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
0 引 言
增升装置可以改善飞机低速性能，因此增升装置的构型和气动力特性一直以来备受关注，研究人员已发展出多种增升方法和装置。研究结果表明，尾缘形状对机翼的气动特性有重要影响。因此很多学者致力于对机翼后缘的改进设计研究[1, 2]，提出了多种后缘增升装置，如：格尼襟翼、开缝襟翼、发散后缘装置、分裂襟翼等。
在诸多的增升装置中，分裂式微小后缘装置( Split Mini-Trailing Edge Device，简称“分裂式 Mini-TED”)，如图 1[14]所示，结构简单，可操作性好，且增升效果显著，因此具有良好的发展前景。A D Gardner等在文献[3]中提到了分裂式Mini-TED在跨声速巡航状态下作用相当于发散后缘，而在低速情况下其效果与格尼襟翼类似。李亚臣和王晋军等对Gurney襟翼增升进行了系列研究[4, 5, 6, 7, 8]和综述性的总结[9]，指出对于低速翼型，格尼襟翼使尾流向下偏移，增加了翼型的有效弯度，襟翼使得下翼面压力增加，而在襟翼后方形成的涡结构能够抑制上翼面近后缘处的流动分离，使得上翼面吸附增强，上下翼面的压力差使得翼型的总环量增加，升力因此得到提高。
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| 图 1 分裂式Mini-TED设计Fig. 1 Design of the Split Mini-TED |
褚胡冰[10]等基于数值模拟研究了分裂式Mini-TED对二维L1T2三段翼型升阻特性的影响，并与R Balaji[11]等的实验结果进行对比。研究发现加装开裂式Mini-TED后，升力线整体向上平移，最大升力系数增加，失速攻角减小，低头力矩增加。
K Richter[12]等对分裂式Mini-TED的气动布局做出了数值模拟分析，他们将A340-300的机翼沿展向由翼根到翼尖划分为了根段、中段和末段，并在根段和中段加装了分裂式Mini-TED。与未作改装的机翼相比，在相同的升力系数下，改装机翼根段和中段的升力均大于原型机翼，而末段的升力小于原型机翼，表明在这种气动布局下，机翼的升力载荷向翼根方向移动了，这有利于减小机翼翼根处的弯矩。
H Zhou[13]在马赫数Ma=0.8的NACA0012数值模拟分析中发现，分裂式Mini-TED改变了后缘库塔条件，将上下翼面气流汇合点大大后移，在Mini-TED后形成了三涡结构，使得上翼面激波位置大幅度后移，升力和升阻比均大于原准翼型。但是分裂式Mini-TED形成的三涡结构并不稳定，脱落时容易引起机翼振颤。为了解决这个问题，他提出了图 2所示的“后退式微型后缘装置(Rearward Mini-TED，本文中简称后退式Mini-TED)”设计[14]：即将分裂式Mini-TED向机翼后缘移动，使得Mini-TED的一部分伸出后缘之外。而后基于该设计，进行了亚音速条件下气动特性的数值模拟，计算结果发现，这种设计使得机翼后缘处出现双涡流动结构，这种结构更加稳定，因此与分裂式Mini-TED相比，后退式 Mini-TED具有更稳定气动特性，且结构并不比分裂式Mini-TED复杂，应当具有较好的发展应用潜力。
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| 图 2 后退式Mini-TED设计Fig. 2 Design of the Rearward Mini-TED |
然而，目前对后退式 Mini-TED机翼气动性能的研究仅有少数数值模拟结果，尚无实验研究的报道；且数值模拟以机翼的气动特性和弦向流动结构(如尾涡等)为主，而对于具有较小展弦比的微型飞行器，低雷诺数下的三维流动特性较为明显，加装该后退式Mini-TED后，展向流动结构对其升/阻力特性的影响值得探讨。在此前提下，实验测量了加装后退式 Mini-TED的NACA23012机翼的升/阻力、力矩和翼尖涡流场结构，并对其气动特性和翼尖涡流场结构的相关性进行了分析。通过与原型机翼的实验结果进行对比，研究了该装置对机翼气动性能产生的影响。 1 实验装置
实验在闭口回流式风洞中进行，实验段尺寸为400mm×400mm×1750mm，流向湍流度0.1%。原型机翼弦长c=100mm，展长l=200mm，采用NACA23012翼型，表面光滑。自由来流速度为15m/s，以弦长c为特征长度的雷诺数为Re=1.0×105。后退式Mini-TED使用铝片制作，厚度为0.2mm，高度为5%c，安装位置在下翼面后缘上游1.5mm处，安装角与弦线成30°(从弦线顺时针旋转)，如图 3所示。在文献[4, 9]对Gurney襟翼安装角与增升效果的研究中，襟翼90°、75°、60°和45°安装角的测试结果表明，在中小升力系数下，45°安装角使机翼产生的升阻比最大，而在中高升力系数下，45°和60°襟翼改善升阻比的效果也非常明显，表明较小安装角的襟翼有利于增升减阻。但文献并未就更小的襟翼安装角的影响进行研究，因此本文进一步选择30°作为襟翼安装角度。文献[13]中选用了5%弦长的开裂襟翼使得翼型升阻比明显增加。综合考虑以上因素以及后退式Mini-TED的形态特征，本文选定了前述的Mini-TED设置参数。
