扇翼飞行器机翼布局研究
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当风扇转速为１８００ｆ／ｒａｉｎ时，叶
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万方数据
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航空科学技术Ｉ ２００９．３ １３３
万方数据
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１２００．ＯＯｍ／ｓ。
４．摄像机安装与片光引入 在本次试验中摄像机放置在 风洞侧面，采集的是顺气流二维 流场。激光器放置在风洞试验段 顶部，激光片光经反射镜自上向 下照射，片光光屏与风洞试验段 气流方向平行。本次ＰＩＶ的光路 系统如图６所示，相机在风洞中
图７相机在风洞中的安装和激光片光的引入
的安装和激光器片光的引入如图 ７所示。
风扇后面的固定翼部分。翼型弦长 ３３６．２ｍｍ，模型风扇外缘直径为 １４０ｒａｍ，风扇由１６片叶片和中间的 转动轴组成，每个叶片都是半径为 ５０ｍｍ的圆弧，叶片厚ｌｍｍ，叶片宽 度有１５ｍｍ、２０ｎｌｌｎ、２５ｔｏｎｉ三种，叶 片偏角有００、５ ｏ、ｌｏ。、１５。、 ２００、２ｓ。六种。叶片偏角是指叶 片外圆弧中点切线和叶片中点与 转动中心连线之间的夹角。风向中 间为随叶片同步转动的传动轴。固 定翼部分上下表面均为直线，将上 翼面直线延伸与风扇中垂线交于 翼型该处叶片的下缘前顶点。
二、风洞试验
选用单独的扇翼飞行器机翼模 型进行了风洞试验，试验在１．５ｍ 开口圆形风洞中进行，分为常规测 力和ＰＩＶ流场测速两部分。在试验 中测力和ＰＩＶ流场测速试验同时 进行以便于流场和测力数据的对 比。ＰＩＶ测量技术作为一种成熟的 测量技术在风洞中已经应用得越 来越广泛。
１．风洞 ｎ，．５风洞是一座单回流式开口 低速风洞，实验段截面为圆形，直径 １．５ｍ，实验段长ｌ＿９５ｍ。空风洞最大 风速５３ｍ／ｓ，紊流度￡＝０．１９％，场系 数／ｚ－－－０．９４，轴向静压梯度ＩｄＣｐ／ｄｘｌ· Ｌ一０．００５５，风洞落差系数１．０。模型 支撑设备为弯刀尾撑，所用天平为 六分量应变式内置天平。 ２．模型 扇翼飞行器二维机翼风洞实验 模型的风扇的叶片宽度设计为 １５ｒａｍ、２０ｍｍ和２５ｍｍ三种，１５ｍｍ 和２５ｍｍ宽度的叶片设计叶片偏角 为５。和ｌＯ。两种，２０ｍｍ宽度的叶 片设计其偏角为０。、５。、１０。和 １５０四种。与ＣＦＤ计算的模型相比， 适当增加了翼型斜率，使上翼面前缘 高度增加，模型上翼面直线延伸后与 最高叶片中部相交。模型展长 ６００．０ｒａｍ，弦长３３６．２ｍｍ。考虑到模型 的结构重量、降低加工成本以及提高 风洞试验效率等因素，模型总体设计 方案采用骨架式结构，骨架外蒙木质 蒙板。为了减少机翼三维效应，机翼设 计过程中两端安装挡风板。模型整体 设计重量为１６ｋｇ。模型总图如图３所 示。风洞试验机翼模型如图４所示。
