孟琳,葉永強*,李楠

南京航空航天大學(xué) 自動化學(xué)院,南京 210016

飛行器的發(fā)展,一是追求經(jīng)濟性和高效性,這是飛機的特長；二是追求垂直起降,不需要起降跑道,低空低速性能好,這是直升機的特長。但是這兩類飛行器也都存在缺憾,飛機要求較大的機場和專用跑道,低空低速適用性差,不適合狹小空間區(qū)域的使用；直升機結(jié)構(gòu)和操縱復(fù)雜,續(xù)航時間短,有效載荷低。近年來,國內(nèi)外正在探索一種新概念扇翼飛行器,它是介于直升機和固定翼飛機之間的一種大載荷低速飛行器,由于扇翼飛行器結(jié)構(gòu)和操控簡單,具有高飛行效率、高載荷、低噪聲和短距起降等優(yōu)點,使其在民用和軍用上獲得很大的發(fā)展優(yōu)勢,成為近年來飛行器領(lǐng)域新的研究熱點。它是一種從原理到構(gòu)型都不同于常規(guī)固定翼、旋翼、撲翼飛行器的新原理、新概念飛行器。

圖1 扇翼飛行器的氣動增升裝置Fig.1 Aerodynamic lift generating device used in fan-wing aircraft

1 扇翼飛行器的飛行原理

扇翼飛行器是在固定翼飛機機翼前緣安裝橫流式風(fēng)扇,用以同時提供升力和推力,橫流式風(fēng)扇軸向長度不受限制,可以根據(jù)不同的應(yīng)用需求任意選擇葉輪的長度,其工作原理如圖1所示,因此,將其稱為扇翼飛行器或扇翼機。

由圖1扇翼飛行器的氣動增升結(jié)構(gòu)圖,即扇翼的二維剖面圖可知,氣流流過扇翼時被分為兩個部分:一部分氣流經(jīng)過旋轉(zhuǎn)葉片加速,從扇翼上緣流過,沿著機翼后緣斜面流出；另一部分氣流被橫流式風(fēng)扇吸入,在出口處又分成兩部分,①經(jīng)旋轉(zhuǎn)葉片加速后,沿后緣斜面流出,與前一部分氣流融匯組合,加速斜面上表面空氣流動,②沿機翼的弧形上翼面反向流動,在葉片中心偏左下方的地方形成了一個顯著的低壓偏心渦[1]。這兩部分氣流都是扇翼飛行器產(chǎn)生升力的重要來源。當(dāng)風(fēng)扇轉(zhuǎn)動時,機翼后緣斜面上下表面由于空氣流速不同,形成壓力差,產(chǎn)生小部分升力。同時風(fēng)扇內(nèi)部產(chǎn)生強有力的偏心渦,形成了低壓區(qū),使得機翼前半部分圓弧形區(qū)域的上下表面產(chǎn)生較大壓力差,從而產(chǎn)生更大部分升力,這部分升力是扇翼飛行器升力的主要來源。相對于扇翼轉(zhuǎn)動產(chǎn)生的升力,機翼和機身等結(jié)構(gòu)本身產(chǎn)生的升力很小。

扇翼飛行器獲得的推力也可以分為兩部分:一部分推力是葉片轉(zhuǎn)動時,葉片推動氣流向后排出,根據(jù)牛頓第三定律,氣流為葉片提供了向前的反推力,從而形成推力；另一部分推力是由偏心渦提供的,由于低壓偏心渦大多形成于葉片內(nèi)部偏左下方的位置,這就影響了扇翼水平方向的壓強分布[2-3],進而產(chǎn)生一個向前的推力。

扇翼飛行器的升力和推力的大小主要是通過控制橫流式風(fēng)扇的轉(zhuǎn)速和來流迎角實現(xiàn)的,這是扇翼飛行器與普通固定翼飛機最大的不同,而其操控系統(tǒng)的結(jié)構(gòu)和原理與固定翼飛機的基本一致。

圖2 Dornier提出的扇翼飛行器結(jié)構(gòu)[6]Fig.2 Fan-wing aircraft structure by Dornier[6]

2 扇翼飛行器的提出

1893年,法國電氣工程師Mortier發(fā)明了橫流式風(fēng)扇[4]。與其他風(fēng)扇相比,這種風(fēng)扇的動壓較高,氣流平穩(wěn),可以獲得高速且較大寬度范圍的平穩(wěn)氣流。除此之外,橫流式風(fēng)扇與傳統(tǒng)風(fēng)扇相比最大的優(yōu)勢在于其長度可以任意選取,這種特性與固定翼飛機的機翼很好得吻合起來,這成為扇翼飛行器誕生的重要理論基礎(chǔ)。早在19世紀(jì)末期,人們基于橫流式風(fēng)扇可以控制空氣流動這一特點,就想到在機翼上裝配水平軸向轉(zhuǎn)動的風(fēng)扇來綜合考慮升力和阻力。但由于當(dāng)時加工工藝、材料以及發(fā)動機的種種限制,這一設(shè)想未能付諸實施。

萊特兄弟成功進行了飛機的第一次試飛后,引起人們極大的興趣,越來越多的人加入到航空領(lǐng)域的探索隊伍中。1938年,德國航空工程師Ackeret首次提出將橫流式風(fēng)扇應(yīng)用在飛機上,以減小翼型阻力,Ackeret的設(shè)想是通過內(nèi)置的橫流式風(fēng)扇轉(zhuǎn)動,來加速附面層的氣流,從而獲得飛行動力,減小飛行阻力,他在文章中也提到了橫流式風(fēng)扇相應(yīng)尺寸的初步計算,但是并未給出扇翼整體設(shè)計構(gòu)型[5],而扇翼飛行器的總體構(gòu)型設(shè)計是其發(fā)展中迫切需要解決的關(guān)鍵技術(shù)之一。直到1962年Dornier[6-7]提出了一種將橫流式風(fēng)扇嵌入到固定翼飛機機翼中,通過扇翼轉(zhuǎn)動來提供飛行動力的飛行器結(jié)構(gòu),如圖2所示。機翼結(jié)構(gòu)是在風(fēng)扇后側(cè)設(shè)計一個偏斜平板,用以調(diào)節(jié)入口面積,通過對兩側(cè)機翼上風(fēng)扇轉(zhuǎn)速的差動控制,實現(xiàn)飛行器的滾轉(zhuǎn)和偏航運動,從而實現(xiàn)飛行器的飛行控制。該設(shè)計方案還隱含著一種推力矢量控制技術(shù),Dornier雖然沒有給出推力矢量控制的詳細(xì)設(shè)計方案,但給出了通過改變風(fēng)扇出口氣流方向,來實現(xiàn)矢量推力控制的設(shè)計思路。遺憾的是,由于當(dāng)時技術(shù)條件的限制,該方案未能付諸實施。

