后退式微型后緣裝置對(duì)翼型氣動(dòng)特性影響的實(shí)驗(yàn)研究

夏 駿, 代 欽,2,*

(1. 上海大學(xué) 上海市應(yīng)用數(shù)學(xué)和力學(xué)研究所, 上海 200072; 2.上海市力學(xué)在能源工程中的應(yīng)用重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室, 上海 200072)

后退式微型后緣裝置對(duì)翼型氣動(dòng)特性影響的實(shí)驗(yàn)研究

夏 駿1, 代 欽1,2,*

(1. 上海大學(xué) 上海市應(yīng)用數(shù)學(xué)和力學(xué)研究所, 上海 200072; 2.上海市力學(xué)在能源工程中的應(yīng)用重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)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(shù)條件下的表面壓力分布、氣動(dòng)力和PIV速度場(chǎng)的風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)結(jié)果，并與NACA23012原型翼的對(duì)應(yīng)測(cè)量結(jié)果進(jìn)行了對(duì)比分析, 以探討Mini-TED裝置對(duì)翼型流場(chǎng)、氣動(dòng)特性產(chǎn)生的影響。本實(shí)驗(yàn)風(fēng)速為15m/s，以弦長(zhǎng)為特征量的雷諾數(shù)為Re≈1.3×105，翼型表面壓力分布采用測(cè)壓孔和壓力傳感器測(cè)量，通過(guò)積分獲得翼型升力和壓差阻力，并利用尾耙測(cè)量翼型受到的總阻力。結(jié)果表明，后退式 Mini-TED翼型改變了翼型周?chē)牧鲌?chǎng)速度分布和尾流流動(dòng)結(jié)構(gòu)，導(dǎo)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(shí)發(fā)現(xiàn)后退式 Mini-TED翼型使前駐點(diǎn)位置后移，加快了上翼面的流動(dòng)速度，后緣分離受到抑制。

后退式Mini-TED;翼型氣動(dòng)特性;低雷諾數(shù);表面壓力分布;PIV測(cè)量

0 引 言

微型后緣裝置(Mini-TED)是一種后緣流動(dòng)控制裝置，其幾何形態(tài)和安裝參數(shù)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(jiǎn)易，增升效果明顯，因而受到研究人員的關(guān)注。Mini-TED種類(lèi)繁多，有Gurney襟翼、開(kāi)裂式襟翼、發(fā)散后緣和楔形襟翼等(如圖1所示，其中圖(a)～(e)引自文獻(xiàn)[1])。文獻(xiàn)[2]將Mini-TED看作是一類(lèi)具有不同幾何形態(tài)的后緣控制裝置的統(tǒng)稱(chēng)，尺寸比傳統(tǒng)后緣流動(dòng)控制裝置小，通常限制在弦長(zhǎng)的2%以下。

圖1 幾種不同形態(tài)的Mini-TED

K.Richter和H.Roseman[2-3]對(duì)裝有Mini-TED的超臨界翼型在跨聲速流動(dòng)中的氣動(dòng)特性進(jìn)行總覽性的研究，從實(shí)驗(yàn)研究和數(shù)值模擬2方面，對(duì)Gurney襟翼、開(kāi)裂式襟翼和發(fā)散式襟翼3種形態(tài)的Mini-TED及其尺寸對(duì)翼面壓力分布、氣動(dòng)力特性的影響進(jìn)行了對(duì)比分析。研究認(rèn)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(chǎn)生增升效果。Gurney襟翼的長(zhǎng)度變化與開(kāi)裂襟翼的安裝角變化對(duì)翼型氣動(dòng)特性的影響類(lèi)似，但相同長(zhǎng)度條件下的開(kāi)裂襟翼增升效果較小，而發(fā)散式后緣與開(kāi)裂式襟翼對(duì)翼型具有同樣的氣動(dòng)影響。該文獻(xiàn)根據(jù)3種Mini-TED氣動(dòng)效率比較分析的結(jié)果，認(rèn)為Gurney襟翼和開(kāi)裂式襟翼適于發(fā)展為自適應(yīng)流動(dòng)控制裝置(Adaptive Flow Control Device)和阻力優(yōu)化設(shè)計(jì)。由于該文偏重于超臨界翼型流動(dòng)控制的工程應(yīng)用,因此，如能夠進(jìn)一步開(kāi)展對(duì)流場(chǎng)結(jié)構(gòu)的測(cè)量及其與氣動(dòng)力之間關(guān)系的討論，對(duì)于深入理解Mini-TED增升效果的機(jī)理將十分有幫助。

