2003年3月第29卷第3期北京航空航天大学学报Journal of Beijing University of Aeronautics and Astronautics March 2003V ol.29　N o 13　收稿日期:2001209213　作者简介:沈遐龄(1942-),男,上海人,教授,100083,北京.锯齿形格尼襟翼气动性能的实验研究沈遐龄(北京航空航天大学飞行器设计与应用力学系)万周迎 高　歌(北京航空航天大学动力系) 摘 要:用低速风洞测力试验和襟翼处绕流的PI V 测量试验研究锯齿形格尼襟翼在不同偏角下的增升效益.结果表明:锯齿形格尼襟翼能明显提高翼型的升力系数和大升力系数下的翼型升阻比,对于给定的襟翼弦长,存在一个最佳的襟翼偏角,在此偏角下,翼型升阻比不仅在大升力系数下有明显提高,而且在中小升力系数时升阻比也有一定的提高.PI V 测量表明从锯齿形格尼襟翼的齿边向上卷起的流向涡使上翼面后部气流向翼型表面吸附,推迟了上翼面气流的分离.关　键　词:增升装置;后缘襟翼;气动特性中图分类号:V 211.4文献标识码:A 文章编号:100125965(2003)0320202203 目前在民机先进翼型设计中,研究翼型后缘的流动,改进翼型的后缘设计,提出各种简单的后缘增升装置对于提高翼型和机翼气动特性有着十分重要的意义.1978年Liebeck [1]首先提出用格尼襟翼(G ur 2ney flap )改进翼型气动性能概念,即在翼型下表面后缘处放一个高度为翼型弦长1.25%的垂直平板,可以明显提高翼型的升力系数和大迎角时的升阻比.但在中小迎角范围翼型升阻比有明显的下降.1985年Boyd [2]提出用45°楔型格尼襟翼能使翼型在跨音速给定升力系数下所需的迎角和阻力都有所减小.1995年Bloy [3]等人发现用45°倾斜格尼襟翼比普通格尼襟翼提高翼型气动性能效果要好.1997年Bloy [4]等人进一步研究了5种不同形状的小型后缘襟翼对翼型气动性能的影响,结果表明45°楔形襟翼气动性能最好.所有这些不同形状小尺度后缘襟翼都不同程度上改进翼型升力系数和大迎角时翼型的升阻比,但是在中小迎角范围翼型升阻比仍有明显下降.Vijgen [5]等人提出锯齿形格尼襟翼明显地改进翼型在中小迎角范围的气动特性.本文在研究直8旋翼气动性能改进中,用低速风洞测力实验和襟翼处绕流的PI V 测量实验,研究给定襟翼弦长在不同偏角下锯齿形格尼襟翼的增升效果.1　实验设备和模型实验是在北京航空航天大学国防科技气动热力重点实验室的多功能低速风洞内进行的.风洞实验段尺寸为0.56m ×0.80m ×1.5m.模型为NAC A0012二维机翼,其展长为500mm ,弦长为250mm ,在后缘加装高度为翼型弦长4%的锯齿形格尼襟翼,锯齿角为60°,襟翼与翼型弦线夹角Φ分0°,18°,30°,40°,50°5种状态.实验风速为30m/s 和40m/s.基于翼型弦长的雷诺数分别为4.8×105和6.4×105.迎角范围为-12°到12°.机翼垂直安装在风洞试验段内,两端用端板尽量减少上下洞壁附面层影响,气动力用五分力盒式应变天平测量如图1.利用PI V 系统对锯齿形格尼襟翼处绕流流场进行测量,实验示意图如图2.PI V 系统配置可参考文献[6].图1　翼型测力实验 图2　翼型PI V 测量实验2　实验结果分析锯齿形格尼襟翼测力实验结果如图3所示,为了清楚起见,图中画出襟翼偏角为30°,40°,50°几种状态.从升力曲线可以看出锯齿形格尼襟翼可以明显地提高翼型升力系数.随着襟翼偏角增大,升力系数明显增加.但是当襟翼偏角大于30°,随襟翼偏角继续增大升力系数增加较慢.从阻力曲线可以看出锯齿形格尼襟翼使翼型阻力系数略有增大.当襟翼偏角小于30°,阻力系数除了零升阻力附近外在其他位置和原型很接近.从升阻比曲线可以看出锯齿形格尼襟翼明显地提高了翼型在大升力系数下的升阻比,但是当襟翼偏角在30°附近,翼型在小迎角范围内升阻比也有所提高.从俯仰力矩曲线可以看出锯齿形格尼襟翼增加翼型低头力矩,当襟翼偏角为30°时,对翼型1/4弦长处的俯仰力矩绝对值增加不超过0.02,能满足直升机旋翼翼型的俯仰力矩系数的设计要求.图3　锯齿形格尼襟翼测力实验结果 锯齿形格尼襟翼处流场PI V 测量的实验结果如图4～图7所示.齿尖、齿中、齿根的剖面位置图4　部面位置如图4,图5～图7给出当格尼襟翼偏角为30°时任一个锯齿上沿翼型展向取3个剖面上表面的瞬时速度场.从这些图上可以看出沿着锯齿形格尼襟翼的齿边,气流由下而上地向后面卷起流向涡,这种流向涡使上翼面后缘气流向翼型表面吸附,从而减小上翼面的分离,这应该是锯齿形格尼襟翼不仅能提高翼型升力还能够提高翼型升阻比的主要原因.图5　齿尖的瞬时速度场302第3期 沈遐龄等:锯齿形格尼襟翼气动性能的实验研究图7　齿根的瞬时速度场图6　齿中的瞬时速度场3　结　论1)锯齿形格尼襟翼可以明显地提高翼型升力系数和大升力系数下的翼型升阻比.