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| 图 3 后退式Mini-TED安装示意图Fig. 3 Rearward Mini-TED installation diagram |
如图 4所示，实验中机翼模型通过背吊方式安装于天平下方，攻角由α调节机构控制，气动力和力矩测量采用六分量盒式天平。
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| 图 4 实验段装置示意图Fig. 4 Schematic diagram of the experimental setup |
翼尖涡流场采用七孔探针测量，探针直径φ=2.8mm，水平安装于机翼下游，并与空气自由来流方向平行，用以扫描机翼下游与来流相垂直截面的速度分布，如图 5所示。由于机翼两侧翼尖涡流场具有对称结构，因此仅选取左侧翼尖附近作为七孔探针测试区域。机翼下游扫描截面位置X/c=0.3，X为扫描截面到机翼后缘的距离。实验中七孔探针扫描截面面积为100mm×69mm，扫描原点位于机翼左侧翼尖外侧，与翼尖的水平距离为40mm，竖直距离为35mm。探针水平运行步长为4mm，竖直运行步长为3mm，共计624个测点，每个测点测量时间为5s，耗时52min。对该4mm×3mm网格密度进行测试，所得到的速度向量、局部总压、静压等结果精度较高(例如，速度值测量误差不超过1%)。在该网格密度下，对各工况测得的涡核静压等物理量可以做出明确对比。虽然大步长可能将涡量值和细节平滑掉，导致由速度场导出的涡量值将略低于小步长扫描的结果，但对于研究涡量变化趋势已经能够满足要求。另一方面，如果采用更小的扫描步长，如2mm，则每个平面扫描耗时可能接近4个小时，实验效率过低，风洞耗电较大。综合考虑以上因素，最终选定4mm×3mm为扫描网格。
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| 图 5 七孔探针扫描截面示意图Fig. 5 Seven-hole probetest section diagram |
实验测量了攻角α从-4°到20°范围内的气动力、力矩及对应的翼尖涡流场，间隔为1°，共25个攻角工况，每工况进行了七次独立数据采集，重复性好，本文给出其测量的平均值。 2 实验结果及分析 2.1 气动特性测量结果
图 6给出了原型机翼和后退式Mini-TED机翼升力系数随攻角变化曲线，图中Clean代表原型机翼，Mini-TED代表加装后退式Mini-TED的机翼。总体上来看，后退式 Mini-TED使得机翼的CL-α曲线向左向上平移，并且斜率略微增加，文献[10, 11]认为其原因在于Mini-TED改变了机翼后缘库塔条件，使上下翼面气流平滑汇合点的位置处在机翼后缘点下游的尾流中，从而机翼的有效弦长有所增加。与原型机翼相比，后退式Mini-TED增加了机翼的升力系数，最大升力系数CLmax增大了21.4%；但失速攻角略有下降，从19°降低到18°；并且零升攻角也显著减小，观察两种机翼在α=-4°的升力特性，原型机翼在攻角-4°时，升力系数为负，而加装了后退式Mini-TED后，升力系数已增长为正值，说明零升攻角明显减小。实际上，采用后退式Mini-TED后，增大了机翼的有效弯度，并使下翼面的气流受到阻碍而减速，导致上下翼面压力差增加，从而升力得到提升。
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| 图 6 两种机翼升力系数随攻角变化曲线Fig. 6 Variation of the lift coefficient with angles of attack |
图 7为两种机翼阻力系数随攻角的变化曲线。从两条CD-α曲线看出，后退式Mini-TED同样增加了机翼的阻力系数。在α=0°附近时，机翼阻力系数略微大于原型机翼，只增加了0.0076。但随着攻角的增加，后退式Mini-TED机翼的阻力系数增长的速度加快，与原型机翼阻力系数的差值也越来越大。当α=18°时，CD的增加量为0.0753，相当于原型机翼CD的38%。这一方面是因为后退式Mini-TED增加了机翼的迎风面积，使压差阻力升高，尤其在低速大攻角情况下，压差阻力成为总阻力的主要成分，因此后退式Mini-TED机翼的阻力增长明显大于原型机翼。另一方面，由于后退式Mini-TED引起的弯度增大导致机翼后缘下洗运动增强，并叠加了翼尖涡诱导产生的下洗运动，故机翼的诱导阻力增大，使得机翼的总阻力随之增加。