Liebeck[4]在關(guān)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(jìn)行實(shí)驗(yàn)研究。在Newman翼型安裝了高度為1.25%c(c為弦長(zhǎng))的Gurney襟翼后，發(fā)現(xiàn)升力及最大升力系數(shù)比原翼型有較大的提升, 并伴隨零升迎角和同等升力系數(shù)下阻力的減小。

王晉軍等對(duì)Gurney襟翼進(jìn)行了綜述性的回顧[5]，并詳細(xì)研究了Gurney襟翼的安裝參數(shù)對(duì)低速翼型的氣動(dòng)影響和增升機(jī)理[6]。研究中發(fā)現(xiàn)，隨著襟翼安裝角的增加，翼型的升力和阻力也有所增加；對(duì)于縮進(jìn)式Gurney襟翼，升力的增量隨著縮進(jìn)量的增加而減小。其中關(guān)于安裝角小于90°的縮進(jìn)式Gurney襟翼的討論可以作為開(kāi)裂式襟翼研究的參考。

歐洲空中客車(chē)公司的AWIATOR計(jì)劃中將微型后緣裝置(Mini-TED)作為“自適應(yīng)翼型”的一種形式設(shè)計(jì)進(jìn)行研究[7-9]。其中A.D. Gardner[8]等人認(rèn)為小型開(kāi)裂式Mini-TED既可以在巡航狀態(tài)時(shí)作為發(fā)散后緣使用，也可以在低速狀態(tài)下起到與Gurney襟翼類(lèi)似的增升作用。

諸胡冰[10]等人利用數(shù)值計(jì)算的方法研究了開(kāi)裂式Mini-TED安裝參數(shù)對(duì)翼型氣動(dòng)特性的影響以及后緣渦結(jié)構(gòu)的特性。該研究認(rèn)為，開(kāi)裂式Mini-TED打開(kāi)后，后緣形成反向駐渦，誘導(dǎo)上翼面氣流加速下偏，擴(kuò)展尾跡，加長(zhǎng)“氣動(dòng)弦長(zhǎng)”，使升力線整體上移，最大升力和升阻比提高，由于襟翼長(zhǎng)度不同，造成襟翼埋入邊界層的厚度不同，從而對(duì)升阻特性產(chǎn)生不同的影響。A.W.Bloy[1]等人對(duì)5種不同形態(tài)的Mini-TED在相同襟翼長(zhǎng)度的條件下進(jìn)行實(shí)驗(yàn)研究，包括Gurney襟翼、有安裝角的Gurney襟翼、45°楔形襟翼、發(fā)散后緣以及方截面襟翼(分別對(duì)應(yīng)了圖1中(a)、(b)、(c)、(d)和(e) 5種襟翼)。研究表明，所有形態(tài)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(shù)提升的同時(shí)比Gurney襟翼受到更小的阻力，在中低升力狀態(tài)下達(dá)到更高的升阻比。

周華[11]使用計(jì)算方法研究了加裝開(kāi)裂式Mini-TED后NACA0012翼型在Ma=0.8時(shí)的跨聲速氣動(dòng)特性和流場(chǎng)結(jié)構(gòu)。研究認(rèn)為，開(kāi)裂式Mini-TED對(duì)翼型的增升機(jī)理不能簡(jiǎn)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(chǎn)生的駐渦結(jié)構(gòu)改變了后緣附近的庫(kù)塔條件，并導(dǎo)致激波位置的大幅度后移。在進(jìn)一步的研究[12]中，周華認(rèn)為，跨聲速流動(dòng)中，開(kāi)裂式Mini-TED后產(chǎn)生的三渦結(jié)構(gòu)穩(wěn)定性不足，因而提出后退式Mini-TED (Rearward Mini-TED)設(shè)計(jì)概念，即將開(kāi)裂式Mini-TED在打開(kāi)的同時(shí)向后緣移動(dòng)，伸出后緣形成后向臺(tái)階結(jié)構(gòu)，以獲得更加穩(wěn)定的后緣駐渦。與在原設(shè)計(jì)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(shí)與開(kāi)裂式Mini-TED升力接近而阻力較??；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(kāi)裂式Mini-TED翼型更加規(guī)則，并具有更高的升力及升阻比。

