格尼襟翼在冰风洞混合翼设计中的应用

2019-03-04 11:25韩志熔赵克良颜巍

航空学报 2019年2期

韩志熔，赵克良，颜巍

中国商飞上海飞机设计研究院，上海 201210

民机在设计研发和适航取证过程中必需开展冰风洞试验，且适航规章不允许结冰风洞试验中使用缩比的试验模型。而大型客机机翼的弦长较大，全尺寸的试验模型的弦长可能达到、甚至超过4 m。但是，目前世界上最大的冰风洞(中国空气动力研究与发展中心的FL16冰风洞)尺寸为3 m× 2 m。这就导致冰风洞试验的堵塞度过大，使得试验根本无法开展。

一种折中的方法是采用混合翼[1-3](见图1)进行冰风洞试验。混合翼的特点为前缘水滴收集区域的外形与全尺寸外形完全一致，而对结冰影响很小的后部区域则采用重新设计的缩短了的外形。经过重新设计的混合翼弦长仅为全尺寸翼型的30%～60%。

国外在混合翼设计上已开展了较多的研究。主要对混合翼设计原理、设计形式、设计参数进行了研究[1-7]。国内的研究起步较晚，主要集中在混合翼后部外形的反设计方法研究[8-9]。

图1 混合翼与全尺寸翼型Fig.1 Hybrid-wing and full-scale airfoil

目前国外民机制造商采用的混合翼是通过后缘的偏转襟翼或扰流板来调整模型头部的驻点位置和压力分布。但这种混合翼实际上成为了多段翼模型，模型设计、安装和使用的难度较高。而单段混合翼结构简单，无须采用偏转襟翼和扰流板，通过小范围内调节模型迎角进行翼型头部区域流场的匹配，提高了模型展弦比、有效降低了试验堵塞度，又大大简化了模型的设计、加工难度，在试验过程中对模型的安装和使用也比较方便。但是，单段混合翼只能通过调整迎角来匹配不同的试验状态，手段单一，导致其所能匹配的试验状态范围较小。而格尼襟翼(Gurney Flap)是一种简单有效的改善翼型气动特性的机械装置。如图2所示，格尼襟翼是一个角片结构，可贴在翼型尾端。

图2 格尼襟翼Fig.2 Gurney flap

格尼襟翼[10-17]最初被赛车手Dan Gurney应用于赛车头部倒置翼型上以增加车头部分的向下压力。格尼襟翼属于后缘襟翼的一种，增加了翼型的弯度。同时由于格尼襟翼降低了当地气流的速度，在格尼襟翼与原襟翼之间形成一个回流区，这里的气流压力增大，从而增大了翼型升力。因此格尼襟翼也属于增升装置的一种。同时，格尼襟翼还可让机翼在大迎角的情况下，不产生气流失速现象。在单段混合翼后缘安装格尼襟翼，可以有效地改变翼型后缘的流场，改变翼型的弯度，使得单段混合翼能匹配的试验状态范围更广。

1 混合翼设计准则

在相同的飞行条件和大气条件下，想要使混合翼前缘结冰情况与原始全尺寸机翼一致，除了混合翼头部结冰区域外形、热传导系数、粗糙度与原始全尺寸机翼一致以外，两者头部附近的流动特性也必须相同，这也是混合翼设计的原则。压强分布是流动特性的典型代表，因此，混合翼设计时一般将如何获取相同的结冰情况转化为两者前缘附近压强分布一致。但理论上，混合翼前缘的压力分布不可能与原始翼型的压力分布完全一致。而不同的反设计方法会对前缘压力分布是否一致的考察也不同。

如Guo等[8]利用m阶Bezier曲线来反设计时，就需要考察m+1个点处的压力分布匹配情况，赵克良等[9]利用3次多项式曲线，就需要考察4处压力分布的匹配情况。国外Fujiwara等[18]则着重研究并得出了驻点位置一致应作为压力分布一致的最重要考察点。

1.1 面向工程、面向适航的混合翼设计准则

本文在文献[18]的基础上，提出了面向工程、面向适航的混合翼设计准则：

1) 混合翼压力分布的驻点位置与原始全尺寸翼型的压力分布驻点位置一致。若无法做到一致，混合翼的驻点位置应尽可能靠近上表面。如已经处于上表面则越靠后越好。

2) 混合翼压力分布的上表面吸力峰值等于原始全尺寸翼型的压力分布的吸力峰值。若无法做到一致，混合翼的吸力峰值应大于原始全尺寸翼型的吸力峰值。

以适航审批者的角度看待混合翼设计方法，申请人应表明混合翼所结冰形与原始全尺寸翼型所结冰形一致或更加保守。但理论上，混合翼前缘的压力分布不可能与原始翼型的压力分布完全一致，因此，申请人必须表明混合翼所结冰形的保守性。

