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



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

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10 mm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。

风扇翼； 流动控制； 增升减阻； 航程； 偏心涡

扇翼飞行器[1](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一个稳定的涡流，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[2-3]，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由多段横流风扇组成(见图2)，本文提出的修改翼型方案可以替代部分机翼段。

图1　扇翼飞行器[1]Fig.1　Fanwing aircraft [1]

国外Peebles等[4-7]与英国帝国理工学院教授Graham[8]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[9-11]通过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[13-14]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，尚无系统性的研究。中国航空工业空气动力研究院的蒋甲利等[15-18]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，先后进行了气动力测量和粒子图像测速(PIV)试验，对风扇翼整体气动布局与部分设计参数做了初步探索。南京航空航天大学的吴浩东[19]对风扇翼的工作机理、设计参数和内部偏心涡特性进行了理论研究，模拟了风扇翼内部涡量的变化，并通过广义Kutta-Joukowski定理解释了风扇翼高升力的原因。此外，南京航空航天大学的王仁华等[20-22]研究了不同飞行迎角对风扇翼气动特性的影响，通过对风扇翼飞行原理的分析，对风扇翼飞行控制领域开展了一些基础工作。

目前国内外主要通过提高横流风扇的转速来增大扇翼飞行器的升推力，但是这样会消耗大量的能量，而且还会产生很大的噪声，进而限制了该飞行器的航程和飞行范围。为了能够很好地解决这一问题，本文对原有的扇翼翼型进行修改，利用前缘弧形槽低压涡所产生的吸力对翼型后缘的附面层进行控制，达到增升减阻的效果，可以替代部分风扇翼飞行器机翼，提高该飞行器的飞行性能。

1　计算模型

本文所使用的扇翼飞行器基本机翼模型如图3 所示。根据其特殊的几何形状及流场特性，对基本翼型的几何形状进行了相应的修改，利用前缘弧形槽内旋转的横流风扇所产生的低压涡为其后缘面的附面层注入一定的能量，延缓气流分离的发生，改善该飞行器大攻角时的气动性能，同时缩小其气动中心的变化范围，使其具有良好的稳定性和操纵性。

为了模拟基本翼型和修改后翼型的流场特性及主要的气动参数，需要建立合适的几何模型。图4为扇翼飞行器机翼的基本翼型，其与早期研究所使用的翼型几何形状相比并没有发生太大的变化,只是所使用的横流风扇叶片的截面形状有所不同。其中基本翼型的几何参数主要有弦长L、前缘开口角Ψ、叶片安装角Φ、后缘夹角θ以及弧形槽半径R，如表1所示。

图3　扇翼飞行器机翼模型Fig.3　Model of fanwing aircraft wing

图4　基本翼型Fig.4　Basic airfoil

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

图5所示的翼型是在基本翼型的基础上修改而来的能够对后缘面附面层进行控制的翼型截面形状，与基本翼型相比，其主要区别是在后缘面和弧形槽位置分别开槽，并且可以通过阀门来调节槽口的开启及开启尺寸。阀门开启后可以使弧形槽内的漩涡流作用到后缘面有可能发生分离的气流，以便利用漩涡流大压力梯度的特性，为后缘面附面层注入一定的能量。L1和L2分别为翼型后缘面和弧形槽内开槽的垂向尺寸，其中L2取固定值4 mm，L1分别取10 mm、20 mm和30 mm。

