Gurney襟翼對某水陸兩棲飛機(jī)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(shè)計研究室, 廣東 珠海 519040)

Gurney襟翼對某水陸兩棲飛機(jī)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(shè)計研究室, 廣東 珠海 519040)

為了掌握Gurney襟翼對飛機(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(jī)全機(jī)氣動特性的影響。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和襟翼縫隙的流動等,使得高性能襟翼設(shè)計工作變得極為困難[1]。因此,許多學(xué)者開始研究新型的增升技術(shù)[2],研究發(fā)現(xiàn)尾緣形狀對翼型/機(jī)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(jī)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(jié)構(gòu)簡單、安裝便捷、使用靈活等優(yōu)勢。

近年來,國內(nèi)外學(xué)者通過風(fēng)洞試驗、流動顯示試驗以及數(shù)值模擬等手段對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)對翼型氣動特性的影響規(guī)律,研究發(fā)現(xiàn)Gurney襟翼可以有效地改善翼型的氣動特性[3-4]。但是,Gurney襟翼在飛行器上的應(yīng)用研究工作相對較少,尚未在運輸類飛機(jī)上使用。如何將其應(yīng)用于實際的飛機(jī)工程設(shè)計,還需要進(jìn)一步探討和實踐。

在某型水陸兩棲飛機(jī)的改進(jìn)設(shè)計過程中,需要進(jìn)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(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Gurney襟翼幾何參數(shù)對飛機(jī)不同構(gòu)型氣動特性的影響進(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)實現(xiàn)的可能性,僅對Gurney襟翼的高度和偏度對某型水陸兩棲飛機(jī)全機(jī)氣動特性的影響進(jìn)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(jī)翼襟翼后緣95%襟翼弦位置(見圖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)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(shù)值計算方法進(jìn)行對比分析。為簡化流場結(jié)構(gòu),全機(jī)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(shù)值計算采用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,首層高度為0.01 mm,共25層,網(wǎng)格數(shù)約2 200萬;數(shù)值模擬采用FLUENT軟件進(jìn)行。對于粘性起主導(dǎo)作用的增升裝置擾流問題,采用雷諾平均 Navier-Stokers(RANS)方程進(jìn)行流場數(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特性計算與試驗結(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),采用的計算方法、網(wǎng)格及湍流模型的選取合理,可用于Gurney襟翼對飛機(jī)增升特性的研究對比。

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

4 Gurney襟翼參數(shù)對飛機(jī)起飛構(gòu)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(jī)起飛構(gòu)型氣動特性的影響,仿真結(jié)果如圖3所示。從圖中可以看出,采用Gurney襟翼后,一方面氣動特性曲線明顯上移,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°起飛時計算升力系數(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,其極曲線向右上側(cè)移動。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)的力矩曲線向右上平移,說明它對飛機(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襟翼高度時飛機(jī)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(jī)起飛構(gòu)型氣動特性的影響,結(jié)果如圖4所示?？梢钥闯?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襟翼偏度的變化對飛機(jī)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(jī)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(jìn)行巡航構(gòu)型氣動特性的驗證分析,結(jié)果如圖5所示?？梢钥闯?在整個迎角范圍內(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)在整個迎角范圍內(nèi)也增加,在中小迎角時,阻力系數(shù)增加不多,隨著迎角的增加,阻力系數(shù)增加量越來越大;因此在中小迎角時,Gurney襟翼的采用使飛機(jī)的升阻比增大,在大迎角時升阻比減小。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,說明增加了飛機(jī)的抬頭力矩。

圖5 Gurney襟翼對飛機(jī)巡航構(gòu)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(jìn)行著陸構(gòu)型氣動特性的驗證分析,結(jié)果如圖6所示?？梢钥闯?Gurney襟翼偏度的變化對飛機(jī)著陸構(gòu)型氣動特性影響很小。在整個迎角范圍內(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°著陸迎角計算,Gurney襟翼使著陸升力系數(shù)增加約5.8%;同時也使飛機(jī)的阻力系數(shù)在整個迎角范圍內(nèi)增加,極曲線向右平移,使飛機(jī)著陸構(gòu)型的升阻比降低,零升力矩稍有增加。對于著陸來說,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襟翼對飛機(jī)著陸構(gòu)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(jī)性能的影響

通過提高飛機(jī)的最大升力系數(shù)來降低飛機(jī)對起飛和著陸跑道長度的要求,從而改善飛機(jī)的低速特性,對于高亞聲速飛機(jī)設(shè)計具有關(guān)鍵的影響,如升力系數(shù)在線性變化范圍內(nèi)增加0.1,可以減少1°進(jìn)場迎角,從而減少起落架的重量,使整機(jī)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(jìn),會引起飛機(jī)空重減少和性能提高,從而影響到整個飛機(jī)的運營成本。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)在起降滑行過程中的水載荷越小,水動力阻力和噴濺強度相應(yīng)減小,從而提高抗風(fēng)浪能力。飛機(jī)在起飛滑跑時的升力系數(shù)越大,起飛最小離水速度越小,對飛機(jī)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(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襟翼氣動數(shù)據(jù)基礎(chǔ)上對飛機(jī)進(jìn)行性能計算分析發(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(gòu)型的進(jìn)場速度下降4 km/h,著陸距離大約減少了60 m。

7 結(jié)束語

本文研究可以發(fā)現(xiàn),無論對于起飛、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,Gurney襟翼是提升飛機(jī)增升效率的有效途徑,極具研究價值。

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。

[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.

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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(jī)總體設(shè)計。

V211.3

A

1002-0853(2015)05-0399-04