格尼襟翼

1971年，美國一級方程式賽車手、設計師格尼(Gurney )發現，在賽車後翼板的後緣上安裝一塊與氣流方向成90度角的窄板，能增大汽車的下坐力，從而改善賽車的抓地力以及提高賽車的彎道速度。這就是著名的格尼襟翼。

格尼襟翼是一種很簡單的增升設計，就是在機翼下表面的後緣位置上安裝一塊垂直於機翼翼弦長的邊條，邊條的高度很低，其量級與氣流流過機翼的邊界層的最大高度相當。

基本介紹

• 中文名：格尼襟翼
• 外文名：Gurney flap
• 發明者：格尼
• 首先領域：賽車
• 優勢：增升設計結構簡單
• 作用：改善飛機的空氣動力性能

簡介

1971年，美國一級方程式賽車手、設計師格尼(Gurney )發現，在賽車後翼板的後緣上安裝一塊與氣流方向成90度角的窄板，能增大汽車的下坐力，從而改善賽車的抓地力以及提高賽車的彎道速度。這就是著名的格尼襟翼。

格尼襟翼(Gurney )，是一種很簡單的增升設計，就是在機翼下表面的後緣位置上安裝一塊垂直於機翼翼弦長的邊條，邊條的高度很低，其量級與氣流流過機翼的邊界層的最大高度相當。

增升機理

格尼襟翼最開始是裝在高速賽車後部用來增加賽車穩定性的反置機翼的後緣上，以增加機翼的向下力，改善賽車在高速轉彎時輪胎橫向防滑能力。很快飛機設計人員就發現這種簡單的格尼襟翼在改善飛機的空氣動力性能方面也有很大的潛力，不僅可以明顯提高飛機在亞聲速飛行時的升力係數、最大升力係數以及最大升阻比，而且在高速飛行時通過格尼襟翼的機翼後體載入效應，使飛機在高速飛行時的上表面激波被有效推遲，擴大了超聲速範圍。

例如，對一種三翼面布局的飛機模型使用格尼襟翼的試驗表明，高度為1%弦長的格尼襟翼顯著提高了飛機失速前的升力係數，在迎角為2度和4度(巡航狀態)時可分別使升力係數提高81. 6%和37. 4%，而相應的升阻比提高41%和8. 2%。在起飛狀態時，升力係數可提高15%。另外一項馬赫數0.7的超臨界翼型的試驗研究表明，採用一個1.25%機翼弦長的格尼襟翼會使飛機在使用範圍內的升力有不同程度的提高，可有效提高飛機的使用能力。

格尼襟翼的增升原理是，通過有效地改變翼型後緣的流場，不僅可以增加翼型的彎度效應，同時使接近後緣的氣流向下偏轉，改變了翼型的庫塔條件，增加了環量，也就是增加了給定迎角下的升力。

格尼襟翼的另一個特點是，它使氣流離開後緣的尾跡是一個由交替旋轉的脫體渦組成的卡門渦街，而不是尋常的連續的渦流尾跡。這些脫體渦一方面增加了翼型後緣上表面的吸力，另一方面阻滯和減小了翼型下表面氣流的流速，增加了壓力，綜合效果是增加了翼型後緣上下表面的壓力差，從而增加了整個翼型的升力。

由於格尼襟翼總是要帶來一定的阻力以及低頭力矩的代價，因而在飛機高速巡航飛行中還是不用為好，但是它的最大好處是比其他增升設計的結構更為簡單，使飛機的進近和著陸/起飛性能有明顯的改善。

動態失速和試驗研究

動態失速是近年來飛機設計人員和空氣動力研究人員都十分關注的一個課題，它不僅是高機動戰鬥機在進行超機動飛行中限制機翼快速俯仰的重要因素，而且因為直升機主槳的後行槳葉的迎角超過前行槳葉，所以在增加前飛速度時後行槳葉的動態失速一直是限制直升機高速飛行的一個主要因素。為此研究人員一直在探索如何改善動態失速的方法，包括利用非定常空氣動力，包括渦流控制技術等。

