王妙香, 孫衛(wèi)平, 溫慶, 李欣

(中航通飛研究院有限公司 總體氣動設計研究室, 廣東 珠海 519040)

Gurney襟翼對某水陸兩棲飛機縱向氣動特性的影響

王妙香, 孫衛(wèi)平, 溫慶, 李欣

(中航通飛研究院有限公司 總體氣動設計研究室, 廣東 珠海 519040)

為了掌握Gurney襟翼對飛機的影響機理及增升規(guī)律,改善某大型水陸兩棲飛機的起降特性,利用數值計算方法分析研究了Gurney襟翼對單縫襟翼流場及氣動特性的影響,研究了不同高度和偏度的Gurney襟翼對某大型水陸兩棲飛機全機氣動特性的影響。研究結果表明,采用Gurney襟翼明顯提高了該型水陸兩棲飛機的升力系數和抗浪性。

增升裝置; Gurney襟翼; 氣動特性

0 引言

增升裝置能推遲氣流分離,增加可用升力系數范圍,改善飛機的低速特性;但由于常規(guī)增升裝置附近流場特性極為復雜,涉及到附面層、主翼尾流以及附面層外部的流動和襟翼縫隙的流動等,使得高性能襟翼設計工作變得極為困難[1]。因此,許多學者開始研究新型的增升技術[2],研究發(fā)現尾緣形狀對翼型/機翼的氣動特性有著重要影響,并提出多種新型增升措施。Gurney襟翼即新型增升裝置之一,是一種置于翼型下表面尾緣附近、高度很小的平板,能夠有效提高翼型升力、改善全機的氣動特性[1]。相比于常規(guī)氣動力增升裝置(前緣縫翼、后緣襟翼等),Gurney襟翼具有結構簡單、安裝便捷、使用靈活等優(yōu)勢。

近年來,國內外學者通過風洞試驗、流動顯示試驗以及數值模擬等手段對Gurney襟翼的應用進行了大量的探索,嘗試在多種翼型以及飛機模型上安裝Gurney襟翼,包括從二維翼型[3-5]到三維機翼[6]及飛行器模型[7-8],并總結分析了Gurney襟翼的參數對翼型氣動特性的影響規(guī)律,研究發(fā)現Gurney襟翼可以有效地改善翼型的氣動特性[3-4]。但是,Gurney襟翼在飛行器上的應用研究工作相對較少,尚未在運輸類飛機上使用。如何將其應用于實際的飛機工程設計,還需要進一步探討和實踐。

在某型水陸兩棲飛機的改進設計過程中,需要進一步提升抗浪水平,使其能夠滿足外海高海浪海域的起降要求、擴大使用范圍。而提高起降狀態(tài)的升力系數是提高飛機抗浪能力的主要途徑之一?；诖斯こ瘫尘?本文結合Gurney襟翼在改善升力系數方面的研究成果,對Gurney襟翼幾何參數對飛機不同構型氣動特性的影響進行了分析,研究了在飛機現有單縫襟翼的后緣增加Gurney襟翼改善其增升效率的可行性,初步探索了Gurney襟翼應用中應注意的問題及改進的方向,為Gurney襟翼的工程應用提供技術支持。

1 研究模型

在借鑒大量相關資料研究結果的基礎上,并結合結構實現的可能性,僅對Gurney襟翼的高度和偏度對某型水陸兩棲飛機全機氣動特性的影響進行了研究。由于翼型尾緣處為尖點,在實際使用中不適合在此處安裝;因此,將Gurney襟翼安裝在后緣點之前一段距離,翼型有一定厚度的位置,即安裝在機翼襟翼后緣95%襟翼弦位置(見圖1)。由于Gurney的高度和當地附面層厚度有關,而且有利高度在1%cA～2%cA(cA為干凈翼型弦長)之間[4];本文對高度H分別為45 mm,68 mm,90 mm三個位置,偏度φ分別為30°,60°和90°三個狀態(tài)采用數值計算方法進行對比分析。為簡化流場結構,全機計算模型采用簡化模型,去掉模型浮筒和螺旋槳。

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

2 研究方法

數值計算采用ICEMCFD 生成的四面體非結構化網格;飛機表面插入棱柱層網格模擬附面層流動,首層高度為0.01 mm,共25層,網格數約2 200萬;數值模擬采用FLUENT軟件進行。對于粘性起主導作用的增升裝置擾流問題,采用雷諾平均 Navier-Stokers(RANS)方程進行流場數值求解,有限體積法離散控制方程,湍流模型采用Spalart-Allmaras模型,計算迎角范圍為2°～16°,馬赫數為0.2,雷諾數為1.4×106。