由于對(duì)于后退式Mini-TED機(jī)翼的研究目前較少，僅限于以對(duì)稱(chēng)翼型在大雷諾數(shù)和亞跨聲速條件下的數(shù)值模擬結(jié)果，尚無(wú)實(shí)驗(yàn)研究的報(bào)道。同時(shí)考慮到該Mini-TED裝置安裝簡(jiǎn)便，十分適用于在較小雷諾數(shù)下微型飛行器的增升作用。因此本實(shí)驗(yàn)針對(duì)加裝后退式Mini-TED的NACA23012翼型在低雷諾數(shù)條件下進(jìn)行表面壓力分布以及尾流壓力分布測(cè)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(shí)驗(yàn)結(jié)果相對(duì)比，以研究低速條件下后退式 Mini-TED對(duì)翼型的氣動(dòng)特性產(chǎn)生的影響，同時(shí)配合以PIV速度場(chǎng)測(cè)量，對(duì)壓力分布和氣動(dòng)力變化的原因進(jìn)行探討。

1 實(shí)驗(yàn)裝置和條件

表面壓力分布測(cè)量和PIV速度測(cè)量在上海市應(yīng)用數(shù)學(xué)和力學(xué)研究所風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)室中進(jìn)行，所使用風(fēng)洞為SIAMM回流式低速低湍度風(fēng)洞，實(shí)驗(yàn)段尺寸500mm×500mm×1 500mm，湍流度0.1%。實(shí)驗(yàn)布局如圖2(a)所示，翼型模型一端豎直固定在風(fēng)洞底部迎角調(diào)節(jié)機(jī)構(gòu)的電動(dòng)轉(zhuǎn)盤(pán)上，另一端加裝端板以降低三維流動(dòng)的影響。

圖2 翼型測(cè)壓實(shí)驗(yàn)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(cè)壓實(shí)驗(yàn)基本翼型為NACA23012，表面光滑，弦長(zhǎng)c=120mm，在翼型模型表面共設(shè)置48個(gè)測(cè)壓孔，用以測(cè)量翼型表面的壓力分布；特別地，在翼型后緣布置有一個(gè)測(cè)壓孔，以確保上下翼面壓力數(shù)據(jù)在后緣點(diǎn)保持連續(xù)，翼型升力通過(guò)對(duì)表面壓力分布進(jìn)行積分后獲得。后退式Mini-TED使用薄鋁片制作，厚度0.2mm，長(zhǎng)度5%c，安裝位置為下翼面距后緣點(diǎn)1.5%c處，安裝角與弦線成30°(沿弦線順時(shí)針?lè)较颍鐖D2(b)所示)。實(shí)驗(yàn)來(lái)流速度U∞=15m/s，以翼型弦長(zhǎng)為特征長(zhǎng)度的雷諾數(shù)Re=1.3×105，經(jīng)測(cè)試該鋁制Mini-TED有較好的強(qiáng)度，在本次實(shí)驗(yàn)氣流作用下可保持無(wú)變形和無(wú)顫振。實(shí)驗(yàn)測(cè)量對(duì)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(duì)比2者壓力分布的差異, 測(cè)壓實(shí)驗(yàn)工況迎角范圍從0°到18°，間隔1°。

翼型阻力采用動(dòng)量法測(cè)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(cè)壓管布置如圖3所示，共設(shè)有51個(gè)測(cè)壓通道，靜壓管長(zhǎng)度50mm，總壓管長(zhǎng)度41mm，相鄰測(cè)壓管間距4mm。尾耙的測(cè)壓管連接到64通道壓力傳感器上進(jìn)行實(shí)時(shí)壓力采集，而后利用動(dòng)量定理計(jì)算翼型的阻力系數(shù)。

圖3 尾耙測(cè)壓管布置

PIV實(shí)驗(yàn)對(duì)前述2種翼型的上、下翼面和后緣附近Mini-TED周?chē)奈擦魉俣葓?chǎng)進(jìn)行了測(cè)量，以對(duì)比2翼型流動(dòng)結(jié)構(gòu)的差異，同時(shí)分析與壓力分布所對(duì)應(yīng)的流動(dòng)結(jié)構(gòu)之間的關(guān)聯(lián)性。測(cè)量截面與自由來(lái)流方向平行，并位于展長(zhǎng)中段，以保證足夠好的二維流動(dòng)特性。用于PIV測(cè)量的CCD相機(jī)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(fù)頻率為15Hz，相機(jī)與激光器的同步由信號(hào)發(fā)生器控制。實(shí)驗(yàn)在每種迎角下連續(xù)采集500組粒子圖像后經(jīng)統(tǒng)計(jì)運(yùn)算得到時(shí)均速度場(chǎng)信息。