20世紀(jì)70年代,橫流式風(fēng)扇在飛行器上的應(yīng)用得到空前發(fā)展[8-10],陸續(xù)出現(xiàn)了很多組織和學(xué)校將其加入研究應(yīng)用行列,包括美國LTV(Ling-Temco-Vought)公司沃特系統(tǒng)分部、洛克希德公司以及德克薩斯大學(xué)阿靈頓分校等。

1979年,Harloff打破了人們對于橫流式風(fēng)扇的應(yīng)用局限,提出了把橫流式風(fēng)扇應(yīng)用到航空上,進行流動控制和實現(xiàn)矢量推力,并首次基于實驗的手段,研究了橫流式風(fēng)扇在較高轉(zhuǎn)速下的流場特性,得到了橫流式風(fēng)扇性能特點和幾何參數(shù)的關(guān)系,并首次在理論上證明了橫流式風(fēng)扇可用于飛機巡航和垂直起降[8]。同時,Harloff也提供了一組可應(yīng)用在飛行器上的橫流式風(fēng)扇的相關(guān)幾何數(shù)據(jù),這是世界上僅有的幾組公開數(shù)據(jù)之一。其中他的實驗工作是在LTV公司與美國海軍航空系統(tǒng)簽訂合同的前提下進行的。Harloff和Wilson[9]主張橫流式風(fēng)扇可以應(yīng)用于航空領(lǐng)域,但是必須能夠通過操縱扇翼轉(zhuǎn)速來實現(xiàn)飛行器低速到跨聲速的速度變化,在跨聲速時葉片和管道內(nèi)部會發(fā)生劇烈震動,這時氣流的壅塞也成為一個嚴(yán)重問題。1984年,Mazur通過試驗驗證了橫流式風(fēng)扇外形幾何結(jié)構(gòu)對風(fēng)扇工作效率的影響[11],即研究扇翼飛行器時,固定翼部分結(jié)構(gòu)設(shè)計對飛行器整體性能的影響遠(yuǎn)遠(yuǎn)超過旋轉(zhuǎn)葉片部分結(jié)構(gòu)改變帶來的影響。2000年,Gossett在Harloff的實驗數(shù)據(jù)基礎(chǔ)上建立了一個鴨式飛行器的模型,其帶有的橫流式風(fēng)扇設(shè)備能夠?qū)崿F(xiàn)垂直起降,同樣證實了橫流式風(fēng)扇可以應(yīng)用到航空領(lǐng)域,但是這一模型的最終可行性還有待進一步試驗研究[12]。

20世紀(jì)70年代末期,洛克希德公司的Hancock設(shè)計了一種新的翼型方案,該方案采用橫流式風(fēng)扇作為動力系統(tǒng),將多個橫流式風(fēng)扇沿機翼的展向并列安裝,各個風(fēng)扇之間通過軸承連接,并保持一定的間距,提高了其工作適用性[10]。Hancock發(fā)現(xiàn)橫流式風(fēng)扇的性能隨著其結(jié)構(gòu)改變而劇烈變化,他提出的改善后的扇翼結(jié)構(gòu)與Harloff和Wilson提出的結(jié)構(gòu)在入口處非常相似,空氣從機翼上表面進入,尾部流出,延遲氣流的紊亂和分流,以減小飛行阻力,從而實現(xiàn)飛機大迎角飛行不失速。洛克希德公司給出的兩種風(fēng)扇嵌入方式,入氣口可以使氣流從機翼上下表面流入,出氣口則有所區(qū)別:一種是在出氣口安裝一種可以控制空氣流動的襟翼,使得空氣沿著襟翼的上表面流出,從而增加升力；第二種是在翼型的出氣口安裝一個噴氣襟翼,噴氣襟翼的出氣口方向可以改變,由此產(chǎn)生矢量推力。但是,Hancock并未公開他的實驗數(shù)據(jù)。

橫流式風(fēng)扇推進系統(tǒng)應(yīng)用到飛機上這一構(gòu)想,于1975年因得到為美國海軍服務(wù)的LTV公司的重視而開展起來,但是隨著美國海軍方面對短距起降飛機興趣的減弱,橫流式風(fēng)扇在飛行器上的應(yīng)用研究工作也基本停止了。

1998年英國發(fā)明家Peebles完成了扇翼飛行器原型機的首次成功試飛,該原型機翼展為2 m,質(zhì)量為4 kg。Peebles的發(fā)明是把橫流式風(fēng)扇安置在大厚度機翼前緣,這種結(jié)構(gòu)布局一方面加速了機翼上表面的氣流,使得機翼上下表面產(chǎn)生壓力差,由此產(chǎn)生一部分升力。另一方面利用橫流式風(fēng)扇中心區(qū)域產(chǎn)生的低壓偏心渦,影響機翼垂直方向的壓強分布,進而獲得另一部分升力。這種獨特的設(shè)計方案,創(chuàng)造了一種具備低速大載荷特性的新型飛行器[13],至此才真正提出扇翼飛行器的概念,如圖3所示。它的成功試飛證明了利用橫流式風(fēng)扇提供動力理論的可行性。

