Gurney襟翼對(duì)某水陸兩棲飛機(jī)縱向氣動(dòng)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(dòng)設(shè)計(jì)研究室, 廣東 珠海 519040)

Gurney襟翼對(duì)某水陸兩棲飛機(jī)縱向氣動(dòng)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(dòng)設(shè)計(jì)研究室, 廣東 珠海 519040)

為了掌握Gurney襟翼對(duì)飛機(jī)的影響機(jī)理及增升規(guī)律,改善某大型水陸兩棲飛機(jī)的起降特性,利用數(shù)值計(jì)算方法分析研究了Gurney襟翼對(duì)單縫襟翼流場(chǎng)及氣動(dòng)特性的影響,研究了不同高度和偏度的Gurney襟翼對(duì)某大型水陸兩棲飛機(jī)全機(jī)氣動(dòng)特性的影響。研究結(jié)果表明,采用Gurney襟翼明顯提高了該型水陸兩棲飛機(jī)的升力系數(shù)和抗浪性。

增升裝置; Gurney襟翼; 氣動(dòng)特性

0 引言

增升裝置能推遲氣流分離,增加可用升力系數(shù)范圍,改善飛機(jī)的低速特性;但由于常規(guī)增升裝置附近流場(chǎng)特性極為復(fù)雜,涉及到附面層、主翼尾流以及附面層外部的流動(dòng)和襟翼縫隙的流動(dòng)等,使得高性能襟翼設(shè)計(jì)工作變得極為困難[1]。因此,許多學(xué)者開(kāi)始研究新型的增升技術(shù)[2],研究發(fā)現(xiàn)尾緣形狀對(duì)翼型/機(jī)翼的氣動(dòng)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(jī)的氣動(dòng)特性[1]。相比于常規(guī)氣動(dòng)力增升裝置(前緣縫翼、后緣襟翼等),Gurney襟翼具有結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單、安裝便捷、使用靈活等優(yōu)勢(shì)。

近年來(lái),國(guó)內(nèi)外學(xué)者通過(guò)風(fēng)洞試驗(yàn)、流動(dòng)顯示試驗(yàn)以及數(shù)值模擬等手段對(duì)Gurney襟翼的應(yīng)用進(jìn)行了大量的探索,嘗試在多種翼型以及飛機(jī)模型上安裝Gurney襟翼,包括從二維翼型[3-5]到三維機(jī)翼[6]及飛行器模型[7-8],并總結(jié)分析了Gurney襟翼的參數(shù)對(duì)翼型氣動(dòng)特性的影響規(guī)律,研究發(fā)現(xiàn)Gurney襟翼可以有效地改善翼型的氣動(dòng)特性[3-4]。但是,Gurney襟翼在飛行器上的應(yīng)用研究工作相對(duì)較少,尚未在運(yùn)輸類(lèi)飛機(jī)上使用。如何將其應(yīng)用于實(shí)際的飛機(jī)工程設(shè)計(jì),還需要進(jìn)一步探討和實(shí)踐。

在某型水陸兩棲飛機(jī)的改進(jìn)設(shè)計(jì)過(guò)程中,需要進(jìn)一步提升抗浪水平,使其能夠滿(mǎn)足外海高海浪海域的起降要求、擴(kuò)大使用范圍。而提高起降狀態(tài)的升力系數(shù)是提高飛機(jī)抗浪能力的主要途徑之一。基于此工程背景,本文結(jié)合Gurney襟翼在改善升力系數(shù)方面的研究成果,對(duì)Gurney襟翼幾何參數(shù)對(duì)飛機(jī)不同構(gòu)型氣動(dòng)特性的影響進(jìn)行了分析,研究了在飛機(jī)現(xiàn)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(yīng)用中應(yīng)注意的問(wèn)題及改進(jìn)的方向,為Gurney襟翼的工程應(yīng)用提供技術(shù)支持。

1 研究模型

在借鑒大量相關(guān)資料研究結(jié)果的基礎(chǔ)上,并結(jié)合結(jié)構(gòu)實(shí)現(xiàn)的可能性,僅對(duì)Gurney襟翼的高度和偏度對(duì)某型水陸兩棲飛機(jī)全機(jī)氣動(dòng)特性的影響進(jìn)行了研究。由于翼型尾緣處為尖點(diǎn),在實(shí)際使用中不適合在此處安裝;因此,將Gurney襟翼安裝在后緣點(diǎn)之前一段距離,翼型有一定厚度的位置,即安裝在機(jī)翼襟翼后緣95%襟翼弦位置(見(jiàn)圖1)。由于Gurney的高度和當(dāng)?shù)馗矫鎸雍穸扔嘘P(guān),而且有利高度在1%cA～2%cA(cA為干凈翼型弦長(zhǎng))之間[4];本文對(duì)高度H分別為45 mm,68 mm,90 mm三個(gè)位置,偏度φ分別為30°,60°和90°三個(gè)狀態(tài)采用數(shù)值計(jì)算方法進(jìn)行對(duì)比分析。為簡(jiǎn)化流場(chǎng)結(jié)構(gòu),全機(jī)計(jì)算模型采用簡(jiǎn)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(shù)值計(jì)算采用ICEMCFD 生成的四面體非結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格;飛機(jī)表面插入棱柱層網(wǎng)格模擬附面層流動(dòng),首層高度為0.01 mm,共25層,網(wǎng)格數(shù)約2 200萬(wàn);數(shù)值模擬采用FLUENT軟件進(jìn)行。對(duì)于粘性起主導(dǎo)作用的增升裝置擾流問(wèn)題,采用雷諾平均 Navier-Stokers(RANS)方程進(jìn)行流場(chǎng)數(shù)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(jì)算迎角范圍為2°～16°,馬赫數(shù)為0.2,雷諾數(shù)為1.4×106。