２．求解方法与过程 本文ＣＦＤ计算部分使用商业计 算流体力学软件Ｆｌｕｅｎｔ６．２．１６完成。 Ｆｌｕｅｎｔ是目前处于世界领先地位的 ＣＦＤ软件之一，它是一个用于模拟 和分析在复杂集合区域内的流体流 动与热交换问题的专用ＣＦＤ软件。 Ｆｌｕｅｎｔ本身提供的主要功能包括导 入网格模型、提供计算的物理模型、 施加边界条件和材料特性、求解和 后处理。 在计算过程中，首先导入Ｇａｍ— ｂｉｔ创建的网格模型并对模型进行检 查处理。求解选用单精度二维求解 器，由于风速比较低，计算时的空气 认为是不可压缩气体。对应方程均 选用不可压状态下的方程。
借助ＣＡＤ软件ＣＡＴＩＡ为计算 绘制各种参数的二维几何模型。绘 制完成后将几何模型导入Ｇａｍｂｉｔ 软件。Ｇａｍｂｉｔ是专用的前处理软件 包，用来为ＣＦＤ模拟生成网格模 型。本文应用Ｇａｍｂｉｔ软件对各种状 态的模型设定流场计算区域，划分 网格，并设定边界条件。计算区域 为翼型与外部大气的轮廓之间的 空气区域，取４４００ｎｕ／ｌ ｘ ３２００ｍｍ的 长方形，网格都采用非结构的三角 形网格，并且所有的模型布点与网 格的划分方式一致。图２是用 Ｇａｍｂｉｔ对几何模型划分的网格。计
三、结果讨论与分析 １．数值计算结果与分析 在本部分只分析了来流速度为
ｌＯｍ／ｓ的计算结果。当风扇转速为 １２００ｆ／ｒａｉｎ时，翼型表面的速度较小，
速度较高的气流集中在机翼上部较 高位置并向右上方流动，并且位置 高于风扇叶片外缘，下翼面气流的 速度明显增大，根据动量守恒风扇 要受到气流向下的作用力。因此，这 一转速下，风扇产生的环量没能起 到增加升力的作用（如图８所示）。
摘要：研究主要分为三部分：首先，建立扇翼飞行器机翼的数学模型。说明扇翼飞行器的增升原理；其次，使用 ＣＦＤ软件对扇翼飞行器的机翼进行数值模拟，得出可行的机翼模型设计方案；最后．设计风洞试验模型并进行 风洞测力和粒子图像测速试验验证，结合理论计算和风洞试验结果，给出一套适合本模型的机翼布局方案。研 究结果表明．适合本模型的参数如下：机翼风扇叶片偏角取值范围为５—１０。，叶片宽度取２０ｍｍ。风扇转速 ２０００ｒ／ｍｉｎ左右，平飞速度５～１０ｍ／ｓ，平飞时机翼迎角４０。
片偏角为０。和５。时，气流基本附 着于上翼面；叶片偏角大于５。时， 速度较高的气流依然离开翼面很大 距离，上翼面的速度还是很小，风扇 产生的环量没能对翼型起到增升作 用（如图９所示）。
当风扇转速增加到２４００ｒ／ｒａｉｎ和 ３０００ｒ／ｍｉｎ，（如图１０和图ｌｌ所示）， 叶片偏角为０。、５０、１００和１５。的 翼型的上翼面气流基本都是附着 流。如上面的分析，此时风扇旋转产 生的环量起到了增升的作用。整体 来看，叶片偏角越大，上翼面不发生 分离所需要的风扇转速越高，叶片 偏角为２０。和２５。直到风扇转速为 ３０００ｒ／ｍｉｎ时机翼上翼面的速度场依 然不理想。
一、数值模拟 １．几何模型 为了减小三维效应，一般都在扇
翼飞行器机翼两端加挡板，因此对 机翼的数值模拟可简化为对其翼型 的数值模拟。本文计算的扇翼飞行 器的翼型如图ｌ所示，包括风扇和
该项目由航空科学基金资助（资助编号：２００６ＺＡ２７００１）
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万方数据