图5　修改后的翼型Fig.5　Modified airfoil

2　网格划分

本文所使用的网格为非结构滑移网格，滑移网格将整个流场划分为两部分。一部分随着叶片一起旋转，另一部分则静止不动。同时为了能够更加精确地捕捉翼型周围流场的细节，对翼型周围的网格进行了加密处理。本文使用重整化群 (Renormalization-group, RNG)k-ε湍流模型，该湍流模型能够有效地处理旋转部件对整个流场的影响。横流风扇作为风扇翼翼型的主要组成部分，对其流场起着主导型的影响，因此本文选取该湍流模型进行数值模拟。对于压力与速度的耦合采用求解压力耦合方程组的半隐式方程(Semi-Implicit Method for Pressure-Linked Equations， SIMPLE)算法。对流项采用2阶迎风格式进行离散。对整个流场采用非结构网格的有限体积法进行计算。对于翼型壁面采用无滑移边界条件。整个流场的边界条件和计算域如图6所示，定义速度入口边界条件V，压力出口边界条件p。事实上真实的计算域要比图中所显示的大得多，此处只是为了能够清楚地看到翼型的内部计算区域。对于旋转的横流风扇叶片采用滑移网格进行处理，叶片被两个同心圆所包围，其内部的网格单元随叶片一起旋转，内部的网格单元通过两个同心的交接面与相邻的静止单元进行流场信息的交换。本文以Navier-Stokes方程为主控方程，结合滑移网格技术，建立了一套适合于风扇翼气动特性研究的计算模型，应用CFD方法和商业软件FLUENT进行风扇翼气动特性数值模拟计算。

图6　计算域和边界条件Fig.6　Computational domain and boundary conditions

3　计算结果

3.1算例验证

南京航空航天大学的邸南思等对扇翼机翼进行了风洞试验[23-26]，完成了扇翼机翼在不同工况下气动力的测量。为了验证本文所采用数值方法的有效性，本节选取来流速度为10 m/s，迎角α=0°，横流风扇转速n=400～1 200 r/min,将扇翼机翼的升力系数CL和推力系数CT的试验值与本文数值计算结果进行了对比，如图7所示，从图中可以看出随转速增加，升力系数和推力系数逐渐增加，且计算结果与试验结果趋势吻合较好。

图7　升力系数和推力系数的试验值和计算值对比Fig.7　Comparison of test and numerical values of lift and thrust coefficients

3.2基本翼型与修改翼型的流场及气动特性对比

本文在来流为10 m/s，横流风扇转速为3 000 r/min 的情况下，对两种翼型不同迎角下的流场及气动特性进行数值计算和分析。图8和图9 分别为两种翼型在迎角为4°时所对应的速度矢量图和压力云图。

在两种翼型的前缘弧形槽内同样能够观察到与横流风扇数值模拟和试验所出现的偏心涡相似的涡结构。该涡能够产生相当大的速度梯度，由牛顿黏性定律可知切应力正比于速度梯度，因此在横流风扇内部，涡产生的能量绝大部分被耗散，只有少部分用于产生增升所需的压力梯度。从图9 基本翼型的静压云图中可以看到前缘弧形槽表面的静压很小，这主要是因为弧形槽表面的气流在高速旋转横流风扇的带动下具有很大的速度，因此其静压很小，由附面层理论可知在附面层内沿物面的法线方向压力基本保持不变，弧形槽表面的静压也很小，其相对压力的值为负，因此称之为吸力，图10所示的两种翼型的静压分布曲线(α=4°)也可以说明这一点。这样在阀门开启的情况下，修改翼型后缘槽口的气流在该吸力的作用下流入后缘的腔体内，在后缘腔体和弧形槽连接处气流分为两部分，一部分仍然在腔体内流动，形成了一个类似于死水的漩涡结构；另一部分流入了前缘弧形槽内，随横流风扇叶片一起旋转。

图8　两种翼型的速度矢量图Fig.8　Velocity vector diagram of two kinds of airfoil

图9　两种翼型的压力云图Fig.9　Pressure contour of two kinds of airfoil

修改翼型的静止壁面被分成了翼型A和翼型B两部分，其分别为弧形槽的下半部分和上半部分。从图10中修改翼型的静压分布曲线可以看出整个翼型的升力主要还是由前缘弧形槽所产生。与基本翼型相比，翼型A弧形槽的吸力分布不再平坦，而是在气流的进口附近出现了一个吸力峰，但是翼型B弧形槽的吸力分布依然是平坦的，这主要是因为腔体内的气流沿横流风扇的旋转方向首先注入进口附近位于翼型A的弧形槽，从而使得进口附近的气流加速，静压也进一步减小。随着横流风扇叶片的旋转，进口气流注入的能量被均匀化，因此翼型B弧形槽表面的气流速度分布基本均匀。

