近来，欧盟已将扇翼技术列入其第七科研框架计划中的交通类——新概念飞行器的重点研发项目。德国联邦航空航天研究中心将扇翼飞行器定义为分布式开放旋翼飞行器(Distributed Open-rotor Aircraft)。扇翼升推力产生的效率高于目前燃气涡轮发动机通过提高旁通比获得的推进效率，其功率载荷高于30 kg/kW，此外应用扇翼产生升推力的飞行器还具有超短距起降、大迎角(>60°)飞行不失速、低空低速稳定性好等优点。与直升机相比，不需要复杂的旋翼变距机构和飞行控制系统；与固定翼飞机相比，其巡航升力系数高达3.5，可实现超短距起降，具有传统固定翼飞机所不具备的低空低速大载荷飞行能力。目前扇翼飞行器的主要应用场景在舰载机领域。
国外****Foreshaw[4]、Askari[5]、Duddempudi[6]、Kummer[7]、Bayindir[8]等均对扇翼的气动特性进行过试验和数值模拟分析，证明了扇翼翼型和横流风扇叶片的几何设计参数会对扇翼升力系数、推力系数和功率载荷等特性产生很大的影响，并且揭示了扇翼维持升推力的绝大部分能量来自于横流风扇内部形成的低压涡。国内对扇翼气动特性的研究主要来自于南京航空航天大学唐正飞课题组，该课题组是中国扇翼飞行器演示验证重大探索项目的实施团队, 课题组通过理论分析[9-12]、数值模拟[13-16]、试验验证[17-18]、飞行演示等方法详细深入地研究了扇翼升推力的来源，获得了一套扇翼翼型和横流风扇的结构设计方法。
综合国内外****的研究可以发现，前缘开口角在扇翼翼型和横流风扇尺寸确定后是影响扇翼升力和推力的最大因素，前缘开口角增大，扇翼升力和推力增加，并且推力的增加明显。这类似于发动机进气口进气流道对发动机推力的影响，而控制前缘开口角大小最简单的方法就是安装前缘小翼，通过控制前缘小翼的偏转角来改变前缘开口角的大小，达到提升扇翼气动特性的目的。本文以二维扇翼翼型为基础，通过数值模拟的方法来探讨前缘小翼对扇翼气动力的控制效果。
1 扇翼几何模型与数值计算方法 1.1 基准扇翼几何模型定义 根据文献[17]的基准扇翼几何参数，在CATIA软件中，建立扇翼的二维模型(见图 1)。为了减少研究的变量，假定扇翼沿展长方向的截面是没有变化的，因此本文可以通过扇翼的二维翼型截面来进行分析。定义扇翼的迎角为翼型底面水平线与来流的夹角。
 |
| 图 1 扇翼二维翼型截面 Fig. 1 Two-dimensional airfoil cross section of fan-wing |
| 图选项 |
1.2 扇翼前缘小翼设计 根据文献[11]的计算分析，对扇翼升力和推力影响较大的前缘开口角范围在25°~55°之间，考虑结构的可实现性，故采用最多三片前缘小翼的方案进行分析(见图 2)。设计每片前缘小翼能够控制10°前缘开口角，且都可以沿着各自的中心旋转轴作旋转运动。定义每片前缘小翼的弦线与基准扇翼前缘弧形槽大圆弧相切时的角度为0°，逆时针旋转为正。图 3为带单片前缘小翼的扇翼截面。
 |
| 图 2 扇翼前缘小翼设计 Fig. 2 Design of leading edge winglet of fan-wing |
| 图选项 |
 |
| 图 3 带单片前缘小翼的扇翼截面 Fig. 3 Fan-wing cross section with single leading edge winglet |
| 图选项 |
1.3 数值计算方法 扇翼中横流风扇最大叶尖速度小于0.3Ma(横流风扇最大转速2 000 r/min)，故数值计算时的流场可假定为不可压缩。由于横流风扇对气流的切割、旋转和加速作用，使得流场处于非定常状态，数值计算时也需要考虑雷诺数影响，定义雷诺数值为5.927×105。本文使用的数值模拟软件为FLUENT14.5，选用Navier-Stokes方程为主控方程，RNG(Renormalization-Group)湍流模型，SIMPLE(Semi-Implicit Method for Pressure-Linked Equations)压力与速度耦合算法，2阶迎风格式的对流项，整个流场以混合网格的有限体积法进行计算，计算域划分见图 4(a)，翼型壁面采用无滑移边界条件，横流风扇叶片所在的圆环形区域、内部区域及加密区外部区域使用结构网格(见图 4(b))，圆环外部及扇翼翼型椭圆形加密区以非结构网格为主，横流风扇叶片附近网格和滑移交界面见图 4(c)，前缘小翼附近网格见图 4(d)，整个流场网格如图 4(e)所示，流场长宽为14 m×8 m，网格数约为42万。
 |
| 图 4 网格生成 Fig. 4 Mesh generation |
| 图选项 |
