格尼襟翼對旋翼翼型氣動特性影響研究

摘要：格尼襟翼作為簡單有效增升裝置，垂直翼型后緣弦線。旋翼槳葉后緣增加格尼襟翼可以增加旋翼氣動效率，為了研究格尼襟翼對旋翼剖面翼型氣動特性影響規律，本文選取0.5%、1%、2%、3%弦長高度的格尼襟翼，采用數值方法研究格尼襟翼對旋翼剖面翼型影響規律。數值結果顯示：加裝格尼襟翼后翼型升力系數增加，隨著格尼襟翼高度增加，翼型升力增量更大，升阻比先增加后減小，格尼襟翼高度為1%弦長時升阻比增加最大。

關鍵詞：格尼襟翼；增升裝置；升力系數；升阻比

1.引言

格尼襟翼（Gurney Flap，GF）作為一種增升裝置，用來增加翼型升力系數，具有結構簡單、可靠性高、增升效果好的優點。格尼襟翼常用于賽車尾翼上增加賽車抓地力，保證轉彎時提供足夠的摩擦力，增加賽車安全性[1]。作為一種簡單實用的翼型增升裝置，格尼襟翼在低速飛機機翼、風扇上的應用并開展大量研究[2、3、4]。

通過水洞試驗以及流動顯示技術對格尼襟翼的氣動特性、流場形態以及增升機理進行了深入研究[3、4]，試驗結果顯示，增加格尼襟翼后改變了后緣茹科夫斯基后緣條件，后緣旋渦結構形式也發生了改變，推遲了翼型表面的氣流分離，進而增加翼型升力系數和失速迎角，見圖1。

關于格尼襟翼的研究多集中于低速飛機機翼和賽車尾翼上安裝格尼襟翼[5，6，7]，對常規旋翼加裝格尼襟翼氣動特性研究很少，本文針對某旋翼剖面翼型加裝格尼襟翼氣動特性進行數值分析，研究出旋翼剖面翼型加裝格尼襟翼后升阻特性變化，最終為旋翼系統加裝格尼襟翼以及旋翼系統設計提供參考。

2.計算模型和計算網格

本文采用二維可壓N-S方程，守恒型N-S方程如下：

=0

其中：U為守恒變量；F、G為無黏通量；Ft、Gt為黏性通量。

數值計算離散格式為有限體積，空間離散采用迎風型Roe格式。湍流模型采用剪切應力輸運模型（SST）k-w，該湍流模型詳見文獻[5]。

計算網格采用ANSYS ICEM15.0生成，網格布局采用C-H型，見圖2，網格總數13萬，首層高度為0.001mm，Yplu小于2。

3.數值模擬與結果分析

為了分析格尼襟翼對旋翼剖面翼型影響，選取某旋翼70%展向剖面翼型作為研究對象，見圖3，選取0.5%、1%、2%、3%弦長高度的格尼襟翼，采用數值方法對有無格尼襟翼氣動特性進行對比分析，并且研究格尼襟翼對旋翼剖面翼型影響規律。

圖5給出了加裝不同高度格尼襟翼的升力系數和阻力系數變化曲線，由圖可知，隨著格尼襟翼高度增加，翼型升力系數增加和阻力增加，升阻比先增加后減小。當格尼襟翼高度為1%弦長時，升力系數增加0.2～0.3之間，升阻比增加5左右。

4.結論

1、加裝格尼襟翼后，翼型后緣彎度增加，上翼面流道變長，流速增加，前緣吸力峰值增加，升力系數增加；

2、在較大迎角時，加裝格尼襟翼后，格尼襟翼后部形成穩定的旋渦，使尾跡區域能量增強，能夠克服較大的逆壓梯度，抗分離能力增強；

3、隨著格尼襟翼高度增加，升阻比先增加后減小。當格尼襟翼高度為1%弦長時，升力系數增加0.2～0.3之間，升阻比增加5左右；

4、格尼襟翼對二維影響規律對三維槳葉設計提供依據。

參考文獻：

[1]Fleming J，Jones T，Ng W. Improving control system effectiveness for ducted fan VTOL UAVs operation in crosswinds [R] . AIAA 2003-6514，2003.

[2]Myose R，Papadakis M，Heron I. Gurney flap experiments on airfoils，wings，and reflection plane model [J]. Journal of Aircraft，1998，35（2）：206-211.

[3]Neuhart D.H.，and Perdergraft O.C.，A water tunner study of gurney flaps[R].NASA TM-4071.

[4]Numerical Analysis of influence of Gurney Flaps Applied to Wind Turbines [J]. Nanjing University of Aeronautics and Astonautics，2014，577-579.

[5]Gao Y W，Zhou R X，etal . Application of Gurney flaps on fan blade. Compressor Blower & Fan Technology，2001（6）：12-13.

[6]Chandrasekhara M S. Compressible dynamic stall performance of a variable droop leading edge airfoil with a Gurney flap.42ed Aerospace Science Meeting and Exhibit，2004.

[7]Chandrasekhara M S.Optmum Gurney flap height determination for “lost lift” recovery in compressible dynamic stall control. Aerospace Science and Technology. 2010（14）：551-556.

作者簡介：

熊懿（1981.12）男、漢、江西南昌、工程師、本科、飛行器設計與工程。