劉沛清， 楊碩

北京航空航天大學(xué) 航空科學(xué)與工程學(xué)院， 北京 100191

Gurney襟翼對(duì)某型客機(jī)流動(dòng)控制數(shù)值模擬

劉沛清*， 楊碩

北京航空航天大學(xué) 航空科學(xué)與工程學(xué)院， 北京 100191

為改善某型客機(jī)的起降性能，通過在機(jī)翼尾緣加裝Gurney襟翼，對(duì)流場(chǎng)進(jìn)行了數(shù)值模擬。對(duì)該客機(jī)機(jī)翼的控制翼型安裝不同高度的Gurney襟翼進(jìn)行數(shù)值模擬，結(jié)果表明安裝Gurney襟翼可以提高多段翼型的升力系數(shù)和阻力系數(shù)，但會(huì)增強(qiáng)尾跡流動(dòng)的不穩(wěn)定性。將不同高度的Gurney襟翼應(yīng)用于該客機(jī)的簡(jiǎn)化模型，機(jī)翼的大部分區(qū)域符合二維翼型研究得出的流動(dòng)控制規(guī)律；在機(jī)翼外側(cè)區(qū)域，Gurney襟翼使機(jī)翼附近流場(chǎng)中的翼尖渦發(fā)生了一定的變化。數(shù)值模擬的結(jié)果還表明，Gunney襟翼可以提高客機(jī)的升力系數(shù)，而且不會(huì)給飛機(jī)流場(chǎng)帶來明顯的改變。

Gurney襟翼； 多段翼型； 后掠機(jī)翼； 氣動(dòng)特性； 數(shù)值模擬

帶有前緣縫翼和后緣襟翼的多段機(jī)翼是現(xiàn)代大型客機(jī)通常選用的增升裝置，特別是多縫的后緣襟翼可以極大地提高機(jī)翼的性能。但是復(fù)雜的機(jī)翼結(jié)構(gòu)會(huì)增加結(jié)構(gòu)重量以及制造和使用成本，因此現(xiàn)代客機(jī)在設(shè)計(jì)時(shí)，更青睞使用結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單的三段機(jī)翼或四段機(jī)翼。如Boeing767、A330和A350等已成功運(yùn)營(yíng)的大型客機(jī)，均使用了三段機(jī)翼作為增升裝置。為進(jìn)一步提高客機(jī)的起降性能，設(shè)計(jì)者會(huì)附加使用一些簡(jiǎn)單的機(jī)械裝置來滿足設(shè)計(jì)要求，如Boeing767-300ER在襟翼上使用了渦流發(fā)生器[1]，Gurney襟翼也是一種簡(jiǎn)單有效的機(jī)械增升裝置。

Gurney襟翼通常是1%～3%弦長(zhǎng)高度的平板，垂直于翼型弦線放置于翼型下表面的尾緣處。它最初由賽車手Dan Gurney用于賽車頭部的倒置翼型上[2]，以增加向下的氣動(dòng)力，保證賽車在轉(zhuǎn)彎時(shí)有足夠的側(cè)向摩擦力。由于Gurney襟翼可以有效地改善翼型的氣動(dòng)特性，Liebeck[2]將其引入航空界。自20世紀(jì)70年代開始，國(guó)外有大量的學(xué)者對(duì)其展開研究。

在現(xiàn)階段尚沒有在客機(jī)上使用Gurney襟翼的先例。但國(guó)外研究人員已經(jīng)通過風(fēng)洞試驗(yàn)、流動(dòng)顯示試驗(yàn)以及數(shù)值模擬等手段進(jìn)行了大量的研究，他們嘗試在多種翼型以及飛機(jī)模型上安裝不同類型的Gurney襟翼，發(fā)現(xiàn)Gurney襟翼可以有效地改善翼型的氣動(dòng)性能[3-7]。可見，Gurney襟翼在航空領(lǐng)域存在極高的應(yīng)用價(jià)值。中國(guó)學(xué)者Pan等[8]將Gurney襟翼用于改善超臨界翼型以及三角翼的氣動(dòng)特性，并取得了一定的研究成果；楊炯等[9]嘗試了在運(yùn)輸機(jī)模型上安裝Gurney襟翼進(jìn)行測(cè)壓測(cè)力實(shí)驗(yàn)；西北工業(yè)大學(xué)的周瑞興等[10]針對(duì)多段翼型安裝Gurney襟翼進(jìn)行過測(cè)壓測(cè)力實(shí)驗(yàn)，證實(shí)Gurney襟翼可以改善翼型的氣動(dòng)性能。但Gurney襟翼用于多段翼型以及大型客機(jī)增升裝置的擾流機(jī)理在中國(guó)尚未見到這方面的研究報(bào)道。