1.4 算例验证 采用文献[18]中关于扇翼基准翼型的风洞试验数据来验证本文数值计算方法的准确性。使用1.3节所述的数值计算方法，分别计算了扇翼基准翼型在来流速度为10 m/s，迎角为0°，横流风扇转速变化范围在400~1 200 r/min的升力系数和推力系数(见图 5)。从图 5中可以看出，扇翼数值计算结果与试验结果趋势吻合较好，最大误差在10%以内，而且横流风扇在高转速的误差小于5%，故本文所采用的数值计算方法可以曲线分析扇翼前缘小翼的气动特性。
 |
| 图 5 数值计算与试验结果对比 Fig. 5 Comparison between numerical calculation and test results |
| 图选项 |
2 计算结果与分析 使用1.3节所述的数值计算方法，计算扇翼迎角分别为0°、4°、8°、12°，来流速度分别为8、12、16、20 m/s，横流风扇转速设为2 000 r/min。选用正迎角是为了保证扇翼能够始终产生向前的推力。
2.1 前缘小翼对气动特性的影响
2.1.1 单片前缘小翼 图 6计算来流速度v为12 m/s，扇翼迎角α从0°开始、12°终止、增量4°，单片前缘小翼偏转角从0°开始、165°终止、增量15°，扇翼升力系数和推力系数的变化关系。从图 6中可以看出，扇翼迎角不变时，随着前缘小翼偏转角的增大，升力系数和推力系数均先增大后减小。升力系数和推力系数在前缘小翼偏转角为90°附近时达到峰值，随着迎角的增大，扇翼升力系数和推力系数的改变量也越大。从图 6中还可以看出，前缘小翼偏转角不变时，随着扇翼迎角的增大，升力系数也随着增大，而推力系数则逐渐减小。
 |
| 图 6 单片前缘小翼偏转角随迎角的变化曲线(v=12 m/s) Fig. 6 Variation curves of installation angle of single leading edge winglet with angle of attack(v=12 m/s) |
| 图选项 |
图 7所示为迎角α为0°时，扇翼升力系数和推力系数随来流速度和前缘小翼偏转角的变化曲线。从图 7中可以看出，来流速度不变时，随前缘小翼偏转角的增大，升力系数和推力系数在来流速度较大时的增加量不是特别明显，在来流速度较小时的升力系数变化量较小，推力系数变化量较大。在来流速度为12 m/s，随着前缘小翼偏转角的增大，推力系数的增加量达到22.97%，而升力系数增加量只有6%，这就说明增加的前缘小翼对扇翼推力系数的提升效果明显。图 7中扇翼推力系数在前缘小翼偏转角在90°~120°时取得最大值。扇翼迎角和前缘小翼偏转角不变时，来流速度越大，扇翼升力系数和推力系数均降低。
 |
| 图 7 单片前缘小翼偏转角随来流的变化曲线(α=0°) Fig. 7 Variation curves of installation angle of single leading edge winglet with inflow(α=0°) |
| 图选项 |
进一步分析单片前缘小翼不同偏转角下的速度云图(见图 8)。从图中可以看出，在单片前缘小翼的旋转过程中(也就是前缘小翼偏转角增大)，扇翼的前缘开口角实际由25°增大到35°。前缘小翼偏转角变化后，来流将从前缘小翼与弧形槽前缘的缝隙中流入横流风扇，接着受到横流风扇对来流加速的作用，进而改变了来流方向。当前缘小翼偏转角较小时，来流方向与前缘小翼弦线方向接近，此时前缘小翼的偏转角较小，升力系数和推力系数增加缓慢；当前缘小翼偏转角到达90°附近时，进入横流风扇的来流最多，此时前缘小翼上对来流的阻力较小，扇翼的升力系数和推力系数达到最大；当前缘小翼偏转角继续增大时(＞90°)，进入横流风扇来流又逐渐减少，来流与前缘小翼弦线方向垂直，来流受到了前缘小翼的阻挡，在其后部产生尾涡。虽然此时前缘小翼也能够产生部分升力系数，但尾涡的存在相当于减小了前缘开口角，降低了进入横流风扇的来流流量，使得扇翼的升力系数和推力系数减小。
 |
| 图 8 单片前缘小翼的速度云图和流线图(v=12 m/s，α=0°) Fig. 8 Velocity contours and streamlines of single leading edge winglet(v=12 m/s, α=0°) |
| 图选项 |
再分析对比不同前缘小翼偏转角下的压力云图(见图 9)。随前缘小翼偏转角的增大，扇翼横流风扇内部的椭圆形低压漩涡区域的压力先减小后增大，在前缘小翼偏转角90°附近，低压涡的压力最低。前缘小翼偏转角的变化使得扇翼前缘弧形槽上表面压力升高。
 |