3 方法驗證

圖2給出了Ma=0.2,Re=1.4×106,飛機在巡航及起降階段縱向氣動特性計算與試驗結果的比較?？梢钥闯鰞烧呶呛陷^好,表明在本文的研究范圍內,采用的計算方法、網格及湍流模型的選取合理,可用于Gurney襟翼對飛機增升特性的研究對比。

圖2 飛機縱向氣動特性計算值與試驗結果對比Fig.2 Comparison of calculated results and test results for longitudinal aerodynamic characteristics

4 Gurney襟翼參數對飛機起飛構型氣動特性的影響

4.1 高度的影響

選取95%襟翼弦向位置,偏度φ=90°,δf=20°,研究Gurney襟翼高度對飛機起飛構型氣動特性的影響,仿真結果如圖3所示。從圖中可以看出,采用Gurney襟翼后,一方面氣動特性曲線明顯上移,飛機的升力系數大幅提升,且隨Gurney襟翼高度的增加而增大,最大升力系數分別增加11.56%,12.72%和15.6%。按機翼迎角9°起飛時計算升力系數,發(fā)現加不同高度的Gurney襟翼后使起飛升力系數分別增加約17.5%和21.7%,25.4%。另一方面也會使飛機的阻力系數增加,且隨Gurney襟翼高度的增加阻力系數相應增加,因此,其極曲線向右上側移動。在飛機起飛狀態(tài)的可用迎角范圍內,Gurney襟翼的使用使飛機起飛狀態(tài)的升阻比有所降低,且隨著Gurney襟翼高度增加飛機的升阻比減小。Gurney襟翼使起飛構型飛機的力矩曲線向右上平移,說明它對飛機的穩(wěn)定性影響不大,僅改變了飛機的零升力矩。

圖3 不同Gurney襟翼高度時飛機縱向氣動特性曲線Fig.3 Longitudinal aerodynamic characteristics with different Gurney flap heights

4.2 偏度的影響

針對襟翼偏度δf=20°,選取95%襟翼弦向位置,高度H=90 mm的Gurney襟翼,研究偏度對飛機起飛構型氣動特性的影響,結果如圖4所示?？梢钥闯?在起飛構型下,飛機的升力系數隨著Gurney襟翼偏度的增加稍有增加,但變化量比較小。飛機的阻力系數隨著Gurney襟翼偏度的增加而增加,在30°時的阻力最小,這是由于此狀態(tài)下Gurney襟翼的有效迎風面積小造成的。Gurney襟翼偏度的變化對飛機升阻比的影響很小,曲線變化不明顯;對縱向靜穩(wěn)定性的影響量也很小,零升力矩隨偏度的增加有小量變化。

圖4 不同Gurney襟翼偏度時飛機縱向氣動特性曲線Fig.4 Longitudinal aerodynamic characteristics with different Gurney flap deflections

5 Gurney襟翼對巡航和著陸特性的影響

5.1 對巡航特性的影響

采用Gurney襟翼高度H=90 mm、偏度分別為30°和90°的模型,在δf=0°條件下進行巡航構型氣動特性的驗證分析,結果如圖5所示。可以看出,在整個迎角范圍內,Gurney襟翼的采用使飛機的升力系數明顯增加,最大升力系數也隨著增加,30°和90°的偏度分別使最大升力系數增加15.88%,19.33%;阻力系數在整個迎角范圍內也增加,在中小迎角時,阻力系數增加不多,隨著迎角的增加,阻力系數增加量越來越大;因此在中小迎角時,Gurney襟翼的采用使飛機的升阻比增大,在大迎角時升阻比減小。Gurney襟翼使飛機巡航構型的力矩特性降低,零升力矩增加,說明增加了飛機的抬頭力矩。

圖5 Gurney襟翼對飛機巡航構型氣動特性影響曲線Fig.5 Influence of Gurney flap on aircraft aerodynamic characteristics in cruising configuration

