格尼襟翼在冰風洞混合翼設計中的應用

韓志熔，趙克良，顏巍

中國商飛上海飛機設計研究院，上海 201210

民機在設計研發和適航取證過程中必需開展冰風洞試驗，且適航規章不允許結冰風洞試驗中使用縮比的試驗模型。而大型客機機翼的弦長較大，全尺寸的試驗模型的弦長可能達到、甚至超過4 m。但是，目前世界上最大的冰風洞(中國空氣動力研究與發展中心的FL16冰風洞)尺寸為3 m× 2 m。這就導致冰風洞試驗的堵塞度過大，使得試驗根本無法開展。

一種折中的方法是采用混合翼[1-3](見圖1)進行冰風洞試驗。混合翼的特點為前緣水滴收集區域的外形與全尺寸外形完全一致，而對結冰影響很小的后部區域則采用重新設計的縮短了的外形。經過重新設計的混合翼弦長僅為全尺寸翼型的30%～60%。

國外在混合翼設計上已開展了較多的研究。主要對混合翼設計原理、設計形式、設計參數進行了研究[1-7]。國內的研究起步較晚，主要集中在混合翼后部外形的反設計方法研究[8-9]。

圖1 混合翼與全尺寸翼型Fig.1 Hybrid-wing and full-scale airfoil

目前國外民機制造商采用的混合翼是通過后緣的偏轉襟翼或擾流板來調整模型頭部的駐點位置和壓力分布。但這種混合翼實際上成為了多段翼模型，模型設計、安裝和使用的難度較高。而單段混合翼結構簡單，無須采用偏轉襟翼和擾流板，通過小范圍內調節模型迎角進行翼型頭部區域流場的匹配，提高了模型展弦比、有效降低了試驗堵塞度，又大大簡化了模型的設計、加工難度，在試驗過程中對模型的安裝和使用也比較方便。但是，單段混合翼只能通過調整迎角來匹配不同的試驗狀態，手段單一，導致其所能匹配的試驗狀態范圍較小。而格尼襟翼(Gurney Flap)是一種簡單有效的改善翼型氣動特性的機械裝置。如圖2所示，格尼襟翼是一個角片結構，可貼在翼型尾端。

圖2 格尼襟翼Fig.2 Gurney flap

格尼襟翼[10-17]最初被賽車手Dan Gurney應用于賽車頭部倒置翼型上以增加車頭部分的向下壓力。格尼襟翼屬于后緣襟翼的一種，增加了翼型的彎度。同時由于格尼襟翼降低了當地氣流的速度，在格尼襟翼與原襟翼之間形成一個回流區，這里的氣流壓力增大，從而增大了翼型升力。因此格尼襟翼也屬于增升裝置的一種。同時，格尼襟翼還可讓機翼在大迎角的情況下，不產生氣流失速現象。在單段混合翼后緣安裝格尼襟翼，可以有效地改變翼型后緣的流場，改變翼型的彎度，使得單段混合翼能匹配的試驗狀態范圍更廣。

1 混合翼設計準則

在相同的飛行條件和大氣條件下，想要使混合翼前緣結冰情況與原始全尺寸機翼一致，除了混合翼頭部結冰區域外形、熱傳導系數、粗糙度與原始全尺寸機翼一致以外，兩者頭部附近的流動特性也必須相同，這也是混合翼設計的原則。壓強分布是流動特性的典型代表，因此，混合翼設計時一般將如何獲取相同的結冰情況轉化為兩者前緣附近壓強分布一致。但理論上，混合翼前緣的壓力分布不可能與原始翼型的壓力分布完全一致。而不同的反設計方法會對前緣壓力分布是否一致的考察也不同。

如Guo等[8]利用m階Bezier曲線來反設計時，就需要考察m+1個點處的壓力分布匹配情況，趙克良等[9]利用3次多項式曲線，就需要考察4處壓力分布的匹配情況。國外Fujiwara等[18]則著重研究并得出了駐點位置一致應作為壓力分布一致的最重要考察點。

1.1 面向工程、面向適航的混合翼設計準則

本文在文獻[18]的基礎上，提出了面向工程、面向適航的混合翼設計準則：

1) 混合翼壓力分布的駐點位置與原始全尺寸翼型的壓力分布駐點位置一致。若無法做到一致，混合翼的駐點位置應盡可能靠近上表面。如已經處于上表面則越靠后越好。

2) 混合翼壓力分布的上表面吸力峰值等于原始全尺寸翼型的壓力分布的吸力峰值。若無法做到一致，混合翼的吸力峰值應大于原始全尺寸翼型的吸力峰值。

以適航審批者的角度看待混合翼設計方法，申請人應表明混合翼所結冰形與原始全尺寸翼型所結冰形一致或更加保守。但理論上，混合翼前緣的壓力分布不可能與原始翼型的壓力分布完全一致，因此，申請人必須表明混合翼所結冰形的保守性。

