Gurney襟翼对某型客机流动控制数值模拟

刘沛清， 杨硕

北京航空航天大学 航空科学与工程学院， 北京 100191

Gurney襟翼对某型客机流动控制数值模拟

刘沛清*， 杨硕

北京航空航天大学 航空科学与工程学院， 北京 100191

为改善某型客机的起降性能，通过在机翼尾缘加装Gurney襟翼，对流场进行了数值模拟。对该客机机翼的控制翼型安装不同高度的Gurney襟翼进行数值模拟，结果表明安装Gurney襟翼可以提高多段翼型的升力系数和阻力系数，但会增强尾迹流动的不稳定性。将不同高度的Gurney襟翼应用于该客机的简化模型，机翼的大部分区域符合二维翼型研究得出的流动控制规律；在机翼外侧区域，Gurney襟翼使机翼附近流场中的翼尖涡发生了一定的变化。数值模拟的结果还表明，Gunney襟翼可以提高客机的升力系数，而且不会给飞机流场带来明显的改变。

Gurney襟翼； 多段翼型； 后掠机翼； 气动特性； 数值模拟

带有前缘缝翼和后缘襟翼的多段机翼是现代大型客机通常选用的增升装置，特别是多缝的后缘襟翼可以极大地提高机翼的性能。但是复杂的机翼结构会增加结构重量以及制造和使用成本，因此现代客机在设计时，更青睐使用结构简单的三段机翼或四段机翼。如Boeing767、A330和A350等已成功运营的大型客机，均使用了三段机翼作为增升装置。为进一步提高客机的起降性能，设计者会附加使用一些简单的机械装置来满足设计要求，如Boeing767-300ER在襟翼上使用了涡流发生器[1]，Gurney襟翼也是一种简单有效的机械增升装置。

Gurney襟翼通常是1%～3%弦长高度的平板，垂直于翼型弦线放置于翼型下表面的尾缘处。它最初由赛车手Dan Gurney用于赛车头部的倒置翼型上[2]，以增加向下的气动力，保证赛车在转弯时有足够的侧向摩擦力。由于Gurney襟翼可以有效地改善翼型的气动特性，Liebeck[2]将其引入航空界。自20世纪70年代开始，国外有大量的学者对其展开研究。

在现阶段尚没有在客机上使用Gurney襟翼的先例。但国外研究人员已经通过风洞试验、流动显示试验以及数值模拟等手段进行了大量的研究，他们尝试在多种翼型以及飞机模型上安装不同类型的Gurney襟翼，发现Gurney襟翼可以有效地改善翼型的气动性能[3-7]。可见，Gurney襟翼在航空领域存在极高的应用价值。中国学者Pan等[8]将Gurney襟翼用于改善超临界翼型以及三角翼的气动特性，并取得了一定的研究成果；杨炯等[9]尝试了在运输机模型上安装Gurney襟翼进行测压测力实验；西北工业大学的周瑞兴等[10]针对多段翼型安装Gurney襟翼进行过测压测力实验，证实Gurney襟翼可以改善翼型的气动性能。但Gurney襟翼用于多段翼型以及大型客机增升装置的扰流机理在中国尚未见到这方面的研究报道。

本文利用数值模拟方法，建立在多段翼型以及飞机模型上安装Gurney襟翼的计算模型，通过计算流体力学(CFD)软件得出流场信息，分析Gurney襟翼的流动控制效果，研究使用Gurney襟翼改善客机起降性能的可行性，为Gurney襟翼在航空领域的工程应用提供指导。

1 数值模拟验证

为验证所用数值模拟方法的准确性，在30P30N翼型上进行验证计算。

数值模拟所用的拓扑网格如图1所示，使用定常的数值计算方法得到的升力系数CL与试验所得的升力系数的对比如图2所示。在升力系数曲线的线性段，数值模拟结果与实验结果基本吻合。在大迎角下，由于翼型接近失速状态，流场中存在非定常的脱落涡，故数值模拟结果与实验结果存在一定的偏差。在本次研究中，计算迎角α为客机着陆使用的迎角，在此范围内，数值模拟结果是可信的。

