2. 上海市力学在能源工程中的应用重点实验室, 上海 200072
2. Shanghai Key Laboratory of Mechanics in Energy Engineering, Shanghai 200072, China
微型后缘装置(Mini-TED)是一种后缘流动控制装置，其几何形态和安装参数的变化能够有效地改变翼型表面的压力分布，增大翼型的升力和升阻比。由于安装使用简易，增升效果明显，因而受到研究人员的关注。Mini-TED种类繁多，有Gurney襟翼、开裂式襟翼、发散后缘和楔形襟翼等(如图 1所示，其中图(a)～(e)引自文献[1])。文献[2]将Mini-TED看作是一类具有不同几何形态的后缘控制装置的统称，尺寸比传统后缘流动控制装置小，通常限制在弦长的2%以下。
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| 图 1 几种不同形态的Mini-TED Fig 1 Schematic diagram of different types of Mini-TED |
K.Richter和H.Roseman[2, 3]对装有Mini-TED的超临界翼型在跨声速流动中的气动特性进行总览性的研究，从实验研究和数值模拟2方面，对Gurney襟翼、开裂式襟翼和发散式襟翼3种形态的Mini-TED及其尺寸对翼面压力分布、气动力特性的影响进行了对比分析。研究认为，Mini-TED使翼型后缘弯度提高，翼型后段上下翼面压力差增大，从而产生增升效果。Gurney襟翼的长度变化与开裂襟翼的安装角变化对翼型气动特性的影响类似，但相同长度条件下的开裂襟翼增升效果较小，而发散式后缘与开裂式襟翼对翼型具有同样的气动影响。该文献根据3种Mini-TED气动效率比较分析的结果，认为Gurney襟翼和开裂式襟翼适于发展为自适应流动控制装置(Adaptive Flow Control Device)和阻力优化设计。由于该文偏重于超临界翼型流动控制的工程应用,因此，如能够进一步开展对流场结构的测量及其与气动力之间关系的讨论，对于深入理解Mini-TED增升效果的机理将十分有帮助。
Liebeck[4]在关于翼型增升的研究中，将Gurney襟翼作为高升力翼型的一种附加装置进行实验研究。在Newman翼型安装了高度为1.25% c(c为弦长)的Gurney襟翼后，发现升力及最大升力系数比原翼型有较大的提升,并伴随零升迎角和同等升力系数下阻力的减小。
王晋军等对Gurney襟翼进行了综述性的回顾[5]，并详细研究了Gurney襟翼的安装参数对低速翼型的气动影响和增升机理[6]。研究中发现，随着襟翼安装角的增加，翼型的升力和阻力也有所增加；对于缩进式Gurney襟翼，升力的增量随着缩进量的增加而减小。其中关于安装角小于90°的缩进式Gurney襟翼的讨论可以作为开裂式襟翼研究的参考。
欧洲空中客车公司的AWIATOR计划中将微型后缘装置(Mini-TED)作为“自适应翼型”的一种形式设计进行研究[7, 8, 9]。其中A.D. Gardner[8]等人认为小型开裂式Mini-TED既可以在巡航状态时作为发散后缘使用，也可以在低速状态下起到与Gurney襟翼类似的增升作用。
诸胡冰[10]等人利用数值计算的方法研究了开裂式Mini-TED安装参数对翼型气动特性的影响以及后缘涡结构的特性。该研究认为，开裂式Mini-TED打开后，后缘形成反向驻涡，诱导上翼面气流加速下偏，扩展尾迹，加长“气动弦长”，使升力线整体上移，最大升力和升阻比提高，由于襟翼长度不同，造成襟翼埋入边界层的厚度不同，从而对升阻特性产生不同的影响。A.W.Bloy[1]等人 对5种不同形态的Mini-TED在相同襟翼长度的条件下进行实验研究，包括Gurney襟翼、有安装角的Gurney襟翼、45°楔形襟翼、发散后缘以及方截面襟翼(分别对应了图 1中(a)、(b)、(c)、(d)和(e) 5种襟翼)。研究表明，所有形态的Mini-TED都能起到增升的作用，但是45°楔形襟翼能够在最大升力系数提升的同时比Gurney襟翼受到更小的阻力，在中低升力状态下达到更高的升阻比 。
