扇翼飛行器的研究進展與應用前景

孟琳,葉永強*,李楠

南京航空航天大學 自動化學院,南京 210016

飛行器的發展,一是追求經濟性和高效性,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,不適合狹小空間區域的使用；直升機結構和操縱復雜,續航時間短,有效載荷低。近年來,國內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,由于扇翼飛行器結構和操控簡單,具有高飛行效率、高載荷、低噪聲和短距起降等優點,使其在民用和軍用上獲得很大的發展優勢,成為近年來飛行器領域新的研究熱點。它是一種從原理到構型都不同于常規固定翼、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扇,用以同時提供升力和推力,橫流式風扇軸向長度不受限制,可以根據不同的應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構圖,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:一部分氣流經過旋轉葉片加速,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扇吸入,在出口處又分成兩部分,①經旋轉葉片加速后,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生升力的重要來源。當風扇轉動時,機翼后緣斜面上下表面由于空氣流速不同,形成壓力差,產生小部分升力。同時風扇內部產生強有力的偏心渦,形成了低壓區,使得機翼前半部分圓弧形區域的上下表面產生較大壓力差,從而產生更大部分升力,這部分升力是扇翼飛行器升力的主要來源。相對于扇翼轉動產生的升力,機翼和機身等結構本身產生的升力很小。

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動時,葉片推動氣流向后排出,根據牛頓第三定律,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扇的轉速和來流迎角實現的,這是扇翼飛行器與普通固定翼飛機最大的不同,而其操控系統的結構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構[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發明了橫流式風扇[4]。與其他風扇相比,這種風扇的動壓較高,氣流平穩,可以獲得高速且較大寬度范圍的平穩氣流。除此之外,橫流式風扇與傳統風扇相比最大的優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。早在19世紀末期,人們基于橫流式風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動的風扇來綜合考慮升力和阻力。但由于當時加工工藝、材料以及發動機的種種限制,這一設想未能付諸實施。

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扇應用在飛機上,以減小翼型阻力,Ackeret的設想是通過內置的橫流式風扇轉動,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扇相應尺寸的初步計算,但是并未給出扇翼整體設計構型[5],而扇翼飛行器的總體構型設計是其發展中迫切需要解決的關鍵技術之一。直到1962年Dornier[6-7]提出了一種將橫流式風扇嵌入到固定翼飛機機翼中,通過扇翼轉動來提供飛行動力的飛行器結構,如圖2所示。機翼結構是在風扇后側設計一個偏斜平板,用以調節入口面積,通過對兩側機翼上風扇轉速的差動控制,實現飛行器的滾轉和偏航運動,從而實現飛行器的飛行控制。該設計方案還隱含著一種推力矢量控制技術,Dornier雖然沒有給出推力矢量控制的詳細設計方案,但給出了通過改變風扇出口氣流方向,來實現矢量推力控制的設計思路。遺憾的是,由于當時技術條件的限制,該方案未能付諸實施。

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

1979年,Harloff打破了人們對于橫流式風扇的應用局限,提出了把橫流式風扇應用到航空上,進行流動控制和實現矢量推力,并首次基于實驗的手段,研究了橫流式風扇在較高轉速下的流場特性,得到了橫流式風扇性能特點和幾何參數的關系,并首次在理論上證明了橫流式風扇可用于飛機巡航和垂直起降[8]。同時,Harloff也提供了一組可應用在飛行器上的橫流式風扇的相關幾何數據,這是世界上僅有的幾組公開數據之一。其中他的實驗工作是在LTV公司與美國海軍航空系統簽訂合同的前提下進行的。Harloff和Wilson[9]主張橫流式風扇可以應用于航空領域,但是必須能夠通過操縱扇翼轉速來實現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部會發生劇烈震動,這時氣流的壅塞也成為一個嚴重問題。1984年,Mazur通過試驗驗證了橫流式風扇外形幾何結構對風扇工作效率的影響[11],即研究扇翼飛行器時,固定翼部分結構設計對飛行器整體性能的影響遠遠超過旋轉葉片部分結構改變帶來的影響。2000年,Gossett在Harloff的實驗數據基礎上建立了一個鴨式飛行器的模型,其帶有的橫流式風扇設備能夠實現垂直起降,同樣證實了橫流式風扇可以應用到航空領域,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70年代末期,洛克希德公司的Hancock設計了一種新的翼型方案,該方案采用橫流式風扇作為動力系統,將多個橫流式風扇沿機翼的展向并列安裝,各個風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發現橫流式風扇的性能隨著其結構改變而劇烈變化,他提出的改善后的扇翼結構與Harloff和Wilson提出的結構在入口處非常相似,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,從而實現飛機大迎角飛行不失速。洛克希德公司給出的兩種風扇嵌入方式,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,由此產生矢量推力。但是,Hancock并未公開他的實驗數據。

