后退式微型后緣裝置對翼型氣動特性影響的實驗研究

夏 駿, 代 欽,2,*

(1. 上海大學 上海市應用數學和力學研究所, 上海 200072; 2.上海市力學在能源工程中的應用重點實驗室, 上海 200072)

后退式微型后緣裝置對翼型氣動特性影響的實驗研究

夏 駿1, 代 欽1,2,*

(1. 上海大學 上海市應用數學和力學研究所, 上海 200072; 2.上海市力學在能源工程中的應用重點實驗室, 上海 200072)

介紹了裝有后退式微型后緣裝置(Rearward Mini-TED)的NACA23012翼型在低雷諾數條件下的表面壓力分布、氣動力和PIV速度場的風洞實驗結果，并與NACA23012原型翼的對應測量結果進行了對比分析, 以探討Mini-TED裝置對翼型流場、氣動特性產生的影響。本實驗風速為15m/s，以弦長為特征量的雷諾數為Re≈1.3×105，翼型表面壓力分布采用測壓孔和壓力傳感器測量，通過積分獲得翼型升力和壓差阻力，并利用尾耙測量翼型受到的總阻力。結果表明，后退式 Mini-TED翼型改變了翼型周圍的流場速度分布和尾流流動結構，導致上翼面吸力和下翼面的壓力升高，使翼型升力增加，但壓差阻力也增加。同時發現后退式 Mini-TED翼型使前駐點位置后移，加快了上翼面的流動速度，后緣分離受到抑制。

后退式Mini-TED;翼型氣動特性;低雷諾數;表面壓力分布;PIV測量

0 引 言

微型后緣裝置(Mini-TED)是一種后緣流動控制裝置，其幾何形態和安裝參數的變化能夠有效地改變翼型表面的壓力分布，增大翼型的升力和升阻比。由于安裝使用簡易，增升效果明顯，因而受到研究人員的關注。Mini-TED種類繁多，有Gurney襟翼、開裂式襟翼、發散后緣和楔形襟翼等(如圖1所示，其中圖(a)～(e)引自文獻[1])。文獻[2]將Mini-TED看作是一類具有不同幾何形態的后緣控制裝置的統稱，尺寸比傳統后緣流動控制裝置小，通常限制在弦長的2%以下。

圖1 幾種不同形態的Mini-TED

K.Richter和H.Roseman[2-3]對裝有Mini-TED的超臨界翼型在跨聲速流動中的氣動特性進行總覽性的研究，從實驗研究和數值模擬2方面，對Gurney襟翼、開裂式襟翼和發散式襟翼3種形態的Mini-TED及其尺寸對翼面壓力分布、氣動力特性的影響進行了對比分析。研究認為，Mini-TED使翼型后緣彎度提高，翼型后段上下翼面壓力差增大，從而產生增升效果。Gurney襟翼的長度變化與開裂襟翼的安裝角變化對翼型氣動特性的影響類似，但相同長度條件下的開裂襟翼增升效果較小，而發散式后緣與開裂式襟翼對翼型具有同樣的氣動影響。該文獻根據3種Mini-TED氣動效率比較分析的結果，認為Gurney襟翼和開裂式襟翼適于發展為自適應流動控制裝置(Adaptive Flow Control Device)和阻力優化設計。由于該文偏重于超臨界翼型流動控制的工程應用,因此，如能夠進一步開展對流場結構的測量及其與氣動力之間關系的討論，對于深入理解Mini-TED增升效果的機理將十分有幫助。

Liebeck[4]在關于翼型增升的研究中，將Gurney襟翼作為高升力翼型的一種附加裝置進行實驗研究。在Newman翼型安裝了高度為1.25%c(c為弦長)的Gurney襟翼后，發現升力及最大升力系數比原翼型有較大的提升, 并伴隨零升迎角和同等升力系數下阻力的減小。

