Gurney襟翼對某型客機流動控制數值模擬

劉沛清， 楊碩

北京航空航天大學 航空科學與工程學院， 北京 100191

Gurney襟翼對某型客機流動控制數值模擬

劉沛清*， 楊碩

北京航空航天大學 航空科學與工程學院， 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襟翼進行數值模擬，結果表明安裝Gurney襟翼可以提高多段翼型的升力系數和阻力系數，但會增強尾跡流動的不穩定性。將不同高度的Gurney襟翼應用于該客機的簡化模型，機翼的大部分區域符合二維翼型研究得出的流動控制規律；在機翼外側區域，Gurney襟翼使機翼附近流場中的翼尖渦發生了一定的變化。數值模擬的結果還表明，Gunney襟翼可以提高客機的升力系數，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； 數值模擬

帶有前緣縫翼和后緣襟翼的多段機翼是現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。但是復雜的機翼結構會增加結構重量以及制造和使用成本，因此現代客機在設計時，更青睞使用結構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，設計者會附加使用一些簡單的機械裝置來滿足設計要求，如Boeing767-300ER在襟翼上使用了渦流發生器[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，保證賽車在轉彎時有足夠的側向摩擦力。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70年代開始，國外有大量的學者對其展開研究。

在現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通過風洞試驗、流動顯示試驗以及數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，發現Gurney襟翼可以有效地改善翼型的氣動性能[3-7]。可見，Gurney襟翼在航空領域存在極高的應用價值。中國學者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；西北工業大學的周瑞興等[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(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襟翼在航空領域的工程應用提供指導。

1 數值模擬驗證

為驗證所用數值模擬方法的準確性，在30P30N翼型上進行驗證計算。

數值模擬所用的拓撲網格如圖1所示，使用定常的數值計算方法得到的升力系數CL與試驗所得的升力系數的對比如圖2所示。在升力系數曲線的線性段，數值模擬結果與實驗結果基本吻合。在大迎角下，由于翼型接近失速狀態，流場中存在非定常的脫落渦，故數值模擬結果與實驗結果存在一定的偏差。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，數值模擬結果是可信的。

圖1 30P30N翼型近壁面網格Fig.1 Closeup of grid for 30P30N airfoil

圖2 數值模擬獲得的升力系數與風洞試驗結果對比Fig.2 Comparison of lift coefficient obtained in numerical simulation with wind tunnel test results

2 數值模擬方法

數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)。

三維流場的數值模擬使用該客機的著陸構型半模，為簡化流場結構，去掉了翼吊發動機短艙，Gurney襟翼安裝在機翼襟翼后緣，為垂直于當地翼型弦線的等高度平板，安裝高度h′=1.5%ck，2.0%ck，2.5%ck(ck為后掠翼轉折處翼型弦長)。

使用ICEM軟件繪制拓撲網格，近壁面的網格拓撲[11]如圖3所示，對安裝不同高度Gurney襟翼的構型使用相同的拓撲網格，由于主翼后緣形狀與30P30N翼型明顯不同，對翼型網格拓撲進行了修改。數值模擬采用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°，馬赫數為0.2，雷諾數為2×107。

圖3 模型近壁面網格拓撲結構Fig.3 Closeup of grid in the vicinity of different modes used in the computation

3 計算結果與分析

3.1 二維流場特征

3.1.1 氣動力系數

多段翼型以及帶有不同高度的Gurney襟翼翼型的氣動力系數隨迎角的變化如圖4所示。當迎角小于20°時，翼型升力系數線性增加，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CD在此迎角范圍內也有相應的增加。

圖4 氣動力系數對比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和阻力系數，但升阻比有所減小。在大型客機著陸迎角8°～10°范圍內，這種加裝Gurney襟翼后使多段翼型升力系數和阻力系數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。

數值模擬使用的多段翼型后緣襟翼偏轉角度較大，在迎角為8°時，后緣襟翼上方已經出現較大的分離渦，計算結果未發現旋渦的周期脫落現象，如圖5(a)所示。當附加Gurney襟翼后，翼型繞流分離渦結構變的較為復雜，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的渦對結構，并且導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襟翼后出現反向渦的這種現象，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，使分離區增大，造成阻力也有所增大。

對比翼型的壓力系數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。

圖6 不同翼型構型壓力系數分布對比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]關于Gurney襟翼的流動假設以及Neuhart[12]和Myose[13]等對單段翼型的研究結果是一致的，均反應出：Gurney襟翼可增大翼型的有效彎度，在Gurney襟翼后方出現反向渦，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，明顯地表現出渦脫落現象。

圖7展示了使用非定常方法計算多段翼型流場的結果，可以看到當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構，形成交替脫落的渦，在下游區域逐漸耗散。由于軟件限制，圖7(a)～7(d)只能顯示一定數值范圍內的渦量。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 不同構型升力系數振幅對比Fig.8 Comparison of lift coefficient amplitude with different Gurney flaps

不同構型升力系數變化的周期和振幅如表1所示，其中T為數值計算結果中升力系數相鄰峰值間的時間差，ΔCL為升力系數最大值與最小值之差。

斯特勞哈爾數可以表征翼型非定常特性的相似準則,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為

(2)

由圓柱繞流的斯特勞哈數定義可知，L為固壁面垂直于來流方向的投影長度。由于渦脫落現象出現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不同構型升力系數隨時間的變化

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襟翼構型獲得的氣動力系數如表 2所示。安裝Gurney襟翼可以提高著陸狀態下飛機的升力系數和阻力系數，但升阻比降低，這對著陸狀態是有利的。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的流動。對于原始的飛機著陸構型，后襟翼上存在大面積的分離，外側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，翼面的大部分區域保持近似二維流動。安裝Gurney襟翼后，外側翼面分離線位置略有偏移，約處于襟翼弦線的30%位置，翼面流動形態基本不變，與原始著陸構型保持一致。在飛機機翼的中段，即提供飛機大部分升力的區域，Gurney襟翼流動控制基本遵循二維流動規律。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四處自由渦束，它們沿展向的位置分別是：在襟翼外端側緣和主翼梢部將形成翼尖渦，并隨向下游的發展兩渦束合并為一體；在內、外段后緣襟翼連接處和翼身連接處都將出現自由渦束，其流動圖譜定性上同風洞實驗結果是吻合的。計算表明，安裝Gurney襟翼后，整體的流場結構與原始構型流場結構基本相同，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域近似于流場中的低壓區，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襟翼的構型，等壓線位置的變化表明有Gurney襟翼的構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論是一致的。可以認為，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，上翼面氣流被誘導加速后，展向流動分量相應增加，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，僅在翼尖區域引起了翼尖渦的偏移和擴張。對于機翼翼面附近區域，其作用規律與在多段翼型上的作用規律基本相同。

4 結 論

1) 在飛機著陸狀態多段翼型上安裝Gurney襟翼可以提高多段翼型的升力系數，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。

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，使升力系數隨時間周期性振蕩。

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

4) 在機翼的中段區域，Gurney襟翼作用規律與二維多段翼型上的作用規律基本相同，在機翼外側，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，而不會給飛機流場帶來明顯的改變。Gurney襟翼可以應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，要求飛機具有較低的阻力系數，但是使用Gurney襟翼會增加飛機的阻力系數。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">網絡出版時間

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值模擬．航空學報,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