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算区域的边界条件设定如下：左边 和下边为速度入口边界，上边和右 边为压力出口边界。边界条件的设 定根据风洞试验中的各种参数没 定。模型叶片和翼型表面都采用固 体无滑移边界，整个区域中设置两 个区域，中间区域为旋转部分，外 面区域是固定部分，叶片随着旋转 区域绕模型风扇旋转中心无滑移 同步旋转。
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扇翼飞行器机翼布局研究
Ｒｅｓｅａｒｃｈ ｏｎ ｔｈｅ Ｗｉｎｇ Ｃｏｍｐｏｓｉｔｉｏｎ ｏｆ Ｆａｎｗｉｎｇ Ｆｌｉ
口中国航空工业空气动力研究院 蒋甲利 牛中国 刘捷 许相辉
万方数据
图４风洞试验机翼模型 航空科学技术Ｉ ２００９．３ １３１
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航空科学葳金
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３．ＰＩＶ设备 ＰＩＶ是一种在流场中同时多点 （如几千点）测量流体或粒子速度 矢量的光学图像技术，通常在流场 的“平面薄片”中进行测量。ＰＩＶ 系统主要由成像系统和分析显示 系统组成。成像系统由激光器、片 光元件、光臂、激光脉冲同步器、 ＣＣＤ摄像机组成；分析显示系统主 要由帧抓取器和图像分析软件及 计算机组成。ＰＩＶ系统示意图如图 ５所示。 本次试验采用集成式的双Ｎｄ： ＹＡＧ激光器作为成像的光源，单脉 冲能量为２００ｍＪ，产生波长为５３２ｎｍ 的绿光。片光元件由柱面镜和球面 镜组成。激光脉冲同步器控制图像 捕捉和激光脉冲的次序。互，自相关 ＣＣＤ摄像机为ＰＩＶＣＡＭ １３—８，灰度 级分辨率为４０９６，图像分辨率 １２８０Ｘ １０２４像素，图像采集速率为８ 帧／秒。帧抓取器（Ｆｒａｍｅ Ｇｒａｂｂｅｒ）读 取ＣＣＤ摄像机的数字图像到内存， 由Ｉｎｓｉｇｈｔ分析软件处理，并由Ｔｅｃ— ｐｌｏｔ来显示。ＰＩＶ系统采用“跨帧 （Ｆｒａｍｅ Ｓｔｒａｄｄｌｉｎｇ）”技术采集两帧图 像到不同的存储器，利用互相关数 据处理技术，这样就有效地避免了 速度矢量方向的奇异性，并可有效 地保证采集图像间隔时问小于ｌ，使 测量速度范围可达ｏ．Ｏｌｎｇｓ～
２．风洞模型试验结果与分析 为了与ＣＦＤ数值计算比较，本 文只分析了来流风速为１０ｍ／ｓ时试 验数据。在此风速下，气流在上翼面 的附着性依然随叶片偏角的增大而 增大。在风扇转速为１２００ｒ／ｍｉｎ和 １５００ｒ／ｍｉｎ时（如图１２和图１３所 示），速度较大的气流在翼型上部较 高位置处，四种叶片偏角下气流都 没有能附着于上翼面。在１８００ｒ／ｒａｉｎ 和２１００ｆ／ｒａｉｎ时（如图１４和图１５所 示），除叶片偏角为１５。的状态外， 其它的气流流动特性类似，即上翼 面靠近风扇的前部气流主流附着于 翼面，到机翼后部，具有最大速度的 气流离开翼面在翼面上部一段距离 处向后流动。这是因为上翼面附着 气流本身的动能较小，而翼型的斜 率又太大，使得翼型后部逆压梯度 过大导致气流不能沿着翼型上翼面 流动。在此基础上，再进一步优化翼 型上翼面的曲线形状还可以改善上 翼面的气流速度分布，这将在今后
源自文库关键词：扇翼飞行器数值模拟风洞模型风洞试验粒子图像测速
