格尼襟翼在冰風(fēng)洞混合翼設(shè)計(jì)中的應(yīng)用

韓志熔，趙克良，顏巍

中國商飛上海飛機(jī)設(shè)計(jì)研究院，上海 201210

民機(jī)在設(shè)計(jì)研發(fā)和適航取證過程中必需開展冰風(fēng)洞試驗(yàn)，且適航規(guī)章不允許結(jié)冰風(fēng)洞試驗(yàn)中使用縮比的試驗(yàn)?zāi)Ｐ汀６笮涂蜋C(jī)機(jī)翼的弦長(zhǎng)較大，全尺寸的試驗(yàn)?zāi)Ｐ偷南议L(zhǎng)可能達(dá)到、甚至超過4 m。但是，目前世界上最大的冰風(fēng)洞(中國空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心的FL16冰風(fēng)洞)尺寸為3 m× 2 m。這就導(dǎo)致冰風(fēng)洞試驗(yàn)的堵塞度過大，使得試驗(yàn)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(jìn)行冰風(fēng)洞試驗(yàn)?；旌弦淼奶攸c(diǎn)為前緣水滴收集區(qū)域的外形與全尺寸外形完全一致，而對(duì)結(jié)冰影響很小的后部區(qū)域則采用重新設(shè)計(jì)的縮短了的外形。經(jīng)過重新設(shè)計(jì)的混合翼弦長(zhǎng)僅為全尺寸翼型的30%～60%。

國外在混合翼設(shè)計(jì)上已開展了較多的研究。主要對(duì)混合翼設(shè)計(jì)原理、設(shè)計(jì)形式、設(shè)計(jì)參數(shù)進(jìn)行了研究[1-7]。國內(nèi)的研究起步較晚，主要集中在混合翼后部外形的反設(shè)計(jì)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(jī)制造商采用的混合翼是通過后緣的偏轉(zhuǎn)襟翼或擾流板來調(diào)整模型頭部的駐點(diǎn)位置和壓力分布。但這種混合翼實(shí)際上成為了多段翼模型，模型設(shè)計(jì)、安裝和使用的難度較高。而單段混合翼結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單，無須采用偏轉(zhuǎn)襟翼和擾流板，通過小范圍內(nèi)調(diào)節(jié)模型迎角進(jìn)行翼型頭部區(qū)域流場(chǎng)的匹配，提高了模型展弦比、有效降低了試驗(yàn)堵塞度，又大大簡(jiǎn)化了模型的設(shè)計(jì)、加工難度，在試驗(yàn)過程中對(duì)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(diào)整迎角來匹配不同的試驗(yàn)狀態(tài)，手段單一，導(dǎo)致其所能匹配的試驗(yàn)狀態(tài)范圍較小。而格尼襟翼(Gurney Flap)是一種簡(jiǎn)單有效的改善翼型氣動(dòng)特性的機(jī)械裝置。如圖2所示，格尼襟翼是一個(gè)角片結(jié)構(gòu)，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(yīng)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(shí)由于格尼襟翼降低了當(dāng)?shù)貧饬鞯乃俣?，在格尼襟翼與原襟翼之間形成一個(gè)回流區(qū)，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(shí)，格尼襟翼還可讓機(jī)翼在大迎角的情況下，不產(chǎn)生氣流失速現(xiàn)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(chǎng)，改變翼型的彎度，使得單段混合翼能匹配的試驗(yàn)狀態(tài)范圍更廣。

1 混合翼設(shè)計(jì)準(zhǔn)則

在相同的飛行條件和大氣條件下，想要使混合翼前緣結(jié)冰情況與原始全尺寸機(jī)翼一致，除了混合翼頭部結(jié)冰區(qū)域外形、熱傳導(dǎo)系數(shù)、粗糙度與原始全尺寸機(jī)翼一致以外，兩者頭部附近的流動(dòng)特性也必須相同，這也是混合翼設(shè)計(jì)的原則。壓強(qiáng)分布是流動(dòng)特性的典型代表，因此，混合翼設(shè)計(jì)時(shí)一般將如何獲取相同的結(jié)冰情況轉(zhuǎn)化為兩者前緣附近壓強(qiáng)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(shè)計(jì)方法會(huì)對(duì)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(shè)計(jì)時(shí)，就需要考察m+1個(gè)點(diǎn)處的壓力分布匹配情況，趙克良等[9]利用3次多項(xiàng)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(diǎn)位置一致應(yīng)作為壓力分布一致的最重要考察點(diǎn)。