本文利用數(shù)值模擬方法，建立在多段翼型以及飛機(jī)模型上安裝Gurney襟翼的計(jì)算模型，通過計(jì)算流體力學(xué)(CFD)軟件得出流場(chǎng)信息，分析Gurney襟翼的流動(dòng)控制效果，研究使用Gurney襟翼改善客機(jī)起降性能的可行性，為Gurney襟翼在航空領(lǐng)域的工程應(yīng)用提供指導(dǎo)。

1 數(shù)值模擬驗(yàn)證

為驗(yàn)證所用數(shù)值模擬方法的準(zhǔn)確性，在30P30N翼型上進(jìn)行驗(yàn)證計(jì)算。

數(shù)值模擬所用的拓?fù)渚W(wǎng)格如圖1所示，使用定常的數(shù)值計(jì)算方法得到的升力系數(shù)CL與試驗(yàn)所得的升力系數(shù)的對(duì)比如圖2所示。在升力系數(shù)曲線的線性段，數(shù)值模擬結(jié)果與實(shí)驗(yàn)結(jié)果基本吻合。在大迎角下，由于翼型接近失速狀態(tài)，流場(chǎng)中存在非定常的脫落渦，故數(shù)值模擬結(jié)果與實(shí)驗(yàn)結(jié)果存在一定的偏差。在本次研究中，計(jì)算迎角α為客機(jī)著陸使用的迎角，在此范圍內(nèi)，數(shù)值模擬結(jié)果是可信的。

圖1 30P30N翼型近壁面網(wǎng)格Fig.1 Closeup of grid for 30P30N airfoil

圖2 數(shù)值模擬獲得的升力系數(shù)與風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果對(duì)比Fig.2 Comparison of lift coefficient obtained in numerical simulation with wind tunnel test results

2 數(shù)值模擬方法

數(shù)值模擬使用的多段翼型為某型客機(jī)機(jī)翼中段的控制翼型，在多段翼型的襟翼后緣垂直于翼型弦線方向安裝不同高度的Gurney襟翼，Gurney襟翼的高度h=1.5%c，2.0%c，2.5%c(c為翼型弦長(zhǎng))。

三維流場(chǎng)的數(shù)值模擬使用該客機(jī)的著陸構(gòu)型半模，為簡(jiǎn)化流場(chǎng)結(jié)構(gòu)，去掉了翼吊發(fā)動(dòng)機(jī)短艙，Gurney襟翼安裝在機(jī)翼襟翼后緣，為垂直于當(dāng)?shù)匾硇拖揖€的等高度平板，安裝高度h′=1.5%ck，2.0%ck，2.5%ck(ck為后掠翼轉(zhuǎn)折處翼型弦長(zhǎng))。

使用ICEM軟件繪制拓?fù)渚W(wǎng)格，近壁面的網(wǎng)格拓?fù)鋄11]如圖3所示，對(duì)安裝不同高度Gurney襟翼的構(gòu)型使用相同的拓?fù)渚W(wǎng)格，由于主翼后緣形狀與30P30N翼型明顯不同，對(duì)翼型網(wǎng)格拓?fù)溥M(jìn)行了修改。數(shù)值模擬采用FLUENT軟件進(jìn)行計(jì)算，用有限體積法，求解可壓縮黏性雷諾時(shí)均Navier-Stokes(RANS)方程，湍流模型采用Spalart-Allmaras模型。計(jì)算迎角為該客機(jī)著陸使用的迎角α=8°，馬赫數(shù)為0.2，雷諾數(shù)為2×107。