圖3 首次試飛成功的扇翼飛行器Fig.3 First successful flying fan-wing aircraft

3 國內(nèi)外扇翼飛行器的發(fā)展現(xiàn)狀

隨著扇翼飛行器的發(fā)明及其突出的飛行性能和優(yōu)勢,國外很多公司和高校對其產(chǎn)生濃厚的興趣,進行了更深層次的研究和探索。而國內(nèi)對扇翼飛行器的研究還比較少,僅僅局限在部分高校和科研院所。

3.1 國外扇翼飛行器的研究進展

扇翼飛行器因其獨特的飛行原理和飛行性能,受到了美國、英國等國家相關(guān)科研機構(gòu)的關(guān)注。在美國的NASA和英國的SMART等科研機構(gòu)支持下,研究人員開展了對扇翼飛行器從原理到構(gòu)型等方面的理論研究和試驗探索,制造了原理樣機,并進行了簡單的飛行試驗。

扇翼飛行器的發(fā)展歷程大致可以分為兩個階段:一是2006年以前,人們致力于用試驗驗證扇翼飛行器的可行性和優(yōu)越性(如短距起降和大迎角不失速等),通過理論和試驗研究,揭示扇翼渦升力的產(chǎn)生機理,解決扇翼飛行器的基礎(chǔ)理論問題；二是2006年以后,人們開始用計算流體力學(xué)(Computational Fluid Dynamics,CFD)等方法來優(yōu)化傳統(tǒng)的扇翼模型,提高扇翼飛行器的飛行性能,進行扇翼飛行器的系統(tǒng)和構(gòu)型創(chuàng)新。

1998年,Peebles通過風(fēng)洞試驗驗證了扇翼飛行器理論可行之后,引發(fā)了人們極大的興趣。同年12月,他與倫敦帝國學(xué)院合作,由Forshaw針對扇翼飛行器開展風(fēng)洞試驗,驗證了扇翼飛行器在大迎角下也不會失速[14]。風(fēng)洞試驗結(jié)果表明,扇翼飛行器相較于直升機而言具有更好的隱蔽性,飛行噪聲低,且具有更為簡單的動力系統(tǒng)。

1999年關(guān)于扇翼飛行器的介紹相繼出現(xiàn)在英國廣播公司《明日世界》欄目以及《星期日泰晤士報》上,受到人們的廣泛關(guān)注。同年10月,英國成立了一家Fan Wing公司,確保了扇翼飛行器的研究與發(fā)展。隨后該公司開始了一系列的模型制作與試驗研究工作。2000年與2001年他們對扇翼飛行器進行了大量風(fēng)洞試驗,在試驗的基礎(chǔ)上,制作并成功試飛了一架翼展為1.8 m、質(zhì)量為6 kg的較大扇翼飛行器原型機。隨后一年,又制作了一個小型原型機,并且試飛成功,該原型機翼展為80 cm,轉(zhuǎn)動部分的質(zhì)量為600 g,該模型飛行性能良好,成為當(dāng)時最小的扇翼飛行器。次年,一個更小的扇翼機模型試飛成功,它的翼展只有70 cm。這一系列的試驗和試飛,為扇翼飛行器的研究提供了大量的經(jīng)驗與基礎(chǔ)。

2002年7月,倫敦帝國學(xué)院的Kogler開始對扇翼飛行器的機翼進行研究,它對扇翼飛行器做了水下和風(fēng)洞試驗,得到的結(jié)果表明,低速飛行時扇翼飛行器的飛行效率要比直升機高出35%,在他的試驗中扇翼飛行器在迎角大于40°的時候會產(chǎn)生失速,因此建議為避免失速應(yīng)該補充額外的功率。與Forshaw的試驗不同,Kogler認(rèn)為應(yīng)該將巨大的地面效應(yīng)考慮在內(nèi),并且扇翼飛行器在非常大的迎角下會失速[15]。雖然現(xiàn)在仍然無法獲得Kogler此次試驗的具體操作方法,但是他的試驗數(shù)據(jù)結(jié)果一直作為后來扇翼飛行器研究的經(jīng)典參照。同年10月,在英國政府資助的輕型無人駕駛飛機項目下進行的風(fēng)洞試驗中,Patt、Kogler和帝國理工大學(xué)航空系主任Graham對扇翼飛行器的機翼進行了更為精確的風(fēng)洞試驗,他們共同設(shè)計的機翼在低速飛行時比直升機的效率高50%,試驗證明Kogler當(dāng)時測量的扇翼飛行器的工作效率偏低,Graham由此結(jié)果推斷100馬力(1馬力=735.499 W)的動力能夠提供約19 600 N的升力,并在此基礎(chǔ)上于2003年9月設(shè)計了一個翼展為2.2 m的原型機,其后該模型成功攜帶8 kg的有效載荷飛行,模型起飛重量達(dá)17.5 kg,續(xù)航時間達(dá)8 h,同時具有良好的起飛性能、穩(wěn)定性和操縱性。2004年,他們將雷達(dá)和監(jiān)視系統(tǒng)安裝在該模型機身內(nèi)部,并成功進行了試飛?；陲w行控制技術(shù)的成熟發(fā)展,2005年6月在英國政府的資助下,他們開始著手研制超輕型有人駕駛的扇翼飛行器,該項目的設(shè)計工作最后被加入到倫敦帝國學(xué)院超輕型仿真項目中。

