格尼襟翼對(duì)旋翼翼型氣動(dòng)特性影響研究

摘要：格尼襟翼作為簡(jiǎn)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(dòng)效率，為了研究格尼襟翼對(duì)旋翼剖面翼型氣動(dòng)特性影響規(guī)律，本文選取0.5%、1%、2%、3%弦長(zhǎng)高度的格尼襟翼，采用數(shù)值方法研究格尼襟翼對(duì)旋翼剖面翼型影響規(guī)律。數(shù)值結(jié)果顯示：加裝格尼襟翼后翼型升力系數(shù)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(zhǎng)時(shí)升阻比增加最大。

關(guān)鍵詞：格尼襟翼；增升裝置；升力系數(shù)；升阻比

1.引言

格尼襟翼（Gurney Flap，GF）作為一種增升裝置，用來(lái)增加翼型升力系數(shù)，具有結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單、可靠性高、增升效果好的優(yōu)點(diǎn)。格尼襟翼常用于賽車尾翼上增加賽車抓地力，保證轉(zhuǎn)彎時(shí)提供足夠的摩擦力，增加賽車安全性[1]。作為一種簡(jiǎn)單實(shí)用的翼型增升裝置，格尼襟翼在低速飛機(jī)機(jī)翼、風(fēng)扇上的應(yīng)用并開展大量研究[2、3、4]。

通過(guò)水洞試驗(yàn)以及流動(dòng)顯示技術(shù)對(duì)格尼襟翼的氣動(dòng)特性、流場(chǎng)形態(tài)以及增升機(jī)理進(jìn)行了深入研究[3、4]，試驗(yàn)結(jié)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(jié)構(gòu)形式也發(fā)生了改變，推遲了翼型表面的氣流分離，進(jìn)而增加翼型升力系數(shù)和失速迎角，見圖1。

關(guān)于格尼襟翼的研究多集中于低速飛機(jī)機(jī)翼和賽車尾翼上安裝格尼襟翼[5，6，7]，對(duì)常規(guī)旋翼加裝格尼襟翼氣動(dòng)特性研究很少，本文針對(duì)某旋翼剖面翼型加裝格尼襟翼氣動(dòng)特性進(jìn)行數(shù)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(tǒng)加裝格尼襟翼以及旋翼系統(tǒng)設(shè)計(jì)提供參考。

2.計(jì)算模型和計(jì)算網(wǎng)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(wú)黏通量；Ft、Gt為黏性通量。

數(shù)值計(jì)算離散格式為有限體積，空間離散采用迎風(fēng)型Roe格式。湍流模型采用剪切應(yīng)力輸運(yùn)模型（SST）k-w，該湍流模型詳見文獻(xiàn)[5]。

計(jì)算網(wǎng)格采用ANSYS ICEM15.0生成，網(wǎng)格布局采用C-H型，見圖2，網(wǎng)格總數(shù)13萬(wàn)，首層高度為0.001mm，Yplu小于2。

3.數(shù)值模擬與結(jié)果分析

為了分析格尼襟翼對(duì)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(duì)象，見圖3，選取0.5%、1%、2%、3%弦長(zhǎng)高度的格尼襟翼，采用數(shù)值方法對(duì)有無(wú)格尼襟翼氣動(dòng)特性進(jìn)行對(duì)比分析，并且研究格尼襟翼對(duì)旋翼剖面翼型影響規(guī)律。

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

4.結(jié)論

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

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

3、隨著格尼襟翼高度增加，升阻比先增加后減小。當(dāng)格尼襟翼高度為1%弦長(zhǎng)時(shí)，升力系數(shù)增加0.2～0.3之間，升阻比增加5左右；

4、格尼襟翼對(duì)二維影響規(guī)律對(duì)三維槳葉設(shè)計(jì)提供依據(jù)。

參考文獻(xiàn)：

[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.

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[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 “l(fā)ost lift” recovery in compressible dynamic stall control. Aerospace Science and Technology. 2010（14）：551-556.

作者簡(jiǎn)介：

熊懿（1981.12）男、漢、江西南昌、工程師、本科、飛行器設(shè)計(jì)與工程。