| 图 9 单片前缘小翼的压力云图(v=12 m/s，α=0°) Fig. 9 Pressure contours of single leading edge winglet(v=12 m/s, α=0°) |
| 图选项 |
结合扇翼翼型上下表面的静压分布曲线(见图 10)，可以更直观地看出前缘小翼对扇翼气动力的影响。从图中可以看出，不同前缘小翼偏转角受到横流风扇内部低压涡的作用，来流从前缘小翼和扇翼弧形槽前缘之间的缝隙流入至横流风扇中，使得扇翼弧形槽前缘附近的压力升高，前缘小翼偏转角越大，静压增加的也越多。当前缘小翼偏转角在90°附近时，前缘小翼内外表面的相对压差较大，可以提供部分升力。但从整体来看，单片前缘小翼不同偏转角对扇翼总升力影响相对较小。
 |
| 图 10 单片前缘小翼扇翼表面静压分布曲线(v=12 m/s，α=0°) Fig. 10 Static pressure distribution curves on surface of fan-wing with single leading edge winglet(v=12 m/s, α=0°) |
| 图选项 |
2.1.2 双片前缘小翼 图 11为双片前缘小翼不同偏转角下的升力系数和推力系数曲线。双片前缘小翼的偏转角是同时增加和减小的。随前缘小翼偏转角的增大，推力系数和升力系数都是先增加后减小，在偏转角为90°附近时达到最大值。当迎角在0°时，推力系数增加了约25%，而升力系数增加的相对较小，只有约4%。前缘小翼偏转角度不变时，升力系数随迎角的增大而增大，推力系数随迎角的增大而减小。
 |
| 图 11 双片前缘小翼偏转角随迎角的变化曲线(v=12 m/s) Fig. 11 Variation curves of installation angle of double leading edge winglet with angle of attack(v=12 m/s) |
| 图选项 |
图 12为扇翼迎角0°时，不同双片前缘小翼偏转角随来流的变化曲线。从图中可以看出，随着双片前缘小翼偏转角的增大，推力系数先增大后减小，在90°~120°附近时获得最大值，而升力系数随偏转角的变化不大，当偏转角大于120°时，升力系数减小。此外，从图中可以看出，随着来流速度的增大，升力系数和推力系数均减小。
 |
| 图 12 双片前缘小翼偏转角随来流的变化曲线(α=0°) Fig. 12 Variation curves of installation angle of double leading edge winglet with inflow(α=0°) |
| 图选项 |
进一步分析双片前缘小翼不同来流速度下的速度云图(见图 13)。从图中可以看出，随着来流速度的增大，横流风扇对来流方向的改变量减小，进入横流风扇的来流流量增加，使得扇翼弧形槽内表面和后缘斜面的流速增加，低压偏心涡受到挤压向左下方移动。升力增加量较小主要是因为前缘小翼偏转角增大后，扇翼前缘弧形槽段的升力面被部分破坏，造成升力的损失，又由于扇翼前缘开口角的增大，使得来流进入横流风扇的流量增大，造成总升力的增加。二者相互影响造成前缘小翼偏转角变化时对扇翼升力的影响较小。总体来看，随着扇翼迎角的增大，升力和推力的相对增加量也在逐渐地增大，同时推力的最大值对应着前缘小翼偏转角的减小，而升力的最大值对应着前缘小翼偏转角的增大。
 |
| 图 13 双片前缘小翼的速度云图和流线图(前缘小翼偏转角为60°，α=0°) Fig. 13 Velocity contours and streamlines of double leading edge winglet(installation angle of leading edge winglet equals to 60°, α=0°) |
| 图选项 |
从图 14中扇翼上下表面静压分布曲线可以看出，随着来流速度的增加，扇翼后缘斜面和弧形槽内表面的压力减小，翼型下表面的压力略有增加，扇翼前缘驻点处的压力也逐渐增大，前缘小翼处的压力差由于小翼尾涡被吹散而降低。
 |
| 图 14 双片前缘小翼扇翼表面静压分布曲线(前缘小翼偏转角为60°，α=0°) Fig. 14 Static pressure distribution curves on surface of fan-wing with double leading edge winglet (installation angle of leading edge winglet equals to 60°, α=0°) |
| 图选项 |