图1 30P30N翼型近壁面网格Fig.1 Closeup of grid for 30P30N airfoil

图2 数值模拟获得的升力系数与风洞试验结果对比Fig.2 Comparison of lift coefficient obtained in numerical simulation with wind tunnel test results

2 数值模拟方法

数值模拟使用的多段翼型为某型客机机翼中段的控制翼型，在多段翼型的襟翼后缘垂直于翼型弦线方向安装不同高度的Gurney襟翼，Gurney襟翼的高度h=1.5%c，2.0%c，2.5%c(c为翼型弦长)。

三维流场的数值模拟使用该客机的着陆构型半模，为简化流场结构，去掉了翼吊发动机短舱，Gurney襟翼安装在机翼襟翼后缘，为垂直于当地翼型弦线的等高度平板，安装高度h′=1.5%ck，2.0%ck，2.5%ck(ck为后掠翼转折处翼型弦长)。

使用ICEM软件绘制拓扑网格，近壁面的网格拓扑[11]如图3所示，对安装不同高度Gurney襟翼的构型使用相同的拓扑网格，由于主翼后缘形状与30P30N翼型明显不同，对翼型网格拓扑进行了修改。数值模拟采用FLUENT软件进行计算，用有限体积法，求解可压缩黏性雷诺时均Navier-Stokes(RANS)方程，湍流模型采用Spalart-Allmaras模型。计算迎角为该客机着陆使用的迎角α=8°，马赫数为0.2，雷诺数为2×107。

图3 模型近壁面网格拓扑结构Fig.3 Closeup of grid in the vicinity of different modes used in the computation

3 计算结果与分析

3.1 二维流场特征

3.1.1 气动力系数

多段翼型以及带有不同高度的Gurney襟翼翼型的气动力系数随迎角的变化如图4所示。当迎角小于20°时，翼型升力系数线性增加，安装Gurney襟翼后，翼型升力线斜率基本不变，但因翼型弯度的增加，致使翼型的零升迎角有所减小(绝对值增大)；阻力系数CD在此迎角范围内也有相应的增加。

图4 气动力系数对比Fig.4 Comparison of aerodynamic coefficients

在相同迎角下，安装Gurney襟翼可以提高翼型的升力系数和阻力系数，但升阻比有所减小。在大型客机着陆迎角8°～10°范围内，这种加装Gurney襟翼后使多段翼型升力系数和阻力系数均有所增大的气动效果是有利的。

3.1.2 流动分析

为了更清楚地说明加装Gurney襟翼后多段翼型在着陆迎角下的绕流特征，选取8°迎角下的翼型绕流流场进行分析。

数值模拟使用的多段翼型后缘襟翼偏转角度较大，在迎角为8°时，后缘襟翼上方已经出现较大的分离涡，计算结果未发现旋涡的周期脱落现象，如图5(a)所示。当附加Gurney襟翼后，翼型绕流分离涡结构变的较为复杂，除上述主分离涡外，在Gurney襟翼后方又分离出一个反向涡，在翼型尾缘后方形成一对反向旋转的涡对结构，并且导致分离涡的周期型脱落，如图5(b)～5(d)所示。

图5 不同翼型构型流线图对比Fig.5 Comparison of streamlines on the multi-element airfoil with Gurney flaps of different heights

在多段翼型后缘下方安装Gurney襟翼后出现反向涡的这种现象，改变了气流绕过翼型尾缘的库塔条件，显然增大了绕过翼型附着主涡的强度，从而诱导翼型上翼面气流加速，增加了升力。同时由于反向涡的存在，使分离区增大，造成阻力也有所增大。

对比翼型的压力系数Cp分布，如图6所示，安装Gurney襟翼后(图中:g代表加装Gurney襟翼)，前缘缝翼、主翼和后缘襟翼上吸力峰均有增加，说明Gurney襟翼使上翼面的气流速度有所增大，而且随着Gurney襟翼高度的增加，吸力峰进一步增加增大。但是，由于Gurney襟翼的存在，阻碍了后缘襟翼下翼面的气流速度，使该处静压强明显增大，导致其上下翼面压力差增大，除增大升力外，也会增加多段翼型的低头力矩系数。

