程巨擘，代 欽，2

（1.上海大學上海市應用數(shù)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）

低雷諾數(shù)下Mini-TED對翼型流動分離特性的影響PIV實驗研究

程巨擘1，代 欽1，2

（1.上海大學上海市應用數(shù)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）

介紹了安裝有后移式微型后緣裝置（Rearward Mini-TED）的NACA23012翼型流場結(jié)構(gòu)的低雷諾數(shù)風洞實驗結(jié)果。實驗采用PIV技術(shù)采集了不同迎角時翼型周圍的速度分布，測量了后緣附近Mini-TED周圍的詳細渦旋結(jié)構(gòu)，并與NACA23012原型翼型周圍流場進行比較分析，以研究該Mini-TED對翼面流動分離特性造成的影響，本實驗以弦長為特征量的雷諾數(shù)為Re≈1.3×105。實驗結(jié)果顯示，Mini-TED對上翼面的流動分離有明顯的抑制作用，尤其在較大迎角時更為有效，并且上翼面流速均高于對應迎角時原型翼型的翼面速度；下翼面流動在Mini-TED前方形成局部的低速區(qū)，造成靜壓升高，同時Mini-TED上方觀察到對渦結(jié)構(gòu)，形成低壓區(qū)，二者共同作用的結(jié)果將導致后緣產(chǎn)生附加升力，增加翼型的低頭力矩。上下翼面間的速度差比原型翼型有所增加，使翼型獲得更高的升力。

縮進式Mini-TED；風洞實驗；速度分布；流動分離；PIV測量

0 引 言

微型后緣裝置（Mini-Trailing Edge Devices，Mini-TED）是一種后緣流動控制方法，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。由于其幾何尺寸較小，安裝使用簡易，增升效果明顯，因而受到較多的關注。文獻［1］將Mini-TED看作是一類具有不同幾何形態(tài)的后緣控制元件的統(tǒng)稱，可以包括發(fā)散式后緣、分裂式襟翼、Gurney襟翼、楔形后緣等。該類裝置相對尺度遠小于傳統(tǒng)后緣流動控制裝置，尺寸通常限制在1%～5%弦長以下。

K.Richter和H.Roseman［1-2］對Mini-TED在跨聲速流動中的氣動特性進行了綜合研究，從實驗和數(shù)值模擬兩方面，對Gurney襟翼、開裂式襟翼、發(fā)散式襟翼3種形態(tài)和不同尺寸的Mini-TED對翼型表面壓力分布、流動結(jié)構(gòu)的影響進行了對比分析。研究認為，Mini-TED對翼型產(chǎn)生增升作用的主要原因在于翼型后緣有效彎度的增加和翼型后段上下翼面壓力差增加兩個方面。該文獻還比較了上述3種Mini-TED的長度、安裝角度對翼型氣動特性的影響和增升效果的差異。

Liebeck［3］是以增強賽車在高速運動時對地面的吸附力為目的，首先提出Gurney襟翼的概念，并對安裝了高度h為1%弦長量級Gurney襟翼的Newman翼型進行了風洞實驗，結(jié)果顯示其升力比凈機翼有明顯增加，最大升力系數(shù)提高，且相同升力系數(shù)下，阻力有所減??；而當Gurney襟翼高度超過2%弦長后，升力雖然增加，但阻力也隨之增長。由于Newman翼型是用于驗證邊界層理論的規(guī)范翼型，因此該實驗結(jié)果具有較高的可靠性和普遍性。為說明襟翼為何在特定高度范圍內(nèi)可以起到增升減阻作用，Licbeck采用絲線法觀察了襟翼周圍的流態(tài)，發(fā)現(xiàn)了較低襟翼后方的對渦結(jié)構(gòu)造成的速度虧損區(qū)范圍小于凈機翼流動分離形成的速度虧損區(qū)，因而動量損失較小，而較高的襟翼對應的動量損失大，由此帶來更大的阻力增量。

文獻［1-3］中的結(jié)果主要依賴于對氣動力測量結(jié)果的分析，由于缺乏關于流動結(jié)構(gòu)的實驗資料，對氣動特性變化機理的討論多以引用和推斷的方式進行描述。

