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襟翼對某型客機流動控制數(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

為改善某型客機的起降性能，通過在機翼尾緣加裝Gurney襟翼，對流場進行了數(shù)值模擬。對該客機機翼的控制翼型安裝不同高度的Gurney襟翼進行數(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)，但會增強尾跡流動的不穩(wěn)定性。將不同高度的Gurney襟翼應(yīng)用于該客機的簡化模型，機翼的大部分區(qū)域符合二維翼型研究得出的流動控制規(guī)律；在機翼外側(cè)區(qū)域，Gurney襟翼使機翼附近流場中的翼尖渦發(fā)生了一定的變化。數(shù)值模擬的結(jié)果還表明，Gunney襟翼可以提高客機的升力系數(shù)，而且不會給飛機流場帶來明顯的改變。

Gurney襟翼； 多段翼型； 后掠機翼； 氣動特性； 數(shù)值模擬

帶有前緣縫翼和后緣襟翼的多段機翼是現(xiàn)代大型客機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翼的性能。但是復(fù)雜的機翼結(jié)構(gòu)會增加結(jié)構(gòu)重量以及制造和使用成本，因此現(xiàn)代客機在設(shè)計時，更青睞使用結(jié)構(gòu)簡單的三段機翼或四段機翼。如Boeing767、A330和A350等已成功運營的大型客機，均使用了三段機翼作為增升裝置。為進一步提高客機的起降性能，設(shè)計者會附加使用一些簡單的機械裝置來滿足設(shè)計要求，如Boeing767-300ER在襟翼上使用了渦流發(fā)生器[1]，Gurney襟翼也是一種簡單有效的機械增升裝置。

Gurney襟翼通常是1%～3%弦長高度的平板，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]，以增加向下的氣動力，保證賽車在轉(zhuǎn)彎時有足夠的側(cè)向摩擦力。由于Gurney襟翼可以有效地改善翼型的氣動特性，Liebeck[2]將其引入航空界。自20世紀(jì)70年代開始，國外有大量的學(xué)者對其展開研究。

在現(xiàn)階段尚沒有在客機上使用Gurney襟翼的先例。但國外研究人員已經(jīng)通過風(fēng)洞試驗、流動顯示試驗以及數(shù)值模擬等手段進行了大量的研究，他們嘗試在多種翼型以及飛機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性能[3-7]?？梢?，Gurney襟翼在航空領(lǐng)域存在極高的應(yīng)用價值。中國學(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特性，并取得了一定的研究成果；楊炯等[9]嘗試了在運輸機模型上安裝Gurney襟翼進行測壓測力實驗；西北工業(yè)大學(xué)的周瑞興等[10]針對多段翼型安裝Gurney襟翼進行過測壓測力實驗，證實Gurney襟翼可以改善翼型的氣動性能。但Gurney襟翼用于多段翼型以及大型客機增升裝置的擾流機理在中國尚未見到這方面的研究報道。

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

1 數(shù)值模擬驗證

為驗證所用數(shù)值模擬方法的準(zhǔn)確性，在30P30N翼型上進行驗證計算。

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)值計算方法得到的升力系數(shù)CL與試驗所得的升力系數(shù)的對比如圖2所示。在升力系數(shù)曲線的線性段，數(shù)值模擬結(jié)果與實驗結(jié)果基本吻合。在大迎角下，由于翼型接近失速狀態(tài)，流場中存在非定常的脫落渦，故數(shù)值模擬結(jié)果與實驗結(jié)果存在一定的偏差。在本次研究中，計算迎角α為客機著陸使用的迎角，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)洞試驗結(jié)果對比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機翼中段的控制翼型，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)。

三維流場的數(shù)值模擬使用該客機的著陸構(gòu)型半模，為簡化流場結(jié)構(gòu)，去掉了翼吊發(fā)動機短艙，Gurney襟翼安裝在機翼襟翼后緣，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)。

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，對翼型網(wǎng)格拓?fù)溥M行了修改。數(shù)值模擬采用FLUENT軟件進行計算，用有限體積法，求解可壓縮黏性雷諾時均Navier-Stokes(RANS)方程，湍流模型采用Spalart-Allmaras模型。計算迎角為該客機著陸使用的迎角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 計算結(jié)果與分析

3.1 二維流場特征

3.1.1 氣動力系數(shù)

多段翼型以及帶有不同高度的Gurney襟翼翼型的氣動力系數(shù)隨迎角的變化如圖4所示。當(dāng)迎角小于20°時，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 氣動力系數(shù)對比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)均有所增大的氣動效果是有利的。

3.1.2 流動分析

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進行分析。

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，后緣襟翼上方已經(jīng)出現(xiàn)較大的分離渦，計算結(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反向渦，在翼型尾緣后方形成一對反向旋轉(zhuǎn)的渦對結(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度，從而誘導(dǎo)翼型上翼面氣流加速，增加了升力。同時由于反向渦的存在，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)分布對比Fig.6 Comparison of pressure coefficient distribution on the multi-element airfoil with Gurney flaps of different heights

