Gurney襟翼对某水陆两栖飞机纵向气动特性的影响

王妙香, 孙卫平, 温庆, 李欣

(中航通飞研究院有限公司 总体气动设计研究室, 广东 珠海 519040)

Gurney襟翼对某水陆两栖飞机纵向气动特性的影响

王妙香, 孙卫平, 温庆, 李欣

(中航通飞研究院有限公司 总体气动设计研究室, 广东 珠海 519040)

为了掌握Gurney襟翼对飞机的影响机理及增升规律,改善某大型水陆两栖飞机的起降特性,利用数值计算方法分析研究了Gurney襟翼对单缝襟翼流场及气动特性的影响,研究了不同高度和偏度的Gurney襟翼对某大型水陆两栖飞机全机气动特性的影响。研究结果表明,采用Gurney襟翼明显提高了该型水陆两栖飞机的升力系数和抗浪性。

增升装置; Gurney襟翼; 气动特性

0 引言

增升装置能推迟气流分离,增加可用升力系数范围,改善飞机的低速特性;但由于常规增升装置附近流场特性极为复杂,涉及到附面层、主翼尾流以及附面层外部的流动和襟翼缝隙的流动等,使得高性能襟翼设计工作变得极为困难[1]。因此,许多学者开始研究新型的增升技术[2],研究发现尾缘形状对翼型/机翼的气动特性有着重要影响,并提出多种新型增升措施。Gurney襟翼即新型增升装置之一,是一种置于翼型下表面尾缘附近、高度很小的平板,能够有效提高翼型升力、改善全机的气动特性[1]。相比于常规气动力增升装置(前缘缝翼、后缘襟翼等),Gurney襟翼具有结构简单、安装便捷、使用灵活等优势。

近年来,国内外学者通过风洞试验、流动显示试验以及数值模拟等手段对Gurney襟翼的应用进行了大量的探索,尝试在多种翼型以及飞机模型上安装Gurney襟翼,包括从二维翼型[3-5]到三维机翼[6]及飞行器模型[7-8],并总结分析了Gurney襟翼的参数对翼型气动特性的影响规律,研究发现Gurney襟翼可以有效地改善翼型的气动特性[3-4]。但是,Gurney襟翼在飞行器上的应用研究工作相对较少,尚未在运输类飞机上使用。如何将其应用于实际的飞机工程设计,还需要进一步探讨和实践。

在某型水陆两栖飞机的改进设计过程中,需要进一步提升抗浪水平,使其能够满足外海高海浪海域的起降要求、扩大使用范围。而提高起降状态的升力系数是提高飞机抗浪能力的主要途径之一。基于此工程背景,本文结合Gurney襟翼在改善升力系数方面的研究成果,对Gurney襟翼几何参数对飞机不同构型气动特性的影响进行了分析,研究了在飞机现有单缝襟翼的后缘增加Gurney襟翼改善其增升效率的可行性,初步探索了Gurney襟翼应用中应注意的问题及改进的方向,为Gurney襟翼的工程应用提供技术支持。

1 研究模型

在借鉴大量相关资料研究结果的基础上,并结合结构实现的可能性,仅对Gurney襟翼的高度和偏度对某型水陆两栖飞机全机气动特性的影响进行了研究。由于翼型尾缘处为尖点,在实际使用中不适合在此处安装;因此,将Gurney襟翼安装在后缘点之前一段距离,翼型有一定厚度的位置,即安装在机翼襟翼后缘95%襟翼弦位置(见图1)。由于Gurney的高度和当地附面层厚度有关,而且有利高度在1%cA～2%cA(cA为干净翼型弦长)之间[4];本文对高度H分别为45 mm,68 mm,90 mm三个位置,偏度φ分别为30°,60°和90°三个状态采用数值计算方法进行对比分析。为简化流场结构,全机计算模型采用简化模型,去掉模型浮筒和螺旋桨。

图1 Gurney襟翼布局方案Fig.1 Gurney flap configuration layout

2 研究方法

数值计算采用ICEMCFD 生成的四面体非结构化网格;飞机表面插入棱柱层网格模拟附面层流动,首层高度为0.01 mm,共25层,网格数约2 200万;数值模拟采用FLUENT软件进行。对于粘性起主导作用的增升装置扰流问题,采用雷诺平均 Navier-Stokers(RANS)方程进行流场数值求解,有限体积法离散控制方程,湍流模型采用Spalart-Allmaras模型,计算迎角范围为2°～16°,马赫数为0.2,雷诺数为1.4×106。