在此之后,人們致力于研究扇翼飛行器垂直起降與短距起降的優(yōu)越性能。2005年12月,Fan Wing公司使用一種超輕型扇翼飛行器模型進行試驗,該飛行器翼展為1.4 m,起飛重量為6 kg,飛行速度為0～75 km/h,并實現(xiàn)了扇翼飛行器的垂直起降。同年推出一款矢量推力控制的扇翼飛行器,其凈質(zhì)量為6 kg,最大起飛重量為12 kg,翼展為1.6 m,飛行速度為8 m/s。該飛行器通過在翼型前緣設(shè)計一段活動面板以實現(xiàn)在不同飛行狀態(tài)下對繞翼型環(huán)量的控制,進而直接控制產(chǎn)生的升力和推力,提高控制效率,具有極高的操縱性。2005—2006年在英國帝國理工學(xué)院啟動的微型飛行器仿真項目中,Ahad和Graham使用X-Plane軟件建立扇翼飛行器模型并進行仿真模擬,用做飛行特性的研究以及扇翼飛行器首批飛行員的教學(xué)模型。通過這個模型證實,扇翼飛行器的起降距離小于一般的微型輕型飛行器,可以實現(xiàn)低速航行,而通過改變傾斜角度,可使巡航速度翻倍,同時相對于其本身的質(zhì)量而言該模型具有優(yōu)越的爬坡性能,即可以高效地將引擎推動力轉(zhuǎn)化為升力[16]。

盡管Forshaw和Kogler等在試驗中很好地預(yù)測了飛行器整體的空氣動力學(xué)特性,但是,由于當(dāng)時試驗條件的限制,采用手動定位的壓力探針來探查流場特性,這樣的測量很不準(zhǔn)確。再加上扇翼復(fù)雜的空氣動力學(xué)現(xiàn)象,使得研究者無法獲得扇翼轉(zhuǎn)動時氣流的細(xì)節(jié)變化狀況,因此他們的測量只是預(yù)測了扇翼飛行器的整體特性,試驗結(jié)果并不準(zhǔn)確。直到先進計算機技術(shù)的發(fā)展使學(xué)者們不再局限于對原始模型的探究,而是開始利用計算機技術(shù)對扇翼飛行器的翼型進行改善和優(yōu)化,進而獲得更好的飛行效率。自此,扇翼飛行器的研究進入全新發(fā)展階段。

2006年,Kummer等在美國成立了Propulsive Wing,LLC公司,致力于新概念推進翼飛行器的研究。同年Kummer和Dang基于CFD提出扇翼推進系統(tǒng)來提供飛行器飛行升力和推力的機翼構(gòu)型,該機翼結(jié)構(gòu)如圖4所示[17]。該設(shè)計是將橫流式風(fēng)扇嵌入翼型尾部邊緣,通過一個可上升的翼尾結(jié)構(gòu)作為氣流入口導(dǎo)流板,吸收和導(dǎo)引氣流進入橫流式風(fēng)扇,通過風(fēng)扇加速后從翼尾處流出,進而增加升力減小阻力。

圖4 裝有橫流式風(fēng)扇的機翼結(jié)構(gòu)圖[17]Fig.4 Cross flow fan airfoil geometry[17]

圖5 雙尾翼結(jié)構(gòu)的扇翼飛行器Fig.5 Twin-tail fan-wing aircraft

隨著CFD仿真技術(shù)的發(fā)展,2007年金士頓大學(xué)的Duddempudi等在Peebles發(fā)明的扇翼飛行器基礎(chǔ)上,進行了三點修正:去除轉(zhuǎn)子中心處的軸；降低氣流出口處固定翼的高度；延長進口處翼型的長度。綜合考慮了計算區(qū)域的大小、網(wǎng)格劃分等因素對試驗靈敏度的影響,經(jīng)過多次調(diào)整試驗,選取合適的數(shù)值進行模擬仿真,并采用湍流模型,減少試驗誤差,使CFD仿真結(jié)果更為精確。通過仿真,驗證了偏心渦的存在,同時對扇翼飛行器的結(jié)構(gòu)運用數(shù)值模擬手段分析了飛行器翼型和風(fēng)扇轉(zhuǎn)軸對飛行器氣動特性的影響,結(jié)果發(fā)現(xiàn)增加翼型的弦長、去除風(fēng)扇轉(zhuǎn)軸可以提高升阻比達(dá)29.42%[18]。2009年,伊朗科技大學(xué)的Askari和Shojaeefard基于Peebles發(fā)明的扇翼飛行器進行CFD仿真模擬,同樣采用湍流模型,研究扇翼飛行器的繞流狀況,探索橫流式風(fēng)扇內(nèi)部的偏心渦運動[19],將研究結(jié)果與2002年Kogler的研究結(jié)果進行對比,與其試驗結(jié)果一致,數(shù)值模擬也觀察到了偏心渦和翼尾渦的存在,只是升力和阻力存在小量誤差,而在工程應(yīng)用中,這些誤差是允許的。隨后,Askari和Shojaeefard更是對扇翼飛行器翼型提出了非常具有創(chuàng)新意義的改進[20],提出了全新的翼型結(jié)構(gòu)。即將固定翼部分做成中空結(jié)構(gòu),在斜面段上翼面開槽,增加機翼的過流能力,下翼面設(shè)計成向內(nèi)凹的弧面,從而更好地引導(dǎo)氣流緊貼翼面流動。最后,僅通過改變翼型就提高了升力,且提高程度大于10%,減少的阻力大于2.8%。2011年,他們又用試驗方法研究扇翼飛行器的失速問題,采用TE-44風(fēng)洞平臺進行三角天平測力。試驗中用到測力板和安裝板,其中測力板可以平行于安裝板運動,扇翼運動通過中間軸帶動測力板運動,扇翼飛行器向上運動或迎角變化的時候,觸動安裝板上的3個應(yīng)變式測力傳感器,得到3個數(shù)據(jù)F1、F2、F3,其中升力等于F1與F2的和,阻力等于F3。通過試驗,得出結(jié)論,即可以通過增大翼襟偏角代替增大迎角,從而獲得翼尾處較大的上下流速比,進而避免失速,同時,扇翼增大旋轉(zhuǎn)速度同樣可以避免失速和氣流分離[21]。