王晉軍等對Gurney襟翼進行了綜述性的回顧[5]，并詳細研究了Gurney襟翼的安裝參數對低速翼型的氣動影響和增升機理[6]。研究中發現，隨著襟翼安裝角的增加，翼型的升力和阻力也有所增加；對于縮進式Gurney襟翼，升力的增量隨著縮進量的增加而減小。其中關于安裝角小于90°的縮進式Gurney襟翼的討論可以作為開裂式襟翼研究的參考。

歐洲空中客車公司的AWIATOR計劃中將微型后緣裝置(Mini-TED)作為“自適應翼型”的一種形式設計進行研究[7-9]。其中A.D. Gardner[8]等人認為小型開裂式Mini-TED既可以在巡航狀態時作為發散后緣使用，也可以在低速狀態下起到與Gurney襟翼類似的增升作用。

諸胡冰[10]等人利用數值計算的方法研究了開裂式Mini-TED安裝參數對翼型氣動特性的影響以及后緣渦結構的特性。該研究認為，開裂式Mini-TED打開后，后緣形成反向駐渦，誘導上翼面氣流加速下偏，擴展尾跡，加長“氣動弦長”，使升力線整體上移，最大升力和升阻比提高，由于襟翼長度不同，造成襟翼埋入邊界層的厚度不同，從而對升阻特性產生不同的影響。A.W.Bloy[1]等人對5種不同形態的Mini-TED在相同襟翼長度的條件下進行實驗研究，包括Gurney襟翼、有安裝角的Gurney襟翼、45°楔形襟翼、發散后緣以及方截面襟翼(分別對應了圖1中(a)、(b)、(c)、(d)和(e) 5種襟翼)。研究表明，所有形態的Mini-TED都能起到增升的作用，但是45°楔形襟翼能夠在最大升力系數提升的同時比Gurney襟翼受到更小的阻力，在中低升力狀態下達到更高的升阻比。

周華[11]使用計算方法研究了加裝開裂式Mini-TED后NACA0012翼型在Ma=0.8時的跨聲速氣動特性和流場結構。研究認為，開裂式Mini-TED對翼型的增升機理不能簡單地歸因于加裝襟翼造成后緣彎度的增加，而是Mini-TED在后緣后產生的駐渦結構改變了后緣附近的庫塔條件，并導致激波位置的大幅度后移。在進一步的研究[12]中，周華認為，跨聲速流動中，開裂式Mini-TED后產生的三渦結構穩定性不足，因而提出后退式Mini-TED (Rearward Mini-TED)設計概念，即將開裂式Mini-TED在打開的同時向后緣移動，伸出后緣形成后向臺階結構，以獲得更加穩定的后緣駐渦。與在原設計條件下的翼型相比，安裝后退式Mini-TED的NACA0012翼型在亞跨聲速時與開裂式Mini-TED升力接近而阻力較小；在跨聲速條件下，安裝后退式Mini-TED的NACA0012翼型在同等條件下激波位置后移，致使升力曲線以及升阻比曲線相比開裂式Mini-TED翼型更加規則，并具有更高的升力及升阻比。

由于對于后退式Mini-TED機翼的研究目前較少，僅限于以對稱翼型在大雷諾數和亞跨聲速條件下的數值模擬結果，尚無實驗研究的報道。同時考慮到該Mini-TED裝置安裝簡便，十分適用于在較小雷諾數下微型飛行器的增升作用。因此本實驗針對加裝后退式Mini-TED的NACA23012翼型在低雷諾數條件下進行表面壓力分布以及尾流壓力分布測量，從而得到翼型表面的壓力分布和升阻特性，并與原型翼型的實驗結果相對比，以研究低速條件下后退式 Mini-TED對翼型的氣動特性產生的影響，同時配合以PIV速度場測量，對壓力分布和氣動力變化的原因進行探討。

1 實驗裝置和條件

表面壓力分布測量和PIV速度測量在上海市應用數學和力學研究所風洞實驗室中進行，所使用風洞為SIAMM回流式低速低湍度風洞，實驗段尺寸500mm×500mm×1 500mm，湍流度0.1%。實驗布局如圖2(a)所示，翼型模型一端豎直固定在風洞底部迎角調節機構的電動轉盤上，另一端加裝端板以降低三維流動的影響。