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| 图 7 两种机翼阻力系数随攻角变化曲线Fig. 7 Variation of the drag coefficient with angles of attack |
文献[17]研究了在NACA23012机翼后缘连接了20%主翼弦长的同翼型的外接襟翼，并进行了雷诺数1.05×106下不同襟翼偏角的气动特性测量，发现襟翼与主翼弦线呈30°时增升效果最明显，最大升力系数CLmax已超过1.9，零升攻角减小到-9°附近，然而失速攻角却远小于原型翼。本文Mini-TED机翼升力系数变化趋势与文献[17]相似。主要区别在于高升力系数时，文献得到的阻力有所减小，而本文阻力却有所增加。分析认为存在以上现象的原因在于：① 文献[17]中襟翼通过小铰链支架安装在主翼后缘，襟翼与主翼之间存在一定缝隙，形成了类似于开缝襟翼的效果，因此其增升机理在增加机翼的弯度、有效弦长等方面与本文的Mini-TED相似。② 不同之处在于，文献[17]中襟翼与主翼之间缝隙形成射流，会增加上翼面后缘附近的流速，延缓分离，达到增升目的。而本文Mini-TED使机翼后缘形成稳定的尾涡区，减小了静压，上翼面流动受到吸引而加速，从而抑制了上翼面的流动分离，同时下翼面的气流由于受到Mini-TED的阻挡作用，使得下翼面压力升高，导致升力系数增加。另一方面，后缘的尾涡消耗了动能，其效果体现为阻力的增加。
图 8是两种机翼升阻比随攻角的变化曲线。由图 8可知，两种机翼的升阻比曲线都呈现出先增加后减小的趋势。原型机翼在-4°到4°攻角范围内升阻比增加较快，且在α=7°附近取得最大值CL/CD=6.65，而后从α=7°开始缓慢减小；后退式Mini-TED机翼的升阻比曲线在-4°到3°攻角之间逐渐增加，但其增加速度小于原型机翼，α=3°时取得最大值CL/CD=7.20，α＞3°后，后退式Mini-TED机翼升阻比随攻角增加缓慢减小，在α=7°以后，两种机翼升阻比下降趋势完全一致，仅有量值上的微小差别。
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| 图 8 两种机翼升阻比随攻角变化曲线Fig. 8 Variation of the lift-to-drag ratio with angles of attack |
图 9给出两种机翼升阻比随升力系数变化曲线(图中相同升力系数时，两种机 翼对应的攻角不同)，结果显示，当CL＜0.2时，后退式Mini- TED机翼升阻比略小于原型机翼，而当CL＞0.2时，后退式Mini-TED机翼升阻比更大，与原型机翼相比在CL=0.3时取得最大升阻比增量为8.0%。在中高CL下，后退式Mini-TED机翼升阻比均明显大于原型机翼，增升效果明显。
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| 图 9 两种机翼升阻比随升力系数变化曲线Fig. 9 Variation of the lift-to-drag ratio with lift coefficient |
图 10为两种机翼在1/4弦长处的俯仰力矩系数随攻角的变化曲线，取低头力矩为负。比较两种机翼的俯仰力矩特性曲线，后退式Mini-TED机翼的低头力矩明显大于原型机翼(即后退式Mini-TED机翼力矩的绝对值更大)。这一方面是因为后退式Mini-TED增加了机翼的有效弦长，使得机翼的气动中心向后移动，在对机翼1/4弦长点取俯仰力矩时，升力的力臂明显增加；同时机翼的升力系数增加；另一方面，流经机翼下翼面的气流在后缘处受到后退式Mini-TED的阻挡作用，使得机翼下翼面速度降低，压力增大，导致机翼后缘处局部升力增加[3]。这两者综合作用，使得后退式Mini-TED机翼的低头力矩增加。在攻角小于10°时，原型机翼的力矩系数变化不大，大致在Cm =-0.015~-0.035之间，在攻角超过10°后，低头力矩迅速增长；而后退式Mini-TED机翼在α=0°到13°之间，低头力矩线性增加，在α＞13°后， Cm-α曲线斜率虽有增加，但变化并不剧烈，尤其在 10°攻角附近，并未出现原型机翼低头力矩突然增加 的状况，在α＞10°后，其Cm-α曲线斜率也明显小于原 型机翼，表明后退式Mini-TED增强了机翼在中等攻角和大攻角工况下的的俯仰稳定性。文献[10]的计算结果显示微型后缘装置使得力矩曲线基本呈线性平移，对纵向净稳定性影响较小。不过文献[10]中使用的Mini-TED形态与本文不同，本文中Mini-TED向后移动之后，对1/4弦长点取矩时，升力力臂明显增加，使得机翼Cm-α曲线发生相应变化。