5.2 對著陸特性的影響

采用Gurney襟翼高度H=90 mm、偏度分別為30°和90°的模型,在δf=45°條件下進行著陸構型氣動特性的驗證分析,結果如圖6所示?？梢钥闯?Gurney襟翼偏度的變化對飛機著陸構型氣動特性影響很小。在整個迎角范圍內,Gurney襟翼的采用使飛機的升力系數增加,升力曲線向上平移,飛機著陸最大升力系數增加4.4%。按機翼11°著陸迎角計算,Gurney襟翼使著陸升力系數增加約5.8%;同時也使飛機的阻力系數在整個迎角范圍內增加,極曲線向右平移,使飛機著陸構型的升阻比降低,零升力矩稍有增加。對于著陸來說,增升裝置要求有最大的升力系數、小的升阻比和大的阻力,這樣可以縮短著陸滑跑距離。

圖6 Gurney襟翼對飛機著陸構型氣動特性影響曲線Fig.6 Influence of Gurney flap on aircraft aerodynamic characteristics in landing configuration

6 Gurney襟翼對飛機性能的影響

通過提高飛機的最大升力系數來降低飛機對起飛和著陸跑道長度的要求,從而改善飛機的低速特性,對于高亞聲速飛機設計具有關鍵的影響,如升力系數在線性變化范圍內增加0.1,可以減少1°進場迎角,從而減少起落架的重量,使整機的空重減少635 kg?？梢钥闯?增升裝置氣動特性方面微小的改進,會引起飛機空重減少和性能提高,從而影響到整個飛機的運營成本。加裝Gurney襟翼后,飛機的起降升力系數均有不同程度的增加。升力系數越大,水陸兩棲飛機在起降滑行過程中的水載荷越小,水動力阻力和噴濺強度相應減小,從而提高抗風浪能力。飛機在起飛滑跑時的升力系數越大,起飛最小離水速度越小,對飛機的安全性越有益,亦可改善水動力的穩(wěn)定性。

在大重量起飛時,起飛安全速度受到VSR的限制,因此為了降低起飛操作速度,主要目標是降低起飛構型的失速速度。在偏度為90°、高度為90 mm的Gurney襟翼氣動數據基礎上對飛機進行性能計算分析發(fā)現,加裝Gurney襟翼后使飛機的失速速度下降11 km/h,帶來的直接影響是VR,VLOF,V2均降低了11 km/h左右;且由于起飛速度的降低帶來了大約200 m左右的起飛距離的減少,使著陸構型的進場速度下降4 km/h,著陸距離大約減少了60 m。

7 結束語

本文研究可以發(fā)現,無論對于起飛、巡航還是著陸構型,加裝Gurney襟翼均可以明顯提高飛機的升力系數;可見,Gurney襟翼是提升飛機增升效率的有效途徑,極具研究價值。

Gurney襟翼使飛機巡航構型的升力和阻力均有所增加,在可用的迎角范圍內,飛機的升阻比增加可提高巡航效率。對于起飛和著陸構型,由于Gurney襟翼明顯提高了某型水陸兩棲飛機的升力系數、降低了飛機的失速速度、縮短了飛機的起飛和著陸距離,在一定程度上提高了飛機的抗浪性。Gurney襟翼結構簡單、安裝便捷、使用靈活,不附加額外的結構增重,可以作為改善某型水陸兩棲飛機起降特性的措施。在下一步研究中,為了更好地發(fā)揮Gurney襟翼的氣動效應,還應探索降低其阻力的措施,進一步提高其應用的范圍和效率。

[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.商用飛機機翼后緣設計新思路[J].國際航空,2006(10):62-63.

[3] 王臣,余莉,程涵. 基于Isight平臺對翼型Gurney優(yōu)化的設計研究[J].風能,2012(6):76-78.

[4] 楊炯,張維智,王元茂,等.格尼襟翼對某運輸機翼型的增升試驗研究[J].流體力學實驗與測量,2002,16(2):25-29.

[5] 周瑞興,高永衛(wèi),全承信,等.具有Gurney襟翼的多段翼型空氣動力特性分析[J].空氣動力學學報,2002,20(2):174-178.

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[7] 王晉軍,張子軍,馮立好.操縱面加裝Gurney襟翼對無人機縱向氣動特性的影響[J].北京航空航天大學學報,2010,36(6):631-635.

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(編輯：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;

時間:2015-06-24 15:03

王妙香(1977-)，女，陜西富平人，高級工程師，碩士，研究方向為飛機總體設計。

V211.3

A

1002-0853(2015)05-0399-04