王晉軍等對Gurney襟翼進行了綜述性的回顧［4］，并詳細研究了Gurney襟翼安裝參數(shù)對低雷諾數(shù)下翼型的氣動影響，其中關于縮進式和安裝角小于90°的 Gurney襟翼增升機理的分析依賴于對PIV流動結(jié)構(gòu)分析［5］，發(fā)現(xiàn)Gurney襟翼后交替的渦脫落推遲了尾流區(qū)的壓力恢復，抑制了上翼面后緣附近的流動分離，壓力降低，上下翼面的壓差增加，升力得到提升。

Zhou通過數(shù)值模擬研究了跨聲速流動分裂式Mini-TED的增升效果［12］，認為Mini-TED后產(chǎn)生的三渦結(jié)構(gòu)不夠穩(wěn)定，在脫落時會引起機翼的振顫。因此提出了改進方案，即后移式Mini-TED（Rearward Mini-TED）概念［13］，將傳統(tǒng)分裂式Mini-TED向后緣移動，使得襟翼一部分伸出后緣，而后對安裝該改進型襟翼的NACA0012翼型在亞跨音速時的氣動特性和流場結(jié)構(gòu)進行了數(shù)值模擬，計算結(jié)果顯示機翼后緣下游產(chǎn)生穩(wěn)定的雙渦結(jié)構(gòu)，從而具有更加穩(wěn)定的氣動特性。而在結(jié)構(gòu)方面，后移式Mini-TED并不比分裂式Mini-TED復雜很多，故而應具有很好的發(fā)展應用潛力。

實際上，后移式Mini-TED可以看做是具有小安裝角的縮進式Gurney襟翼，目前對這類襟翼研究僅限于少量數(shù)值模擬結(jié)果，尚無實驗研究的報道，且主要以對稱翼型在大雷諾數(shù)和亞跨音速條件下的計算為主。因此本實驗針對加裝后移式Mini-TED的NACA23012翼型進行低雷諾數(shù)下流場的PIV測量，并與NACA23012原型的實驗結(jié)果相對比，探討后移式Mini-TED低速條件下翼型流動結(jié)構(gòu)的演化規(guī)律及其對氣動特性可能產(chǎn)生的影響。

1 實驗裝置和條件

實驗在回流式風洞的閉口段中進行，實驗段尺寸400mm×400mm×1700mm，湍流度0.1%。實驗布局如圖1所示，翼型模型豎直安裝在迎角調(diào)節(jié)機構(gòu)的電動轉(zhuǎn)盤上，實驗迎角由計算機控制進行自動調(diào)節(jié)。原型翼型為鋁制NACA23012，表面光滑，弦長c= 130mm，后移式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°（從后緣沿順時針旋轉(zhuǎn)），如圖2所示。實驗來流速度U∞=15m／s，以翼型弦長為特征尺度的雷諾數(shù)Re=1.3×105。

PIV實驗對翼型周圍流場的3個區(qū)域分別進行測量，如圖3中所示，測量區(qū)1、2為上、下翼面流場，拍攝面積各為140mm×86mm；測量區(qū)3為后緣附近流場，拍攝面積25mm×18mm，片光源從上、下翼面方向照明流場。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1600×1200，雙腔Nd：YAG激光器，重復頻率為15Hz，雙曝光模式，相機與激光器的同步由信號發(fā)生器控制。光源布置于風洞實驗段側(cè)面，CCD相機置于風洞頂部進行拍攝。實驗工況為NACA23012原型翼型和加裝后移式Mini-TED翼型兩種模型，以對比兩者流動結(jié)構(gòu)的差異，迎角分別為0°、5°、10°、15°。每種工況下均連續(xù)采集500組粒子圖像后經(jīng)統(tǒng)計運算得到時均流場信息。