图10　两种翼型的静压分布曲线Fig.10　Static pressure distribution curves of two kinds of airfoil

如图11所示，与基本翼型相比，前缘弧形槽表面的气流速度整体增加，吸力也整体增大。而两种翼型下表面的静压分布基本相同，只是翼型A部分的后缘上表面在进口气流的冲击下出现了一个压力峰值，这部分的压力分布对整个翼型的升力分布是不利的，因此应该尽量减小这部分气流的冲击。总体来说修改翼型对压力分布图的大致形状影响不是很大，而是局部地提高了吸力的大小，进而使得翼型的整体升力增大。

图11　三种翼型的静压分布对比Fig.11　Comparison of static pressure distribution of three kinds of airfoil

随着迎角的增大，翼型后缘开始发生气流分离，并且分离的区域逐渐扩大。分离流的范围及强度不但会影响机翼自身的操稳特性及大迎角的机动性，而且还会对采用正常布局型式飞行器的水平尾翼的设计造成一定的影响，因此延缓气流分离的发生变得十分重要。现今涡流发生器及吹气的方法已经广泛应用于航空工业，其原理均不外乎是为后缘面的附面层注入一定的能量，改变其原有的附面层内的速度分布，使得翼型表面的流体微团受到更大的切应力，从而不易发生分离。本文的修改翼型采用同样的原理，不同的是此处的翼型不需要附加额外的装置去专门为附面层注入能量，而是利用其所特有的流场特性，通过开槽添加阀门的方式对基本翼型进行修改，其原理如图12所示。这样不但有效地减小了飞行器的重量，而且提高了自身的可靠性。

图12　修改翼型附面层控制原理Fig.12　Control principle of boundary layer of modified airfoil

然而当迎角较小时，对于基本翼型而言，在开槽的位置处并没有发生分离，分离也许是在其后的某一点产生，此时修改翼型并没有对分离流起到直接的吸附作用，而是通过对分离前气流的加速来间接地延缓气流分离，但是对于修改翼型而言，开槽点以后没有壁面，因而也就没有所谓的延缓开槽点以后的气流分离的说法。此时正压力梯度的作用仅仅只是加速了上表面气流的速度，因此相对于基本翼型而言所产生的升力的增量也都是由速度的增加造成的。随着迎角的逐渐增大，气流分离可能会在开槽点以前发生，这样作用在附面层上的正压力梯度不仅可以加速上表面的气流，同时也可以使得分离点向后移动，其升力的增量明显大于小迎角时的升力增量，如图13 所示，升力的增量随着迎角的增大而增大，总体来说修改翼型的升力线斜率增大，失速迎角也增大，这不但有利于风扇翼飞行器的起飞着陆性能而且还有利于其大迎角时的机动性和操稳特性。

通过前面的静压分布曲线可以看到位于翼型B的前缘弧形槽具有较大的吸力，这就使得翼型的压差阻力表现为正值，但是弧形槽的其他阻力(摩擦阻力、诱导阻力)依然为负值。在小迎角时弧形槽的压差阻力在来流方向的投影比较大，加上横流风扇叶片向后排气所获得的反推力，两者加起来使得翼型具有较大的推力，这也是风扇翼飞行器机翼有别于常规机翼的另一个比较特别的气动特性。随着迎角的增大，压差阻力在来流方向的投影逐渐变小，同时叶片向后排气的反推力由于气流分离的原因也随之变小，摩擦阻力和诱导阻力占主导地位，翼型的推力随着迎角的增大进一步减小，最后当迎角达到一定值时，推力的值变为负值。对于修改翼型而言，压差阻力的效果更为明显，因为正压力梯度的吸力延缓了气流分离的发生，而其作用在大迎角时更为显著。从图14中可以看到在迎角为0°～25°时，随着迎角的增大，其增量逐渐变小。在25°以后发生了转折，其增量开始出现一个局部的小峰值，对于这一变化，主要是由于分离点随着迎角的增大而前移所造成的。在25°以前分离点位于槽口以后，在这一迎角范围内，吸力对附面层的影响几乎是相等的，但是迎角增大所造成的诱导阻力一直在增加，所以相对于小迎角时，其升力的增量在逐渐减小。当迎角增大到25°以后，气流的分离点前移到开槽点以前，正压力梯度所产生的吸力对附面层的作用开始变得比较明显，横流风扇叶片的反推力和弧形槽的压差阻力的正值都有一定的增加，因此在25°～30°之间，翼型的推力出现了一个局部小峰值，随后又将继续减小，当迎角大到一定程度即翼型的上表面发生了极其严重的气流分离时，吸力对附面层的影响几乎可以忽略不计，翼型的推力将大幅减小。