2.1.3 三片前缘小翼 三片前缘小翼使得扇翼前缘开口角可由25°增大到55°。图 15为来流速度不变时安装有三片前缘小翼的扇翼升力系数和推力系数随前缘小翼偏转角和迎角的变化曲线。从图中可以看出, 随着前缘小翼偏转角的增大，扇翼升力系数呈现先减小后增大然后再减小的趋势，并且在75°~105°前缘小翼偏转角附近获得最大值；扇翼推力系数先增大后减小，在90°~120°前缘小翼偏转角附近获得最大值。总体来说，前缘小翼偏转角度不变时，升力系数随迎角的增大而增大，推力系数随迎角的增大而减小。
 |
| 图 15 三片前缘小翼偏转角随迎角的变化曲线(v= 12 m/s) Fig. 15 Variation curves of installation angle of three leading edge winglet with angle of attack(v=12 m/s) |
| 图选项 |
图 16为迎角不变时安装有三片前缘小翼的扇翼升力系数和推力系数随前缘小翼偏转角和来流的变化曲线。从图中可以看出, 随着前缘小翼偏转角的增大，当来流速度较小时升力系数先增加后减小，在90°前缘小翼偏转角附近时获得最大值；扇翼推力系数也是先增加后减小，在75°到120°前缘小翼偏转角附近时取得最大值。随着来流速度的增大，推力系数的变化量不大，但当来流速度继续增大时推力系数减小。
 |
| 图 16 三片前缘小翼偏转角随来流的变化曲线(α=0°) Fig. 16 Variation curves of installation angle of three leading edge winglet with inflow(α=0°) |
| 图选项 |
进一步分析三片前缘小翼不同前缘小翼偏转角下的速度云图(见图 17)。从图中可以看出，随着三片前缘小翼偏转角的增大，横流风扇对来流方向的改变量、扇翼前缘弧形槽和后缘斜面的流速都呈现先增大后减小的趋势。对扇翼升力和推力的影响主要是当三片前缘小翼的偏转角较小或较大时，对扇翼前缘开口角的改变较小，使得进入横流风扇的来流流量变化不大，但是由于前缘小翼偏转角的存在破坏了原有弧形槽升力面的稳定，引起横流风扇内部偏心涡的位置和强度的变化，造成扇翼升力和推力值的波动。而当三片前缘小翼偏转角在90°~105°时，扇翼获得的前缘开口角最大，有更多的来流进入横流风扇，使得扇翼升力和推力值均比较高。当来流速度继续增大时，不利于横流风扇内部偏心涡的形成，同时前缘小翼的旋转使得扇翼前缘弧形槽段的尺寸变小，造成翼型面积的减小，使得在较大前缘小翼偏转角下，扇翼升力和推力均有较大下降，而升力下降尤为明显。从图中亦可看出三片前缘小翼对扇翼前缘开口角的改变量很大，当前缘小翼偏转角大于90°后，由于前缘小翼对来流的遮挡，在前缘小翼附近形成了尾涡，这将阻碍来流进入横流风扇，对扇翼升力和推力都将产生不利影响。
 |
| 图 17 三片前缘小翼的速度云图和流线图(v=12 m/s，α=0°) Fig. 17 Velocity contours and streamlines of three leading edge winglet(v=12 m/s, α=0°) |
| 图选项 |
再分析对比不同前缘小翼偏转角下的压力云图(见图 18)。随着三片前缘小翼偏转角的增大，横流风扇内部偏心涡的压力先减小后增加，同时三片前缘小翼偏转角较小时，水平方向上前缘小翼附件的压力差降低，且为推力，而在三片前缘小翼的偏转角较大时，前缘小翼与扇翼弦线接近平行，此时前缘小翼类似前缘襟翼而产生升力。
 |
| 图 18 三片前缘小翼的压力云图(v=12 m/s，α=0°) Fig. 18 Pressure contours of three leading edge winglet(v=12 m/s, α=0°) |
| 图选项 |
从图 19中扇翼上下表面静压分布曲线可以看出，随三片前缘小翼偏转角的增大，在扇翼前缘弧形槽前部的压力增加较大，而前缘弧形槽下翼面和后缘斜面的压力降低。图中前缘小翼安装区域压力的突变，亦能反应其对扇翼升推力的影响。
 |
| 图 19 三片前缘小翼扇翼表面静压分布曲线(v=12 m/s，α=0°) Fig. 19 Static pressure distribution curves on surface of fan-wing with three leading edge winglet(v=12 m/s, α=0°) |
| 图选项 |