上表面處的冰形或冰角最厚處按照文獻[19]的依據，駐點位置越靠近上表面，所結冰形越靠近后緣，冰形高度在來流方向的投影越大，對氣動力不利影響越大，即冰形越保守。

上表面吸力峰值越大，表明當地的流速越快，收集率越高，帶走的溫度也越多，導致所結的冰角也越高，對氣動力不利影響越大，即冰形越保守。

上述混合翼設計準則清晰簡單，在實際設計過程中容易把握、實現，而且利于通過適航審批。

1.2 設計準則的驗證

以NACA0012翼型在NASA Lewis Icing Research Tunnel (IRT) 中的結冰試驗[20]為目標：速度為102.8 m/s，迎角為4°，時間為7 min，液態水含量(Liquid Water Content)LWC= 0.55 g/m3，平均水滴等效直徑(Medium Volume Diameter)MVD=20 μm，溫度為265.37 K。利用上述設計準則設計一副混合翼，其弦長為原始全尺寸弦長(0.533 4 m) 的60%。混合翼外型及壓力匹配如圖3所示，圖中：Cp為壓力系數，c為弦長，y為縱向坐標。其中流場的計算方法為數值求解Navier-Stokes控制方程。獲得混合翼外型后利用上海飛機設計研究院開發的SADRICE結冰計算軟件分別對原始全尺寸翼型和混合翼進行結冰外形的對比計算，并將計算結果與IRT冰風洞試驗結果進行對比，如圖4所示，結果表明本文所提的混合翼設計準則是可靠的。

圖3 混合翼外型及壓力匹配Fig.3 Hybrid-wing shape and pressure matching

圖4 冰形對比Fig.4 Comparison of ice shapes

2 格尼襟翼的應用

2.1 混合翼設計試驗狀態點

多段混合翼設計、安裝和使用成本大,因此國內大型民用客機研發單位目前采用了單段混合翼。但是，在實際冰風洞試驗時，試驗狀態點的分布不均勻，常有“奇點”試驗狀態，如圖5所示，圖中，α為迎角，Ma為馬赫數。

圖5 試驗狀態點Fig.5 Test state points

這些奇點一般是馬赫數偏小或迎角較大，使得單段混合翼的壓力匹配時出現問題：后緣附近出現較大分離，氣動力(升力系數)出現周期性振蕩。由于單段混合翼的調節手段只有調整迎角，因此在這些奇點處匹配不佳。

而格尼襟翼可以有效地改變翼型后緣的流場，增加翼型的彎度效應，在奇點試驗狀態下可以有效解決由于馬赫數較小或迎角較大帶來的壓力匹配困難問題；且格尼襟翼結構簡單，易于安裝，幾乎不影響堵塞度。格尼襟翼的缺點(增加阻力，改變力矩特性)對混合翼冰風洞試驗無影響。

2.2 混合翼設計流程

混合翼設計可按如下流程進行：① 首先對全機進行試驗狀態點的流場計算；② 在設計剖面截取二維翼型，獲取剖面處壓力分布；③ 確定翼型上下表面保留外形的范圍；④ 依據冰風洞尺寸和堵塞度要求，確定混合翼最大弦長；⑤ 選定設計點進行混合翼外形設計；⑥ 非設計點的壓力匹配。

2.3 格尼襟翼的應用

如圖6所示，選用CJ828飛機，距對稱面20 m處， 垂直前緣的剖面。設計點狀態為Ma=0.45，α=4.5°。混合翼與原始全尺寸機翼外形和壓力分布對比如圖7所示。在非設計點Ma=0.32，α=9.5°處，混合翼匹配迎角達到15.5°，壓力匹配如圖8中黑色實線所示。此時混合翼后緣出現一個主渦一個次渦(見圖9(a))。主渦由于次渦周期性地產生、生長和脫落在翼型后緣上表面處也周期性產生強弱變化，導致氣動力也出現周期性振蕩(見圖10)。在后緣增加格尼襟翼，襟翼高度為19 mm，夾角為42°。由于格尼襟翼增加了翼型的彎度。因此在壓力匹配時，可以減小來流迎角，有效減小翼型后緣渦的尺寸。即較小的駐渦替代了原“生長—發展—脫落”的動態渦。此時混合翼匹配迎角為12.5°，其與原始全尺寸機翼的壓力匹配如圖8中紅色實線所示匹配較好，且混合翼后緣只出現一個較小的駐渦(見圖9(b))， 氣動力收斂曲線如圖10中黑色實線所示收斂平穩，圖中CL為升力系數。

圖6 CJ828飛機Fig.6 CJ828 airplane

圖7 設計點處的壓力匹配Fig.7 Pressure matching at design point

圖8 奇點處的壓力匹配Fig.8 Pressure matching at singular point

圖9 增加格尼襟翼前后流線圖Fig.9 Streamlines without/with Gurney flap

圖10 奇點處的氣動力收斂曲線Fig.10 Curves of aerodynamic convergence at singular point

3 結 論

1) 總結提煉出面向工程、面向適航的混合翼設計準則。采用此準則對NACA0012翼型進行了混合翼設計，將設計結果與冰風洞試驗結果對比，對比結果表明了設計準則的可靠性。

2) 提出在混合翼后緣增加格尼襟翼的方法。此方法克服了單段混合翼壓力匹配手段單一、適用狀態范圍較小的缺點，且對原混合翼改裝很小，幾乎不影響原有混合翼的堵塞度。

3) 在CJ828飛機機翼的混合翼設計中給出了實際應用算例，驗證了格尼襟翼的應用達到了預期效果。