1.1 面向工程、面向適航的混合翼設(shè)計(jì)準(zhǔn)則

本文在文獻(xiàn)[18]的基礎(chǔ)上，提出了面向工程、面向適航的混合翼設(shè)計(jì)準(zhǔn)則：

1) 混合翼壓力分布的駐點(diǎn)位置與原始全尺寸翼型的壓力分布駐點(diǎn)位置一致。若無法做到一致，混合翼的駐點(diǎn)位置應(yīng)盡可能靠近上表面。如已經(jīng)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(yīng)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(shè)計(jì)方法，申請(qǐng)人應(yīng)表明混合翼所結(jié)冰形與原始全尺寸翼型所結(jié)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(qǐng)人必須表明混合翼所結(jié)冰形的保守性。

上表面處的冰形或冰角最厚處按照文獻(xiàn)[19]的依據(jù)，駐點(diǎn)位置越靠近上表面，所結(jié)冰形越靠近后緣，冰形高度在來流方向的投影越大，對(duì)氣動(dòng)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(dāng)?shù)氐牧魉僭娇?，收集率越高，帶走的溫度也越多，?dǎo)致所結(jié)的冰角也越高，對(duì)氣動(dòng)力不利影響越大，即冰形越保守。

上述混合翼設(shè)計(jì)準(zhǔn)則清晰簡(jiǎn)單，在實(shí)際設(shè)計(jì)過程中容易把握、實(shí)現(xiàn)，而且利于通過適航審批。

1.2 設(shè)計(jì)準(zhǔn)則的驗(yàn)證

以NACA0012翼型在NASA Lewis Icing Research Tunnel (IRT) 中的結(jié)冰試驗(yàn)[20]為目標(biāo)：速度為102.8 m/s，迎角為4°，時(shí)間為7 min，液態(tài)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(shè)計(jì)準(zhǔn)則設(shè)計(jì)一副混合翼，其弦長(zhǎng)為原始全尺寸弦長(zhǎng)(0.533 4 m) 的60%?；旌弦硗庑图皦毫ζヅ淙鐖D3所示，圖中：Cp為壓力系數(shù)，c為弦長(zhǎng)，y為縱向坐標(biāo)。其中流場(chǎng)的計(jì)算方法為數(shù)值求解Navier-Stokes控制方程。獲得混合翼外型后利用上海飛機(jī)設(shè)計(jì)研究院開發(fā)的SADRICE結(jié)冰計(jì)算軟件分別對(duì)原始全尺寸翼型和混合翼進(jìn)行結(jié)冰外形的對(duì)比計(jì)算，并將計(jì)算結(jié)果與IRT冰風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行對(duì)比，如圖4所示，結(jié)果表明本文所提的混合翼設(shè)計(jì)準(zhǔn)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(duì)比Fig.4 Comparison of ice shapes

2 格尼襟翼的應(yīng)用

2.1 混合翼設(shè)計(jì)試驗(yàn)狀態(tài)點(diǎn)

多段混合翼設(shè)計(jì)、安裝和使用成本大,因此國內(nèi)大型民用客機(jī)研發(fā)單位目前采用了單段混合翼。但是，在實(shí)際冰風(fēng)洞試驗(yàn)時(shí)，試驗(yàn)狀態(tài)點(diǎn)的分布不均勻，常有“奇點(diǎn)”試驗(yàn)狀態(tài)，如圖5所示，圖中，α為迎角，Ma為馬赫數(shù)。