上述流動機理總體上與Liebeck[2]關(guān)于Gurney襟翼的流動假設(shè)以及Neuhart[12]和Myose[13]等對單段翼型的研究結(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]在進行NACA0015翼型安裝Gurney襟翼的實驗時，通過DMD (Dynamical Mode Decomposition)方法觀測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，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算多段翼型流場的結(jié)果，可以看到當(dāng)Gurney襟翼高度較小時，對氣流的阻滯作用不明顯，流場與原始翼型流場相似，僅后緣逆向渦增強；當(dāng)Gurney襟翼高度足夠大時，翼型尾跡中會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)值計算結(jié)果中升力系數(shù)相鄰峰值間的時間差，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,其計算公式為

(1)

式中：f為襟翼渦脫落頻率；L為特征長度；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，其繞流特征長度近似為后襟翼弦長垂直于來流方向的投影長度,為

L=cfsinδ

(3)

式中：cf為襟翼弦長；δ為襟翼偏角。

表1不同構(gòu)型升力系數(shù)隨時間的變化

Table1LiftcoefficientsofairfoilswithdifferentGurneyflapschangingwithtime

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

3.2 三維流場流動控制分析

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

表2帶有不同高度Gurney襟翼的飛機半模氣動力系數(shù)對比

Table2Comparisonofaerodynamiccoefficientsoftheaircrafthalf-modelwithGurneyflapsofdifferentheights

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

圖9為機翼翼面流線圖對比，由圖可以分析機翼近壁區(qū)的流動。對于原始的飛機著陸構(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。由于機翼外段后緣后掠，后縫翼的射流存在展向流動的分量，外側(cè)翼面流線向翼梢方向偏移，但縫隙射流對主翼影響較小，翼面的大部分區(qū)域保持近似二維流動。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，翼面流動形態(tài)基本不變，與原始著陸構(gòu)型保持一致。在飛機機翼的中段，即提供飛機大部分升力的區(qū)域，Gurney襟翼流動控制基本遵循二維流動規(guī)律。在靠近機身的部分，機身對機翼繞流的影響較大，Gurney襟翼的作用很小。

圖9 機翼翼面流線圖對比Fig.9 Comparison of surface streamline of different aircraft modes

圖10(a)為飛機近壁面流線圖。由該圖可見，在機翼下游自由流場中將出現(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，其流動圖譜定性上同風(fēng)洞實驗結(jié)果是吻合的。計算表明，安裝Gurney襟翼后，整體的流場結(jié)構(gòu)與原始構(gòu)型流場結(jié)構(gòu)基本相同，這說明因Gurney襟翼高度相對飛機機翼的典型尺寸要小得多，Gurney襟翼的存在基本不影響繞過機翼的下游流場特征。

尾跡中渦束存在的區(qū)域近似于流場中的低壓區(qū)，因此等壓線圖可以反映出翼尖渦的位置和強度。圖10(b)為距翼梢后緣縱向距離x=8ca(ca為機翼平均氣動弦長)處截取翼尖渦平面等壓線圖的對比，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，漩渦范圍擴大，這與Vey和Paschereit[14]的流動顯示實驗得出的結(jié)論是一致的?？梢哉J(rèn)為，由于Gurney襟翼對氣流的阻滯作用，增強了機翼下翼面氣流的展向流動分量，而且機翼存在后掠角，上翼面氣流被誘導(dǎo)加速后，展向流動分量相應(yīng)增加，兩方面原因都使翼尖渦增強。

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，對尾跡流動的影響很小，僅在翼尖區(qū)域引起了翼尖渦的偏移和擴張。對于機翼翼面附近區(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襟翼會在尾跡中形成交替脫落的卡門渦街，使升力系數(shù)隨時間周期性振蕩。

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

4) 在機翼的中段區(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，在機翼外側(cè)，Gurney襟翼的存在使翼尖渦束擴張和偏移。

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

對于客機起飛和巡航狀態(tài)，要求飛機具有較低的阻力系數(shù)，但是使用Gurney襟翼會增加飛機的阻力系數(shù)。故在客機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

.Tel.：010-82318967E-maillpq@buaa.edu.cn

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

時間：2012-02-010943

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

.Tel.：010-82318967E-maillpq@buaa.edu.cn

LiuPQ,YangS.NumericalsimulationofflowcontroloveracertainaircraftwithGurneyflaps.ActaAeronauticaetAstronauticaSinica,2012,33(9):1616-1623. 劉沛清，楊碩．Gurney襟翼對某型客機流動控制數(shù)值模擬．航空學(xué)報,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： 大型飛機增升裝置流動控制等。

E-mail: lpq@buaa.edu.cn

楊碩女， 碩士研究生。主要研究方向： 大型飛機增升裝置流動控制。

E-mail: feifei427@126.com