圖2 后移式Mini-TED安裝示意Fig.2 Rearward Mini-TED installation diagram

圖3 PIV測量區(qū)域俯視示意圖Fig.3 Schematic diagram of the PIV experimental setup

2 PIV實驗結(jié)果分析

圖4為后移式Mini-TED翼型與原型翼型后緣流場的時均流線圖，背景為渦量分布。各迎角時，后移式Mini-TED翼型后緣均生成旋轉(zhuǎn)方向相反的對渦結(jié)構(gòu)，其中上方渦旋尺度較下方渦旋尺度大，兩渦之間存在小范圍的逆流區(qū)；來自上下翼面的主流在后緣下游稍遠處平滑匯合，滿足庫塔條件，相當于有效氣動弦長增加。隨著迎角的增加，兩渦旋的尺度無明顯改變，但強度改變較大（見圖6）。由于渦旋形成低壓區(qū)，并與Mini-TED下方的正壓區(qū)產(chǎn)生壓強差，給翼型后緣帶來額外的局部升力增量（從后文下翼面速度分布可看出），使翼型受到低頭力矩的作用，同時將增加翼型的壓差阻力。另外，對渦生成將引起尾流的能量耗散，也是翼型阻力增加的原因。后移式Mini-TED翼型尾流中的渦量明顯高于原型翼型，所形成的后緣附近低壓區(qū)，可降低上翼面的逆壓梯度，有利于在大迎角條件下延遲流動分離。因此在10°及以上迎角時，后移式Mini-TED翼型翼面分離相對于原型翼型均受到明顯抑制。另外，后緣附近的逆壓梯度的降低，使得上翼面流動保持較高的速度，從而加大了邊界層內(nèi)的速度剪切，使后移式Mini-TED翼型的摩擦阻力也將隨之增加。

圖4 兩種翼型后緣附近流線圖及渦量云圖Fig.4 Streamlines of wake flow and vorticity contours near the trailing edge

圖5為后緣下游3%弦長處，兩種翼型豎直方向的無量綱水平速度剖面（u／U∞）。相比原型翼型，Mini-TED翼型的速度虧損區(qū)下移，即后移式Mini-TED翼型尾流下洗角大于原型翼型，該下洗角的增量是由于機翼等效彎度增加造成的結(jié)果。由薄翼理論可知，彎度對升力的貢獻直接體現(xiàn)在減小了翼型的零升迎角（負值），使得等效迎角增加。原型翼速度虧損區(qū)內(nèi)，流速范圍為0.0＜u／U∞＜1.0，表明原型尾流中沒有形成渦旋結(jié)構(gòu)，動能耗散較小，且速度虧損值隨著迎角的增加而不斷減小；而后移式Mini-TED翼型速度虧損區(qū)寬度遠大于原型翼型，由于對渦結(jié)構(gòu)的存在，兩渦之間產(chǎn)生了u／U∞＜0.0的逆流，由此造成的動量損失更多，但各迎角速度虧損值無明顯變化，因此可以認為隨著迎角的增加，后移式Mini-TED翼型和原型翼型尾流最小速度差增大，從而產(chǎn)生更多的動量損失，阻力也隨之增加。

圖6是從后移式Mini-TED翼型后緣雙渦渦核處提取的渦量值?？梢钥闯?，迎角的改變對上方渦旋的渦量影響小，隨著迎角的增加，其渦量下降較為緩慢；而下方渦旋雖然尺度無明顯變化，但渦量增長較為顯著，即隨著迎角增加，下翼面流動繞過Mini-TED尖端的剪切流動不斷增強，由此形成的下方渦旋具有較高的強度，因此后移式Mini-TED翼型動量損失的增量主要來自該渦旋的貢獻。

圖5 兩種翼型尾流速度分布曲線Fig.5 Variation of velocity deficit in the wake flow of two different airfoils

圖6 后緣后渦對渦量隨迎角變化曲線Fig.6 Change of the vorticity of the pair of vortecies behind the trailing-edge with various angles of attack（AOA）

圖7所示為上翼面時均流場的無量綱化速度等值線及流線圖。在0°迎角時，兩種翼型上翼面最大流速umax值基本相當，但流速分布有所區(qū)別，原型翼型在翼面前段的流速大于自由來流速度（u＞U），而在40%c以后的翼面流速的明顯下降，因此，逆壓造成的切向速度梯度較大；而Mini-TED翼型大部分翼面流速分布均超過自由來流速度（u＞U），僅在后緣附近觀察到流動分離，說明后緣靜壓降低使逆壓梯度減小，翼面流動能保持較高的速度。由流速分布狀況看出Mini-TED翼型可推遲流動分離的發(fā)生，使低壓區(qū)覆蓋翼面更大的范圍，有利于提高翼型的升力。