3 方法验证

图2给出了Ma=0.2,Re=1.4×106,飞机在巡航及起降阶段纵向气动特性计算与试验结果的比较。可以看出两者吻合较好,表明在本文的研究范围内,采用的计算方法、网格及湍流模型的选取合理,可用于Gurney襟翼对飞机增升特性的研究对比。

图2 飞机纵向气动特性计算值与试验结果对比Fig.2 Comparison of calculated results and test results for longitudinal aerodynamic characteristics

4 Gurney襟翼参数对飞机起飞构型气动特性的影响

4.1 高度的影响

选取95%襟翼弦向位置,偏度φ=90°,δf=20°,研究Gurney襟翼高度对飞机起飞构型气动特性的影响,仿真结果如图3所示。从图中可以看出,采用Gurney襟翼后,一方面气动特性曲线明显上移,飞机的升力系数大幅提升,且随Gurney襟翼高度的增加而增大,最大升力系数分别增加11.56%,12.72%和15.6%。按机翼迎角9°起飞时计算升力系数,发现加不同高度的Gurney襟翼后使起飞升力系数分别增加约17.5%和21.7%,25.4%。另一方面也会使飞机的阻力系数增加,且随Gurney襟翼高度的增加阻力系数相应增加,因此,其极曲线向右上侧移动。在飞机起飞状态的可用迎角范围内,Gurney襟翼的使用使飞机起飞状态的升阻比有所降低,且随着Gurney襟翼高度增加飞机的升阻比减小。Gurney襟翼使起飞构型飞机的力矩曲线向右上平移,说明它对飞机的稳定性影响不大,仅改变了飞机的零升力矩。

图3 不同Gurney襟翼高度时飞机纵向气动特性曲线Fig.3 Longitudinal aerodynamic characteristics with different Gurney flap heights

4.2 偏度的影响

针对襟翼偏度δf=20°,选取95%襟翼弦向位置,高度H=90 mm的Gurney襟翼,研究偏度对飞机起飞构型气动特性的影响,结果如图4所示。可以看出,在起飞构型下,飞机的升力系数随着Gurney襟翼偏度的增加稍有增加,但变化量比较小。飞机的阻力系数随着Gurney襟翼偏度的增加而增加,在30°时的阻力最小,这是由于此状态下Gurney襟翼的有效迎风面积小造成的。Gurney襟翼偏度的变化对飞机升阻比的影响很小,曲线变化不明显;对纵向静稳定性的影响量也很小,零升力矩随偏度的增加有小量变化。

图4 不同Gurney襟翼偏度时飞机纵向气动特性曲线Fig.4 Longitudinal aerodynamic characteristics with different Gurney flap deflections

5 Gurney襟翼对巡航和着陆特性的影响

5.1 对巡航特性的影响

采用Gurney襟翼高度H=90 mm、偏度分别为30°和90°的模型,在δf=0°条件下进行巡航构型气动特性的验证分析,结果如图5所示。可以看出,在整个迎角范围内,Gurney襟翼的采用使飞机的升力系数明显增加,最大升力系数也随着增加,30°和90°的偏度分别使最大升力系数增加15.88%,19.33%;阻力系数在整个迎角范围内也增加,在中小迎角时,阻力系数增加不多,随着迎角的增加,阻力系数增加量越来越大;因此在中小迎角时,Gurney襟翼的采用使飞机的升阻比增大,在大迎角时升阻比减小。Gurney襟翼使飞机巡航构型的力矩特性降低,零升力矩增加,说明增加了飞机的抬头力矩。

图5 Gurney襟翼对飞机巡航构型气动特性影响曲线Fig.5 Influence of Gurney flap on aircraft aerodynamic characteristics in cruising configuration

5.2 对着陆特性的影响

采用Gurney襟翼高度H=90 mm、偏度分别为30°和90°的模型,在δf=45°条件下进行着陆构型气动特性的验证分析,结果如图6所示。可以看出,Gurney襟翼偏度的变化对飞机着陆构型气动特性影响很小。在整个迎角范围内,Gurney襟翼的采用使飞机的升力系数增加,升力曲线向上平移,飞机着陆最大升力系数增加4.4%。按机翼11°着陆迎角计算,Gurney襟翼使着陆升力系数增加约5.8%;同时也使飞机的阻力系数在整个迎角范围内增加,极曲线向右平移,使飞机着陆构型的升阻比降低,零升力矩稍有增加。对于着陆来说,增升装置要求有最大的升力系数、小的升阻比和大的阻力,这样可以缩短着陆滑跑距离。

图6 Gurney襟翼对飞机着陆构型气动特性影响曲线Fig.6 Influence of Gurney flap on aircraft aerodynamic characteristics in landing configuration