圖2 翼型測壓實驗布置和后退式Mini-TED安裝示意

Fig.2 Schematic diagram of the pressure measurement experimental setup and Rearward Mini-TED installation

測壓實驗基本翼型為NACA23012，表面光滑，弦長c=120mm，在翼型模型表面共設置48個測壓孔，用以測量翼型表面的壓力分布；特別地，在翼型后緣布置有一個測壓孔，以確保上下翼面壓力數據在后緣點保持連續，翼型升力通過對表面壓力分布進行積分后獲得。后退式Mini-TED使用薄鋁片制作，厚度0.2mm，長度5%c，安裝位置為下翼面距后緣點1.5%c處，安裝角與弦線成30°(沿弦線順時針方向，如圖2(b)所示)。實驗來流速度U∞=15m/s，以翼型弦長為特征長度的雷諾數Re=1.3×105，經測試該鋁制Mini-TED有較好的強度，在本次實驗氣流作用下可保持無變形和無顫振。實驗測量對象為NACA23012基本翼型和加裝后退式Mini-TED的NACA23012翼型2種模型，以對比2者壓力分布的差異, 測壓實驗工況迎角范圍從0°到18°，間隔1°。

翼型阻力采用動量法測量。在翼型后緣下游安裝尾耙，垂直于模型展向并位于翼型模型高度中央。尾耙測壓管布置如圖3所示，共設有51個測壓通道，靜壓管長度50mm，總壓管長度41mm，相鄰測壓管間距4mm。尾耙的測壓管連接到64通道壓力傳感器上進行實時壓力采集，而后利用動量定理計算翼型的阻力系數。

圖3 尾耙測壓管布置

PIV實驗對前述2種翼型的上、下翼面和后緣附近Mini-TED周圍的尾流速度場進行了測量，以對比2翼型流動結構的差異，同時分析與壓力分布所對應的流動結構之間的關聯性。測量截面與自由來流方向平行，并位于展長中段，以保證足夠好的二維流動特性。用于PIV測量的CCD相機分辨率為1600pixel×1200pixel，雙曝光工作模式；雙腔Nd:YAG激光器，單脈沖能量120mJ，重復頻率為15Hz，相機與激光器的同步由信號發生器控制。實驗在每種迎角下連續采集500組粒子圖像后經統計運算得到時均速度場信息。

2 實驗結果分析

2.1 壓力分布實驗結果分析

圖4為迎角0°、5°、10°和15°條件下，后退式 Mini-TED翼型與NACA23012原型翼型表面的壓力系數分布的對比，圖中Mini-TED代表帶后退式襟翼的翼型，CLEAN代表原型翼型。

迎角0°時如圖4(a)所示，原型翼型上、下翼面前段70%弦長均受到吸力作用，而下翼面后30%弦長段壓力分布接近0值。后退式Mini-TED翼型上翼面負壓力值明顯低于原型翼型，下翼面前段的壓力分布與原型翼型幾乎重合；但從45%弦長位置起，壓力值逐漸從負壓增加為正壓，下翼面后段受到正壓力作用；在90%弦長處正壓達最大值。與原型翼型相比，Mini-TED翼型的壓力分布曲線包圍了較大的面積，因此翼型受到更大的升力作用。Mini-TED翼型上翼面壓力曲線從10%弦長處向下游均勻下降至90%弦長處，此后曲線略有抬升，使得翼面后段10%弦長形成順壓梯度，即后緣點處受到吸力作用，明顯低于原型翼型后緣的壓力值，該吸力是由于機翼后緣形成的雙渦結構的低壓區造成(參看后文尾流PIV速度場測量結果圖10，迎角0°與5°的雙渦結構形態類似，關于流場PIV測量分析的詳細內容，作者已另外撰文討論[18])。同時在下翼面80%c～90%c段弦長，由于后退式Mini-TED對氣流產生的阻擋作用，造成局部的靜壓集中，使壓力分布在后緣前迅速升高，受到正壓力作用。后緣負壓區和Mini-TED下方的正壓區引起的壓強差，給翼型后緣附近帶來額外的升力增量，使翼型的低頭力矩增加。