－与翼飞机是介于直升机和固
厨喜蓑主芝喜霎？；等言萋
机翼加风扇吹气装置将升力和推力 结合起来，开辟了一类新型通用飞 行器研究开发的新领域。扇翼用由 水平叶片组成类似“松鼠笼”的柱状 机翼取代了直升机的旋翼。这种机 翼能提供相当大的升力，同时具有 良好的低速安全性能。与普通的直 升机和固定翼飞机相比，这种机翼 内部结构裸露的飞机只要很小的动 力就能飞行，而且飞行时噪声很小， 并具有优良的低速大载荷特性。
砒
连续方程：孝２０
动量方程：
警ａ＋警＝孤一， 簧＋旦砒ｉ？ｘｊＩ卜。（Ｉ考函，＋警挑］Ｊ］
能量方程：
了ａ（ｐｒ）＋掣＝毒［毒卦品 ａ
出．
盘．１ ｃ。西．Ｊ
式中，Ｇ为比热容，ｒ为温度，ｋ 为流体的传热系数，Ｓ，为黏性耗散 项。
湍流方程选用近年来发展起来 的Ｒｅａｌｉｚａｂｌｅ ｋ－８两方程。Ｒｅａｌｉｚａｂｌｅ ｋ－６模型是近年来发展起来的湍流 模型，能够较好地解决具有较大逆 压梯度的边界层和气流分离问题， 是目前运用较为广泛的湍流方程。 各种物理参数都与风洞实验室的一 致。
围１２风速为１０ｍ，ｓ、风扇转速为１２００ｒ／ｍｉｎＰＩＶ测量的速度场
图１３风速为１０ｍ／ｓ、风扇转速为１５００ｒ／ｍｉｎＰＩＶ测量的速度场
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航空科学技术Ｉ ２００９．３ １３３
万方数据
航空科学基金～～…一一………］ Ａｏｆｏｎａｕｕｃａ！Ｓｃｉｅｎｃｅ Ｆｕｎｄ——…一～一…一一一…————···—‘－－·——·—————··———～一——………一’一…～…————————————————————…—’一一～……………一。 的研究任务中完成。如图１６所示为 翼型中点上部同一位置处的速度曲 线，通过曲线的对比有助于理解以 上分析。 风扇转速为１８００ｆ／ｒａｉｎ、叶片偏 角为ｌｏ。和１５。时，计算的流场和 风洞试验的流场有差距。计算的结果 表明在这两个角度下，气流速度较大 部分的位置比翼面高很多；而风洞试 验结果中，翼型前部具有较大速度的 气流基本沿着翼面流动，到翼型后部 才离开翼面，这与模型设计时有意抬 高上翼面有关。可见，与ＣＦＤ计算的
１２００．ＯＯｍ／ｓ。
４．摄像机安装与片光引入 在本次试验中摄像机放置在 风洞侧面，采集的是顺气流二维 流场。激光器放置在风洞试验段 顶部，激光片光经反射镜自上向 下照射，片光光屏与风洞试验段 气流方向平行。本次ＰＩＶ的光路 系统如图６所示，相机在风洞中
图７相机在风洞中的安装和激光片光的引入
的安装和激光器片光的引入如图 ７所示。
风扇后面的固定翼部分。翼型弦长 ３３６．２ｍｍ，模型风扇外缘直径为 １４０ｒａｍ，风扇由１６片叶片和中间的 转动轴组成，每个叶片都是半径为 ５０ｍｍ的圆弧，叶片厚ｌｍｍ，叶片宽 度有１５ｍｍ、２０ｎｌｌｎ、２５ｔｏｎｉ三种，叶 片偏角有００、５ ｏ、ｌｏ。、１５。、 ２００、２ｓ。六种。叶片偏角是指叶 片外圆弧中点切线和叶片中点与 转动中心连线之间的夹角。风向中 间为随叶片同步转动的传动轴。固 定翼部分上下表面均为直线，将上 翼面直线延伸与风扇中垂线交于 翼型该处叶片的下缘前顶点。
二、风洞试验