图13　两种翼型的升力系数曲线Fig.13　Lift coefficient curves of two kinds of airfoil

图14　两种翼型的推力系数曲线Fig.14　Thrust coefficient curves of two kinds of airfoil

3.3阀门开启尺寸对增升效果的影响

通过3.2节的分析可知，后缘面阀门开启尺寸即L1的大小与翼型在某一迎角下的气流分离点有着密切关系，此处分别对不同的后缘阀门开启尺寸即L1的取值对其升力曲线的影响进行分析。

由图15可知在翼型未失速前，随着L1的增大，相同迎角下修改翼型的升力系数增大，但是L1越大，其失速迎角越小，且其所对应的最大升力系数越小。如图16所示，假设基本翼型失速时的迎角为α1，气流分离点为a点，那么当L1=10 mm，α=α1时，修改翼型的分离点位于a点以前，此时后缘的吸力能够起到很好延缓气流分离的作用。当L1=20 mm，α=α1时，修改翼型的分离点位于a点以后，此时后缘的吸力并不能起到很好延缓气流分离的作用，并且此时修改翼型的上半部分由于L1的增大而损失了部分的升力。综合起来，修改翼型相比基本翼型而言，在α<α1时就发生了失速，但是修改翼型的最大升力系数仍然大于基本翼型。当L1=30 mm时，吸力对附面层的影响基本和L1=20 mm是相似的，但是由于L1进一步增大，造成了更多的升力损失，此时其失速迎角要变得更小。

图15　不同L1下修改翼型的升力系数曲线Fig.15　Modified airfoil’s lift coefficient curves under different L1

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

4　结　论

1) 与基本翼型的流场相比，修改翼型在后缘腔体内出现了一个与前缘凹槽内漩涡旋转方向相同的漩涡，该漩涡改变了修改翼型的表面压力分布，其主要表现在增大了前缘弧形槽的吸力大小，同时由于在后缘吸力作用下的绕流的冲击作用，使得在后缘位置出现了一个明显的不利的压力峰值。综合而言，修改翼型的压力分布明显优于基本翼型的压力分布，但是后缘腔体内的漩涡流的存在损失了机翼的内容积，对风扇翼飞行器机翼空间利用带来了一定困难，故修改段的翼型可布置在远离机身段，以便有效利用机翼内部空间。

2) 通过对基本翼型的修改，能够有效地对附面层起到控制作用。翼型后缘阀门开启尺寸即L1不同，其对气动性能的影响也不同。在小迎角下，随着L1的增大，修改翼型的升力系数增大。推力系数大于相同迎角下基本翼型的推力系数，但是修改翼型的推力系数在某一迎角下会出现一个小峰值。迎角增大到一定的范围内，存在一个临界值Lcritical。当L1≤Lcritical时，修改后的翼型在相同迎角下的升力系数大于基本翼型的升力系数。当L1>Lcritical时，在修改翼型发生失速前，修改翼型的升力系数大于基本翼型的升力系数，但是其失速迎角减小，最大升力系数也小。

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杜思亮男， 博士研究生。主要研究方向： 飞行力学与控制， 飞行器空气动力学。

Tel: 025-84892620

E-mail: kjofchina@qq.com

芦志明男， 硕士研究生。主要研究方向： 飞行器空气动力学。

E-mail: 1315016423@qq.com

唐正飞男， 博士， 副教授。主要研究方向： 飞行器空气动力学。

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； 录用日期：2016-04-05；

时间： 2016-04-0809:33

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

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

.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， 芦志明， 唐正飞. 扇翼飞行器翼型附面层控制数值模拟[J]． 航空学报, 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