上表面处的冰形或冰角最厚处按照文献[19]的依据，驻点位置越靠近上表面，所结冰形越靠近后缘，冰形高度在来流方向的投影越大，对气动力不利影响越大，即冰形越保守。

上表面吸力峰值越大，表明当地的流速越快，收集率越高，带走的温度也越多，导致所结的冰角也越高，对气动力不利影响越大，即冰形越保守。

上述混合翼设计准则清晰简单，在实际设计过程中容易把握、实现，而且利于通过适航审批。

1.2 设计准则的验证

以NACA0012翼型在NASA Lewis Icing Research Tunnel (IRT) 中的结冰试验[20]为目标：速度为102.8 m/s，迎角为4°，时间为7 min，液态水含量(Liquid Water Content)LWC= 0.55 g/m3，平均水滴等效直径(Medium Volume Diameter)MVD=20 μm，温度为265.37 K。利用上述设计准则设计一副混合翼，其弦长为原始全尺寸弦长(0.533 4 m) 的60%。混合翼外型及压力匹配如图3所示，图中：Cp为压力系数，c为弦长，y为纵向坐标。其中流场的计算方法为数值求解Navier-Stokes控制方程。获得混合翼外型后利用上海飞机设计研究院开发的SADRICE结冰计算软件分别对原始全尺寸翼型和混合翼进行结冰外形的对比计算，并将计算结果与IRT冰风洞试验结果进行对比，如图4所示，结果表明本文所提的混合翼设计准则是可靠的。

图3 混合翼外型及压力匹配Fig.3 Hybrid-wing shape and pressure matching

图4 冰形对比Fig.4 Comparison of ice shapes

2 格尼襟翼的应用

2.1 混合翼设计试验状态点

多段混合翼设计、安装和使用成本大,因此国内大型民用客机研发单位目前采用了单段混合翼。但是，在实际冰风洞试验时，试验状态点的分布不均匀，常有“奇点”试验状态，如图5所示，图中，α为迎角，Ma为马赫数。

图5 试验状态点Fig.5 Test state points

这些奇点一般是马赫数偏小或迎角较大，使得单段混合翼的压力匹配时出现问题：后缘附近出现较大分离，气动力(升力系数)出现周期性振荡。由于单段混合翼的调节手段只有调整迎角，因此在这些奇点处匹配不佳。

而格尼襟翼可以有效地改变翼型后缘的流场，增加翼型的弯度效应，在奇点试验状态下可以有效解决由于马赫数较小或迎角较大带来的压力匹配困难问题；且格尼襟翼结构简单，易于安装，几乎不影响堵塞度。格尼襟翼的缺点(增加阻力，改变力矩特性)对混合翼冰风洞试验无影响。

2.2 混合翼设计流程

混合翼设计可按如下流程进行：① 首先对全机进行试验状态点的流场计算；② 在设计剖面截取二维翼型，获取剖面处压力分布；③ 确定翼型上下表面保留外形的范围；④ 依据冰风洞尺寸和堵塞度要求，确定混合翼最大弦长；⑤ 选定设计点进行混合翼外形设计；⑥ 非设计点的压力匹配。

2.3 格尼襟翼的应用

如图6所示，选用CJ828飞机，距对称面20 m处，垂直前缘的剖面。设计点状态为Ma=0.45，α=4.5°。混合翼与原始全尺寸机翼外形和压力分布对比如图7所示。在非设计点Ma=0.32，α=9.5°处，混合翼匹配迎角达到15.5°，压力匹配如图8中黑色实线所示。此时混合翼后缘出现一个主涡一个次涡(见图9(a))。主涡由于次涡周期性地产生、生长和脱落在翼型后缘上表面处也周期性产生强弱变化，导致气动力也出现周期性振荡(见图10)。在后缘增加格尼襟翼，襟翼高度为19 mm，夹角为42°。由于格尼襟翼增加了翼型的弯度。因此在压力匹配时，可以减小来流迎角，有效减小翼型后缘涡的尺寸。即较小的驻涡替代了原“生长—发展—脱落”的动态涡。此时混合翼匹配迎角为12.5°，其与原始全尺寸机翼的压力匹配如图8中红色实线所示匹配较好，且混合翼后缘只出现一个较小的驻涡(见图9(b))，气动力收敛曲线如图10中黑色实线所示收敛平稳，图中CL为升力系数。