圖3 模型近壁面網(wǎng)格拓?fù)浣Y(jié)構(gòu)Fig.3 Closeup of grid in the vicinity of different modes used in the computation

3 計(jì)算結(jié)果與分析

3.1 二維流場(chǎng)特征

3.1.1 氣動(dòng)力系數(shù)

多段翼型以及帶有不同高度的Gurney襟翼翼型的氣動(dòng)力系數(shù)隨迎角的變化如圖4所示。當(dāng)迎角小于20°時(shí)，翼型升力系數(shù)線性增加，安裝Gurney襟翼后，翼型升力線斜率基本不變，但因翼型彎度的增加，致使翼型的零升迎角有所減小(絕對(duì)值增大)；阻力系數(shù)CD在此迎角范圍內(nèi)也有相應(yīng)的增加。

圖4 氣動(dòng)力系數(shù)對(duì)比Fig.4 Comparison of aerodynamic coefficients

在相同迎角下，安裝Gurney襟翼可以提高翼型的升力系數(shù)和阻力系數(shù)，但升阻比有所減小。在大型客機(jī)著陸迎角8°～10°范圍內(nèi)，這種加裝Gurney襟翼后使多段翼型升力系數(shù)和阻力系數(shù)均有所增大的氣動(dòng)效果是有利的。

3.1.2 流動(dòng)分析

為了更清楚地說明加裝Gurney襟翼后多段翼型在著陸迎角下的繞流特征，選取8°迎角下的翼型繞流流場(chǎng)進(jìn)行分析。

數(shù)值模擬使用的多段翼型后緣襟翼偏轉(zhuǎn)角度較大，在迎角為8°時(shí)，后緣襟翼上方已經(jīng)出現(xiàn)較大的分離渦，計(jì)算結(jié)果未發(fā)現(xiàn)旋渦的周期脫落現(xiàn)象，如圖5(a)所示。當(dāng)附加Gurney襟翼后，翼型繞流分離渦結(jié)構(gòu)變的較為復(fù)雜，除上述主分離渦外，在Gurney襟翼后方又分離出一個(gè)反向渦，在翼型尾緣后方形成一對(duì)反向旋轉(zhuǎn)的渦對(duì)結(jié)構(gòu)，并且導(dǎo)致分離渦的周期型脫落，如圖5(b)～5(d)所示。

圖5 不同翼型構(gòu)型流線圖對(duì)比Fig.5 Comparison of streamlines on the multi-element airfoil with Gurney flaps of different heights

在多段翼型后緣下方安裝Gurney襟翼后出現(xiàn)反向渦的這種現(xiàn)象，改變了氣流繞過翼型尾緣的庫塔條件，顯然增大了繞過翼型附著主渦的強(qiáng)度，從而誘導(dǎo)翼型上翼面氣流加速，增加了升力。同時(shí)由于反向渦的存在，使分離區(qū)增大，造成阻力也有所增大。

對(duì)比翼型的壓力系數(shù)Cp分布，如圖6所示，安裝Gurney襟翼后(圖中:g代表加裝Gurney襟翼)，前緣縫翼、主翼和后緣襟翼上吸力峰均有增加，說明Gurney襟翼使上翼面的氣流速度有所增大，而且隨著Gurney襟翼高度的增加，吸力峰進(jìn)一步增加增大。但是，由于Gurney襟翼的存在，阻礙了后緣襟翼下翼面的氣流速度，使該處靜壓強(qiáng)明顯增大，導(dǎo)致其上下翼面壓力差增大，除增大升力外，也會(huì)增加多段翼型的低頭力矩系數(shù)。

圖6 不同翼型構(gòu)型壓力系數(shù)分布對(duì)比Fig.6 Comparison of pressure coefficient distribution on the multi-element airfoil with Gurney flaps of different heights

上述流動(dòng)機(jī)理總體上與Liebeck[2]關(guān)于Gurney襟翼的流動(dòng)假設(shè)以及Neuhart[12]和Myose[13]等對(duì)單段翼型的研究結(jié)果是一致的，均反應(yīng)出：Gurney襟翼可增大翼型的有效彎度，在Gurney襟翼后方出現(xiàn)反向渦，從而增大繞過上翼面的氣流速度和吸附力。

