Gurney襟翼改善翼型动态失速特性研究

万方数据
６飞行力学第２８卷
为１．６％ｃ、厚度为０．２５％ｃ的ＧＦ，模型和计算网格如图２所示。

图２ＧＦ模型和计算网格
翼型运动的控制方程为：
ａ（ｔ）＝１２。

＋５０ｓｉｎ（２ｋｔ）
式中，平衡迎角１２０；振幅５ｏ；减缩频率ｋ＝０．０４７。

计算状态为：Ｍａ。

＝０．２，Ｒｅ＝２×１０６。

图３给出了ＮＡＣＡ加装ＧＦ前后的升力与俯仰力矩动态特性。

图３升力与俯仰力矩迟滞特性
由图可见，在俯仰振荡过程中，与静态相比，气动力均存在明显的滞后，这是振荡过程中流动的分离点和附着点明显不重合造成的。

在上仰过程中，流动随迎角增加从附着到分离；而从最大迎角开始下俯的过程中，流动随迎角减小从分离到再附着，在该过程中，流动的分离点和附着点会明显不重合。

ＧＦ对翼型动态气动性能的影响与静态有很多相似之处，均增加了翼型的有效弯度，使升力曲线明显上移，最大升力系数和失速迎角分别增加了４２．４％和０．７。

，产生了很大的低头力矩增量。

过大的附加低头力矩是直升机旋翼不能接受的，这是目前ＧＦ没有应用于直升机旋翼的原因之一。

图４给出了加装ＧＦ前、后平衡俯仰角附近的流谱。

可以看出，二者的共同点是在上仰过程中，前缘涡沿着翼型的上表面向后传播，该前缘涡类似于许多昆虫翅翼非定常运动中所形成的高能量前缘涡流，随迎角增加扩张至整个翼面，从而使振荡翼型获得了很大的动态升力。

ＮＡＣＡ翼型比安装ＧＦ后翼型的前缘高能量涡流形成和溢出的更早，带来的动力失速也更早。

此外，安装了ＧＦ的ＮＡＣＡ翼型，在下俯过程中，流动的再附着也要早于ＮＡＣＡ，因此，它的升力恢复也出现的早。

图４平衡俯仰角附近的流谱
（左：ＮＡＣＡ；右：ＮＡＣＡ＋ＧＦ）
上述结果表明，对俯仰振荡运动，ＧＦ具有明显的动态增升作用，并可提高翼型的动态失速性能，但同时也带来较大低头力矩增量，这是不希望出现的情况。

下面将进一步探讨改进的ＧＦ对改善翼型动态失速性能的可行性。

３改进ＧＦ应用于振荡翼型
由于传统ＧＦ在改善翼型动态失速性能方面存
在低头力矩增量过大问题，本文对传统的ＧＦ进行万方数据
笫４期王元元等．Ｇｕｍｅｙ襟翼改善翼型动态失速特性研究７
了改进，即在翼型后缘安装不对称的ＧＦ。

所谓不对称的ＧＦ指的是在翼型后缘的上下表面分别垂直于弦线布置高度不相等的两块ＧＦ，本文初步探讨了这种不对称ＧＦ的应用效果。

计算模型采用在ＮＡＣＡ翼型后缘下表面加装高度为１．６％ｃ，厚度为０．２５％ｃ的ＧＦ，在后缘上表面加装高度为０．８％ｃ，厚度为０．２５％ｃ的ＧＦ。

计算模型和网格如图５所示。

图５不对称ＧＦ模型和计算网格．
图６给出了传统ＧＦ和不对称ＧＦ的动态气动性能，二者在动态失速迎角附近都保持着较高的动态升力，但是不对称ＧＦ却抑制了传统ＧＦ产生的不利低头力矩，并且缓解了俯仰力矩的迟滞现象，即不对称ＧＦ较传统ＧＦ可以更好地改善翼型的动态失速特性。

图６升力与俯仰力矩迟滞特性
图７给出了传统ＧＦ和不对称ＧＦ翼型最大俯仰角附近的流谱。

由图可见，不对称ＧＦ与传统ＧＦ在翼型俯仰振荡过程中的主要区别出现在翼型的上仰阶段，不对称ＧＦ的前缘涡形成的更晚，强度较弱；而在翼型下俯阶段，不对称ＧＦ与传统ＧＦ相比差别较小。

这可能是不对称ＧＦ突出在上表面的边条在上仰过程中的负弯度效应减小了气动载荷，在下俯过程中边条浸没在分离流中，基本对气动载荷不产生作用，较好地控制了流动现象的滞后，并产生较小低头力矩。

图７最大俯仰角附近的流谱
（左：ＮＡＣＡ＋ＧＦ；右：ＮＡＣＡ＋不对称ＧＦ）
４结论
本文数值研究了ＮＡＣＡ翼型、加装传统ＧＦ和改进的不对称ＧＦ后翼型的动态失速特性，获得以下主要结论：
（１）加ＧＦ翼型的动态升力特性与静态类似，增加了翼型弯度效应，使升力大大提高。

（２）加传统ＧＦ翼型在产生较大动态升力的同时，附加了很大的不利低头力矩，这是ＧＦ翼型在改善翼型动态特性上的不足，可能是限制ＧＦ翼型用于直升机旋翼的因素之一。

（３）本文改进的不对称ＧＦ翼型相对于传统ＧＦ翼型，较好地改善了翼型的动态失速特性，在增加动态升力的同时，俯仰低头力矩明显减小。

（４）不对称ＧＦ翼型可能是直升机旋翼的较理
想翼型，应开展深入研究。

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Gurney襟翼改善翼型动态失速特性研究
作者：王元元， 张彬乾， WANG Yuan-yuan， ZHANG Bin-qian
作者单位：西北工业大学,航空学院,陕西,西安,710072
刊名：
飞行力学
英文刊名：FLIGHT DYNAMICS
年，卷(期)：2010，28(4)
被引用次数：0次
参考文献(6条)
1.Mcalister K W.Pucci S L.Mccroskey S J An experimental study of dynamic stall on advanced airfoil sections[NASA TM-84245,Vol.1-3] 1982
2.Carr L W.Mcalister K W The effect of a leading-edge slat on the dynamic stall of an osciUating airfoil[AIAA-83-22533] 1983
3.Nagib H.Greenblatt D.Kiedaisch J Effective flow control for rotorcraft applications at flight mach numbers[AIAA 2001-2974] 2001
4.Liebeck R H Design of subsonic airfoils for high lift 1978(9)
5.Storm B L.Jang C S Lift enhancement of an airfoil using a Gurney flap and vortex generators
1994(3)
6.李亚臣.王晋军三角翼Gurney襟翼增升实验研究 2002(4)
本文链接：/Periodical_fxlx201004002.aspx
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下载时间：2011年1月8日。