2.2 不同片数前缘小翼气动特性分析 图 20为不同前缘小翼片数在前缘小翼偏转角为90°，来流速度为12 m/s、迎角为0°时的速度云图和流线图。从图可知，前缘小翼旋转后可以使更多来流进入到横流风扇中，实际增大了扇翼的前缘开口角，随着前缘小翼片数的增多，对扇翼前缘开口角角度的改变也越大，使得扇翼后缘斜面和前缘弧形槽上表面的气流流速逐渐增大，进一步增强了横流风扇内部低压偏心涡的强度。前缘小翼片数的增加对前缘小翼附近的流场也产生了影响，具体为使得来流进入横流风扇的入流角度增大，吸入横流风扇的气流流量增大。
 |
| 图 20 不同片数前缘小翼速度云图和流线图(前缘小翼偏转角为90°，v=12 m/s，α=0°) Fig. 20 Velocity contours and streamlines of different-number leading edge winglet (installation angle of leading edge winglet equals to 90°, v=12 m/s, α=0°) |
| 图选项 |
分析图 21不同前缘小翼片数的压力云图可知，前缘小翼片数增加后，横流风扇内部低压涡的强度增强，区域增大，涡心向左后方移动。对横流风扇涡心位置的影响能够对扇翼的纵向力矩大小进行控制，从而使得前缘小翼不仅仅可以用于改善扇翼的升力和推力，还可以用于对扇翼飞行器的姿态进行操控。
 |
| 图 21 不同片数前缘小翼压力云图(前缘小翼偏转角为90°，v=12 m/s，α=0°) Fig. 21 Pressure contours of different-number leading edge winglet (installation angle of leading edge winglet equals to 90°, v=12 m/s, α=0°) |
| 图选项 |
对比图 22中不同小翼片数与基准模型的静压分布曲线，可以发现前缘小翼数量的增加使得扇翼后缘斜面和前缘弧形槽上表面的压力降低，前缘小翼片数越多压力下降的就越明显。扇翼下翼面的压力变化很小，由于前缘小翼的旋转造成前缘小翼与前缘弧形槽间有间隙产生，来流可通过该间隙进入到横流风扇中使得前缘弧形槽的升力面变小，间隙处压力升高。分析图 22(c)可以发现第1片前缘小翼可以提供较大升力，第2、第3片前缘小翼提供升力则逐渐减小。图 22(d)为不同前缘小翼片数下升力和推力变化关系，随着前缘小翼片数增加扇翼升力和推力变化趋势是逐渐增加的，三片前缘小翼时升力和推力达到最大值，推力的相对变化量要大于升力。因此在扇翼前缘安装三片前缘小翼可以有效控制扇翼升力推力的大小，也证明了在扇翼前缘安装可动前缘小翼的方案是可行的。
 |
| 图 22 不同片数前缘小翼静压分布与力变化曲线(前缘小翼偏转角为90°, α=0°) Fig. 22 Static pressure distribution and force variation curves of different-number leading edge winglet(installation angle of leading edge winglet equals to 90°, α=0°) |
| 图选项 |
3 结论 本文采用数值模拟的方法，分析了不同片数前缘小翼偏转角对扇翼气动特性的影响，得到：
1) 单片前缘小翼对扇翼推力的影响较大，对升力的影响不大。双片前缘小翼偏转角变化时，升力和推力的变化规律与单片前缘小翼相似，但双片前缘小翼的升力和推力的变化量较大，这主要是因为双片前缘小翼对扇翼前缘开口角的改变较大。三片前缘小翼对扇翼的升力和推力改变量比双片前缘小翼的还要大，推力相对升力的变化量要大。
2) 在大来流速度情况下，前缘小翼偏转角较大时，一方面由于来流和前缘小翼的弦线方向接近90°，在前缘小翼的另一面形成了涡流，在前缘小翼上基本不产生升力，造成了前缘小翼部分升力的损失。另一方面由于前缘小翼对来流的阻挡，使得翼型前缘开口角减小，造成进入横流风扇内部的来流减少，使得风扇内部偏心涡的强度减弱，造成总升力的降低。多片前缘小翼相对单片形成的前缘小翼尾涡和对前缘开口角的减小更大，而且多片前缘小翼所在的位置也对本身翼型前缘段的破坏更大，从而导致多片前缘小翼相比单片小翼在高来流速度、大前缘小翼偏转角时的升力损失严重，且前缘小翼越多损失越严重。
3) 安装前缘小翼可以改变扇翼的升力和推力。在扇翼上安装可动的前缘小翼来改变和控制扇翼气动力是可行的。利用前缘小翼对升力和推力的解耦合控制的策略有：对飞行速度的调节，可以通过单片前缘小翼来控制；对俯仰飞行姿态的控制，如果是低速飞行可以采用三片前缘小翼同时动作，如果是高速飞行可以采用单片或者双片前缘小翼同时动作；对横滚和航向飞行姿态的控制，可以通过左右机翼上前缘小翼的偏转方向的差动实现。
参考文献