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| 图 10 两种机翼俯仰力矩随攻角变化曲线Fig. 10 Variation of the pitching moment with angles of attack |
图 11为七孔探针扫描结果，截面显示的是机翼 速度矢量场Vy-Vz，截面速度矢量均采用同一比例尺，比例尺为1mm=0.8m/s，背景为自由来流速度分布云图Vx。黑色粗虚线和细虚线分别代表机翼后缘和后退式Mini-TED下缘在扫描截面上的投影，图 中坐标均已无量纲化，翼尖位于Y/c=0，Z/c=2处，扫描起始点坐标为Y/c=-0.4，Z/c=1.65。
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| 图 11 两种机翼在不同攻角下的速度矢量场及 来流速度云图Fig. 11 Tip vortex velocity fields and velocity contours of two different airfoils |
图 11中(a)、(c)、(e)、(g)侧为原型机翼，(b)、(d)、(f)、(h)侧为后退式Mini-TED机翼。图 11(a)为原型机翼在-4°攻角下的翼尖涡结构，可以看到翼尖气流从上翼面向下翼面绕流，呈现出“反向”的翼尖涡结构，表明机翼上翼面的压力大于下翼面，机翼受到负升力作用；图 11(b)为后退式 Mini-TED机翼在-4°攻角下翼尖涡结构，其翼尖气流旋转方向与图 11(a)相反，已经展现出从下翼面向上的微弱绕流，即下翼面压力高于上翼面，此时机翼受到 正升力，从而印证了图 6中关 于后退式Mini-TED能 减小机翼零升攻角的结论。而当α＞0°攻角时，两种机翼都呈现出正向翼尖涡结构，不同之处在于，相对于原型机翼，后退式Mini-TED机翼尾流的速度亏损区宽度增加且下洗速度增大，翼尖涡附近的 剪切速度明显增加，这将导致后退式Mini-TED机翼 具有更强的翼尖涡。
旋涡的涡核是涡量集中的区域，涡核处静压低于自由来流的静压，旋涡越强，涡核处静压系数越小，因此可以从图 11中提取涡核处静压值计算静压系数来衡量翼尖涡强度[15]。图 12为两种机翼涡核静压值随攻角的变化曲线。α从0°增加到15°，两种机翼的翼尖涡涡核静压系数均逐渐减小，表明翼尖涡强度在逐渐增大。这是因为随着攻角的增加，上下翼面压力差增加，翼尖分离出的自由剪切层(即涡量输运面)的强度增加，进而使自由剪切层卷绕而形成翼尖涡强度增大。进一步比较可以看到，后退式Mini-TED机翼静压值均小于同攻角下的原型机翼，表明其机翼有更大的上下翼面压力差和更强的翼尖涡。不过，后退式Mini-TED在机翼获得高升力的同时也诱导出更强的下洗运动，增加了机翼的诱导阻力。
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| 图 12 两种机翼涡核静压系数随攻角变化曲线 来流速度云图Fig. 12 Variation of static pressure coefficient of tip vortex cores with angles of attack |
从图 13三向速度场中提取α=5°和α=15°时Y/c=0.4竖直线上的来流速度vx，得到两种机翼的尾流速度分布曲线如图 13。从图 13中可以看出，加装后退式Mini-TED会使尾流速度亏损区位置随下洗运动的增强而下移，且速度亏损区宽度增大，动量损失增加，这也表明后退式Mini-TED会增加机翼的阻力。对比α=5°和α=15°两攻角的尾流速度剖面曲线可以发现，α=15°时速度亏损区内的最小速度值更小，动量损失更大，后退式Mini-TED机翼和原型机翼的动量损失之差值也越大，说明两种机翼阻力差值随攻角增加而增加。
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| 图 13 两种机翼Y/c=0.4处尾流速度分布曲线 来流速度云图Fig. 13 Variation of wake velocity of two different airfoils |
文献[14]对加装后退式Mini-TED的NACA0012 翼型进行的数值模拟，讨论了机翼在小攻角时的增升机理和增升效果。文献关注的是马赫数为0.6和0.8的可压缩问题，当上翼面有激波存在时，与原型翼型相比，Mini-TED对翼面的影响主要是激波位置向后缘移动，从而改变了压力分布，增加了上翼面吸力区，使得翼型升力系数增加，这种效果在Ma=0.8时更加明显。本文实验为不可压缩低速流动，Mini-TED对翼面压力分布和升力的贡献主要来自后缘涡结构的生成和下翼面流动受阻而减速的共同影响。本文实验的不足之处在于实验仅研究了一种特定形态的后退式Mini-TED，尚未探讨其长度、安装位置及安装角度等因素的影响。我们将在后续的实验中对后退式Mini-TED各种形态及其与Gurney襟翼、开裂式Mini-TED增升效果的差别做出系统的比较研究。 4 结 论