周华[11]使用计算方法研究了加装开裂式Mini-TED后NACA0012翼型在Ma=0.8时的跨声速气动特性和流场结构。研究认为，开裂式Mini-TED对翼型的增升机理不能简单地归因于加装襟翼造成后缘弯度的增加，而是Mini-TED在后缘后产生的驻涡结构改变了后缘附近的库塔条件，并导致激波位置的大幅度后移。在进一步的研究[12]中，周华认为，跨声速流动中，开裂式Mini-TED后产生的三涡结构稳定性不足，因而提出后退式Mini-TED (Rearward Mini-TED)设计概念，即将开裂式Mini-TED在打开的同时向后缘移动，伸出后缘形成后向台阶结构，以获得更加稳定的后缘驻涡。与在原设计条件下的翼型相比，安装后退式Mini-TED的NACA0012翼型在亚跨声速时与开裂式Mini-TED升力接近而阻力较小；在跨声速条件下，安装后退式Mini-TED的NACA0012翼型在同等条件下激波位置后移，致使升力曲线以及升阻比曲线相比开裂式Mini-TED翼型更加规则，并具有更高的升力及升阻比。
由于对于后退式Mini-TED机翼的研究目前较少，仅限于以对称翼型在大雷诺数和亚跨声速条件下的数值模拟结果，尚无实验研究的报道。同时考虑到该Mini-TED装置安装简便，十分适用于在较小雷诺数下微型飞行器的增升作用。因此本实验针对加装后退式Mini-TED的NACA23012翼型在低雷诺数条件下进行表面压力分布以及尾流压力分布测量，从而得到翼型表面的压力分布和升阻特性，并与原型翼型的实验结果相对比，以研究低速条件下后退式 Mini-TED对翼型的气动特性产生的影响，同时配合以PIV速度场测量，对压力分布和气动力变化的原因进行探讨。
1 实验装置和条件表面压力分布测量和PIV速度测量在上海市应用数学和力学研究所风洞实验室中进行，所使用风洞为SIAMM回流式低速低湍度风洞，实验段尺寸500mm×500mm×1500mm，湍流度0.1%。实验布局如图 2(a)所示，翼型模型一端竖直固定在风洞底部迎角调节机构的电动转盘上，另一端加装端板以降低三维流动的影响。
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| 图 2 翼型测压实验布置和后退式Mini-TED安装示意 Fig 2 Schematic diagram of the pressure measurement experimental setup and Rearward Mini-TED installation |
测压实验基本翼型为NACA23012，表面光滑，弦长c=120mm，在翼型模型表面共设置48个测压孔，用以测量翼型表面的压力分布；特别地，在翼型后缘布置有一个测压孔，以确保上下翼面压力数据在后缘点保持连续，翼型升力通过对表面压力分布进行积分后获得。后退式Mini-TED使用薄铝片制作，厚度0.2mm，长度5%c，安装位置为下翼面距后缘点1.5%c处，安装角与弦线成30°(沿弦线顺时针方向，如图 2(b)所示)。实验来流速度U∞=15m/s，以翼型弦长为特征长度的雷诺数Re=1.3×105，经测试该铝制Mini-TED有较好的强度，在本次实验气流作用下可保持无变形和无颤振。实验测量对象为NACA23012基本翼型和加装后退式Mini-TED的NACA23012翼型2种模型，以对比2者压力分布的差异,测压实验工况迎角范围从0°到18°，间隔1°。
翼型阻力采用动量法测量。在翼型后缘下游安装尾耙，垂直于模型展向并位于翼型模型高度中央。尾耙测压管布置如图 3所示，共设有51个测压通道，静压管长度50mm，总压管长度41mm，相邻测压管间距4mm。尾耙的测压管连接到64通道压力传感器上进行实时压力采集，而后利用动量定理计算翼型的阻力系数。