| [1] | PEEBLES P. Aerodynamic lift generating device: US Patent 527229[P].2003-03-04. |
| [2] | 孟琳, 叶永强, 李楠. 扇翼飞行器的研究进展与应用前景[J]. 航空学报, 2015, 36(8): 2651-2661. MENG L, YE Y Q, LI N. Research progress and application prospects of fan-wing aircraft[J]. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica, 2015, 36(8): 2651-2661. (in Chinese) |
| [3] | LOUIS G, MARCO M, GIUSEPPE Q, et al. Aerodynamic optimization of cyclorotors[J]. Aircraft Engineering and Aerospace Technology: An International Journal, 2016, 88(2): 215-231. |
| [4] | FORESHAW S.Wind tunnel investigation of the new fan-wing design[D].London: Imperial College, 1999. |
| [5] | ASKARI S, SHOJAEEFARD M H. Shape optimization of the airfoil comprising a cross flow fan[J]. Aircraft Engineering and Aerospace Technology: An International Journal, 2009, 81(5): 407-415. |
| [6] | DUDDEMPUDI D, YAO Y, EDMONDSON D, et al. Computational study of flow over generic fan-wing airfoil[J]. Aircraft Engineering and Aerospace Technology: An International Journal, 2007, 79(3): 238-244. |
| [7] | KUMMER J D, DANG T Q. Hight-lift propulsive with integrated cross flow fan[J]. Journal of Aircraft, 2006, 43(4): 1059-1068. DOI:10.2514/1.17610 |
| [8] | BAYINDIR H S, GUILLERMO P.Analysis of the flow field around the wing section of a fanwing aircraft under various flow conditions: AIAA-2005-1936[R].Reston: AIAA, 2015. |
| [9] | 庞冲.扇翼飞行器气动原理理论研究[D].南京: 南京航空航天大学, 2015. PANG C.Theoretical research on aerodynamic principle of the fan-wing aircraft[D].Nanjing: Nanjing University of Aeronautics and Astronautics, 2015(in Chinese). http://cdmd.cnki.com.cn/Article/CDMD-10287-1015952271.htm |
| [10] | 吴浩东.风扇翼内部偏心涡特性研究[D].南京: 南京航空航天大学, 2012. WU H D.Research on the characteristic of the eccentric vortex in the fanwing[D].Nanjing: Nanjing University of Aeronautics and Astronautics, 2012(in Chinese). |
