Gurney襟翼增升效應數值模擬

李榮鑫，朱曉軍，章越超

（1.北京市第五十七中學，北京100038;2.南京航空航天大學，江蘇南京210016；3.航空工業洪都，江西南昌330024)

0 引言

襟翼對機翼的流動控制一直以來都是飛機設計者研究的熱點[1]，前緣縫翼和后緣襟翼都是襟翼的應用實例，是機械式的通過增加機翼彎度來提高機翼的有效迎角從而增加升力，目前兩段式甚至三段式后緣襟翼已經被使用到大型客機機翼上了。近些年來一種被稱為Gurney襟翼的襟翼逐漸進入大眾的視野，被應用到航空領域中[2]。Gurney襟翼是指加裝在機翼后緣下表面，垂直于翼型弦線，厚度和高度都很小的平板狀增升裝置[3]。Gurney襟翼的使用是一種被動流動控制手段，直接改變了機翼的形狀，如果安裝合理，則可以有效提高機翼的氣動特性。

目前對Gurney襟翼的研究主要停留在二維階段，三維情況研究的很少[4]。南京航空航天大學的周翰瑋[5]采用數值模擬方法對風力機翼型以及超臨界翼型上加裝Gurney襟翼的控制效果進行了研究，發現Gurney襟翼不僅具有一定的增升效果還增加了葉片的低速軸扭矩，并有效縮小了大風速下葉片吸力面的分離面積，提升了風力機葉片的氣動性能。北京航空航天大學的李亞臣等人[6]對不同形狀的Gurney襟翼對NACA0012翼型流場的影響作了相應的實驗研究，發現Gurney襟翼的最佳應用場合為中高升力系數情況(如起飛、降落等),在中小升力系數情況下不宜使用。對于Gurney襟翼，高度和安裝位置是最重要的兩個基本參數，本文主要在NACA0012翼型尾緣加裝高度為翼型弦長的0.92%，2%，3.12%，垂直于弦線的Gurney襟翼，基于結構網格采用CFD的方法進行了小迎角下Gurney襟翼對翼型氣動特性控制效果和對流場分布改進的數值模擬。然后固定一個Gurney高度，通過改變Gurney安裝的不同弦向位置時對翼型氣動特性的影響，與經典Gurney襟翼做對比，找出最佳的安裝位置。最后基于二維加裝Gurney襟翼后的翼型，沿展向拉伸成三維矩形機翼，分析Gurney襟翼對機翼氣動特性的影響。

1 數值模擬方法

1.1 控制方程和湍流模型

本文采用不可壓縮的雷諾平均N-S方程[7]，可表示為

連續方程：

動量方程：

采用有限體積法進行空間離散，對流項采用二階迎風格式，擴散項采用中心差分格式，壓力速度耦合采用基于壓力的Simple算法處理，離散代數方程組采用Gauss-Seidel代數法求解[8]。湍流模型采用Spalart-Allmaras(SA)模型。SA模型是一個相對簡單的一方程模型，求解了一個有關渦粘性的運輸方程。該模型比較適合具有壁面限制的流動問題，對于有逆壓梯度的邊界層問題能夠給出一個很好的計算結果。常常用于空氣動力學問題中，例如飛行器、翼型等繞流流場分析[9]。

1.2 邊界條件

翼型、Gurney襟翼和機翼表面采用物面邊界條件，滿足無滑移、絕熱以及物面法向梯度為零的條件[10]。對于機翼，在對稱面采用對稱邊界條件。流場中除了物面，對稱邊界以外，所有邊界條件均采用壓力遠場邊界條件。

1.3 物理模型及網格劃分

二維模型采用NACA0012翼型，翼型弦長為1米。計算網格采用C-H型網格，如圖1a所示。計算域四周邊界距翼型表面距離均為弦長的20倍，吹氣口處加密后的網格總數是43586。最內層網格高度為10-5米，y+≈1。

三維模型采用基于NACA0012翼型的有限翼展模型，如圖1b所示。翼根弦向截面（z=0）是對稱面，半翼展的參考面積是3平方米，計算域半展長是12米，所以翼稍（z=3米）處于流場之中，這樣就考慮了翼尖渦的影響。