與固定翼飛行器相似,在翼梢尾渦的影響下,扇翼飛行器的機翼后側(cè)也存在著強烈的下洗氣流。因此,2011年,在Seyfang的建議下,Peebles等對飛行器結(jié)構(gòu)提出了一種新的設(shè)想,設(shè)計了一種雙尾翼結(jié)構(gòu),并改變端面形狀,這樣的結(jié)構(gòu)不僅可以避免下洗氣流的影響,還可以利用翼梢處的上升氣流來提高升力,減小飛行阻力[22]。同時機翼采用長弦長,提高了扇翼飛行器的升阻比和巡航性能[23]。雙尾翼結(jié)構(gòu)如圖5所示。

經(jīng)過學(xué)者們的試驗研究,扇翼飛行器于2008年6月在威爾士一個國際航空展上完成了其公開首秀,如圖6所示。目前,美國和英國政府已經(jīng)把扇翼飛行器作為一種無人駕駛偵察機的可行模型投入研究,而有人駕駛的扇翼飛行器也將在幾年內(nèi)進入樣機測試。在以往的試驗中,Duddempudi等僅僅通過改變扇翼翼型,就獲得29.42%的升阻比提升,不難想象,通過進行扇翼飛行器其他方面的完善也能對它的飛行性能帶來突破性的提升。因此扇翼飛行器的動力系統(tǒng)研究受到學(xué)者們的高度重視,即降低噪聲、提高升阻比的相關(guān)研究,進而提高扇翼飛行器的飛行速度、穩(wěn)定性以及整體性能。

圖6 扇翼飛行器航空展首秀Fig.6 First public flight of fan-wing aircraft

3.2 國內(nèi)扇翼飛行器的研究進展

由于國內(nèi)扇翼飛行器的研究才剛剛起步,至今僅存在于部分研究所和高校,如:中國航空工業(yè)空氣動力研究院、南京航空航天大學(xué)、華東理工大學(xué)。

2007年中國空氣動力研究院的牛中國、蔣甲利等對扇翼的結(jié)構(gòu)進行了大量的研究工作。他們通過CFD方法研究了轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)速、葉片偏角以及飛行速度對扇翼飛行器氣動特性的影響[24]。仿真結(jié)果證明3個因素相輔相成,因此良好的飛行性能來自于3個因素的協(xié)調(diào)處理。其中葉片偏角影響轉(zhuǎn)子最大速度的周向分布,轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)速和葉片偏角確定機翼環(huán)量大小,而在飛機飛行時,環(huán)量的大小又影響飛行速度。通過一系列的風(fēng)扇葉片偏角進行二維機翼的數(shù)值模擬分析,當(dāng)來流速度為零時:葉片偏角小于8°時,升力系數(shù)隨著轉(zhuǎn)速的增大而增大；葉片偏角大于8°時,升力系數(shù)隨轉(zhuǎn)速的增大反而減小[25]。通過數(shù)值計算和風(fēng)洞試驗,并進行常規(guī)測力和粒子圖像測速 (Particle Image Velocimetry,PIV)兩項,對扇翼飛行器進行翼型優(yōu)化。在分析同一設(shè)計狀態(tài)下各翼型的升阻比特性及同一翼型在不同工作狀態(tài)下的升阻比特性時發(fā)現(xiàn),優(yōu)化的翼型可顯著改善流場的繞流特性,從而提高飛行性能[26]。他們通過風(fēng)洞測力和粒子圖像測速測量扇翼飛行器的流場矢量圖等試驗進行驗證,結(jié)合理論計算和風(fēng)洞試驗結(jié)果,采用FL-5風(fēng)洞平臺,試驗?zāi)Ｐ褪褂幂^輕的骨架結(jié)構(gòu),采用“彎刀尾撐”的方式進行支撐,并采用六分量應(yīng)變式內(nèi)置天平進行測量。設(shè)計了不同葉片寬度和不同葉片偏角的模型,用以研究風(fēng)扇轉(zhuǎn)速和葉片幾何參數(shù)對空氣動力性能的影響,以及來流速度和飛機迎角對空氣動力學(xué)性能的影響,從而優(yōu)化飛行器模型[27]。

2011年,南京航空航天大學(xué)研制并成功試飛了國內(nèi)首架扇翼飛行器,其平飛速度約為36 km/h,可攜帶2 kg的有效載荷,起飛距離小于5 m,實物圖如圖7所示。

圖7 南京航空航天大學(xué)試飛成功的扇翼飛行器Fig.7 Successful flight of fan-wing aircraft by Nanjing University of Aeronautics and Astronautics

南京航空航天大學(xué)的楊忠教授和他的學(xué)生也在扇翼飛行器領(lǐng)域做了一些探索性的工作。他們基于CFD方法進行數(shù)值模擬,得到低速大迎角下繞翼型的流場,分析并比較了不同迎角下的流場結(jié)構(gòu),給出了升阻力隨迎角的變化關(guān)系[28]。在此基礎(chǔ)上對比分析了翼型局部幾何形狀改變后得到的數(shù)值模擬結(jié)果,通過降低翼型弧形前緣的高度使氣流附著于翼型表面,得到理想的流場,可以在增大升力的同時減小阻力,提高飛行效率。楊教授和他的學(xué)生以某型扇翼飛行器為研究對象,在分析其結(jié)構(gòu)特點和飛行原理的基礎(chǔ)上,建立了扇翼飛行器的縱向數(shù)學(xué)模型,在此基礎(chǔ)上進行PID控制,并在MATLAB下對控制律進行仿真,驗證該控制律的有效性[29]。陳滔也對扇翼飛行器短距起降進行了相關(guān)研究,并對某一扇翼飛行器進行建模和經(jīng)典控制律設(shè)計,驗證了其飛行有效性和穩(wěn)定性[30]。