橫流式風扇推進系統應用到飛機上這一構想,于1975年因得到為美國海軍服務的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,橫流式風扇在飛行器上的應用研究工作也基本停止了。

1998年英國發明家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,質量為4 kg。Peebles的發明是把橫流式風扇安置在大厚度機翼前緣,這種結構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生壓力差,由此產生一部分升力。另一方面利用橫流式風扇中心區域產生的低壓偏心渦,影響機翼垂直方向的壓強分布,進而獲得另一部分升力。這種獨特的設計方案,創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 國內外扇翼飛行器的發展現狀

隨著扇翼飛行器的發明及其突出的飛行性能和優勢,國外很多公司和高校對其產生濃厚的興趣,進行了更深層次的研究和探索。而國內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、英國等國家相關科研機構的關注。在美國的NASA和英國的SMART等科研機構支持下,研究人員開展了對扇翼飛行器從原理到構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生機理,解決扇翼飛行器的基礎理論問題；二是2006年以后,人們開始用計算流體力學(Computational Fluid Dynamics,CFD)等方法來優化傳統的扇翼模型,提高扇翼飛行器的飛行性能,進行扇翼飛行器的系統和構型創新。

1998年,Peebles通過風洞試驗驗證了扇翼飛行器理論可行之后,引發了人們極大的興趣。同年12月,他與倫敦帝國學院合作,由Forshaw針對扇翼飛行器開展風洞試驗,驗證了扇翼飛行器在大迎角下也不會失速[14]。風洞試驗結果表明,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。

1999年關于扇翼飛行器的介紹相繼出現在英國廣播公司《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洞試驗,在試驗的基礎上,制作并成功試飛了一架翼展為1.8 m、質量為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,轉動部分的質量為600 g,該模型飛行性能良好,成為當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驗與基礎。

2002年7月,倫敦帝國學院的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洞試驗,得到的結果表明,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°的時候會產生失速,因此建議為避免失速應該補充額外的功率。與Forshaw的試驗不同,Kogler認為應該將巨大的地面效應考慮在內,并且扇翼飛行器在非常大的迎角下會失速[15]。雖然現在仍然無法獲得Kogler此次試驗的具體操作方法,但是他的試驗數據結果一直作為后來扇翼飛行器研究的經典參照。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洞試驗中,Patt、Kogler和帝國理工大學航空系主任Graham對扇翼飛行器的機翼進行了更為精確的風洞試驗,他們共同設計的機翼在低速飛行時比直升機的效率高50%,試驗證明Kogler當時測量的扇翼飛行器的工作效率偏低,Graham由此結果推斷100馬力(1馬力=735.499 W)的動力能夠提供約19 600 N的升力,并在此基礎上于2003年9月設計了一個翼展為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17.5 kg,續航時間達8 h,同時具有良好的起飛性能、穩定性和操縱性。2004年,他們將雷達和監視系統安裝在該模型機身內部,并成功進行了試飛?；陲w行控制技術的成熟發展,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,該項目的設計工作最后被加入到倫敦帝國學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計一段活動面板以實現在不同飛行狀態下對繞翼型環量的控制,進而直接控制產生的升力和推力,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量而言該模型具有優越的爬坡性能,即可以高效地將引擎推動力轉化為升力[16]。

盡管Forshaw和Kogler等在試驗中很好地預測了飛行器整體的空氣動力學特性,但是,由于當時試驗條件的限制,采用手動定位的壓力探針來探查流場特性,這樣的測量很不準確。再加上扇翼復雜的空氣動力學現象,使得研究者無法獲得扇翼轉動時氣流的細節變化狀況,因此他們的測量只是預測了扇翼飛行器的整體特性,試驗結果并不準確。直到先進計算機技術的發展使學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對扇翼飛行器的翼型進行改善和優化,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提出扇翼推進系統來提供飛行器飛行升力和推力的機翼構型,該機翼結構如圖4所示[17]。該設計是將橫流式風扇嵌入翼型尾部邊緣,通過一個可上升的翼尾結構作為氣流入口導流板,吸收和導引氣流進入橫流式風扇,通過風扇加速后從翼尾處流出,進而增加升力減小阻力。

圖4 裝有橫流式風扇的機翼結構圖[17]Fig.4 Cross flow fan airfoil geometry[17]