圖4 后退式 Mini-TED和原型翼型表面壓力系數

Fig.4 Pressure coefficient distribution of rearward Mini-TED and NACA23012 airfoil

迎角為5°時(見圖4(b))，Mini-TED翼型的上翼面全部受到吸力的作用，最大負壓系數已超過-1.0，幾乎為0°迎角時的1倍，吸力值遠大于原型翼型，約為原型翼型吸力值的3倍，后緣點仍受到負壓作用；而原型翼型在后緣處壓力達到略大于0的正值。在下翼面，原型翼型只在翼面前段20%弦長承受到正壓力，之后的壓力分布保持在0值附近；后退式Mini-TED翼型下翼面氣流受到襟翼阻擋，流速減緩靜壓增加，整個下翼面均受到正壓力作用，并且從35%弦長起，壓力向下游近似呈線性增長，沒有出現迎角0°時后緣附近的壓力突增。上述2迎角時，前駐點的位置均位于前緣點。

10°迎角時，如圖5(c)所示，2種翼型下翼面壓力均比5°迎角時增加。比較壓力最大值及其坐標后發現，Mini-TED翼型的前駐點比原型翼型稍遠離前緣，因此氣流以更大的速度繞過前緣流向上翼面，造成上翼面的吸力峰增高，且分離泡尺度較小。Mini-TED翼型后緣點仍為負壓，而原型翼后緣點保持較低的正壓，Mini-TED翼型壓力分布曲線比原型翼型壓力分布曲線包圍更大的面積。當迎角增大到15°時(見圖4(d))，原型翼型上翼面已經發生了全翼面的流動分離，整個上翼面壓力均勻分布；而Mini-TED翼型前駐點比10°迎角時更加遠離前緣，上翼面最大流速進一步增高，分離泡尺度減小，其內部具有更大的負壓值，但仍未發生全翼面的流動分離。最顯著的變化是原型翼的后緣壓力降為負值，且低于Mini-TED翼型的后緣壓力值，這是由于原型翼型上翼面發生了全翼面分離導致氣流不再減速，分離后的壓強接近分離點處壓強；而Mini-TED翼型氣流前緣分離并再附后，翼型后段的流速持續下降，壓力得到恢復，并從70%弦長后超過原型翼型的壓力值。原型翼型下翼面壓力分布隨迎角變化不大，但Mini-TED翼型下翼面中段和后段的壓力隨著迎角的增大而不斷上升，壓力分布遠高于5°和10°迎角時的情形，前駐點位置繼續向下游產生移動。

對比迎角從5°升高到15°的壓強變化可以看到，原型翼型上翼面負壓系數峰值的增量為0.15、0.2和-0.25，在迎角從10°升高到15°后，由于分離區覆蓋了全部上翼面，負壓值不增反降；而下翼面的壓力分布只在前30%范圍內得到提升，后70%弦長段壓強維持在0值附近，因此原型翼型升力的變化主要依靠吸力面的影響。同時，由于下翼面的幾何輪廓發生了改變，流動受阻增強，從而整個下翼面的壓力隨著迎角增大而明顯升高。因此后退式Mini-TED翼型升力的增加來自下翼面壓力和上翼面吸力的共同貢獻。

2.2 升/阻力結果分析

圖5給出了由原型翼型和Mini-TED翼型表面壓力分布積分后得到的升力系數隨迎角變化的曲線，其中CLEAN代表原型翼型。與原型翼型相比，后退式Mini-TED翼型的CL-α曲線整體增長顯著，升力系數提高，最大升力系數CLmax提升已達1.3，而原型翼型的CLmax僅為0.9；Mini-TED翼型升力系數曲線斜率也大于原型翼，即迎角越大則Mini-TED對升力增長的貢獻越大。2翼型臨界迎角區別不大，均在17°迎角附近失速。