3 方法驗(yàn)證

圖2給出了Ma=0.2,Re=1.4×106,飛機(jī)在巡航及起降階段縱向氣動(dòng)特性計(jì)算與試驗(yàn)結(jié)果的比較。可以看出兩者吻合較好,表明在本文的研究范圍內(nèi),采用的計(jì)算方法、網(wǎng)格及湍流模型的選取合理,可用于Gurney襟翼對(duì)飛機(jī)增升特性的研究對(duì)比。

圖2 飛機(jī)縱向氣動(dòng)特性計(jì)算值與試驗(yàn)結(jié)果對(duì)比Fig.2 Comparison of calculated results and test results for longitudinal aerodynamic characteristics

4 Gurney襟翼參數(shù)對(duì)飛機(jī)起飛構(gòu)型氣動(dòng)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(duì)飛機(jī)起飛構(gòu)型氣動(dòng)特性的影響,仿真結(jié)果如圖3所示。從圖中可以看出,采用Gurney襟翼后,一方面氣動(dòng)特性曲線(xiàn)明顯上移,飛機(jī)的升力系數(shù)大幅提升,且隨Gurney襟翼高度的增加而增大,最大升力系數(shù)分別增加11.56%,12.72%和15.6%。按機(jī)翼迎角9°起飛時(shí)計(jì)算升力系數(shù),發(fā)現(xiàn)加不同高度的Gurney襟翼后使起飛升力系數(shù)分別增加約17.5%和21.7%,25.4%。另一方面也會(huì)使飛機(jī)的阻力系數(shù)增加,且隨Gurney襟翼高度的增加阻力系數(shù)相應(yīng)增加,因此,其極曲線(xiàn)向右上側(cè)移動(dòng)。在飛機(jī)起飛狀態(tài)的可用迎角范圍內(nèi),Gurney襟翼的使用使飛機(jī)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(jī)的升阻比減小。Gurney襟翼使起飛構(gòu)型飛機(jī)的力矩曲線(xiàn)向右上平移,說(shuō)明它對(duì)飛機(jī)的穩(wěn)定性影響不大,僅改變了飛機(jī)的零升力矩。

圖3 不同Gurney襟翼高度時(shí)飛機(jī)縱向氣動(dòng)特性曲線(xiàn)Fig.3 Longitudinal aerodynamic characteristics with different Gurney flap heights

4.2 偏度的影響

針對(duì)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(duì)飛機(jī)起飛構(gòu)型氣動(dòng)特性的影響,結(jié)果如圖4所示。可以看出,在起飛構(gòu)型下,飛機(jī)的升力系數(shù)隨著Gurney襟翼偏度的增加稍有增加,但變化量比較小。飛機(jī)的阻力系數(shù)隨著Gurney襟翼偏度的增加而增加,在30°時(shí)的阻力最小,這是由于此狀態(tài)下Gurney襟翼的有效迎風(fēng)面積小造成的。Gurney襟翼偏度的變化對(duì)飛機(jī)升阻比的影響很小,曲線(xiàn)變化不明顯;對(duì)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(shí)飛機(jī)縱向氣動(dòng)特性曲線(xiàn)Fig.4 Longitudinal aerodynamic characteristics with different Gurney flap deflections

5 Gurney襟翼對(duì)巡航和著陸特性的影響

5.1 對(duì)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(jìn)行巡航構(gòu)型氣動(dòng)特性的驗(yàn)證分析,結(jié)果如圖5所示。可以看出,在整個(gè)迎角范圍內(nèi),Gurney襟翼的采用使飛機(jī)的升力系數(shù)明顯增加,最大升力系數(shù)也隨著增加,30°和90°的偏度分別使最大升力系數(shù)增加15.88%,19.33%;阻力系數(shù)在整個(gè)迎角范圍內(nèi)也增加,在中小迎角時(shí),阻力系數(shù)增加不多,隨著迎角的增加,阻力系數(shù)增加量越來(lái)越大;因此在中小迎角時(shí),Gurney襟翼的采用使飛機(jī)的升阻比增大,在大迎角時(shí)升阻比減小。Gurney襟翼使飛機(jī)巡航構(gòu)型的力矩特性降低,零升力矩增加,說(shuō)明增加了飛機(jī)的抬頭力矩。