图6 不同翼型构型压力系数分布对比Fig.6 Comparison of pressure coefficient distribution on the multi-element airfoil with Gurney flaps of different heights

上述流动机理总体上与Liebeck[2]关于Gurney襟翼的流动假设以及Neuhart[12]和Myose[13]等对单段翼型的研究结果是一致的，均反应出：Gurney襟翼可增大翼型的有效弯度，在Gurney襟翼后方出现反向涡，从而增大绕过上翼面的气流速度和吸附力。

3.1.3 非定常特性

Pan等[8]在进行NACA0015翼型安装Gurney襟翼的实验时，通过DMD (Dynamical Mode Decomposition)方法观测到了翼型尾迹中的卡门涡街，这一现象在多段翼型上依然存在。对比图5(a)～5(d)，可以看到随着Gurney襟翼高度的增加，后缘的逆向涡随之增强，多段翼型尾迹流线弯曲，明显地表现出涡脱落现象。

图7展示了使用非定常方法计算多段翼型流场的结果，可以看到当Gurney襟翼高度较小时，对气流的阻滞作用不明显，流场与原始翼型流场相似，仅后缘逆向涡增强；当Gurney襟翼高度足够大时，翼型尾迹中会形成类似卡门涡街的结构，形成交替脱落的涡，在下游区域逐渐耗散。由于软件限制，图7(a)～7(d)只能显示一定数值范围内的涡量。图中：|Ω|表示涡量。

图7 尾流涡量图对比Fig.7 Comparison of vorticity in the wake flow

图8 不同构型升力系数振幅对比Fig.8 Comparison of lift coefficient amplitude with different Gurney flaps

不同构型升力系数变化的周期和振幅如表1所示，其中T为数值计算结果中升力系数相邻峰值间的时间差，ΔCL为升力系数最大值与最小值之差。

斯特劳哈尔数可以表征翼型非定常特性的相似准则,其计算公式为

(1)

式中：f为襟翼涡脱落频率；L为特征长度；v为来流速度。

涡脱落频率可以近似认为

(2)

由圆柱绕流的斯特劳哈数定义可知，L为固壁面垂直于来流方向的投影长度。由于涡脱落现象出现在多段翼型的襟翼上，其绕流特征长度近似为后襟翼弦长垂直于来流方向的投影长度,为

L=cfsinδ

(3)

式中：cf为襟翼弦长；δ为襟翼偏角。

表1不同构型升力系数随时间的变化

Table1LiftcoefficientsofairfoilswithdifferentGurneyflapschangingwithtime

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

3.2 三维流场流动控制分析

8°迎角下原始飞机半模以及带有不同高度Gurney襟翼构型获得的气动力系数如表 2所示。安装Gurney襟翼可以提高着陆状态下飞机的升力系数和阻力系数，但升阻比降低，这对着陆状态是有利的。随着Gurney襟翼高度的增加，增升作用增强。

表2带有不同高度Gurney襟翼的飞机半模气动力系数对比

Table2Comparisonofaerodynamiccoefficientsoftheaircrafthalf-modelwithGurneyflapsofdifferentheights

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

图9为机翼翼面流线图对比，由图可以分析机翼近壁区的流动。对于原始的飞机着陆构型，后襟翼上存在大面积的分离，外侧翼面分离线约在襟翼弦线的20%～30%处。由于机翼外段后缘后掠，后缝翼的射流存在展向流动的分量，外侧翼面流线向翼梢方向偏移，但缝隙射流对主翼影响较小，翼面的大部分区域保持近似二维流动。安装Gurney襟翼后，外侧翼面分离线位置略有偏移，约处于襟翼弦线的30%位置，翼面流动形态基本不变，与原始着陆构型保持一致。在飞机机翼的中段，即提供飞机大部分升力的区域，Gurney襟翼流动控制基本遵循二维流动规律。在靠近机身的部分，机身对机翼绕流的影响较大，Gurney襟翼的作用很小。