2 實(shí)驗(yàn)結(jié)果分析

2.1 壓力分布實(shí)驗(yàn)結(jié)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(shù)分布的對(duì)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(shí)如圖4(a)所示，原型翼型上、下翼面前段70%弦長(zhǎng)均受到吸力作用，而下翼面后30%弦長(zhǎng)段壓力分布接近0值。后退式Mini-TED翼型上翼面負(fù)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(zhǎng)位置起，壓力值逐漸從負(fù)壓增加為正壓，下翼面后段受到正壓力作用；在90%弦長(zhǎng)處正壓達(dá)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(zhǎng)處向下游均勻下降至90%弦長(zhǎng)處，此后曲線略有抬升，使得翼面后段10%弦長(zhǎng)形成順壓梯度，即后緣點(diǎn)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(jī)翼后緣形成的雙渦結(jié)構(gòu)的低壓區(qū)造成(參看后文尾流PIV速度場(chǎng)測(cè)量結(jié)果圖10，迎角0°與5°的雙渦結(jié)構(gòu)形態(tài)類(lèi)似，關(guān)于流場(chǎng)PIV測(cè)量分析的詳細(xì)內(nèi)容，作者已另外撰文討論[18])。同時(shí)在下翼面80%c～90%c段弦長(zhǎng)，由于后退式Mini-TED對(duì)氣流產(chǎn)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(fù)壓區(qū)和Mini-TED下方的正壓區(qū)引起的壓強(qiáng)差，給翼型后緣附近帶來(lái)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(shù)

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

迎角為5°時(shí)(見(jiàn)圖4(b))，Mini-TED翼型的上翼面全部受到吸力的作用，最大負(fù)壓系數(shù)已超過(guò)-1.0，幾乎為0°迎角時(shí)的1倍，吸力值遠(yuǎn)大于原型翼型，約為原型翼型吸力值的3倍，后緣點(diǎn)仍受到負(fù)壓作用；而原型翼型在后緣處壓力達(dá)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(zhǎng)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(gè)下翼面均受到正壓力作用，并且從35%弦長(zhǎng)起，壓力向下游近似呈線性增長(zhǎng)，沒(méi)有出現(xiàn)迎角0°時(shí)后緣附近的壓力突增。上述2迎角時(shí)，前駐點(diǎn)的位置均位于前緣點(diǎn)。

10°迎角時(shí)，如圖5(c)所示，2種翼型下翼面壓力均比5°迎角時(shí)增加。比較壓力最大值及其坐標(biāo)后發(fā)現(xiàn)，Mini-TED翼型的前駐點(diǎn)比原型翼型稍遠(yuǎn)離前緣，因此氣流以更大的速度繞過(guò)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(diǎn)仍為負(fù)壓，而原型翼后緣點(diǎn)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(dāng)迎角增大到15°時(shí)(見(jiàn)圖4(d))，原型翼型上翼面已經(jīng)發(fā)生了全翼面的流動(dòng)分離，整個(gè)上翼面壓力均勻分布；而Mini-TED翼型前駐點(diǎn)比10°迎角時(shí)更加遠(yuǎn)離前緣，上翼面最大流速進(jìn)一步增高，分離泡尺度減小，其內(nèi)部具有更大的負(fù)壓值，但仍未發(fā)生全翼面的流動(dòng)分離。最顯著的變化是原型翼的后緣壓力降為負(fù)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(fā)生了全翼面分離導(dǎo)致氣流不再減速，分離后的壓強(qiáng)接近分離點(diǎn)處壓強(qiáng)；而Mini-TED翼型氣流前緣分離并再附后，翼型后段的流速持續(xù)下降，壓力得到恢復(fù)，并從70%弦長(zhǎng)后超過(guò)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(yuǎn)高于5°和10°迎角時(shí)的情形，前駐點(diǎn)位置繼續(xù)向下游產(chǎn)生移動(dòng)。