圖1 模型及網格劃分

2 二維模型數值模擬結果和分析

2.1 數值模擬算法驗證

計算條件為：Ma=0.2，Re=4.6×106。NACA0012 原始翼型數值模擬和實驗得到的升力系數值隨迎角變化如圖2a所示。從圖中可以看出，在失速迎角以前數值模擬得到的結果和實驗結果吻合得很好，兩者升力系數最大誤差只有3.7087%。翼型表面壓力分布也是驗證數值模擬準確性的一個重要參數[11]。當迎角α=10°時，數值模擬結果和實驗結果的壓強系數分布如圖2b所示。從圖中可以看出，此時數值模擬結果和實驗結果吻合的也很好，由此可見，該方法滿足工程應用要求。

圖2 數值模擬和實驗結果

2.2 不同高度的影響

為了研究不同高度的Gurnry襟翼對翼型氣動性能和流場分布的影響，探索Gurney襟翼增升機理，首先固定Gurney襟翼的弦向位置，安裝在型尾緣下表面，然后改變Gurney襟翼的高度，如圖3所示，依次選為翼型弦長的0.92%，2.08%，2.92%。

圖3 不同高度的Gurney襟翼

為保證計算結果的一致性和可比性，邊界條件和計算網格均采用2.1節中所給出的安排，畫出不同高度情況下的帶Gurney襟翼的翼型網格。通過數值模擬可得到不同高度的Gurney襟翼控制效果并與原始翼型做對比。

圖4是在后緣加裝高度為2.92%倍弦長和原始狀態的NACA0012翼型在0度迎角下的壓力云圖，從圖中可以看出，原始狀態的NACA0012翼型在0度狀態下的上下表面壓力分布基本一樣，升力為零。但是加裝Gurney襟翼之后翼型上面壓力減小，下表面壓力明顯增大，導致下表面壓力大于上面壓力，這樣就產生了升力。圖5是在后緣加裝高度為2.92%倍弦長和原始狀態的NACA0012翼型在0度迎角下的后緣附近流線圖，從圖5中可以看出，原始狀態的NACA0012翼型上下表面的氣流在后緣平順匯合流向下游，但是加裝Gurney襟翼之后，在Gurney襟翼前端產生了一個旋渦，在Gurney后端產生了一對反向的旋渦，后端的旋渦比前端的大，可以推斷這對旋渦就是翼型升力增加的主要原因。

圖5 流線圖對比

加裝高度為翼型弦長的0.92%，2%，2.92%的Gurney襟翼時，不同迎角下的的翼型升阻力系數如圖6所示。

從圖中可以看出，在迎角固定情況下，在一定高度范圍內，翼型的升力系數和阻力系數都隨著Gurney增高而增大。零度情況下原始翼型的升力系數值為零，加裝2.92%倍弦長的Gurney襟翼后，翼型的升力系數值增加到0.526358，說明增升效果很明顯。隨著迎角的變化，各種情況下的升力系數值變化大致相同，升力線斜率并不改變。

圖6 升阻力系數變化

2.3 不同弦向位置的影響

由于翼型尾緣厚度很小，可能不適合加裝Gurney襟翼，為了研究Gurney襟翼在不同弦向位置時對翼型氣動特性的影響，找出最佳的安裝位置。本節首先固定Gurney襟翼的高度，取為翼型弦長的2.92%。然后改變Gurney襟翼在弦向的位置，襟翼沿弦線安裝位置為80%，90%，100%弦長位置，如圖7所示。

圖7 不同弦向位置的Gurney襟翼

同樣為保證計算結果的一致性和可比性，邊界條件和計算網格均采用2.1節中所給出的安排。畫出不同位置情況下的帶Gurney襟翼的翼型網格，通過數值模擬對比分析在其他位置加裝Gurney的控制效果以及和經典Gurney襟翼之間的優劣性。

圖8是Gurney在0.8c和0.9c弦向位置時，Gurney襟翼附近流線圖。從圖中可以看出Gurney襟翼在不同位置時，襟翼前后的流場結構十分相似，都是在前端產生一個分離渦，在后端產生一個反向對渦。但還是有些變化的，襟翼前端分離渦隨著襟翼向后緣偏移也向后偏移，襟翼后端反向對渦始終充滿襟翼后端至翼型后緣的整塊區域，因此隨著襟翼向后緣偏移，后端的反向對渦會隨著中間區域的縮小而縮小。

