涵道风扇唇口失速机理及其抑制新方法探索研究

Due to the existence of high-speed rotating fan, the mechanism of ducted fan lip stall is more complicated than that of the general aircraft wing. The lip stall is a serious problem for the ducted fan vertical take off and landing(VTOL) aircraft at the states of forward flight and transition between hover and forward flight. In order to study the mechanism of lip stall with the existence of a rotating fan and search a method to suppress the lip stall, this project will carry out two aspects of research work. Firstly, an unsteady Navier-Stokes solver based on unstructured dynamic patched/overset grids will be developed, and has the ability of carefully simulating the complicated unsteady flow of ducted fan system. Additionally, based on the basis of the study in the flexible inflatable structure of the current research group, this project will explore a new method for the lip stall suppression. The main thinking is given as follow. An inflatable bladder is placed around the duct lip to change the shape of duct lip, and the incoming flow around the duct lip will be affected, then the duct lip stall should be suppressed if the shape of inflatable bladder is reasonably controlled. The shape of duct lip can be maintained originally when the inflatable bladder is not inflated. The bladder is inflated only when it is needed to suppress the lip stall. When the ducted fan system is in different angles of attack, the level of air inflated can be adjusted to control the volume of the bladder according to the actual situation. Therefore, this method can be used to suppress the lip stall for a wider attack angle range. The current project focuses on the mechanism of lip stall and the exploration of a new method for lip stall suppression, and have a good academic value and engineering application prospect.

由于存在高速旋转叶片的影响，涵道风扇的唇口失速机理比一般机翼的失速要更为复杂，使得唇口失速问题成为涵道风扇型垂直起降飞行器前飞和悬停-前飞状态转换过程中遇到的严重问题之一。为了揭示风扇高速旋转情况下的涵道唇口失速机理，并且探索唇口失速的抑制方法，本项目拟开展两方面的研究，一是发展一套基于非结构动态搭接/嵌套网格的非定常NS方程数值模拟程序，对涵道风扇的复杂流场进行精细模拟，从而深入研究唇口失速问题的气动机理，二是利用申请人课题组近年来在柔性充气结构方面的研究基础，探索一种基于充气气囊的唇口失速抑制新方法。其基本思路是：通过在涵道唇口位置布置充气气囊，改变唇口气动外形，从而达到抑制唇口失速的目的。气囊在不充气时保持涵道唇口的原始外形，只在需要时才充气打开，可在不同迎角下根据实际情况通过充气量的多少来控制气囊大小，所以该方法可适用于更大范围下的唇口失速抑制，将具有很好的学术价值和工程应用前景。

本项目的研究背景是垂直/短距起降涵道风扇飞行器中涵道唇口的气动失速问题，旨在通过本项目的研究而探索出一种新颖有效的唇口失速抑制方法。随着涵道风扇系统被越来越多地应用于垂直起降飞行器的升力系统，其在悬停-前飞转换和前飞时，涵道唇口流动失速问题逐渐成为影响飞行器安全性、操纵性和稳定性的重要因素。对于双涵道或多涵道的升力系统，转换和前飞过程中的涵道唇口易发生失速且往往不同步，会导致升力和力矩等在失速点变化剧烈，致使飞机操纵困难，严重影响飞行器的飞行安全。.项目主要研究内容包括：带高速旋转风扇的涵道风扇系统的数值模拟方法、唇口充气气囊的形状变化设计方法、唇口充气气囊对唇口流动失速的抑制效果。本项目发展了非结构旋转动态嵌套网格方法，基于任意拉格朗日欧拉描述的非定常Navier-Stokes方程，采用中心型有限体积格式、双时间实时间推进格式、Runge-Kutta多步拟时间推进格式等计算方法进行了涵道风扇非定常问题的计算。在旋转嵌套网格建立方法、贡献单元搜寻和参数插值方面，项目做出了非常具有特色的研究成果。项目发展了针对涵道风扇唇口的充气气囊变形方法：气囊结构分为充气单元和整流单元两部分，充气单元为密闭结构，可以形成涵道唇口前端的所需外形，整流单元与周围大气相通，在充气单元和涵道壁之间起到光滑过渡的作用，并可以调节改变充气单元的外形。.项目首先研究了前缘充气气囊对二维翼型的影响规律，结果表明可以起到明显的增升作用，并且明显提高翼型的失速迎角，说明前缘充气气囊对翼型的失速抑制具有明显效果。然后完成了前缘充气气囊对三维涵道风扇唇口失速抑制的数值模拟研究，计算了涵道风扇从0°变化到50°过程中的拉力系数和力矩系数曲线，结果显示：涵道风扇唇口失速机理比普通机翼失速的机理更为复杂，桨叶的运动更容易诱发唇口附面层的流动分离，进而出现大范围流动失速；唇口充气气囊有效地抑制了唇口失速，使得涵道风扇在50°迎角时仍然未失速，拉力和力矩平稳变化，改善了涵道风扇的气动特性。.本项目达到了预期目标，创新地提出了一种新颖的涵道风扇唇口失速抑制方法，并且通过数值模拟验证了该方法可以有效地抑制唇口失速，改善涵道风扇的失速特性。项目的研究成果对于促进垂直起降涵道风扇飞行器的发展和深入理解涵道风扇唇口失速现象均具有很好的科学意义。