圖5 試驗(yàn)狀態(tài)點(diǎn)Fig.5 Test state points

這些奇點(diǎn)一般是馬赫數(shù)偏小或迎角較大，使得單段混合翼的壓力匹配時(shí)出現(xiàn)問題：后緣附近出現(xiàn)較大分離，氣動(dòng)力(升力系數(shù))出現(xiàn)周期性振蕩。由于單段混合翼的調(diào)節(jié)手段只有調(diào)整迎角，因此在這些奇點(diǎn)處匹配不佳。

而格尼襟翼可以有效地改變翼型后緣的流場(chǎng)，增加翼型的彎度效應(yīng)，在奇點(diǎn)試驗(yàn)狀態(tài)下可以有效解決由于馬赫數(shù)較小或迎角較大帶來的壓力匹配困難問題；且格尼襟翼結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單，易于安裝，幾乎不影響堵塞度。格尼襟翼的缺點(diǎn)(增加阻力，改變力矩特性)對(duì)混合翼冰風(fēng)洞試驗(yàn)無影響。

2.2 混合翼設(shè)計(jì)流程

混合翼設(shè)計(jì)可按如下流程進(jìn)行：① 首先對(duì)全機(jī)進(jìn)行試驗(yàn)狀態(tài)點(diǎn)的流場(chǎng)計(jì)算；② 在設(shè)計(jì)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(jù)冰風(fēng)洞尺寸和堵塞度要求，確定混合翼最大弦長(zhǎng)；⑤ 選定設(shè)計(jì)點(diǎn)進(jìn)行混合翼外形設(shè)計(jì)；⑥ 非設(shè)計(jì)點(diǎn)的壓力匹配。

2.3 格尼襟翼的應(yīng)用

如圖6所示，選用CJ828飛機(jī)，距對(duì)稱面20 m處， 垂直前緣的剖面。設(shè)計(jì)點(diǎn)狀態(tài)為Ma=0.45，α=4.5°?；旌弦砼c原始全尺寸機(jī)翼外形和壓力分布對(duì)比如圖7所示。在非設(shè)計(jì)點(diǎn)Ma=0.32，α=9.5°處，混合翼匹配迎角達(dá)到15.5°，壓力匹配如圖8中黑色實(shí)線所示。此時(shí)混合翼后緣出現(xiàn)一個(gè)主渦一個(gè)次渦(見圖9(a))。主渦由于次渦周期性地產(chǎn)生、生長(zhǎng)和脫落在翼型后緣上表面處也周期性產(chǎn)生強(qiáng)弱變化，導(dǎo)致氣動(dòng)力也出現(xiàn)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(shí)，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(zhǎng)—發(fā)展—脫落”的動(dòng)態(tài)渦。此時(shí)混合翼匹配迎角為12.5°，其與原始全尺寸機(jī)翼的壓力匹配如圖8中紅色實(shí)線所示匹配較好，且混合翼后緣只出現(xiàn)一個(gè)較小的駐渦(見圖9(b))， 氣動(dòng)力收斂曲線如圖10中黑色實(shí)線所示收斂平穩(wěn)，圖中CL為升力系數(shù)。

圖6 CJ828飛機(jī)Fig.6 CJ828 airplane

圖7 設(shè)計(jì)點(diǎn)處的壓力匹配Fig.7 Pressure matching at design point

圖8 奇點(diǎn)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(diǎn)處的氣動(dòng)力收斂曲線Fig.10 Curves of aerodynamic convergence at singular point

3 結(jié) 論

1) 總結(jié)提煉出面向工程、面向適航的混合翼設(shè)計(jì)準(zhǔn)則。采用此準(zhǔn)則對(duì)NACA0012翼型進(jìn)行了混合翼設(shè)計(jì)，將設(shè)計(jì)結(jié)果與冰風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果對(duì)比，對(duì)比結(jié)果表明了設(shè)計(jì)準(zhǔn)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(tài)范圍較小的缺點(diǎn)，且對(duì)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(jī)機(jī)翼的混合翼設(shè)計(jì)中給出了實(shí)際應(yīng)用算例，驗(yàn)證了格尼襟翼的應(yīng)用達(dá)到了預(yù)期效果。