2014年,華東理工大學(xué)的邸南思通過建立扇翼模型,同樣運用CFD方法研究扇翼翼型的非定常流動及靜壓分布情況,研究了扇翼飛行器翼型不同幾何參數(shù)的影響,并證明了橫流式風(fēng)扇內(nèi)部存在偏心渦,且扇翼產(chǎn)生的升力80%來自于偏心渦的作用。其模擬結(jié)果與Askari和Shojaeefard在2009年對于扇翼飛行器的研究結(jié)果非常吻合。論文中分析了扇翼的兩組幾何參數(shù)(固定翼長度和前緣入流角)對扇翼飛行器動力性能的影響。并進行了扇翼飛行器動力性能試驗研究,為了獲得較為精確的試驗結(jié)果,試驗中采用FC3D-50系列微型高精度力傳感器,在測力元件和測力方式上進行改進,并在無來流的情況下進行試驗,試驗結(jié)果與CFD仿真結(jié)果雖存在一定誤差,但是基本吻合[31]。

基于國內(nèi)扇翼飛行器的成功試飛和控制系統(tǒng)的設(shè)計,目前國內(nèi)針對扇翼飛行器的研究重點已轉(zhuǎn)向其動力系統(tǒng)的研究,即扇翼動力的相關(guān)研究,朝著高升力、高精度的渦控技術(shù)發(fā)展,為設(shè)計能超短距、大載荷、易操控、結(jié)構(gòu)簡單的扇翼飛行器提供技術(shù)支持。

圖8 扇翼飛行器運輸機Fig.8 Fan-wing sky-truck

4 扇翼飛行器的應(yīng)用前景

扇翼飛行器是一種介于固定翼飛機和直升機之間的飛行器,具有超短距起降、大迎角不失速、操控簡單、低速飛行穩(wěn)定性和安全性高以及有效載荷大等優(yōu)點,其性能也介于固定翼飛機和直升機之間,這樣的性能可能使它同時成為軍事和民用上的新寵兒。

由于扇翼飛行器的上述優(yōu)點,其軍用和民用應(yīng)用前景廣闊,主要用途包括:

1)戰(zhàn)場、邊境、海岸等地區(qū)的偵察巡邏和通信中繼。先進短距起降性能是現(xiàn)代戰(zhàn)斗機的主要特征之一,因為這種性能要求使得戰(zhàn)斗機無需依賴固定機場,既能從短的或受破壞的跑道以及海軍艦船上起飛,又能像直升機那樣垂直著陸,提高飛機地面生存能力和應(yīng)急出動能力。此外,扇翼飛行器無需復(fù)雜的助推設(shè)備,隨時可以起飛,因此存貯更安全,使用更方便。短距起降、低空低速載荷大和較高的飛行穩(wěn)定性也促使它可以裝備在沒有機場的邊境和海岸地區(qū),也可以作為艦載機,隨時執(zhí)行偵察、監(jiān)測、邊境巡邏、運輸和空中通信中繼等任務(wù)。

2)對地攻擊、電子干擾、低速目標(biāo)攔截等用途。由于扇翼飛行器采用橫流式風(fēng)扇產(chǎn)生動力,相較于直升機而言具有低噪聲的優(yōu)點,這在一定程度上提高了它在執(zhí)行軍事任務(wù)時的生存率。而且,不論是機載任務(wù)載荷的精度,還是機載武器對地面目標(biāo)的攻擊精度,扇翼飛行器的低振動低噪聲環(huán)境都對它們的提升有很大作用。從戰(zhàn)爭發(fā)展規(guī)律看,戰(zhàn)爭對武器裝備的需求是永恒的。從飛機問世以來,人們千方百計開拓它的對地攻擊能力,其后又逐漸發(fā)展其運輸、偵察等性能,扇翼飛行器的大載荷優(yōu)勢,可以使其配備更充足的彈藥,同時實現(xiàn)運輸功能?？傮w來說,扇翼飛行器在執(zhí)行對地攻擊、電子干擾與低速目標(biāo)攔截任務(wù)時,能有效發(fā)揮自身優(yōu)勢,削弱敵軍力量。

3)貨物運輸。隨著無人機開始在商用和民用上嶄露頭角,扇翼飛行器以其獨特的優(yōu)勢而備受關(guān)注。2013年,美國亞馬遜公司公布其推出的名為Prime Air的無人機送貨服務(wù)引起人們的高度注意。今年,谷歌公布送貨無人機“Project Wing”研發(fā)項目,再次引發(fā)熱議,該無人機最近在澳大利亞完成了兩趟實驗任務(wù)。而扇翼飛行器短距起降和低噪聲的優(yōu)點正迎合了他們的需要,相信在未來的某一天空中貨車(Fan Wing Sky-Truck)的構(gòu)想一定能實現(xiàn)。圖8為構(gòu)想中的扇翼飛行器運輸機。

4)搜救與救援用途。扇翼飛行器的高載重、續(xù)航時間長和短距起降性能,使其不僅適用于城鎮(zhèn)民用同時也適用于遠(yuǎn)航搜救,例如城鎮(zhèn)中的近距離滅火,地震救援和物資運輸以及深海的遠(yuǎn)航搜救,這些應(yīng)用對載重、續(xù)航時間以及起飛距離都有著嚴(yán)格的要求。

5)農(nóng)業(yè)上的應(yīng)用。現(xiàn)在,使用飛機噴灑農(nóng)藥雖沒有普及,但是也已經(jīng)成功適用。在噴灑農(nóng)藥和城市害蟲防治方面,必須要求大的載重量,而大載荷正是扇翼飛行器的優(yōu)越性能之一。同時,它獨特的扇翼結(jié)構(gòu),可以作為噴灑農(nóng)藥的輔助動力源,因其轉(zhuǎn)動產(chǎn)生的氣流可以很好地幫助農(nóng)藥的噴灑和擴散。

6)城鎮(zhèn)小型飛行器。在城市中心這樣復(fù)雜的飛行環(huán)境下,需要執(zhí)行飛行距離較遠(yuǎn)、且需要傳送飛行路線上局部細(xì)節(jié)時(如電力線路巡檢、城市道路巡邏等),必須要求飛行器同時具有短距起降、飛行距離遠(yuǎn)、載荷量大、低速飛行高穩(wěn)定性等優(yōu)點,扇翼飛行器正是滿足了上述要求。

