格尼襟翼对旋翼翼型气动特性影响研究

摘要：格尼襟翼作为简单有效增升装置，垂直翼型后缘弦线。旋翼桨叶后缘增加格尼襟翼可以增加旋翼气动效率，为了研究格尼襟翼对旋翼剖面翼型气动特性影响规律，本文选取0.5%、1%、2%、3%弦长高度的格尼襟翼，采用数值方法研究格尼襟翼对旋翼剖面翼型影响规律。数值结果显示：加装格尼襟翼后翼型升力系数增加，随着格尼襟翼高度增加，翼型升力增量更大，升阻比先增加后减小，格尼襟翼高度为1%弦长时升阻比增加最大。

关键词：格尼襟翼；增升装置；升力系数；升阻比

1.引言

格尼襟翼（Gurney Flap，GF）作为一种增升装置，用来增加翼型升力系数，具有结构简单、可靠性高、增升效果好的优点。格尼襟翼常用于赛车尾翼上增加赛车抓地力，保证转弯时提供足够的摩擦力，增加赛车安全性[1]。作为一种简单实用的翼型增升装置，格尼襟翼在低速飞机机翼、风扇上的应用并开展大量研究[2、3、4]。

通过水洞试验以及流动显示技术对格尼襟翼的气动特性、流场形态以及增升机理进行了深入研究[3、4]，试验结果显示，增加格尼襟翼后改变了后缘茹科夫斯基后缘条件，后缘旋涡结构形式也发生了改变，推迟了翼型表面的气流分离，进而增加翼型升力系数和失速迎角，见图1。

关于格尼襟翼的研究多集中于低速飞机机翼和赛车尾翼上安装格尼襟翼[5，6，7]，对常规旋翼加装格尼襟翼气动特性研究很少，本文针对某旋翼剖面翼型加装格尼襟翼气动特性进行数值分析，研究出旋翼剖面翼型加装格尼襟翼后升阻特性变化，最终为旋翼系统加装格尼襟翼以及旋翼系统设计提供参考。

2.计算模型和计算网格

本文采用二维可压N-S方程，守恒型N-S方程如下：

=0

其中：U为守恒变量；F、G为无黏通量；Ft、Gt为黏性通量。

数值计算离散格式为有限体积，空间离散采用迎风型Roe格式。湍流模型采用剪切应力输运模型（SST）k-w，该湍流模型详见文献[5]。

计算网格采用ANSYS ICEM15.0生成，网格布局采用C-H型，见图2，网格总数13万，首层高度为0.001mm，Yplu小于2。

3.数值模拟与结果分析

为了分析格尼襟翼对旋翼剖面翼型影响，选取某旋翼70%展向剖面翼型作為研究对象，见图3，选取0.5%、1%、2%、3%弦长高度的格尼襟翼，采用数值方法对有无格尼襟翼气动特性进行对比分析，并且研究格尼襟翼对旋翼剖面翼型影响规律。

图5给出了加装不同高度格尼襟翼的升力系数和阻力系数变化曲线，由图可知，随着格尼襟翼高度增加，翼型升力系数增加和阻力增加，升阻比先增加后减小。当格尼襟翼高度为1%弦长时，升力系数增加0.2～0.3之间，升阻比增加5左右。

4.结论

1、加装格尼襟翼后，翼型后缘弯度增加，上翼面流道变长，流速增加，前缘吸力峰值增加，升力系数增加；

2、在较大迎角时，加装格尼襟翼后，格尼襟翼后部形成稳定的旋涡，使尾迹区域能量增强，能够克服较大的逆压梯度，抗分离能力增强；

3、随着格尼襟翼高度增加，升阻比先增加后减小。当格尼襟翼高度为1%弦长时，升力系数增加0.2～0.3之间，升阻比增加5左右；

4、格尼襟翼对二维影响规律对三维桨叶设计提供依据。

参考文献：

[1]Fleming J，Jones T，Ng W. Improving control system effectiveness for ducted fan VTOL UAVs operation in crosswinds [R] . AIAA 2003-6514，2003.

[2]Myose R，Papadakis M，Heron I. Gurney flap experiments on airfoils，wings，and reflection plane model [J]. Journal of Aircraft，1998，35（2）：206-211.

[3]Neuhart D.H.，and Perdergraft O.C.，A water tunner study of gurney flaps[R].NASA TM-4071.

[4]Numerical Analysis of influence of Gurney Flaps Applied to Wind Turbines [J]. Nanjing University of Aeronautics and Astonautics，2014，577-579.

[5]Gao Y W，Zhou R X，etal . Application of Gurney flaps on fan blade. Compressor Blower & Fan Technology，2001（6）：12-13.

[6]Chandrasekhara M S. Compressible dynamic stall performance of a variable droop leading edge airfoil with a Gurney flap.42ed Aerospace Science Meeting and Exhibit，2004.

[7]Chandrasekhara M S.Optmum Gurney flap height determination for “lost lift” recovery in compressible dynamic stall control. Aerospace Science and Technology. 2010（14）：551-556.

作者简介：

熊懿（1981.12）男、汉、江西南昌、工程师、本科、飞行器设计与工程。