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| 图 3 尾耙测压管布置 Fig 3 Photo of the tail rake |
PIV实验对前述2种翼型的上、下翼面和后缘附近Mini-TED周围的尾流速度场进行了测量，以对比2翼型流动结构的差异，同时分析与压力分布所对应的流动结构之间的关联性。测量截面与自由来流方向平行，并位于展长中段，以保证足够好的二维流动特性。用于PIV测量的CCD相机分辨率为1600pixel×1200pixel，双曝光工作模式；双腔Nd:YAG激光器，单脉冲能量120mJ，重复频率为15Hz，相机与激光器的同步由信号发生器控制。实验在每种迎角下连续采集500组粒子图像后经统计运算得到时均速度场信息。
2 实验结果分析 2.1 压力分布实验结果分析图 4为迎角0°、5°、10°和15°条件下，后退式 Mini-TED翼型与NACA23012原型翼型表面的压力系数分布的对比，图中Mini-TED代表带后退式襟翼的翼型，CLEAN代表原型翼型。
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| 图 4 后退式 Mini-TED和原型翼型表面压力系数 Fig 4 Pressure coefficient distribution of rearward Mini-TED and NACA23012 airfoil |
迎角0°时如图 4(a)所示，原型翼型上、下翼面前段70%弦长均受到吸力作用，而下翼面后30%弦长段压力分布接近0值。后退式Mini-TED翼型上翼面负压力值明显低于原型翼型，下翼面前段的压力分布与原型翼型几乎重合；但从45%弦长位置起，压力值逐渐从负压增加为正压，下翼面后段受到正压力作用；在90%弦长处正压达最大值。与原型翼型相比，Mini-TED翼型的压力分布曲线包围了较大的面积，因此翼型受到更大的升力作用。Mini-TED翼型上翼面压力曲线从10%弦长处向下游均匀下降至90%弦长处，此后曲线略有抬升，使得翼面后段10%弦长形成顺压梯度，即后缘点处受到吸力作用，明显低于原型翼型后缘的压力值，该吸力是由于机翼后缘形成的双涡结构的低压区造成(参看后文尾流PIV速度场测量结果图 10，迎角0°与5°的双涡结构形态类似，关于流场PIV测量分析的详细内容，作者已另外撰文讨论[18])。同时在下翼面80%c～90%c段弦长，由于后退式Mini-TED对气流产生的阻挡作用，造成局部的静压集中，使压力分布在后缘前迅速升高，受到正压力作用。后缘负压区和Mini-TED下方的正压区引起的压强差，给翼型后缘附近带来额外的升力增量，使翼型的低头力矩增加。
迎角为5°时(见图 4(b))，Mini-TED翼型的上翼面全部受到吸力的作用，最大负压系数已超过-1.0，几乎为0°迎角时的1倍，吸力值远大于原型翼型，约为原型翼型吸力值的3倍，后缘点仍受到负压作用；而原型翼型在后缘处压力达到略大于0的正值。在下翼面，原型翼型只在翼面前段20%弦长承受到正 压力，之后的压力分布保持在0值附近；后退式Mini- TED翼型下翼面气流受到襟翼阻挡，流速减缓静压增加，整个下翼面均受到正压力作用，并且从35%弦长起，压力向下游近似呈线性增长，没有出现迎角0°时后缘附近的压力突增。上述2迎角时，前驻点的位置均位于前缘点。