图9 机翼翼面流线图对比Fig.9 Comparison of surface streamline of different aircraft modes

图10(a)为飞机近壁面流线图。由该图可见，在机翼下游自由流场中将出现四处自由涡束，它们沿展向的位置分别是：在襟翼外端侧缘和主翼梢部将形成翼尖涡，并随向下游的发展两涡束合并为一体；在内、外段后缘襟翼连接处和翼身连接处都将出现自由涡束，其流动图谱定性上同风洞实验结果是吻合的。计算表明，安装Gurney襟翼后，整体的流场结构与原始构型流场结构基本相同，这说明因Gurney襟翼高度相对飞机机翼的典型尺寸要小得多，Gurney襟翼的存在基本不影响绕过机翼的下游流场特征。

尾迹中涡束存在的区域近似于流场中的低压区，因此等压线图可以反映出翼尖涡的位置和强度。图10(b)为距翼梢后缘纵向距离x=8ca(ca为机翼平均气动弦长)处截取翼尖涡平面等压线图的对比，红色表示有Gurney襟翼的构型，等压线位置的变化表明有Gurney襟翼的构型翼尖涡涡心略有偏移，漩涡范围扩大，这与Vey和Paschereit[14]的流动显示实验得出的结论是一致的。可以认为，由于Gurney襟翼对气流的阻滞作用，增强了机翼下翼面气流的展向流动分量，而且机翼存在后掠角，上翼面气流被诱导加速后，展向流动分量相应增加，两方面原因都使翼尖涡增强。

图10 近壁面流线图和等压线图Fig.10 Streamline in the vicinity of different modes and the isobars of wing tip vorticity

综上所述，在三维模型上安装的Gurney襟翼，对尾迹流动的影响很小，仅在翼尖区域引起了翼尖涡的偏移和扩张。对于机翼翼面附近区域，其作用规律与在多段翼型上的作用规律基本相同。

4 结 论

1) 在飞机着陆状态多段翼型上安装Gurney襟翼可以提高多段翼型的升力系数，Gurney襟翼高度越大，增升作用越明显，Gurney襟翼还会增加翼型的阻力系数。

2) Gurney襟翼在多段翼型上的增升作用不如单段翼型上明显。安装大高度的Gurney襟翼会在尾迹中形成交替脱落的卡门涡街，使升力系数随时间周期性振荡。

3) 在某型客机着陆构型襟翼后缘安装Gurney襟翼，可以提高飞机的升力系数，但阻力系数也会增加，机翼的尾迹流动没有明显的改变。

4) 在机翼的中段区域，Gurney襟翼作用规律与二维多段翼型上的作用规律基本相同，在机翼外侧，Gurney襟翼的存在使翼尖涡束扩张和偏移。

综上所述，Gurney襟翼可以提高客机的升力系数，而不会给飞机流场带来明显的改变。Gurney襟翼可以应用于大型客机来改善飞机的着陆性能。

对于客机起飞和巡航状态，要求飞机具有较低的阻力系数，但是使用Gurney襟翼会增加飞机的阻力系数。故在客机起飞和巡航过程中使用Gurney襟翼必须考虑减阻问题，而使用简单的平板型Gurney襟翼不利于降低阻力，在今后的工作中将研究改型Gurney襟翼的减阻效果。

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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;录用日期2012-01-04; < class="emphasis_bold">网络出版时间

时间：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. 刘沛清，杨硕．Gurney襟翼对某型客机流动控制数值模拟．航空学报,2012,33(9):1616-1623.

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

1000-6893(2012)09-1616-08

V224+.4

A

刘沛清男， 博士， 教授， 博士生导师。主要研究方向： 大型飞机增升装置流动控制等。

E-mail: lpq@buaa.edu.cn

杨硕女， 硕士研究生。主要研究方向： 大型飞机增升装置流动控制。

E-mail: feifei427@126.com