對(duì)比迎角從5°升高到15°的壓強(qiáng)變化可以看到，原型翼型上翼面負(fù)壓系數(shù)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(qū)覆蓋了全部上翼面，負(fù)壓值不增反降；而下翼面的壓力分布只在前30%范圍內(nèi)得到提升，后70%弦長(zhǎng)段壓強(qiáng)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(shí)，由于下翼面的幾何輪廓發(fā)生了改變，流動(dòng)受阻增強(qiáng)，從而整個(gè)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(lái)自下翼面壓力和上翼面吸力的共同貢獻(xiàn)。

2.2 升/阻力結(jié)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(shù)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(zhǎng)顯著，升力系數(shù)提高，最大升力系數(shù)CLmax提升已達(dá)1.3，而原型翼型的CLmax僅為0.9；Mini-TED翼型升力系數(shù)曲線斜率也大于原型翼，即迎角越大則Mini-TED對(duì)升力增長(zhǎng)的貢獻(xiàn)越大。2翼型臨界迎角區(qū)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(shù)以及利用尾耙測(cè)量得到的型阻隨迎角變化的曲線。0°迎角時(shí)，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(fēng)面積增加，導(dǎo)致2種翼型阻力的差距不斷擴(kuò)大，Mini-TED翼型的阻力增長(zhǎng)速度更快，因此迎角為16°時(shí)，翼型失速前Mini-TED翼型相對(duì)于原型翼總阻力的增量已超過(guò)壓差阻力的增量，即摩阻對(duì)阻力增量的貢獻(xiàn)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(fā)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(guò)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(nèi)有較高的法向速度梯度，具有更強(qiáng)的剪切運(yùn)動(dòng)，從而摩擦力得到提高，這一推斷與較大迎角時(shí)，Mini-TED翼型上面靜壓分布較低的實(shí)驗(yàn)結(jié)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(fā)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(qū)域擴(kuò)大。

圖5 2種機(jī)翼升力系數(shù)隨迎角變化曲線

圖6 2種機(jī)翼阻力系數(shù)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(shù)變化的曲線。小升力系數(shù)時(shí)Mini-TED翼型升阻比小于原型翼型，當(dāng)升力系數(shù)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(shù)的增大而不斷擴(kuò)大，在升力系數(shù)為0.9時(shí)，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(shù)0.6時(shí)具有最大升阻比，原型翼型僅在升力系數(shù)為0.3時(shí)具有最大升阻比，因此，后退式Mini-TED翼型具有更優(yōu)的升阻性能。兩種翼型的極曲線顯示(見(jiàn)圖7(b))，升力系數(shù)小于0.3時(shí)，產(chǎn)生相同升力時(shí)原型翼型所受阻力較小，但與Mini-TED翼型相差不大。而當(dāng)升力系數(shù)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(kuò)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(duì)前緣的俯仰力矩系數(shù)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(zhǎng)的增加，使翼型氣動(dòng)中心向后緣移動(dòng)，氣動(dòng)中心到前緣的力臂加長(zhǎng)，也是導(dǎo)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(wěn)定性。對(duì)比2條曲線可以看到，原型翼型在小于2°迎角時(shí)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(nèi)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(duì)翼型低頭力矩隨著迎角增加得比原型翼型快?？傮w上，2種翼型的俯仰力矩系數(shù)曲線在絕大部分迎角情況下都表現(xiàn)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(shù)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(cè)量結(jié)果

壓力分布與流動(dòng)結(jié)構(gòu)密切相關(guān)，因此課題組還進(jìn)行了不同迎角時(shí)，翼型周?chē)乃俣确植糚IV測(cè)量。由于PIV測(cè)量數(shù)據(jù)量較大，關(guān)于各迎角PIV速度場(chǎng)、渦量場(chǎng)的詳細(xì)討論，請(qǐng)參閱文獻(xiàn)[18]。本文僅給出5°迎角下的速度場(chǎng)數(shù)據(jù)，與圖4(b)進(jìn)行對(duì)比，討論Mini-TED翼型翼面速度分布的對(duì)壓力分布的影響。圖9為原型翼型與Mini-TED翼型翼面無(wú)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(shuō)明翼面逆壓梯度小，流體有足夠的動(dòng)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(dòng)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(qū)域流動(dòng)已接近停滯，流速遠(yuǎn)低于Mini-TED翼型。在原型翼型下翼面，流體保持貼體運(yùn)動(dòng)，靜壓較低，而Mini-TED翼型流動(dòng)在后緣附近受到襟翼的阻礙，速度明顯低于原型翼型，整個(gè)翼面靜壓增加，并且在Mini-TED襟翼前部角區(qū)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(jié)果基本對(duì)應(yīng)。