自然界的許多昆蟲利用非定常增升手段，例如通過翅翼的振盪、揮舞或擺動獲得了很大的非定常升力。這種非定常流通過在振盪翅翼上表面的大部分區域的分離和再附著，產生一種高能量的前緣渦，也稱為動力失速渦，這種高能量前緣渦在誘導一個非線性的脈動壓力場的同時，也延遲了失速使翅翼的迎角大大增加，快速產生很大的瞬態非定常升力和力矩，而一旦高能量前緣渦通過翅翼後緣進人尾跡時，整個上表面就會處於全分離狀態，升力突然失去，一直到翅翼迎角變得足夠低時，氣流最終會重新附著在前緣，所以這種動態升力的起伏變化很大，同時會伴隨一定的阻力和力矩。

2008年，加拿大麥吉爾(MiGill)大學的研究人員對帶有格尼襟翼的翼型在靜態和振盪運動中的空氣動力特性進行了風洞試驗探索研究。試驗中採用了NACA0012翼型，模型的展長為37.5厘米、弦長為15厘米，以及使用了8種不同形式的格尼襟翼，包括兩種不同高度的典型格尼襟翼，兩種置於翼型後緣上表面的倒置格尼襟翼，兩種上下表面都有邊條的非對稱的格尼襟翼，和分別向上和向下偏轉49度的斜置格尼襟翼。格尼襟翼的高度分別有1.6%和3.2%弦長兩種，厚度都為0.25%弦長。

試驗中翼型可以以不同的振幅和頻率進行正弦振盪，振盪的頻率範圍為0.05~8.5赫。

套用

靜態翼型

翼型加人格尼襟翼以後升力係數有了明顯的提高，其最大升力係數可從0.887增加到1.25。由於升力曲線隨著格尼襟翼的高度增加向上向左平移，所以零升力迎角也變得更負，相當於增加了翼型的有效彎度，升力一阻力曲線變得更寬，最大升阻比顯然增加，但是也帶來了一定的阻力和明顯的低頭力矩。

倒置的格尼襟翼與典型的格尼襟翼效果正好相反，它們同時減小了上表面的負壓和下表面的正壓，減緩了前緣吸力峰值，相當於減少了翼型的彎度，使整個翼型的升力有所減少，但對應的失速迎角有所增加，而且出現了抬頭力矩。

加裝格尼襟翼的振盪翼型

這種振盪翼型在許多方面與對靜態翼型有很多相似之處。例如格尼襟翼同樣增加了翼型的彎度效應，使翼型整個振盪周期的升力曲線明顯向上移動，最大升力可以比沒有格尼襟翼的翼型增加13%一26%(分別對應於最小高度和最大邊條高度)，同樣也帶來更大的低頭力矩，並導致高能量前緣渦流更早的形成和溢出，帶來的更早的動力失速。

倒置格尼襟翼的影響，也和靜態翼型一樣，使上表面的負壓和下表面的正壓減小，在小和中等迎角下的壓力分布顯示出更低的前緣吸力峰，延遲了層流氣泡的破裂，從而延遲了前緣高能量渦的形成和脫體，同時也延遲了動態失速的發生。

特別要指出的是，不對稱格尼襟翼雖然也和倒置格尼襟翼一樣，減小了翼型的彎度效應，減緩了頭部下偏力矩趨勢，然而卻減小了氣動載荷的滯後效應，而隨著不對稱格尼襟翼在上表面的高度的增加，減小的效果也更明顯，這是因為在翼型上仰過程中不對稱格尼襟翼中突出在上表面的邊條和倒置格尼襟翼一樣減少了升力，然而在翼型下俯過程中，突出在上表面的邊條整個都浸沒在分離流之中，對翼型的氣動載荷不起作用。所以不對稱的格尼襟翼在控制有害的滯後和低頭力矩上，可以提供很好的補償作用，而對升力特性影響很小。

總的來說，格尼襟翼可以明顯增加靜態翼型的最大升力和振盪翼型的動態升力，伴隨的低頭力矩可以通過倒置的或不對稱的格尼襟翼得到減輕，而不對稱格尼襟翼可以有效地減少振盪翼型氣動載荷的滯後效應。這表明，通過不同形式的格尼襟翼可以獲得很好的增升效果和改善動態失速特性，可以用來控制直升機後行槳葉的動態失速，還通過可以向上和向下偏轉的格尼襟翼設計來控制槳葉渦的下洗流。