在本实验中当襟翼偏角为30°时,升力系数比原型提高30%,大升力系数下升阻比提高15%～20%.2)对给定襟翼弦长存在一个最佳襟翼偏角,当锯齿形格尼襟翼偏角在这个最佳值附近翼型升阻比不仅在大升力系数下有所提高,而且在中小迎角范围也有提高.3)PI V 测量表明气流沿锯齿边自下而上卷起的流向涡使上翼面后缘气流向翼面上附着,推迟气流分离.致谢:作者对刘宝杰,杨晓宁等同志在本实验中做的工作表示衷心感谢!参考文献(R eferences )[1]Liebeck R H.Design of subs onic airfoils for high lift [J ].J Air 2craft ,1978,5(9):547～561[2]Boyd J A.T railing edge device for an airfoil [P ].US Patent4542868,1985[3]Bloy A W.Aerodynam ic characteristics of an aerofoil with smalltrailing edge flaps [J ].W ind Eng ,1995,19(3):167～172[4]Bloy A W.Enhanced aerofoil performance using trailing 2edge flaps[J ].J Aircraft ,1997,34(4):569～571[5]Vijgen P M H W.Serrated trailing edges for im proving life and dragcharacteristics of lifting surfaces [R ].NAS A Case LAR 213870212CU ,1989[6]刘宝杰1PIV 在低速风洞中的应用[J ]1流体力学实验与测量,1998,12(2):55～62Liu Baojie.Application of ON 2LINE PIV system in low speed wind tunnel [J ].Experiments and M easurements in Fluid M echanics ,1998,12(2):55～62(in Chinese )Experimental Inve stigation on Aerodynamic Performanceof Serrated Gurney FlapShen X ialing(Dept.of Flight Vehicle Design and Applied M echanics ,Beijing University of Aeronautics and Astronautics )Wan Zhouying G ao G e(Dept.of Propulsion ,Beijing University of Aeronautics and Astronautics )Abstract :F orce and PI V local flow measurements were conducted in a low speed wind tunnel to study the ef 2fectiveness of serrated G urney flap at different deflections.The results showed that the serrated G urney flap could significantly increase the lift coefficients and the ratio of lift to drag of the airfoil with high lift coefficients.F or a given serrated G urney flap ,there was an optimum deflection ,At which ,the lift 2drag ratio of the airfoil can in 2creased not only at high lift coefficient but als o at the low to middle angle of attack.It was als o found that near 2stream wise v ortices shed from the serrated edges can make the flow attach to the upper surface near the trailing edge and can delay flow separation.K ey words :high lift devices ;trailing edge flaps ;aerodynamic characteristics402北京航空航天大学学报 2003年。