选用单独的扇翼飞行器机翼模 型进行了风洞试验，试验在１．５ｍ 开口圆形风洞中进行，分为常规测 力和ＰＩＶ流场测速两部分。在试验 中测力和ＰＩＶ流场测速试验同时 进行以便于流场和测力数据的对 比。ＰＩＶ测量技术作为一种成熟的 测量技术在风洞中已经应用得越 来越广泛。
１．风洞 ｎ，．５风洞是一座单回流式开口 低速风洞，实验段截面为圆形，直径 １．５ｍ，实验段长ｌ＿９５ｍ。空风洞最大 风速５３ｍ／ｓ，紊流度￡＝０．１９％，场系 数／ｚ－－－０．９４，轴向静压梯度ＩｄＣｐ／ｄｘｌ· Ｌ一０．００５５，风洞落差系数１．０。模型 支撑设备为弯刀尾撑，所用天平为 六分量应变式内置天平。 ２．模型 扇翼飞行器二维机翼风洞实验 模型的风扇的叶片宽度设计为 １５ｒａｍ、２０ｍｍ和２５ｍｍ三种，１５ｍｍ 和２５ｍｍ宽度的叶片设计叶片偏角 为５。和ｌＯ。两种，２０ｍｍ宽度的叶 片设计其偏角为０。、５。、１０。和 １５０四种。与ＣＦＤ计算的模型相比， 适当增加了翼型斜率，使上翼面前缘 高度增加，模型上翼面直线延伸后与 最高叶片中部相交。模型展长 ６００．０ｒａｍ，弦长３３６．２ｍｍ。考虑到模型 的结构重量、降低加工成本以及提高 风洞试验效率等因素，模型总体设计 方案采用骨架式结构，骨架外蒙木质 蒙板。为了减少机翼三维效应，机翼设 计过程中两端安装挡风板。模型整体 设计重量为１６ｋｇ。模型总图如图３所 示。风洞试验机翼模型如图４所示。
２．求解方法与过程 本文ＣＦＤ计算部分使用商业计 算流体力学软件Ｆｌｕｅｎｔ６．２．１６完成。 Ｆｌｕｅｎｔ是目前处于世界领先地位的 ＣＦＤ软件之一，它是一个用于模拟 和分析在复杂集合区域内的流体流 动与热交换问题的专用ＣＦＤ软件。 Ｆｌｕｅｎｔ本身提供的主要功能包括导 入网格模型、提供计算的物理模型、 施加边界条件和材料特性、求解和 后处理。 在计算过程中，首先导入Ｇａｍ— ｂｉｔ创建的网格模型并对模型进行检 查处理。求解选用单精度二维求解 器，由于风速比较低，计算时的空气 认为是不可压缩气体。对应方程均 选用不可压状态下的方程。
借助ＣＡＤ软件ＣＡＴＩＡ为计算 绘制各种参数的二维几何模型。绘 制完成后将几何模型导入Ｇａｍｂｉｔ 软件。Ｇａｍｂｉｔ是专用的前处理软件 包，用来为ＣＦＤ模拟生成网格模 型。本文应用Ｇａｍｂｉｔ软件对各种状 态的模型设定流场计算区域，划分 网格，并设定边界条件。计算区域 为翼型与外部大气的轮廓之间的 空气区域，取４４００ｎｕ／ｌ ｘ ３２００ｍｍ的 长方形，网格都采用非结构的三角 形网格，并且所有的模型布点与网 格的划分方式一致。图２是用 Ｇａｍｂｉｔ对几何模型划分的网格。计
三、结果讨论与分析 １．数值计算结果与分析 在本部分只分析了来流速度为
ｌＯｍ／ｓ的计算结果。当风扇转速为 １２００ｆ／ｒａｉｎ时，翼型表面的速度较小，
速度较高的气流集中在机翼上部较 高位置并向右上方流动，并且位置 高于风扇叶片外缘，下翼面气流的 速度明显增大，根据动量守恒风扇 要受到气流向下的作用力。因此，这 一转速下，风扇产生的环量没能起 到增加升力的作用（如图８所示）。