5 結(jié)束語

基于扇翼飛行器發(fā)展歷程的回顧,從結(jié)構(gòu)設(shè)想到航空展試飛成功,從扇翼飛行器優(yōu)越的飛行性能到它未來的應(yīng)用前景,人們已經(jīng)成功實現(xiàn)了扇翼飛行器的試飛。但是,扇翼飛行器作為一種特殊原理的新型飛行器,在進行設(shè)計研究的過程中,會碰到一些異于固定翼和直升機的新現(xiàn)象和新挑戰(zhàn),無論在理論分析還是在試驗方面都存在一定的難度。

扇翼飛行器是一種由內(nèi)嵌橫流式風(fēng)扇來同時提供推力和升力的新型飛行器,其升力產(chǎn)生的原理包含偏心渦、切割、分離等復(fù)雜空氣動力學(xué)現(xiàn)象,比固定翼飛機機翼的氣動環(huán)境復(fù)雜得多,對其復(fù)雜流動現(xiàn)象的準(zhǔn)確描述及數(shù)值模擬有一定困難,需要建立一些新的數(shù)學(xué)模型或提出一些新的理論方法來處理這種特殊的氣動現(xiàn)象。另外,無論何種航空飛行器,空氣動力學(xué)原理是其最基本,也是最基礎(chǔ)的問題。而現(xiàn)有的飛行器空氣動力學(xué)的動量、葉素、渦流等理論方法,都不能對扇翼飛行器的推力和渦升力作出較好的描述和預(yù)測,這是目前需要突破的重點內(nèi)容之一。在實際情況中,影響分布式推力和渦升力的因素很多,包括各個氣動部件的氣動參數(shù)選擇及氣動效率,還涉及各部件的相對位置、形狀及幾何尺寸,并受飛行狀態(tài)的影響,這些因素給推力和升力的控制造成了極大困難,從而影響對扇翼飛行器原理的全面透徹掌握,并最終影響扇翼飛行器的設(shè)計。

扇翼飛行器產(chǎn)生的推力和升力主要由偏心渦決定,因此,要控制扇翼飛行器的推力和升力,則需要對偏心渦的強度和位置進行控制。如何掌握偏心渦的變化規(guī)律和控制技術(shù),成為掌握扇翼飛行器飛行原理和核心設(shè)計的關(guān)鍵技術(shù)。偏心渦的強度和位置受風(fēng)扇轉(zhuǎn)速、葉片參數(shù)以及來流參數(shù)等多種因素的影響,需要通過深入細(xì)致的理論和試驗研究才能解決。

而在扇翼飛行器原理試驗驗證方面,分布式推力和渦升力的測量,以及翼面壓強分布和速度分布的測量都可以較為準(zhǔn)確地獲得,但在對關(guān)鍵的風(fēng)扇內(nèi)部的壓強和速度分布(偏心渦的強度和位置)的測量,會因風(fēng)扇旋轉(zhuǎn)而碰到較大困難。目前對扇翼飛行器的研究大多停留在CFD方法仿真,真正落實到扇翼轉(zhuǎn)動試驗上的相對較少,這是因為扇翼的復(fù)雜結(jié)構(gòu)以及由此帶來的復(fù)雜流場效應(yīng)造成的。無論是早期Kogler等對翼型的經(jīng)典測力度試驗、蔣甲利等的六角天平測力,還是現(xiàn)在Askari等的三角天平測力、邸南思的試驗驗證,都證實了扇翼飛行器的優(yōu)越性能,同時通過改變扇翼飛行器翼型就能有效提升其升力與推力,與CFD方法仿真結(jié)果基本吻合。因此,可以通過高精度CFD數(shù)值模擬技術(shù),對扇翼飛行器特殊的原理進行數(shù)值模擬分析,得出一些規(guī)律。然后對其分布式推力和渦升力的空氣動力學(xué)進行試驗研究,測量扇翼的推力、升力、翼面壓強分布、偏心渦的壓強和位置等,掌握推力和升力的產(chǎn)生機理和控制原理。利用控制橫流式風(fēng)扇內(nèi)部偏心渦的強度和位置,來控制扇翼產(chǎn)生的升力和推力,從而控制扇翼飛行器的飛行速度和狀態(tài),這是探索和研究扇翼飛行器的核心技術(shù)之一。

飛行器技術(shù)指標(biāo)的重要保證就是先進合理的總體布局。2006年以后,很多學(xué)者通過對扇翼飛行器結(jié)構(gòu)特點的研究,揭示了扇翼飛行器的特殊機理,提出切實有效的提升扇翼飛行器飛行性能的結(jié)構(gòu)創(chuàng)新,高平尾和雙尾翼可以減小氣動干擾,遠(yuǎn)置舵面可以增加扇翼飛行器的低速操作功效等。這些系統(tǒng)和構(gòu)型上的改進,可以使扇翼飛行器獲得更好的飛行性能。

而真正運用到軍事和民用上,扇翼飛行器需要穩(wěn)定的控制系統(tǒng)來輔助實現(xiàn),因此關(guān)于扇翼飛行器控制系統(tǒng)的研究也將成為當(dāng)下的研究熱點。尤其是在國內(nèi),對扇翼飛行器的研究起步較晚,關(guān)于扇翼飛行器的結(jié)構(gòu)設(shè)計以及控制系統(tǒng)的設(shè)計相關(guān)資料相對較少?，F(xiàn)在已有南京航空航天大學(xué)的小型遙控扇翼飛行器成功實現(xiàn)飛行試驗,在此基礎(chǔ)上,建立扇翼飛行器控制系統(tǒng)數(shù)學(xué)模型,選擇合理的控制律和控制參數(shù),設(shè)計適合扇翼飛行器的飛行控制方法和飛行控制系統(tǒng),并進行仿真和試驗驗證,最終實現(xiàn)扇翼飛行器的穩(wěn)定控制。進一步的工作就是對其控制系統(tǒng)的研究,進而實現(xiàn)扇翼飛行器的自主飛行,提高飛行的穩(wěn)定性和操控性,以適用于更為復(fù)雜的航空飛行環(huán)境。

[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] Dang T Q,Kummer J D.Cross-flow fan propulsion system:U.S.Patent 7641144[P].2010-1-5.