3.1.3 非定常特性

Pan等[8]在進(jìn)行NACA0015翼型安裝Gurney襟翼的實(shí)驗(yàn)時(shí)，通過DMD (Dynamical Mode Decomposition)方法觀測(cè)到了翼型尾跡中的卡門渦街，這一現(xiàn)象在多段翼型上依然存在。對(duì)比圖5(a)～5(d)，可以看到隨著Gurney襟翼高度的增加，后緣的逆向渦隨之增強(qiáng)，多段翼型尾跡流線彎曲，明顯地表現(xiàn)出渦脫落現(xiàn)象。

圖7展示了使用非定常方法計(jì)算多段翼型流場(chǎng)的結(jié)果，可以看到當(dāng)Gurney襟翼高度較小時(shí)，對(duì)氣流的阻滯作用不明顯，流場(chǎng)與原始翼型流場(chǎng)相似，僅后緣逆向渦增強(qiáng)；當(dāng)Gurney襟翼高度足夠大時(shí)，翼型尾跡中會(huì)形成類似卡門渦街的結(jié)構(gòu)，形成交替脫落的渦，在下游區(qū)域逐漸耗散。由于軟件限制，圖7(a)～7(d)只能顯示一定數(shù)值范圍內(nèi)的渦量。圖中：|Ω|表示渦量。

圖7 尾流渦量圖對(duì)比Fig.7 Comparison of vorticity in the wake flow

圖8 不同構(gòu)型升力系數(shù)振幅對(duì)比Fig.8 Comparison of lift coefficient amplitude with different Gurney flaps

不同構(gòu)型升力系數(shù)變化的周期和振幅如表1所示，其中T為數(shù)值計(jì)算結(jié)果中升力系數(shù)相鄰峰值間的時(shí)間差，ΔCL為升力系數(shù)最大值與最小值之差。

斯特勞哈爾數(shù)可以表征翼型非定常特性的相似準(zhǔn)則,其計(jì)算公式為

(1)

式中：f為襟翼渦脫落頻率；L為特征長(zhǎng)度；v為來流速度。

渦脫落頻率可以近似認(rèn)為

(2)

由圓柱繞流的斯特勞哈數(shù)定義可知，L為固壁面垂直于來流方向的投影長(zhǎng)度。由于渦脫落現(xiàn)象出現(xiàn)在多段翼型的襟翼上，其繞流特征長(zhǎng)度近似為后襟翼弦長(zhǎng)垂直于來流方向的投影長(zhǎng)度,為

L=cfsinδ

(3)

式中：cf為襟翼弦長(zhǎng)；δ為襟翼偏角。

表1不同構(gòu)型升力系數(shù)隨時(shí)間的變化

Table1LiftcoefficientsofairfoilswithdifferentGurneyflapschangingwithtime

α=8°T/sΔCLSrAirfoil000Airfoil?g?15%c004900020211Airfoil?g?20%c005000400207Airfoil?g?25%c004800880215

3.2 三維流場(chǎng)流動(dòng)控制分析

8°迎角下原始飛機(jī)半模以及帶有不同高度Gurney襟翼構(gòu)型獲得的氣動(dòng)力系數(shù)如表 2所示。安裝Gurney襟翼可以提高著陸狀態(tài)下飛機(jī)的升力系數(shù)和阻力系數(shù)，但升阻比降低，這對(duì)著陸狀態(tài)是有利的。隨著Gurney襟翼高度的增加，增升作用增強(qiáng)。

表2帶有不同高度Gurney襟翼的飛機(jī)半模氣動(dòng)力系數(shù)對(duì)比

Table2Comparisonofaerodynamiccoefficientsoftheaircrafthalf-modelwithGurneyflapsofdifferentheights

α=8°CLCDL/DLanding16340170961Landing?g?15%c17220196879Landing?g?20%c17520200876Landing?g?25%c17650206857