圖5 雙尾翼結構的扇翼飛行器Fig.5 Twin-tail fan-wing aircraft

隨著CFD仿真技術的發展,2007年金士頓大學的Duddempudi等在Peebles發明的扇翼飛行器基礎上,進行了三點修正:去除轉子中心處的軸；降低氣流出口處固定翼的高度；延長進口處翼型的長度。綜合考慮了計算區域的大小、網格劃分等因素對試驗靈敏度的影響,經過多次調整試驗,選取合適的數值進行模擬仿真,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構運用數值模擬手段分析了飛行器翼型和風扇轉軸對飛行器氣動特性的影響,結果發現增加翼型的弦長、去除風扇轉軸可以提高升阻比達29.42%[18]。2009年,伊朗科技大學的Askari和Shojaeefard基于Peebles發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,探索橫流式風扇內部的偏心渦運動[19],將研究結果與2002年Kogler的研究結果進行對比,與其試驗結果一致,數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新意義的改進[20],提出了全新的翼型結構。即將固定翼部分做成中空結構,在斜面段上翼面開槽,增加機翼的過流能力,下翼面設計成向內凹的弧面,從而更好地引導氣流緊貼翼面流動。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個應變式測力傳感器,得到3個數據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等對飛行器結構提出了一種新的設想,設計了一種雙尾翼結構,并改變端面形狀,這樣的結構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]。雙尾翼結構如圖5所示。

經過學者們的試驗研究,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研究受到學者們的高度重視,即降低噪聲、提高升阻比的相關研究,進而提高扇翼飛行器的飛行速度、穩定性以及整體性能。

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

3.2 國內扇翼飛行器的研究進展

由于國內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:中國航空工業空氣動力研究院、南京航空航天大學、華東理工大學。

2007年中國空氣動力研究院的牛中國、蔣甲利等對扇翼的結構進行了大量的研究工作。他們通過CFD方法研究了轉子轉速、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個因素的協調處理。其中葉片偏角影響轉子最大速度的周向分布,轉子轉速和葉片偏角確定機翼環量大小,而在飛機飛行時,環量的大小又影響飛行速度。通過一系列的風扇葉片偏角進行二維機翼的數值模擬分析,當來流速度為零時:葉片偏角小于8°時,升力系數隨著轉速的增大而增大；葉片偏角大于8°時,升力系數隨轉速的增大反而減小[25]。通過數值計算和風洞試驗,并進行常規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化。在分析同一設計狀態下各翼型的升阻比特性及同一翼型在不同工作狀態下的升阻比特性時發現,優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,結合理論計算和風洞試驗結果,采用FL-5風洞平臺,試驗模型使用較輕的骨架結構,采用“彎刀尾撐”的方式進行支撐,并采用六分量應變式內置天平進行測量。設計了不同葉片寬度和不同葉片偏角的模型,用以研究風扇轉速和葉片幾何參數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性能的影響,從而優化飛行器模型[27]。

2011年,南京航空航天大學研制并成功試飛了國內首架扇翼飛行器,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

南京航空航天大學的楊忠教授和他的學生也在扇翼飛行器領域做了一些探索性的工作。他們基于CFD方法進行數值模擬,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構,給出了升阻力隨迎角的變化關系[28]。在此基礎上對比分析了翼型局部幾何形狀改變后得到的數值模擬結果,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。楊教授和他的學生以某型扇翼飛行器為研究對象,在分析其結構特點和飛行原理的基礎上,建立了扇翼飛行器的縱向數學模型,在此基礎上進行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研究,并對某一扇翼飛行器進行建模和經典控制律設計,驗證了其飛行有效性和穩定性[30]。

2014年,華東理工大學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的影響,并證明了橫流式風扇內部存在偏心渦,且扇翼產生的升力80%來自于偏心渦的作用。其模擬結果與Askari和Shojaeefard在2009年對于扇翼飛行器的研究結果非常吻合。論文中分析了扇翼的兩組幾何參數(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,試驗結果與CFD仿真結果雖存在一定誤差,但是基本吻合[31]。

基于國內扇翼飛行器的成功試飛和控制系統的設計,目前國內針對扇翼飛行器的研究重點已轉向其動力系統的研究,即扇翼動力的相關研究,朝著高升力、高精度的渦控技術發展,為設計能超短距、大載荷、易操控、結構簡單的扇翼飛行器提供技術支持。

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、低速飛行穩定性和安全性高以及有效載荷大等優點,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點,其軍用和民用應用前景廣闊,主要用途包括:

1)戰場、邊境、海岸等地區的偵察巡邏和通信中繼。先進短距起降性能是現代戰斗機的主要特征之一,因為這種性能要求使得戰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急出動能力。此外,扇翼飛行器無需復雜的助推設備,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定性也促使它可以裝備在沒有機場的邊境和海岸地區,也可以作為艦載機,隨時執行偵察、監測、邊境巡邏、運輸和空中通信中繼等任務。