圖6為2種翼型由表面壓力分布積分得到的壓差阻力系數以及利用尾耙測量得到的型阻隨迎角變化的曲線。0°迎角時，Mini-TED翼型壓差阻力比原型翼型有微弱的提升，而型阻提升略多；隨著迎角增大，Mini-TED翼型比原型翼型迎風面積增加，導致2種翼型阻力的差距不斷擴大，Mini-TED翼型的阻力增長速度更快，因此迎角為16°時，翼型失速前Mini-TED翼型相對于原型翼總阻力的增量已超過壓差阻力的增量，即摩阻對阻力增量的貢獻隨著迎角的增加而增加。原型翼的壓差阻力與型阻之差(摩阻)幾乎不隨迎角發生變化，而Mini-TED 2壓力之差(摩阻)在11°迎角之前基本保持不變；在迎角超過11°后，摩阻逐漸增加，壓差阻力在型阻中所占比例有所下降。原因一方面在于Mini-TED使上翼面流速增加，邊界層內有較高的法向速度梯度，具有更強的剪切運動，從而摩擦力得到提高，這一推斷與較大迎角時，Mini-TED翼型上面靜壓分布較低的實驗結果相吻合。另一方面，前緣分離泡再附后，翼面邊界層通常已發展為湍流，而湍流邊界層的摩阻也較層流邊界層高，隨著迎角增加，分離泡尺度減小而湍流邊界層的區域擴大。

圖5 2種機翼升力系數隨迎角變化曲線

圖6 2種機翼阻力系數隨迎角變化曲線

Fig.6 Variation of the drag coefficientCDwith angles of attack(AOA)

圖7(a)為2種翼型的升阻比隨升力系數變化的曲線。小升力系數時Mini-TED翼型升阻比小于原型翼型，當升力系數高于0.35后，Mini-TED翼型的升阻比始終高于原型翼型，2翼型升阻比的差別也隨著升力系數的增大而不斷擴大，在升力系數為0.9時，Mini-TED翼型升阻比仍高于原型翼型，而2翼型的升阻比的極大值相差11%，并且Mini-TED翼型在升力系數0.6時具有最大升阻比，原型翼型僅在升力系數為0.3時具有最大升阻比，因此，后退式Mini-TED翼型具有更優的升阻性能。兩種翼型的極曲線顯示(見圖7(b))，升力系數小于0.3時，產生相同升力時原型翼型所受阻力較小，但與Mini-TED翼型相差不大。而當升力系數大于0.3后，相同升力的Mini-TED翼型所受阻力低于原型翼型，并且隨著升力的增加，該阻力的差距逐漸擴大。表明在中高升力條件下后退式Mini-TED翼型具有更好的阻力特性。

圖7(a) 2種翼型升阻比隨升力變化曲線

圖7(b) 2種翼型極曲線

圖8為2種翼型對前緣的俯仰力矩系數隨迎角的變化曲線，抬頭為正力矩。2種翼型始終受到低頭力矩的作用，后退式Mini-TED翼型比原型翼型具有更大的低頭力矩，且力矩隨著迎角的增大而不斷增加。這表明，在襟翼上下方的壓力差造成的額外升力增大了翼型的低頭力矩；另外，由于翼型有效弦長的增加，使翼型氣動中心向后緣移動，氣動中心到前緣的力臂加長，也是導致低頭力矩的增大的原因。2種翼型低頭力矩隨著升力增大而增加，因此2種翼型都具有較好的俯仰穩定性。對比2條曲線可以看到，原型翼型在小于2°迎角時的低頭力矩隨迎角增加較快，而Mini-TED翼型的低頭力矩在該迎角范圍內基本保持不變。大于2°迎角后，Mini-TED翼型低頭力矩曲線的斜率則高于原型翼型，即Mini-TED對翼型低頭力矩隨著迎角增加得比原型翼型快。總體上，2種翼型的俯仰力矩系數曲線在絕大部分迎角情況下都表現出較好的線性，各迎角下Mini-TED翼型的低頭力矩均大于原型翼型。