10°迎角时，如图 5(c)所示，2种翼型下翼面压力均比5°迎角时增加。比较压力最大值及其坐标后发现，Mini-TED翼型的前驻点比原型翼型稍远离前缘，因此气流以更大的速度绕过前缘流向上翼面，造成上翼面的吸力峰增高，且分离泡尺度较小。Mini-TED翼型后缘点仍为负压，而原型翼后缘点保持较低的正压，Mini-TED翼型压力分布曲线比原型翼型压力分布曲线包围更大的面积。当迎角增大到15°时(见图 4(d))，原型翼型上翼面已经发生了全翼面的流动分离，整个上翼面压力均匀分布；而Mini-TED翼型前驻点比10°迎角时更加远离前缘，上翼面最大流速进一步增高，分离泡尺度减小，其内部具有更大的负压值，但仍未发生全翼面的流动分离。最显著的变化是原型翼的后缘压力降为负值，且低于Mini-TED翼型的后缘压力值，这是由于原型翼型上翼面发生了全翼面分离导致气流不再减速，分离后的压强接近分离点处压强；而Mini-TED翼型气流前缘分离并再附后，翼型后段的流速持续下降，压力得到恢复，并从70%弦长后超过原型翼型的压力值。原型翼型下翼面压力分布随迎角变化不大，但Mini-TED翼型下翼面中段和后段的压力随着迎角的增大而不断上升，压力分布远高于5°和10°迎角时的情形，前驻点位置继续向下游产生移动。
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| 图 5 2种机翼升力系数随迎角变化曲线 Fig 5 Variation of the lift coefficient CL with angles of attack(AOA) |
对比迎角从5°升高到15°的压强变化可以看到，原型翼型上翼面负压系数峰值的增量为0.15、0.2和-0.25，在迎角从10°升高到15°后，由于分离区覆盖了全部上翼面，负压值不增反降；而下翼面的压力分布只在前30%范围内得到提升，后70%弦长段压强维持在0值附近，因此原型翼型升力的变化主要依靠吸力面的影响。同时，由于下翼面的几何轮廓发生了改变，流动受阻增强，从而整个下翼面的压力随着迎角增大而明显升高。因此后退式Mini-TED翼型升力的增加来自下翼面压力和上翼面吸力的共同贡献。
2.2 升/阻力结果分析图 5给出了由原型翼型和Mini-TED翼型表面压力分布积分后得到的升力系数随迎角变化的曲线，其中CLEAN代表原型翼型。与原型翼型相比，后退式Mini-TED翼型的CL-α曲线整体增长显著，升力系数提高，最大升力系数CLmax提升已达1.3，而原型翼型的CLmax仅为0.9；Mini-TED翼型升力系数曲线斜率也大于原型翼，即迎角越大则Mini-TED对升力增长的贡献越大。2翼型临界迎角区别不大，均在17°迎角附近失速。
图 6为2种翼型由表面压力分布积分得到的压差阻力系数以及利用尾耙测量得到的型阻随迎角变化的曲线。0°迎角时，Mini-TED翼型压差阻力比原型翼型有微弱的提升，而型阻提升略多；随着迎角增大，Mini-TED翼型比原型翼型迎风面积增加，导致2种翼型阻力的差距不断扩大，Mini-TED翼型的阻力增长速度更快，因此迎角为16°时，翼型失速前Mini-TED翼型相对于原型翼总阻力的增量已超过压差阻力的增量，即摩阻对阻力增量的贡献随着迎角的增加而增加。原型翼的压差阻力与型阻之差(摩阻)几乎不随迎角发生变化，而Mini-TED 2压力之差(摩阻)在11°迎角之前基本保持不变；在迎角超过11°后，摩阻逐渐增加，压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，边界层内有较高的法向速度梯度，具有更强的剪切运动，从而摩擦力得到提高，这一推断与较大迎角时，Mini-TED翼型上面静压分布较低的实验结果相吻合。另一方面，前缘分离泡再附后，翼面边界层通常已发展为湍流，而湍流边界层的摩阻也较层流边界层高，随着迎角增加，分离泡尺度减小而湍流边界层的区域扩大。
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| 图 6 2种机翼阻力系数随迎角变化曲线 Fig 6 Variation of the drag coefficient CD with angles of attack(AOA) |