圖5 Gurney襟翼對(duì)飛機(jī)巡航構(gòu)型氣動(dòng)特性影響曲線(xiàn)Fig.5 Influence of Gurney flap on aircraft aerodynamic characteristics in cruising configuration

5.2 對(duì)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(jìn)行著陸構(gòu)型氣動(dòng)特性的驗(yàn)證分析,結(jié)果如圖6所示。可以看出,Gurney襟翼偏度的變化對(duì)飛機(jī)著陸構(gòu)型氣動(dòng)特性影響很小。在整個(gè)迎角范圍內(nèi),Gurney襟翼的采用使飛機(jī)的升力系數(shù)增加,升力曲線(xiàn)向上平移,飛機(jī)著陸最大升力系數(shù)增加4.4%。按機(jī)翼11°著陸迎角計(jì)算,Gurney襟翼使著陸升力系數(shù)增加約5.8%;同時(shí)也使飛機(jī)的阻力系數(shù)在整個(gè)迎角范圍內(nèi)增加,極曲線(xiàn)向右平移,使飛機(jī)著陸構(gòu)型的升阻比降低,零升力矩稍有增加。對(duì)于著陸來(lái)說(shuō),增升裝置要求有最大的升力系數(shù)、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(duì)飛機(jī)著陸構(gòu)型氣動(dòng)特性影響曲線(xiàn)Fig.6 Influence of Gurney flap on aircraft aerodynamic characteristics in landing configuration

6 Gurney襟翼對(duì)飛機(jī)性能的影響

通過(guò)提高飛機(jī)的最大升力系數(shù)來(lái)降低飛機(jī)對(duì)起飛和著陸跑道長(zhǎng)度的要求,從而改善飛機(jī)的低速特性,對(duì)于高亞聲速飛機(jī)設(shè)計(jì)具有關(guān)鍵的影響,如升力系數(shù)在線(xiàn)性變化范圍內(nèi)增加0.1,可以減少1°進(jìn)場(chǎng)迎角,從而減少起落架的重量,使整機(jī)的空重減少635 kg。可以看出,增升裝置氣動(dòng)特性方面微小的改進(jìn),會(huì)引起飛機(jī)空重減少和性能提高,從而影響到整個(gè)飛機(jī)的運(yùn)營(yíng)成本。加裝Gurney襟翼后,飛機(jī)的起降升力系數(shù)均有不同程度的增加。升力系數(shù)越大,水陸兩棲飛機(jī)在起降滑行過(guò)程中的水載荷越小,水動(dòng)力阻力和噴濺強(qiáng)度相應(yīng)減小,從而提高抗風(fēng)浪能力。飛機(jī)在起飛滑跑時(shí)的升力系數(shù)越大,起飛最小離水速度越小,對(duì)飛機(jī)的安全性越有益,亦可改善水動(dòng)力的穩(wěn)定性。

在大重量起飛時(shí),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(biāo)是降低起飛構(gòu)型的失速速度。在偏度為90°、高度為90 mm的Gurney襟翼氣動(dòng)數(shù)據(jù)基礎(chǔ)上對(duì)飛機(jī)進(jìn)行性能計(jì)算分析發(fā)現(xiàn),加裝Gurney襟翼后使飛機(jī)的失速速度下降11 km/h,帶來(lái)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(lái)了大約200 m左右的起飛距離的減少,使著陸構(gòu)型的進(jìn)場(chǎng)速度下降4 km/h,著陸距離大約減少了60 m。

7 結(jié)束語(yǔ)

本文研究可以發(fā)現(xiàn),無(wú)論對(duì)于起飛、巡航還是著陸構(gòu)型,加裝Gurney襟翼均可以明顯提高飛機(jī)的升力系數(shù);可見(jiàn),Gurney襟翼是提升飛機(jī)增升效率的有效途徑,極具研究?jī)r(jià)值。

Gurney襟翼使飛機(jī)巡航構(gòu)型的升力和阻力均有所增加,在可用的迎角范圍內(nèi),飛機(jī)的升阻比增加可提高巡航效率。對(duì)于起飛和著陸構(gòu)型,由于Gurney襟翼明顯提高了某型水陸兩棲飛機(jī)的升力系數(shù)、降低了飛機(jī)的失速速度、縮短了飛機(jī)的起飛和著陸距離,在一定程度上提高了飛機(jī)的抗浪性。Gurney襟翼結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單、安裝便捷、使用靈活,不附加額外的結(jié)構(gòu)增重,可以作為改善某型水陸兩棲飛機(jī)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(dòng)效應(yīng),還應(yīng)探索降低其阻力的措施,進(jìn)一步提高其應(yīng)用的范圍和效率。

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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(shí)間:2015-06-24 15:03

王妙香(1977-)，女，陜西富平人，高級(jí)工程師，碩士，研究方向?yàn)轱w機(jī)總體設(shè)計(jì)。

V211.3

A

1002-0853(2015)05-0399-04