[3] Toffolo A,Lazzaretto A,Dario Martegani A.An experimental investigation of the flow field pattern within the impeller of a cross-flow fan[J].Experimental Thermal and Fluid Science,2004,29(1):53-64.

[4] Mortier P.Fan or blowing apparatus:US Patent 507445[P].1893.

[5] Ackeret J.Present and future problems of airplane propulsion[J].Schweizer Bauzeitung,1938:112(1):1-13.

[6] Dornier P.Multiple drive for aircraft having wings provided with transverse flow blowers:US Patent 3065928[P].1962-11-27.

[7] Dornier P.Aircraft with ground effect landing gear:US Patent 3082976[P].1963-03-26.

[8] Harloff G J.Cross-flow fan experimental development and finite-element modeling[D].Arlington,TX:University of Texas,1979.

[9] Harloff G J,Wilson D R.Cross-flow propulsion fan experimental development and finite-element modeling[J].Journal of Aircraft,1981,18(4):310-317.

[10] Hancock J P.Test of a high efficiency transverse fan[C]//AIAA/SAE/ASME 16th Joint Propulsion Conference.Reston:AIAA,1980.

[11] Mazur J S.A study of the cross flow fan[D].Detroit,MI:Wayne State University,1984.

[12] Gossett D H.Investigation of cross flow fan propulsion for light weight VTOL aircraft[D].Monterey,CA:Naval Postgraduate School,2000:29-37.

[13] Peebles P.Aerodynamic lift generating device:US6527229B1[P].2003-03-04.

[14] Foreshaw S.Wind tunnel investigation of the new‘Fanwing’design[D].London:Imperial College,1999.

[15] Kogler K.Fan Wing:experimental evaluation of a novel lift and propulsion device[D].London:Imperial College,2002.

[16] Ahad O,Graham J M R.Flight simulation and testing of the Fan Wing experimental aircraft[J].Aircraft Engineering and Aerospace Technology,2007,79(2):131-136.

[17] Kummer J D,Dang T Q.Hight-lift propulsive airfoil with integrated cross flow fan[J].Journal of Aircraft,2006,43(4):1059-1068.

[18] 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.

[19] 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.

[20] 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.

[21] Askari S,Shojaeefard M H,Goudarzi K.Experimental study of stall in an airfoil with forced airflow provided by an integrated cross-flow fan[J].Proceedings of the Institution of Mechanical Engineers Part G:Journal of Aerospace Engineering,2011,225(G1):97-104.

[22] Seyfang G R.Fanwing—developments and applications[C]//28th Congress of the International Council of the Aeronautical Sciences.Brisbane:ICAS,2012:1-9.

[23] Seyfang G R.Recent developments of the fan-wing aircraft[C]//The International Conference of the European Aerospace Societies.Brussels:CEAS,2011:1-7.

[24] Niu Z G,Jiang J L,Li Z F.Study on numerical simulation of two-dimensional airfoil fan-wing aircraft[C]//Forum on Key Technologies of Large Aircraft and Aeronautical Society of China Proceedings of the 2007 Annual Meeting.Beijing:CSAA,2007:1-5(in Chinese).牛中國,蔣甲利,李周復(fù).扇翼飛機二維機翼數(shù)值模擬分析研究[C]//大型飛機關(guān)鍵技術(shù)高層論壇暨中國航空學(xué)會2007年學(xué)術(shù)年會論文集.北京:中國航空學(xué)會,2007:1-5.

[25] Niu Z G,Jiang J L,Li Z F.Numerical analysis of fan-wing fan blades angle[J].Aerodynamic Research&Experiment,2008,26(2):6-10(in Chinese).牛中國,蔣甲利,李周復(fù).扇翼飛行器風(fēng)扇葉片偏角影響數(shù)值分析[J].氣動研究與實驗,2008,26(2):6-10.

[26] Niu Z G,Jiang J L,Liu J,et al.Design and research of fan-wing airfoil[J].Aerodynamic Research&Experiment,2009,27(3):6-11(in Chinese).牛中國,蔣甲利,劉杰,等.扇翼飛行器機翼設(shè)計與研究[J].氣動研究與實驗,2009,27(3):6-11.

[27] Jiang J L,Niu Z G,Liu J,et al.Research on the wing composition of fan-wing flight[J].Aeronautical Science and Technology,2009(3):30-35(in Chinese).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.

[28] Wang R H,Zhang H L,Huang T G,et al.Numerical study of flow over fan-wing airfoil[J].Applied Science and Technology,2012,38(12):5-8(in Chinese).王仁華,張海黎,黃同高,等.扇翼飛行器繞翼型流動數(shù)值研究[J].應(yīng)用科技,2012,38(12):5-8.

[29] Huang T G,Yang Z,Wang R H,et al.Longitudinal mathematical modeling and flight control of the fan-wing aircraft[J].Applied Science and Technology,2011,38(11):5-8(in Chinese).黃同高,楊忠,王仁華,等.扇翼飛行器縱向運動建模與控制方法[J].應(yīng)用科技,2011,38(11):5-8.

[30] Chen T.Research on flight control system of fan-wing aircraft[D].Nanjing:Nanjing University of Aeronautics and Astronautics,2014(in Chinese).陳滔.扇翼飛行器飛行控制系統(tǒng)研究[D].南京:南京航空航天大學(xué),2014.

[31] Di N S.Computational simulation and experimental research on fan wing for flying robot[D].Shanghai:East China University of Science and Technology,2014(in Chinese).邸南思.面向飛行機器人的扇翼翼型數(shù)值分析與實驗研究[D].上海:華東理工大學(xué),2014.