(1) 本文采用实验研究的方法对文献[11]所提出的后退式微型后缘装置的效能进行了验证。实验结果表明：该装置使NACA23012机翼升力系数明显增加；零升攻角减小；Mini-TED对翼面压力分布和升力的贡献主要来自后缘涡结构的生成和下翼面流动受阻而减速的共同影响。
(2) 后退式Mini-TED增加了机翼的阻力系数，但在中高升力系数的情况下，后退式Mini-TED机翼升阻比明显大于原型机翼。
(3) 加装后退式Mini-TED后使得气动中心后 移，机翼低头力矩增加趋势更趋平稳，使机翼在中等攻角和大攻角情况下的俯仰稳定性得到提高。
(4) 后退式Mini-TED造成机翼上下翼面更大的压力差，导致翼尖涡和下洗运动增强，使得尾流速度亏损区下移且宽度增加，引起更多的动量损失，对机翼减阻有不利影响。
| [1] | Thompson B E, Lotz R D. Divergent trailing edge airfoil flow[R].AIAA 1996-47040, 1996. |
| [2] | Hanse H. Application of adaptive trailing edge elements the AWIATOR Project[R].CEAS/KATnet Conference on Key Aerodynamic Technologies. Bremen, 2005: 20-22. |
| [3] | Gardner A D, Nitzsche J. Adaptive load redistribution using Mini-TEDS[C]//25th International Congress of the Aeronautical Sciences, 2006. |
| [4] | Li Yachen, Wang Jinjun. Experimental investigation on the mechanism of lift augmentation of a NACA0012 wing with a Gurney flap[C]//Proceeding of the 2nd National Symposium on Low Speed, Transonic and Supersonic Aerodynamics, 2003: 149-163. (in Chinese) 李亚臣, 王晋军. NACA0012翼型Gurney襟翼增升特性及其机理实验研究[C]//第二届全国低跨超声速空气动力学交流会论文集, 2003: 149-163. |
| [5] | Li Yachen, Wang Jinjun, Zhang Panfeng. Experimental investigation of lift enhancement on a NACA0012 airfoil using plate/serrated Gurney flap. Acta Aeronaut et Astronaut Sinica, 2003, 24(2): 119-123. (in Chinese) 李亚臣, 王晋军, 张攀峰. 平板/锯齿型Gurney襟翼对NACA0012翼型增升实验研究[J]. 航空学报, 2003, 24(2): 119-123. |
| [6] | Li Yachen, Wang Jinjun. Experimental investigation into effects of Gurney flaps on supercritical airfoil[J]. Journal of Beijing University of Aeronautics and Astronautics, 2003, 29(6): 471-474. (in Chinese) 李亚臣, 王晋军. 超临界翼型Gurney襟翼增升实验研究[J]. 北京航空航天大学学报, 2003, 29(6): 471-474. |
| [7] | Wang Jinjun, Cai Zeming, Liu Tiezhong, et al. Investigation on application of Gurney flap to triplane configuration aircraft lift-enhancement[J]. Journal of Experiments in Fluid Mechanics, 2006, 20(2): 30-35. (in Chinese) 王晋军, 蔡泽明, 刘铁中, 等. Gurney襟翼增升技术在三翼面布局飞机模型上应用的实验研究[J]. 实验流体力学, 2006, 20(2): 30-35. |