為探討Mini-TED翼型上翼面具有較高流速的原因，測(cè)量了后緣周?chē)牧鲃?dòng)結(jié)構(gòu)。圖10為5°迎角時(shí)，NACA23012翼型后緣和Mini-TED襟翼周?chē)臅r(shí)均速度矢量，背景為無(wú)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?chē)魉倬陀谧杂蓙?lái)流速度，且上下翼面流動(dòng)在十分接近后緣的下游平滑匯合，沒(méi)有形成尾渦結(jié)構(gòu)，且速度虧損區(qū)的范圍較小，在速度虧損區(qū)內(nèi)沒(méi)有觀察到倒流現(xiàn)象；而Mini-TED翼型后緣產(chǎn)生強(qiáng)烈的流動(dòng)分離，形成了旋轉(zhuǎn)方向相反的“對(duì)渦”結(jié)構(gòu)，2渦之間有明顯的逆流存在，速度虧損區(qū)范圍顯著擴(kuò)大。由于渦旋結(jié)構(gòu)使靜壓降低，在“對(duì)渦”的誘導(dǎo)下流體加速運(yùn)動(dòng)，可看出來(lái)自上翼面的流速已經(jīng)高于自由來(lái)流速度，因此導(dǎo)致Mini-TED上翼面壓力分布低于原型翼型。同時(shí)渦結(jié)構(gòu)消耗了流動(dòng)的動(dòng)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(yuǎn)高于原型翼型，因此受到更大的剪切應(yīng)力作用；上述2個(gè)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(qū)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(zhǎng)，翼型受到低頭力矩的作用，有利于翼型的俯仰穩(wěn)定性。5°迎角時(shí)2種翼型尾流結(jié)構(gòu)的差異普遍存在于翼型從0°迎角～失速迎角的范圍內(nèi)，區(qū)別在于渦旋尺度和強(qiáng)度的改變。

圖9 2種翼型周?chē)俣确植荚屏骶€圖

圖10 2種翼型后緣流場(chǎng)結(jié)構(gòu)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(jié) 論

本文通過(guò)實(shí)驗(yàn)研究，討論了后退式Mini-TED對(duì)翼型和NACA23012翼型表面壓力分布、氣動(dòng)力以及速度分布的差異，并分析Mini-TED對(duì)翼型氣動(dòng)力產(chǎn)生的影響及原因。實(shí)驗(yàn)來(lái)流速度U∞=15m/s，以翼型弦長(zhǎng)為特征長(zhǎng)度的雷諾數(shù)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(shí)，均比NACA23012翼型明顯增加，因此翼型升力的提高來(lái)自上下翼面壓力增長(zhǎng)的共同貢獻(xiàn)；而原型翼型下翼面壓力分布幾乎不隨迎角增加發(fā)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(dòng)分離的發(fā)生，其翼面流速增加的主要原因一方面在于前駐點(diǎn)后移，導(dǎo)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(jié)構(gòu)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(kuò)大。然而，在相同升力系數(shù)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(wěn)定性有所改善。

本實(shí)驗(yàn)僅對(duì)特定形態(tài)的后退式Mini-TED翼型進(jìn)行一般氣動(dòng)特性和流場(chǎng)結(jié)構(gòu)的研究，未能對(duì)不同安裝狀態(tài)下，如襟翼長(zhǎng)度、安裝角等對(duì)翼型氣動(dòng)特性的影響進(jìn)行研究，因此有必要對(duì)Mini-TED形態(tài)的優(yōu)化特性開(kāi)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(guó)家自然科學(xué)基金項(xiàng)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(duì)翼型氣動(dòng)特性影響的實(shí)驗(yàn)研究. 實(shí)驗(yàn)流體力學(xué), 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(shí)驗(yàn)流體力學(xué)。通信地址：上海大學(xué)上海市應(yīng)用數(shù)學(xué)和力學(xué)研究所(200072)。E-mail:dult1998615@sina.com

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