图 7(a)为2种翼型的升阻比随升力系数变化的曲线。小升力系数时Mini-TED翼型升阻比小于原型翼型，当升力系数高于0.35后，Mini-TED翼型的升阻比始终高于原型翼型，2翼型升阻比的差别也随着升力系数的增大而不断扩大，在升力系数为0.9时，Mini-TED翼型升阻比仍高于原型翼型，而2翼型的升阻比的极大值相差11%，并且Mini-TED翼型在升力系数0.6时具有最大升阻比，原型翼型仅在升力系数为0.3时具有最大升阻比，因此，后退式Mini-TED翼型具有更优的升阻性能。两种翼型的极曲线显示(见图 7(b))，升力系数小于0.3时，产生相同升力时原型翼型所受阻力较小，但与Mini-TED翼型相差不大。而当升力系数大于0.3后，相同升力的Mini-TED翼型所受阻力低于原型翼型，并且随着升力的增加，该阻力的差距逐渐扩大。表明在中高升力条件下后退式Mini-TED翼型具有更好的阻力特性。
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| 图 7(a) 2种翼型升阻比随升力变化曲线 Fig 7(a) Variation of the lift-to-drag ratio to lift coefficient |
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| 图 7(b) 2种翼型极曲线 Fig 7(b) Variation of the lift coefficient versus drag coefficient |
图 8为2种翼型对前缘的俯仰力矩系数随迎角的变化曲线,抬头为正力矩。2种翼型始终受到低头力矩的作用,后退式Mini-TED翼型比原型翼型具有更大的低头力矩,且力矩随着迎角的增大而不断增加。这表明,在襟翼上下方的压力差造成的额外升力增大了翼型的低头力矩;另外,由于翼型有效弦长的增加,使翼型气动中心向后缘移动,气动中心到前缘的力臂加长,也是导致低头力矩的增大的原因。2种翼型低头力矩随着升力增大而增加,因此2种翼型都具有较好的俯仰稳定性。对比2条曲线可以看到,原型翼型在小于2°迎角时的低头力矩随迎角增加较快,而Mini-TED翼型的低头力矩在该迎角范围内基本保持不变。大于2°迎角后,Mini-TED翼型低头力矩曲线的斜率则高于原型翼型,即Mini-TED对翼型低头力矩随着迎角增加得比原型翼型快。总体上,2种翼型的俯仰力矩系数曲线在绝大部分迎角情况下都表现出较好的线性,各迎角下Mini-TED翼型的低头力矩均大于原型翼型。
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| 图 8 2种翼型俯仰力矩系数随迎角变化曲线 Fig 8 Variation of the pitch-moment coefficient Cm with angles of attack(AOA) |
压力分布与流动结构密切相关，因此课题组还进行了不同迎角时，翼型周围的速度分布PIV测量。由于PIV测量数据量较大，关于各迎角PIV速度场、涡量场的详细讨论，请参阅文献[18]。本文仅给出5°迎角下的速度场数据，与图 4(b)进行对比，讨论Mini-TED翼型翼面速度分布的对压力分布的影响。图 9为原型翼型与Mini-TED翼型翼面无量纲平均速度分布云图和流线。Mini-TED翼型从前缘至后缘流速下降较为平缓，说明翼面逆压梯度小，流体有 足够的动量克服逆压造成的阻力，使上翼面流速普遍高于原型翼型。而原型翼型流动承受较大的逆压，从最大流速起向下游迅速衰减，尤其在后缘逆压梯度的作用下，贴近翼面的区域流动已接近停滞，流速远低于Mini-TED翼型。在原型翼型下翼面，流体保持贴体运动，静压较低，而Mini-TED翼型流动在后缘附近受到襟翼的阻碍，速度明显低于原型翼型，整个翼面静压增加，并且在Mini-TED襟翼前部角区因速度降低为0而形成局部静压集中。因此，翼面的速度分布与图 4中压力结果基本对应。