摘要：研究主要分为三部分：首先，建立扇翼飞行器机翼的数学模型。说明扇翼飞行器的增升原理；其次，使用 ＣＦＤ软件对扇翼飞行器的机翼进行数值模拟，得出可行的机翼模型设计方案；最后．设计风洞试验模型并进行 风洞测力和粒子图像测速试验验证，结合理论计算和风洞试验结果，给出一套适合本模型的机翼布局方案。研 究结果表明．适合本模型的参数如下：机翼风扇叶片偏角取值范围为５—１０。，叶片宽度取２０ｍｍ。风扇转速 ２０００ｒ／ｍｉｎ左右，平飞速度５～１０ｍ／ｓ，平飞时机翼迎角４０。
片偏角为０。和５。时，气流基本附 着于上翼面；叶片偏角大于５。时， 速度较高的气流依然离开翼面很大 距离，上翼面的速度还是很小，风扇 产生的环量没能对翼型起到增升作 用（如图９所示）。
当风扇转速增加到２４００ｒ／ｒａｉｎ和 ３０００ｒ／ｍｉｎ，（如图１０和图ｌｌ所示）， 叶片偏角为０。、５０、１００和１５。的 翼型的上翼面气流基本都是附着 流。如上面的分析，此时风扇旋转产 生的环量起到了增升的作用。整体 来看，叶片偏角越大，上翼面不发生 分离所需要的风扇转速越高，叶片 偏角为２０。和２５。直到风扇转速为 ３０００ｒ／ｍｉｎ时机翼上翼面的速度场依 然不理想。
一、数值模拟 １．几何模型 为了减小三维效应，一般都在扇
翼飞行器机翼两端加挡板，因此对 机翼的数值模拟可简化为对其翼型 的数值模拟。本文计算的扇翼飞行 器的翼型如图ｌ所示，包括风扇和
该项目由航空科学基金资助（资助编号：２００６ＺＡ２７００１）
３０ ＡＥＲＯＮＡＵＴＩＣＡＬ ＳＣＩＥＮＣＥ ＡＮＤ ＴＥＣＨＮＯＬＯＧＹ Ｉ ２００９．３
万方数据
厂｛～～～一…一～…～…一……～………一……………………………一……～…一……一…一一…一一……一一…一一………～…一一………一一……………一一…～…一一…～…～一………～一…名～品航ｉ品空：ａ科Ｉ Ｓｏ学。ｌｅ肇赢著＿会Ｆ：％一一一ｊｊ
算区域的边界条件设定如下：左边 和下边为速度入口边界，上边和右 边为压力出口边界。边界条件的设 定根据风洞试验中的各种参数没 定。模型叶片和翼型表面都采用固 体无滑移边界，整个区域中设置两 个区域，中间区域为旋转部分，外 面区域是固定部分，叶片随着旋转 区域绕模型风扇旋转中心无滑移 同步旋转。
一航窄科一学……基一…金一～————……～—一—～……～—一…—一一…～…—一…—～一一一—…～—一一］Ｊ
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扇翼飞行器机翼布局研究
Ｒｅｓｅａｒｃｈ ｏｎ ｔｈｅ Ｗｉｎｇ Ｃｏｍｐｏｓｉｔｉｏｎ ｏｆ Ｆａｎｗｉｎｇ Ｆｌｉ
口中国航空工业空气动力研究院 蒋甲利 牛中国 刘捷 许相辉
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图４风洞试验机翼模型 航空科学技术Ｉ ２００９．３ １３１
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航空科学葳金