圖8 2種翼型俯仰力矩系數隨迎角變化曲線

Fig.8 Variation of the pitch-moment coefficientCmwith angles of attack(AOA)

2.3 速度分布測量結果

壓力分布與流動結構密切相關，因此課題組還進行了不同迎角時，翼型周圍的速度分布PIV測量。由于PIV測量數據量較大，關于各迎角PIV速度場、渦量場的詳細討論，請參閱文獻[18]。本文僅給出5°迎角下的速度場數據，與圖4(b)進行對比，討論Mini-TED翼型翼面速度分布的對壓力分布的影響。圖9為原型翼型與Mini-TED翼型翼面無量綱平均速度分布云圖和流線。Mini-TED翼型從前緣至后緣流速下降較為平緩，說明翼面逆壓梯度小，流體有足夠的動量克服逆壓造成的阻力，使上翼面流速普遍高于原型翼型。而原型翼型流動承受較大的逆壓，從最大流速起向下游迅速衰減，尤其在后緣逆壓梯度的作用下，貼近翼面的區域流動已接近停滯，流速遠低于Mini-TED翼型。在原型翼型下翼面，流體保持貼體運動，靜壓較低，而Mini-TED翼型流動在后緣附近受到襟翼的阻礙，速度明顯低于原型翼型，整個翼面靜壓增加，并且在Mini-TED襟翼前部角區因速度降低為0而形成局部靜壓集中。因此，翼面的速度分布與圖4中壓力結果基本對應。

為探討Mini-TED翼型上翼面具有較高流速的原因，測量了后緣周圍的流動結構。圖10為5°迎角時，NACA23012翼型后緣和Mini-TED襟翼周圍的時均速度矢量，背景為無量綱化速度分布云圖，2圖采用相同的色系。圖中可以看出原型翼型后緣周圍流速均低于自由來流速度，且上下翼面流動在十分接近后緣的下游平滑匯合，沒有形成尾渦結構，且速度虧損區的范圍較小，在速度虧損區內沒有觀察到倒流現象；而Mini-TED翼型后緣產生強烈的流動分離，形成了旋轉方向相反的“對渦”結構，2渦之間有明顯的逆流存在，速度虧損區范圍顯著擴大。由于渦旋結構使靜壓降低，在“對渦”的誘導下流體加速運動，可看出來自上翼面的流速已經高于自由來流速度，因此導致Mini-TED上翼面壓力分布低于原型翼型。同時渦結構消耗了流動的動能，引起阻力的增加；另外，還可觀察到Mini-TED翼型后緣上方邊界層厚度小于原型翼型，而邊界層外流速卻遠高于原型翼型，因此受到更大的剪切應力作用；上述2個原因使得Mini-TED翼型比原型翼型具有更大型阻。Mini-TED襟翼上方的低壓區還使翼型后緣附近上下翼面壓差增加，后緣獲得額外的升力，且力臂較長，翼型受到低頭力矩的作用，有利于翼型的俯仰穩定性。5°迎角時2種翼型尾流結構的差異普遍存在于翼型從0°迎角～失速迎角的范圍內，區別在于渦旋尺度和強度的改變。

圖9 2種翼型周圍速度分布云流線圖

圖10 2種翼型后緣流場結構和速度分布云圖(迎角5°)

Fig.10 Flow structures and contour plots of the velocity distribution (AOA 5°)