圖8 流線圖對比

Gurney襟翼在80%，90%，100%弦線位置時，不同迎角下的的升阻力系數和壓力系數如圖9所示。

從圖9中可以看出，Gurney襟翼在不同位置時，翼型氣動力系數隨迎角變化的趨勢大致相同。相同迎角下，隨著Gurney襟翼向后偏移，翼型的升力系數值不斷增大，相應的阻力系數值越來越小，則升阻比也越來越大。0度情況下，增加Gurney襟翼之后，上下表面的壓力系數分布開始產生了變化，下表面壓強增大而上表面壓強減小，因此產生了一定的壓差。并且，隨著Gurney襟翼向后移動，下表面的正壓區域變得更大，從而導致總的升力系數值變得更大。由此可見，Gurney襟翼越向后緣靠近其增升效果越好。

圖9 升阻力和壓力系數變化

2.4 Gurney襟翼增升機理探索

通過對加裝不同高度和不同弦向位置的Gurney襟翼后的NACA0012翼型的氣動力系數和周圍流場分布的數值模擬，并將計算結果與原始翼型數據作對比分析。

一方面，從外形上來看，在翼型尾緣下面加裝Gurney襟翼相當于增加了尾緣的的曲率，也就是增加了翼型的有效彎度，從而增加了繞翼型的典型環量，進而提高了翼型的升力系數；另一方面，從流場結構分布來看，加裝Gurney襟翼之后，會在襟翼前端產生一個旋渦，后端產生一對反向旋渦結構，這對旋渦結構會對后緣上表面的氣流產生一定的誘導作用，使后緣上表面的氣流向下吸附，這樣就相當于增加了上表面氣流流動的速度，上表面壓強會相應的減小，由于Gurney襟翼的存在會對下面氣流的流動產生一定的阻礙，并且增加了下表面的路程，使下表面的氣流速度減慢，下表面壓強增大，從而翼型上下表面會產生一定的壓差，增加升力。

3 加裝Gurney襟翼對矩形機翼氣動特性的影響

基于上述二維模型研究，可知加裝Gurney襟翼對翼型的升力系數和升阻力比都有一定的提升。為了了解在三維機翼上加裝Gurney襟翼會是什么效果，本節采用基于NACA0012翼型的有限翼展模型，半展長為3米，翼根弦向截面（z=0）是對稱面，半翼展的參考面積是3米。在其后緣0.9c處加裝高度為2.92%倍翼型弦長的Gurney襟翼，分布在整個機翼的展向。圖10是加裝Gurney襟翼后的機翼局部示意。

圖10 加裝Gurney襟翼的矩形翼局部示意圖

計算條件和前面二維翼型保持一致，數值模擬加裝Gurney襟翼后的矩形翼在不同迎角下的升阻力系數以及流場分布，并與原始機翼作對比。

如圖11所示，加裝Gurney襟翼后機翼下表面的壓力明顯比原始狀態下的機翼要大，導致機翼上下表面產生一個壓力差，引起升力的產生。如圖12所示，與二維模型一樣有著類似的規律，在相同迎角下加裝Gurney襟翼的升力系數和阻力系數都會有一定的增加，隨著迎角的增加，升阻力系數增加的趨勢大致相同。由此可見，Gurney襟翼對于三維矩形機翼也有相同的增升效果，對流場的改變也跟二維相似。

圖11 壓力云圖對比

圖12 壓力云圖對比

4 結論

1）采用適當的設置，可以準確地模擬出翼型的氣動特性，該方法可滿足工程應用的要求；

2)在NACA0012翼型后緣下表面加裝Gurney襟翼，改變了翼型的整體外形，通過改變翼型上下表面的壓力分布，使翼型升力系數增加，不同高度和不同安裝位置都會有不一樣的控制效果，在一定高度范圍內，隨著Gurney襟翼高度增加，升力系數也變得更高，同樣的阻力系數也變得更大。相同高度情況下，隨著Gurney襟翼向后緣推移，升力系數增大，阻力系數減小，控制效果會更好；

3)在三維有限翼展模型后緣下表面加裝Gurney襟翼，同樣可以改變機翼的上下表面壓力分布，使機翼升力系數增加，在后緣0.9c處加裝2.92%倍弦長的Gurney襟翼，在0度狀態下升力系數能增加0.33673，不同迎角下增加量大致相同，說明Gurney襟翼對三維機翼的增升效果還是非常明顯的。

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