6 Gurney襟翼对飞机性能的影响

通过提高飞机的最大升力系数来降低飞机对起飞和着陆跑道长度的要求,从而改善飞机的低速特性,对于高亚声速飞机设计具有关键的影响,如升力系数在线性变化范围内增加0.1,可以减少1°进场迎角,从而减少起落架的重量,使整机的空重减少635 kg。可以看出,增升装置气动特性方面微小的改进,会引起飞机空重减少和性能提高,从而影响到整个飞机的运营成本。加装Gurney襟翼后,飞机的起降升力系数均有不同程度的增加。升力系数越大,水陆两栖飞机在起降滑行过程中的水载荷越小,水动力阻力和喷溅强度相应减小,从而提高抗风浪能力。飞机在起飞滑跑时的升力系数越大,起飞最小离水速度越小,对飞机的安全性越有益,亦可改善水动力的稳定性。

在大重量起飞时,起飞安全速度受到VSR的限制,因此为了降低起飞操作速度,主要目标是降低起飞构型的失速速度。在偏度为90°、高度为90 mm的Gurney襟翼气动数据基础上对飞机进行性能计算分析发现,加装Gurney襟翼后使飞机的失速速度下降11 km/h,带来的直接影响是VR,VLOF,V2均降低了11 km/h左右;且由于起飞速度的降低带来了大约200 m左右的起飞距离的减少,使着陆构型的进场速度下降4 km/h,着陆距离大约减少了60 m。

7 结束语

本文研究可以发现,无论对于起飞、巡航还是着陆构型,加装Gurney襟翼均可以明显提高飞机的升力系数;可见,Gurney襟翼是提升飞机增升效率的有效途径,极具研究价值。

Gurney襟翼使飞机巡航构型的升力和阻力均有所增加,在可用的迎角范围内,飞机的升阻比增加可提高巡航效率。对于起飞和着陆构型,由于Gurney襟翼明显提高了某型水陆两栖飞机的升力系数、降低了飞机的失速速度、缩短了飞机的起飞和着陆距离,在一定程度上提高了飞机的抗浪性。Gurney襟翼结构简单、安装便捷、使用灵活,不附加额外的结构增重,可以作为改善某型水陆两栖飞机起降特性的措施。在下一步研究中,为了更好地发挥Gurney襟翼的气动效应,还应探索降低其阻力的措施,进一步提高其应用的范围和效率。

[1] Wang J J,Li Y C,Choi K-S.Gurney flap-lift enhancement,mechanisms and applications[J].Progress in Aerospace Sciences,2008,44(1):22-47.

[2] 李果.商用飞机机翼后缘设计新思路[J].国际航空,2006(10):62-63.

[3] 王臣,余莉,程涵. 基于Isight平台对翼型Gurney优化的设计研究[J].风能,2012(6):76-78.

[4] 杨炯,张维智,王元茂,等.格尼襟翼对某运输机翼型的增升试验研究[J].流体力学实验与测量,2002,16(2):25-29.

[5] 周瑞兴,高永卫,全承信,等.具有Gurney襟翼的多段翼型空气动力特性分析[J].空气动力学学报,2002,20(2):174-178.

[6] 李亚臣,王晋军.三角翼Gurney襟翼增升实验研究[J].空气动力学学报,2002,20(4):388-392.

[7] 王晋军,张子军,冯立好.操纵面加装Gurney襟翼对无人机纵向气动特性的影响[J].北京航空航天大学学报,2010,36(6):631-635.

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

(编辑：李怡)

Influence of Gurney flap on longitudinal the aerodynamic characteristics of amphibian aircraft

WANG Miao-xiang, SUN Wei-ping, WEN Qing, LI Xin

(General Configuration and Aerodynamic Design Department, CAIGA, Zhuhai 519040, China)

In order to understand the physical mechanism and rules of Gurney flap, and improve the aerodynamics performance of a large amphibian aircraft, numerical simulation method was used to analyze the flow physics and the aerodynamic characteristics of the single-slotted flap systems under the influence of the Gurney flap. The aircraft aerodynamics characteristics with Gurney flaps of different heights and deflection angles were investigated. Research results show that the lift-coefficient is increased mainly by using the Gurney flap and the seaworthiness of the amphibian aircraft is raised.

high-lift device; Gurney flap; aerodynamic characteristics

2014-12-05;

2015-03-25;

时间:2015-06-24 15:03

王妙香(1977-)，女，陕西富平人，高级工程师，硕士，研究方向为飞机总体设计。

V211.3

A

1002-0853(2015)05-0399-04