圖9為機(jī)翼翼面流線圖對(duì)比，由圖可以分析機(jī)翼近壁區(qū)的流動(dòng)。對(duì)于原始的飛機(jī)著陸構(gòu)型，后襟翼上存在大面積的分離，外側(cè)翼面分離線約在襟翼弦線的20%～30%處。由于機(jī)翼外段后緣后掠，后縫翼的射流存在展向流動(dòng)的分量，外側(cè)翼面流線向翼梢方向偏移，但縫隙射流對(duì)主翼影響較小，翼面的大部分區(qū)域保持近似二維流動(dòng)。安裝Gurney襟翼后，外側(cè)翼面分離線位置略有偏移，約處于襟翼弦線的30%位置，翼面流動(dòng)形態(tài)基本不變，與原始著陸構(gòu)型保持一致。在飛機(jī)機(jī)翼的中段，即提供飛機(jī)大部分升力的區(qū)域，Gurney襟翼流動(dòng)控制基本遵循二維流動(dòng)規(guī)律。在靠近機(jī)身的部分，機(jī)身對(duì)機(jī)翼繞流的影響較大，Gurney襟翼的作用很小。

圖9 機(jī)翼翼面流線圖對(duì)比Fig.9 Comparison of surface streamline of different aircraft modes

圖10(a)為飛機(jī)近壁面流線圖。由該圖可見，在機(jī)翼下游自由流場(chǎng)中將出現(xiàn)四處自由渦束，它們沿展向的位置分別是：在襟翼外端側(cè)緣和主翼梢部將形成翼尖渦，并隨向下游的發(fā)展兩渦束合并為一體；在內(nèi)、外段后緣襟翼連接處和翼身連接處都將出現(xiàn)自由渦束，其流動(dòng)圖譜定性上同風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)結(jié)果是吻合的。計(jì)算表明，安裝Gurney襟翼后，整體的流場(chǎng)結(jié)構(gòu)與原始構(gòu)型流場(chǎng)結(jié)構(gòu)基本相同，這說明因Gurney襟翼高度相對(duì)飛機(jī)機(jī)翼的典型尺寸要小得多，Gurney襟翼的存在基本不影響繞過機(jī)翼的下游流場(chǎng)特征。

尾跡中渦束存在的區(qū)域近似于流場(chǎng)中的低壓區(qū)，因此等壓線圖可以反映出翼尖渦的位置和強(qiáng)度。圖10(b)為距翼梢后緣縱向距離x=8ca(ca為機(jī)翼平均氣動(dòng)弦長(zhǎng))處截取翼尖渦平面等壓線圖的對(duì)比，紅色表示有Gurney襟翼的構(gòu)型，等壓線位置的變化表明有Gurney襟翼的構(gòu)型翼尖渦渦心略有偏移，漩渦范圍擴(kuò)大，這與Vey和Paschereit[14]的流動(dòng)顯示實(shí)驗(yàn)得出的結(jié)論是一致的?？梢哉J(rèn)為，由于Gurney襟翼對(duì)氣流的阻滯作用，增強(qiáng)了機(jī)翼下翼面氣流的展向流動(dòng)分量，而且機(jī)翼存在后掠角，上翼面氣流被誘導(dǎo)加速后，展向流動(dòng)分量相應(yīng)增加，兩方面原因都使翼尖渦增強(qiáng)。

圖10 近壁面流線圖和等壓線圖Fig.10 Streamline in the vicinity of different modes and the isobars of wing tip vorticity

綜上所述，在三維模型上安裝的Gurney襟翼，對(duì)尾跡流動(dòng)的影響很小，僅在翼尖區(qū)域引起了翼尖渦的偏移和擴(kuò)張。對(duì)于機(jī)翼翼面附近區(qū)域，其作用規(guī)律與在多段翼型上的作用規(guī)律基本相同。

4 結(jié) 論

1) 在飛機(jī)著陸狀態(tài)多段翼型上安裝Gurney襟翼可以提高多段翼型的升力系數(shù)，Gurney襟翼高度越大，增升作用越明顯，Gurney襟翼還會(huì)增加翼型的阻力系數(shù)。

2) Gurney襟翼在多段翼型上的增升作用不如單段翼型上明顯。安裝大高度的Gurney襟翼會(huì)在尾跡中形成交替脫落的卡門渦街，使升力系數(shù)隨時(shí)間周期性振蕩。