| [8] | Li Yachen, Wang Jinjun, Zhang Panfeng. Effect of Gurney flapson a NACA0012 airfoil[J]. Flow Turbul Combust, 2002, 68(1): 27-39. |
| [9] | Wang Jinjun, Li Yachen, Choi K S. Gurney flap-lift enhancement, mechanisms and applications[J]. Progress in Aerospace Sciences. 2008, 44(1): 22-47. |
| [10] | Chu Hubing, Zhang Binqian, Chen Yingchun, et al. Investigation on Mini-TED efficiency and impact of its geometrical parameters[J]. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica, 2012, 33(3): 381-389. (in Chinese)褚胡冰, 张彬乾, 陈迎春, 等. 微型后缘装置增升效率及几何参数影响研究[J]. 航空学报, 2012, 33(3): 381-389. |
| [11] | Balaji R, Bramkamp F, Hesse M. Effect of flap and slat riggings on 2-D high-lift aerodynamics[R]. AIAA 2006-19391, 2006. |
| [12] | Richter K, Rosemann H. Numerical investigation on the aerodynamic effect of Mini-TEDS on the AWIATOR Aircraft at cruise conditions[R]. 25th International Congress of the Aeronautical Sciences, 2006. |
| [13] | Zhou Hua. Numerical analysis of effect of Mini-TED on aerodynamic characteristics of airfoils in transonic flow[J]. Acta Aeronaut et Astronaut Sinica, 2009, 30(8): 1367-1373. (in Chinese) 周华. Mini-TED改变翼型跨声速性能的数值分析[J]. 航空学报, 2009, 30(8): 1367-1373. |
| [14] | Zhou Hua. Rearward MiniTED: Its concept design and numerical validation[C]//2012 Asia-Pacific International Symposium on Aerospace Technology. Jeju, Korea, 2012. |
| [15] | Gu Yunsong, Cheng Keming. Flow field characteristics of wing tips vortex and its control[J]. Acta Aerodynamica Sinica, 2008, 26(4): 446-451. (in Chinese) 顾蕴松, 程克明. 翼尖涡流场特性以及控制[J]. 空气动力学学报, 2008, 26(4): 446-451. |
| [16] | Jacobs E N, Clay W C. Characteristics of the NACA23012 airfoil from tests in the full-scale and variable-density tunnels[R]. NACA Report 1935. |
| [17] | Platt R C, Abbott I H. Aerodynamic characteristics of NACA23012 and NACA23012 airfoils with 20-percent-chord external-airfoil flaps of NACA23012section[R]. NACA Report 1936. |