3 結 論

本文通過實驗研究，討論了后退式Mini-TED對翼型和NACA23012翼型表面壓力分布、氣動力以及速度分布的差異，并分析Mini-TED對翼型氣動力產生的影響及原因。實驗來流速度U∞=15m/s，以翼型弦長為特征長度的雷諾數Re=1.3×105。后退式Mini-TED上表面的吸力和下表面的壓力在各迎角時，均比NACA23012翼型明顯增加，因此翼型升力的提高來自上下翼面壓力增長的共同貢獻；而原型翼型下翼面壓力分布幾乎不隨迎角增加發生變化，僅上翼面吸力增加引起升力的改變。Mini-TED翼型上翼面流速普遍高于原型翼型，可以延遲后緣流動分離的發生，其翼面流速增加的主要原因一方面在于前駐點后移，導致上翼面前緣附近最大速度增加，另一方面由于后緣形成的渦結構使翼面逆壓梯度降低。安裝Mini-TED后，翼型的壓差阻力也大于原型翼型；在中等迎角條件下(11°～16°)，摩阻也有所增加，原因在于湍流邊界層覆蓋的翼面積隨迎角的增加而擴大。然而，在相同升力系數下，后退式Mini-TED翼型仍具有更大的升阻比，且最大升阻比明顯高于原型翼型的最大升阻比。Mini-TED翼型的低頭力矩也有所增大，但是與原型翼型相比，翼型的俯仰穩定性有所改善。

本實驗僅對特定形態的后退式Mini-TED翼型進行一般氣動特性和流場結構的研究，未能對不同安裝狀態下，如襟翼長度、安裝角等對翼型氣動特性的影響進行研究，因此有必要對Mini-TED形態的優化特性開展系列研究。

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(編輯：楊 娟)

The experimental investigation on the effect of rearward Mini-TED to the aerodynamic characteristics of an airfoil

Xia Jun1, Daichin1,2,*

(1. Key Laboratory of Mechanics in Energy Engineering, Shanghai Institute of Applied Mathematics and Mechanics, Shanghai University, Shanghai 200072, China; 2. Shanghai Key Laboratory of Mechanics in Energy Engineering, Shanghai 200072, China)

The pressure distribution, aerodynamics and PIV velocity fields of a NACA23012 airfoil mounted with a rearward Mini-TED captured in a low speed wind tunnel tests are introduced and compared with experimental results of a NACA23012 prototype airfoil in this paper, in order to investigate the influence of the Mini-TED to the flow field and aerodynamics loads of the airfoil.The Reynolds number is 1.3×105based upon the chord length of the airfoil. The pressure distribution on the airfoil is measured using the pressure tubes and pressure transducers, and then the results are integrated to obtain the lift force and pressure drag acting on the airfoil. The total drag is measured using the comb of stagnation pressure based on the momentum theorem. The velocity fields around the airfoil are captured by a PIV system. The rearward Mini-TED induces changes to the flow velocity around the airfoil and the wake flow structure, which leads to the variation of the pressure distribution on the suction and pressure surfaces and the increase of both the lift and pressure drag. The position of the front stagnation point of the airfoil with a Mini-TED shifts downstream slightly compared with that of the NACA23012 prototype airfoil, which consequently leads to the increase of the flow velocity on the suction surface and the suppression of the flow separation near the trailing edge.

rearward Mini-TED;aerodynamics of airfoil;low Reynolds number;surface pressure distribution;PIV measurement

1672-9897(2015)05-0001-08

10.11729/syltlx20140148

2014-12-18;

2015-01-18

國家自然科學基金項目(11472169和11072142)

XiaJ,Daichin.TheexperimentalinvestigationontheeffectofrearwardMini-TEDtotheaerodynamiccharacteristicsofanairfoil.JournalofExperimentsinFluidMechanics, 2015, 29(5): 1-7,25. 夏 駿, 代 欽. 后退式微型后緣裝置對翼型氣動特性影響的實驗研究. 實驗流體力學, 2015, 29(5): 1-7,25.

V211.41

A

夏 駿(1990-)，男，上海人，碩士研究生。研究方向：實驗流體力學。通信地址：上海大學上海市應用數學和力學研究所(200072)。E-mail:dult1998615@sina.com

*通信作者 E-mail: daichin@staff.shu.edu.cn