3) 在某型客機(jī)著陸構(gòu)型襟翼后緣安裝Gurney襟翼，可以提高飛機(jī)的升力系數(shù)，但阻力系數(shù)也會(huì)增加，機(jī)翼的尾跡流動(dòng)沒有明顯的改變。

4) 在機(jī)翼的中段區(qū)域，Gurney襟翼作用規(guī)律與二維多段翼型上的作用規(guī)律基本相同，在機(jī)翼外側(cè)，Gurney襟翼的存在使翼尖渦束擴(kuò)張和偏移。

綜上所述，Gurney襟翼可以提高客機(jī)的升力系數(shù)，而不會(huì)給飛機(jī)流場(chǎng)帶來明顯的改變。Gurney襟翼可以應(yīng)用于大型客機(jī)來改善飛機(jī)的著陸性能。

對(duì)于客機(jī)起飛和巡航狀態(tài)，要求飛機(jī)具有較低的阻力系數(shù)，但是使用Gurney襟翼會(huì)增加飛機(jī)的阻力系數(shù)。故在客機(jī)起飛和巡航過程中使用Gurney襟翼必須考慮減阻問題，而使用簡(jiǎn)單的平板型Gurney襟翼不利于降低阻力，在今后的工作中將研究改型Gurney襟翼的減阻效果。

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2008.

NumericalSimulationofFlowControloveraCertainAircraftwithGurneyFlaps

LIUPeiqing*,YANGShuo

SchoolofAeronauticScienceandEngineering,BeihangUniversity,Beijing100191,China

ThisinvestigationisconductedtouseGurneyflapstoimprovetheperformanceofanaircraftduringtakingoffandlanding.NumericalsimulationmethodisusedintheflowcontrolstudyforacertaintypeofaircraftinthelandingmodewithGurneyflapsinstalledonthewing’strailingedge.Theaircraft’smainairfoilandtheairfoilswithGurneyflapsofdifferentheightsaresimulated.TheresultindicatesthattheGurneyflapcouldimprovetheliftcoefficientanddragcoefficientofthemulti-elementairfoil,butitalsoenhancestheflowinstability.AsimplifiedmodeloftheaircraftandthemodelswithGurneyflapsofdifferentheightsaresimulated.Inmostofthewingregion,themodelswithGurneyflapsshowaflowpatternthataccordedwiththetwo-dimensionalairfoilmodelswithGurneyflaps,butintheouterregionofthewing,Gurneyflapscausethetipvortexnearthewingflowfieldtoexertagreaterimpact.NumericalresultsshowthatGurneyflapsefficientlyimproveliftcoefficientoftheaircraftwithoutsignificantchangestotheflowfield.

Gurneyflap;multi-elementairfoil;sweptwing;aerodynamicperformance;numericalsimulation

2011-11-18；Revised2011-12-08；Accepted2012-01-04；Publishedonline2012-02-010943

URL：www.cnki.net/kcms/detail/11.1929.V.20120201.0943.009.html

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2011-11-18;退修日期2011-12-08;錄用日期2012-01-04; < class="emphasis_bold">網(wǎng)絡(luò)出版時(shí)間

時(shí)間：2012-02-010943

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LiuPQ,YangS.NumericalsimulationofflowcontroloveracertainaircraftwithGurneyflaps.ActaAeronauticaetAstronauticaSinica,2012,33(9):1616-1623. 劉沛清，楊碩．Gurney襟翼對(duì)某型客機(jī)流動(dòng)控制數(shù)值模擬．航空學(xué)報(bào),2012,33(9):1616-1623.

http://hkxb.buaa.edu.cnhkxb@buaa.edu.cn

1000-6893(2012)09-1616-08

V224+.4

A

劉沛清男， 博士， 教授， 博士生導(dǎo)師。主要研究方向： 大型飛機(jī)增升裝置流動(dòng)控制等。

E-mail: lpq@buaa.edu.cn

楊碩女， 碩士研究生。主要研究方向： 大型飛機(jī)增升裝置流動(dòng)控制。

E-mail: feifei427@126.com