當迎角增大到10°時，如圖7（b）所示，原型翼后緣附近由于逆壓梯度增加，流速下降較為劇烈，流動分離點已經(jīng)向前緣移動到20%弦長處，80%的翼面為低速流動所覆蓋。而后移式Mini-TED翼型翼面附近保持高流速，邊界層很薄，翼面沒有形成明顯的脫體運動，表明后緣附近仍保持較低的逆壓梯度，難以對上游高速度的來流形成阻滯和產(chǎn)生逆流，抑制了翼面過早分離。

迎角15°時，逆壓梯度增大，兩種翼型均在前緣附近形成流動分離。原型翼型的分離區(qū)厚度較大，分離區(qū)外的流向速度明顯衰減；而Mini-TED翼型前緣附近的局部速度峰值超過原型翼型，并在后緣低壓區(qū)的共同影響下，流體有足夠的動能克服逆壓的影響，保持較高流速，流動分離弱于原型翼型，分離邊界層厚度減小，邊界層外流向速度高于原翼型。表明在大迎角時，Mini-TED翼型能夠?qū)θ砻媪鲃臃蛛x產(chǎn)生一定的抑制作用，改善大迎角時翼型的升力特性。

圖8是NACA23012原型和后移式Mini-TED翼型的下翼面速度等值線和流線。迎角0°時，兩種翼型前駐點位置大致重合，故上翼面的速度峰值和位置差別不大；隨著迎角的增加（如圖8（b）和8（c）所示），駐點位置向下游移動，且兩種翼型的駐點逐漸產(chǎn)生位置差，Mini-TED翼型前駐點比原型翼型稍遠離前緣，使氣流以更高的速度繞過前緣到達上翼面。因此，前駐點較遠的后移和后緣渦旋低壓區(qū)的共同影響，導致Mini-TED翼型上翼面流速較高，從而受到更大的吸力作用。

圖7 原型翼型與Mini-TED翼型上翼面速度分布云圖Fig.7 Velocity distribution contours over the upper-surface of airfoils

圖8 兩種翼型下翼面流速分布云圖Fig.8 Velocity contours over the lower-surface of airfoils

同時，兩種翼型前駐點周圍的低速區(qū)范圍隨著迎角的增加而持續(xù)擴大，使下翼面靜壓增加。在相同迎角下Mini-TED翼型下翼面流速均低于原型翼型，壓力分布高于原型翼型，再結(jié)合考慮兩種翼型上翼面速度分布的差別，可以推斷Mini-TED翼型在各迎角下均比原翼型獲得更高的升力。具體來看，原型翼型的流動從駐點起向下游加速較快，下翼面高流速覆蓋的區(qū)域范圍大，當流速達到最大值后從翼型后段逐漸減速。對于Mini-TED翼型在小迎角時，流動在后緣附近受到阻礙，形成局部靜壓集中，使Mini-TED翼型下翼面存在較大逆壓梯度，因此流動加速達到最大值后，從翼型中段起已經(jīng)開始減速；而中等迎角10°時，流動從最大值減速后，受到后緣低壓區(qū)的吸引，流速再次增加，在繞過Mini-TED尖緣時形成局部強剪切流動；迎角15°時，流速從前駐點起向后緣持續(xù)加速，沒有出現(xiàn)明顯的減速過程，說明Mini-TED對下翼面氣流的阻礙作用隨著迎角的增加而減弱，翼面流速低于原型翼型的主要原因在于整個翼型迎風面積的增加，導致翼型壓差阻力的提高。另外各迎角時，在Mini-TED襟翼前部與主翼連接的角區(qū)流速下降為零（如圖8（a）、（c）紅色方框內(nèi)所示），靜壓達最大值，對后緣附近局部升力增加有貢獻，并可能使翼型受到低頭力矩的作用。Mini-TED翼型的流線在襟翼之前即已開始向下偏折，而原型翼的流線在后緣附近均沿翼面流動，因此后移式Mini-TED使尾流的下洗角增大，翼型有效彎度增加，升力可得到提高。

3 結(jié) 論

本文通過PIV實驗測量，對比討論了在低雷諾數(shù)下安裝有后移式Mini-TED的NACA23012翼型和NACA23012原型周圍的速度分布，以了解Mini-TED翼型流動結(jié)構(gòu)對氣動特性產(chǎn)生的影響，得到如下結(jié)論：

