 蔣甲利, 牛中國, 劉捷, 等. 扇翼飛行器機翼布局研究[J]. 航空科學(xué)技術(shù), 2009(3): 30-35.

JIANG J L, NIU Z G, LIU J, et al. Research on the wing composition of fan-wing aircraft[J]. Aeronautical Science and Technology, 2009(3): 30-35 (in Chinese).

[17] 唐榮培. 風(fēng)扇翼氣動特性試驗研究[D]. 南京: 南京航空航天大學(xué), 2014: 1-74.

TANG R P. Experimental study on the aerodynamic characteristics of the fan-wing[D]. Nanjing: Nanjing University of Aeronautics and Astronautics, 2014: 1-74 (in Chinese).

[18] 張銀輝. 風(fēng)扇翼非定常流動的數(shù)值分析[D]. 南京: 南京航空航天大學(xué), 2012: 49-61.

ZHANG Y H. Numerical analysis on unsteady characteristics of the fan-wing flow field[D]. Nanjing: Nanjing University of Aeronautics and Astronautics, 2012: 49-61 (in Chinese).

[19] 蘆志明, 馮襯, 唐正飛. 扇翼三維幾何參數(shù)對氣動性能影響分析[J]. 軍民兩用技術(shù)與產(chǎn)品, 2015(4): 173-175.

LU Z M, FENG C, TANG Z F. The analysis of three-dimensional geometric model fan-wing parameters impact to aerodynamic performance[J]. Dual Use Technologies & Products, 2015(4): 173-175 (in Chinese).

[20] SEYFANG G R. Fanwing—developments and applications[C]//The 28thInternational Congress of the Aeronautical Sciences. Brisbane: International Council of the Aeronautical Sciences, 2012: 238-246.

史振海男， 碩士， 助理工程師。主要研究方向： 飛行器總體設(shè)計。

Tel: 010-88534283

E-mail: bigmar@163.com

楊未柱男， 博士研究生。主要研究方向： 飛行器多學(xué)科優(yōu)化設(shè)計。

E-mail: yangweizhu@mail.nwpu.edu.cn

路秀儒男， 碩士， 高級工程師。主要研究方向： 飛行器總體設(shè)計。

E-mail: jaypp123@126.com

岳珠峰男， 博士， 教授， 博士生導(dǎo)師。主要研究方向： 多學(xué)科優(yōu)化設(shè)計理論及應(yīng)用。

Email: zfyue@nwpu.edu.cn

URL： /www.cnki.net/KCMS/detail/11.1929.V.20160125.1638.010.html

Numericalinvestigationintoflowcharacteristicsoftandemfan-wingconfiguration

SHIZhenhai1,*,YANGWeizhu2,LUXiuru1,YUEZhufeng2

1.BeijingInstituteofMechanicalandElectricalEngineering,Beijing100074,China2.SchoolofMechanics,CivilEngineeringandArchitecture,NorthwesternPolytechnicalUniversity,Xi’an710072,China

Fan-wingcanaccelerateandrectifytheairinflowthroughtherapidrotationofcrowflowfanintheleadingedge.Takingadvantageofthisdistinguishingfeature,atandemfan-wingconfigurationisputforward,whichiscomposedbydoubleormultiplerowsoffan-wingsarrangedintandemwithcertainspacingandspatialdistribution.Theflowcharacteristicsofthetandemfan-wingconfigurationaresimulatedbasedontwodimensionalmodels,andtheliftandthrustloadsarecalculatedfordifferentspacing,heightdisparitiesandrownumbers.Resultsindicatethatcomparedtosinglefan-wing,largerliftandthrustcanbeobtainedbyproperlydesignedtandemfan-wingconfiguration.Forinstance,thefour-rowfan-wingwithuniformspacingofonefandiameterpossesseslargeraverageliftandthrustbyabout10%and30%,respectively.Thereasonaccountingfortheimprovementofliftandthrustisanalyzedbasedontheflowfilednearthefan-wingsandthepressuredistributionovertheairfoils.Theseinvestigationscanprovideusefulguidanceforthedesignoffuturefan-wingaircraftwithbetterlow-speedlarge-loadcharacteristics.

fan-wing;aerodynamicconfiguration;flowcharacteristics;spacing;rownumber

2015-10-23；Revised2015-12-10；Accepted2015-12-19；Publishedonline2016-01-251638

.Tel.：010-88534283E-mailbigmar@163.com

2015-10-23；退修日期2015-12-10；錄用日期2015-12-19； < class="emphasis_bold">網(wǎng)絡(luò)出版時間

時間：2016-01-251638

www.cnki.net/KCMS/detail/11.1929.V.20160125.1638.010.html

.Tel.：010-88534283E-mailbigmar@163.com

史振海， 楊未柱， 路秀儒， 等． 串列式扇翼布局流動特性數(shù)值研究J． 航空學(xué)報,2016,37(10):2922-2931.SHIZH,YANGWZ,LUXR,etal.Numericalinvestigationintoflowcharacteristicsoftandemfan-wingconfigurationJ.ActaAeronauticaetAstronauticaSinica,2016,37(10):2922-2931.

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

10.7527/S1000-6893.2015.0356

V211.4

A

1000-6893(2016)10-2922-10