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| 图 9 2种翼型周围速度分布云流线图 Fig 9 Velocity distribution contours and stream lines around the NACA23012 airfoils with and without Mini-TED(AOA 5°) |
为探讨Mini-TED翼型上翼面具有较高流速的原因，测量了后缘周围的流动结构。图 10为5°迎角时，NACA23012翼型后缘和Mini-TED襟翼周围的时均速度矢量，背景为无量纲化速度分布云图，2图采用相同的色系。图中可以看出原型翼型后缘周围流速均低于自由来流速度，且上下翼面流动在十分接近后缘的下游平滑汇合，没有形成尾涡结构，且速度亏损区的范围较小，在速度亏损区内没有观察到倒流现象；而Mini-TED翼型后缘产生强烈的流动分离，形成了旋转方向相反的“对涡”结构，2涡之间有明显的逆流存在，速度亏损区范围显著扩大。由于涡旋结构使静压降低，在“对涡”的诱导下流体加速运动，可看出来自上翼面的流速已经高于自由来流速度，因此导致Mini-TED上翼面压力分布低于原型翼型。同时涡结构消耗了流动的动能，引起阻力的增加；另外，还可观察到Mini-TED翼型后缘上方边界层厚度小于原型翼型，而边界层外流速却远高于原型翼型，因此受到更大的剪切应力作用；上述2个原因使得Mini-TED翼型比原型翼型具有更大型阻。Mini-TED襟翼上方的低压区还使翼型后缘附近上下翼面压差增加，后缘获得额外的升力，且力臂较长，翼型受到低头力矩的作用，有利于翼型的俯仰稳定性。5°迎角时2种翼型尾流结构的差异普遍存在于翼型从0°迎角~失速迎角的范围内，区别在于涡旋尺度和强度的改变。
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| 图 10 2种翼型后缘流场结构和速度分布云图(迎角5°) Fig 10 Flow structures and contour plots of the velocity distribution (AOA 5°) |
本文通过实验研究，讨论了后退式Mini-TED对翼型和NACA23012翼型表面压力分布、气动力以及速度分布的差异，并分析Mini-TED对翼型气动力产生的影响及原因。实验来流速度U∞=15m/s，以翼型弦长为特征长度的雷诺数Re=1.3×105。后退式Mini-TED上表面的吸力和下表面的压力在各迎角时，均比NACA23012翼型明显增加，因此翼型升力的提高来自上下翼面压力增长的共同贡献；而原型翼型下翼面压力分布几乎不随迎角增加发生变化，仅上翼面吸力增加引起升力的改变。Mini-TED翼型上翼面流速普遍高于原型翼型，可以延迟后缘流动分离的发生，其翼面流速增加的主要原因一方面在于前驻点后移，导致上翼面前缘附近最大速度增加，另一方面由于后缘形成的涡结构使翼面逆压梯度降低。安装Mini-TED后，翼型的压差阻力也大于原型翼型；在中等迎角条件下(11°~16°)，摩阻也有所增加，原因在于湍流边界层覆盖的翼面积随迎角的增加而扩大。然而，在相同升力系数下，后退式Mini-TED翼型仍具有更大的升阻比，且最大升阻比明显高于原型翼型的最大升阻比。Mini-TED翼型的低头力矩也有所增大，但是与原型翼型相比，翼型的俯仰稳定性有所改善。
本实验仅对特定形态的后退式Mini-TED翼型进行一般气动特性和流场结构的研究，未能对不同安装状态下，如襟翼长度、安装角等对翼型气动特性的影响进行研究，因此有必要对Mini-TED形态的优化特性开展系列研究。
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