2)對地攻擊、電子干擾、低速目標攔截等用途。由于扇翼飛行器采用橫流式風扇產生動力,相較于直升機而言具有低噪聲的優點,這在一定程度上提高了它在執行軍事任務時的生存率。而且,不論是機載任務載荷的精度,還是機載武器對地面目標的攻擊精度,扇翼飛行器的低振動低噪聲環境都對它們的提升有很大作用。從戰爭發展規律看,戰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,其后又逐漸發展其運輸、偵察等性能,扇翼飛行器的大載荷優勢,可以使其配備更充足的彈藥,同時實現運輸功能?？傮w來說,扇翼飛行器在執行對地攻擊、電子干擾與低速目標攔截任務時,能有效發揮自身優勢,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勢而備受關注。2013年,美國亞馬遜公司公布其推出的名為Prime Air的無人機送貨服務引起人們的高度注意。今年,谷歌公布送貨無人機“Project Wing”研發項目,再次引發熱議,該無人機最近在澳大利亞完成了兩趟實驗任務。而扇翼飛行器短距起降和低噪聲的優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)的構想一定能實現。圖8為構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、續航時間長和短距起降性能,使其不僅適用于城鎮民用同時也適用于遠航搜救,例如城鎮中的近距離滅火,地震救援和物資運輸以及深海的遠航搜救,這些應用對載重、續航時間以及起飛距離都有著嚴格的要求。

5)農業上的應用?，F在,使用飛機噴灑農藥雖沒有普及,但是也已經成功適用。在噴灑農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越性能之一。同時,它獨特的扇翼結構,可以作為噴灑農藥的輔助動力源,因其轉動產生的氣流可以很好地幫助農藥的噴灑和擴散。

6)城鎮小型飛行器。在城市中心這樣復雜的飛行環境下,需要執行飛行距離較遠、且需要傳送飛行路線上局部細節時(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、載荷量大、低速飛行高穩定性等優點,扇翼飛行器正是滿足了上述要求。

5 結束語

基于扇翼飛行器發展歷程的回顧,從結構設想到航空展試飛成功,從扇翼飛行器優越的飛行性能到它未來的應用前景,人們已經成功實現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,在進行設計研究的過程中,會碰到一些異于固定翼和直升機的新現象和新挑戰,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嵌橫流式風扇來同時提供推力和升力的新型飛行器,其升力產生的原理包含偏心渦、切割、分離等復雜空氣動力學現象,比固定翼飛機機翼的氣動環境復雜得多,對其復雜流動現象的準確描述及數值模擬有一定困難,需要建立一些新的數學模型或提出一些新的理論方法來處理這種特殊的氣動現象。另外,無論何種航空飛行器,空氣動力學原理是其最基本,也是最基礎的問題。而現有的飛行器空氣動力學的動量、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測,這是目前需要突破的重點內容之一。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計。

扇翼飛行器產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律和控制技術,成為掌握扇翼飛行器飛行原理和核心設計的關鍵技術。偏心渦的強度和位置受風扇轉速、葉片參數以及來流參數等多種因素的影響,需要通過深入細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確地獲得,但在對關鍵的風扇內部的壓強和速度分布(偏心渦的強度和位置)的測量,會因風扇旋轉而碰到較大困難。目前對扇翼飛行器的研究大多停留在CFD方法仿真,真正落實到扇翼轉動試驗上的相對較少,這是因為扇翼的復雜結構以及由此帶來的復雜流場效應造成的。無論是早期Kogler等對翼型的經典測力度試驗、蔣甲利等的六角天平測力,還是現在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方法仿真結果基本吻合。因此,可以通過高精度CFD數值模擬技術,對扇翼飛行器特殊的原理進行數值模擬分析,得出一些規律。然后對其分布式推力和渦升力的空氣動力學進行試驗研究,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生機理和控制原理。利用控制橫流式風扇內部偏心渦的強度和位置,來控制扇翼產生的升力和推力,從而控制扇翼飛行器的飛行速度和狀態,這是探索和研究扇翼飛行器的核心技術之一。

飛行器技術指標的重要保證就是先進合理的總體布局。2006年以后,很多學者通過對扇翼飛行器結構特點的研究,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構創新,高平尾和雙尾翼可以減小氣動干擾,遠置舵面可以增加扇翼飛行器的低速操作功效等。這些系統和構型上的改進,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,扇翼飛行器需要穩定的控制系統來輔助實現,因此關于扇翼飛行器控制系統的研究也將成為當下的研究熱點。尤其是在國內,對扇翼飛行器的研究起步較晚,關于扇翼飛行器的結構設計以及控制系統的設計相關資料相對較少?，F在已有南京航空航天大學的小型遙控扇翼飛行器成功實現飛行試驗,在此基礎上,建立扇翼飛行器控制系統數學模型,選擇合理的控制律和控制參數,設計適合扇翼飛行器的飛行控制方法和飛行控制系統,并進行仿真和試驗驗證,最終實現扇翼飛行器的穩定控制。進一步的工作就是對其控制系統的研究,進而實現扇翼飛行器的自主飛行,提高飛行的穩定性和操控性,以適用于更為復雜的航空飛行環境。

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