| [11] | 冯衬.前缘弧形段小翼及开槽设计对扇翼气动性能影响分析[D].南京: 南京航空航天大学, 2015. FENG C.The analysis of aerodynamic performance of the flap and slotted design on the front arc segment of fan-wing[D].Nanjing: Nanjing University of Aeronautics and Astronautics, 2015(in Chinese). http://cdmd.cnki.com.cn/Article/CDMD-10287-1015952270.htm |
| [12] | 雷乾勇, 朱清华. 风扇翼翼型气动特性研究[J]. 南京航空航天大学学报, 2016, 48(4): 509-515. LEI Q Y, ZHU Q H. Aerodynamic characteristics of fanwing airfoil based on CFD method[J]. Journal of Nanjing University of Aeronautics & Astronautics, 2016, 48(4): 509-515. (in Chinese) |
| [13] | 张银辉.风扇翼非定常流动的数值分析[D].南京: 南京航空航天大学, 2011. ZHANG Y H.Numerical analysis of fan-wing unsteady flow[D].Nanjing: Nanjing University of Aeronautics and Astronautics, 2011(in Chinese). http://d.wanfangdata.com.cn/Thesis/D280592 |
| [14] | 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): 1783-1791. DU S L, LU Z M, TANG Z F. Numerical simulation research on the boundary control method of the fanwing's airfoil[J]. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica, 2016, 37(6): 1783-1791. (in Chinese) |
| [15] | 刘向楠.扇翼设计参数及翼面形状气动优化研究[D].南京: 南京航空航天大学, 2015. LIU X N.Research on the aerodynamic optimization of design parameters and airfoil of fanwing[D].Nanjing: Nanjing University of Aeronautics and Astronautics, 2015(in Chinese). http://cdmd.cnki.com.cn/Article/CDMD-10287-1015952049.htm |
| [16] | 杜思亮, 唐正飞, 赵文静, 等. 纵列式双扇翼气动特性数值模拟与试验[J]. 北京航空航天大学学报, 2018, 44(6): 1164-1175. DU S L, TANG Z F, ZHAO W J, et al. Numerical simulation and test on aerodynamic characteristics of tandem fan wing[J]. Journal of Beijing University of Aeronautics and Astronautics, 2018, 44(6): 1164-1175. (in Chinese) |
| [17] | 杜思亮, 唐荣培, 唐正飞. 扇翼气动特性试验研究[J]. 南京航空航天大学学报, 2017, 49(3): 403-410. DU S L, TANG R P, TANG Z F. Experimental study on aerodynamic of fanwing[J]. Journal of Nanjing University of Aeronautics & Astronautics, 2017, 49(3): 403-410. (in Chinese) |
| [18] | DU S L, TANG Z F, XU P, et al. Study on helicopter antitorque device based on cross-flow fan technology[J]. International Journal of Aerospace Engineering, 2016, 2016: 5396876. |