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３．ＰＩＶ设备 ＰＩＶ是一种在流场中同时多点 （如几千点）测量流体或粒子速度 矢量的光学图像技术，通常在流场 的“平面薄片”中进行测量。ＰＩＶ 系统主要由成像系统和分析显示 系统组成。成像系统由激光器、片 光元件、光臂、激光脉冲同步器、 ＣＣＤ摄像机组成；分析显示系统主 要由帧抓取器和图像分析软件及 计算机组成。ＰＩＶ系统示意图如图 ５所示。 本次试验采用集成式的双Ｎｄ： ＹＡＧ激光器作为成像的光源，单脉 冲能量为２００ｍＪ，产生波长为５３２ｎｍ 的绿光。片光元件由柱面镜和球面 镜组成。激光脉冲同步器控制图像 捕捉和激光脉冲的次序。互，自相关 ＣＣＤ摄像机为ＰＩＶＣＡＭ １３—８，灰度 级分辨率为４０９６，图像分辨率 １２８０Ｘ １０２４像素，图像采集速率为８ 帧／秒。帧抓取器（Ｆｒａｍｅ Ｇｒａｂｂｅｒ）读 取ＣＣＤ摄像机的数字图像到内存， 由Ｉｎｓｉｇｈｔ分析软件处理，并由Ｔｅｃ— ｐｌｏｔ来显示。ＰＩＶ系统采用“跨帧 （Ｆｒａｍｅ Ｓｔｒａｄｄｌｉｎｇ）”技术采集两帧图 像到不同的存储器，利用互相关数 据处理技术，这样就有效地避免了 速度矢量方向的奇异性，并可有效 地保证采集图像间隔时问小于ｌ，使 测量速度范围可达ｏ．Ｏｌｎｇｓ～
２．风洞模型试验结果与分析 为了与ＣＦＤ数值计算比较，本 文只分析了来流风速为１０ｍ／ｓ时试 验数据。在此风速下，气流在上翼面 的附着性依然随叶片偏角的增大而 增大。在风扇转速为１２００ｒ／ｍｉｎ和 １５００ｒ／ｍｉｎ时（如图１２和图１３所 示），速度较大的气流在翼型上部较 高位置处，四种叶片偏角下气流都 没有能附着于上翼面。在１８００ｒ／ｒａｉｎ 和２１００ｆ／ｒａｉｎ时（如图１４和图１５所 示），除叶片偏角为１５。的状态外， 其它的气流流动特性类似，即上翼 面靠近风扇的前部气流主流附着于 翼面，到机翼后部，具有最大速度的 气流离开翼面在翼面上部一段距离 处向后流动。这是因为上翼面附着 气流本身的动能较小，而翼型的斜 率又太大，使得翼型后部逆压梯度 过大导致气流不能沿着翼型上翼面 流动。在此基础上，再进一步优化翼 型上翼面的曲线形状还可以改善上 翼面的气流速度分布，这将在今后
源自文库关键词：扇翼飞行器数值模拟风洞模型风洞试验粒子图像测速
－与翼飞机是介于直升机和固
厨喜蓑主芝喜霎？；等言萋
机翼加风扇吹气装置将升力和推力 结合起来，开辟了一类新型通用飞 行器研究开发的新领域。扇翼用由 水平叶片组成类似“松鼠笼”的柱状 机翼取代了直升机的旋翼。这种机 翼能提供相当大的升力，同时具有 良好的低速安全性能。与普通的直 升机和固定翼飞机相比，这种机翼 内部结构裸露的飞机只要很小的动 力就能飞行，而且飞行时噪声很小， 并具有优良的低速大载荷特性。
砒
连续方程：孝２０
动量方程：
警ａ＋警＝孤一， 簧＋旦砒ｉ？ｘｊＩ卜。（Ｉ考函，＋警挑］Ｊ］
能量方程：
了ａ（ｐｒ）＋掣＝毒［毒卦品 ａ
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式中，Ｇ为比热容，ｒ为温度，ｋ 为流体的传热系数，Ｓ，为黏性耗散 项。
湍流方程选用近年来发展起来 的Ｒｅａｌｉｚａｂｌｅ ｋ－８两方程。Ｒｅａｌｉｚａｂｌｅ ｋ－６模型是近年来发展起来的湍流 模型，能够较好地解决具有较大逆 压梯度的边界层和气流分离问题， 是目前运用较为广泛的湍流方程。 各种物理参数都与风洞实验室的一 致。
围１２风速为１０ｍ，ｓ、风扇转速为１２００ｒ／ｍｉｎＰＩＶ测量的速度场
图１３风速为１０ｍ／ｓ、风扇转速为１５００ｒ／ｍｉｎＰＩＶ测量的速度场