相比NACA23012原型翼型，后移式Mini-TED使上翼型流速增加下翼面流速降低，并改變了上翼面最大速度值的位置，推遲了上翼面流動分離的發(fā)生。在上翼面靜壓下降和下翼面靜壓增長的共同作用下，Mini-TED翼型比NACA23012原型獲得更高的升力，但同時壓差阻力和摩阻也將有所增長。

后移式Mini-TED翼型后緣后形成了一對逆向旋轉(zhuǎn)的渦結(jié)構(gòu)，在該渦旋低壓區(qū)減弱了后緣附近的逆壓梯度，對翼面流動起引射作用，是上翼面保持較高流速并使流動分離受到抑制的主要原因，同時使后駐點向后下方偏移，故而改變后緣庫塔條件，等效于翼型的氣動弦長和彎度的增加，對翼型升力產(chǎn)生積極影響。雙渦結(jié)構(gòu)使得尾流速度虧損區(qū)下移并增大了尾流寬度，增加了翼型的動量損失，引起翼型阻力的增加。在雙渦低壓區(qū)與Mini-TED下方的靜壓集中的共同影響下，翼型后緣將受到額外的局部升力增加，使翼型受到低頭力矩的作用。

為驗證本文根據(jù)流場結(jié)構(gòu)對氣動特性變化趨勢的推斷，我們還進行了后移式Mini-TED翼型表面壓力分布和氣動力的測量研究，該部分研究結(jié)果已另外撰文進行總結(jié)。另外，本實驗僅針對具有特定形態(tài)的后移式Mini-TED翼型進行流場結(jié)構(gòu)的研究，未進一步對比探討不同安裝狀態(tài)下后移式Mini-TED翼型對流場和氣動特性的影響，希望在未來的實驗中發(fā)現(xiàn)具有最優(yōu)化氣動特性的后移式Mini-TED幾何參數(shù)。

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Experimental investigation on the influence of a Mini-TED on the flow separation of an airfoil at low Reynolds number using PIV

Cheng Jubo1，Daichin1，2
（Shanghai Institute of Applied Mathematics and Mechanics，Shanghai University，Shanghai 200072，China）

The wind tunnel experimental results of flow structures of a NACA23012 airfoil mounted with a rearward Mini-TED for low Reynolds number situations are introduced in this paper.The PIV technique was applied to capture the velocity fields around the airfoil for different angle of attack，and the detailed vortex structures near the trailing edge were measured as well.The velocity measurement results are compared with those of NACA23012 prototype airfoil，so as to investigate the influence of the Mini-TED on the flow separation characteristics above the airfoil surface.The Reynolds number isRe≈1.3×105based upon the chord length of the airfoil.The results show that the flow separation on the suction surface of the airfoil，especially for the case of larger angle of attack，is obviously depressed due to the installation of Mini-TED，and the flow speed on the suction surface is much higher than that of NACA23012 prototype airfoil.A low speed region is locally formed in front of the Mini-TED，which leads to the increase of static pressure.Meanwhile，a double-vortex structure with low pressure is observed behind the Mini-TED.The resulting pressure difference causes the extra lift increment near the trailing edge of the airfoil，and the pitching moment is increased as well.The velocity differences between the suction surface and the pressure surface of airfoil with the Mini-TED are higher than those of the NACA23012 prototype airfoil，which can contribute to the increment of lift force.

Mini-TED；wind tunnel experiment；velocity distribution；flow separation；PIV measurement

V211.4

：A

1672-9897（2014）06-0020-07doi：10.11729／syltlx20140032

（編輯：張巧蕓）

2014-03-19；

：2014-11-08

國家自然科學基金資助項目（批準號：11072142，11472169）

代欽，Email：daichin＠staff.shu.edu.cn

ChengJB，Daichin.ExperimentalinvestigationontheinfluenceofaMini-TEDontheflowseparationofanairfoilatlowReynoldsnumber usingPlV.JournalofExperimentsinFluidMechanics，2014，28（6）：20-26.程巨擘，代 欽.低雷諾數(shù)下Mini-TED對翼型流動分離特性的影響PlV實驗研究.實驗流體力學，2014，28（6）：20-26.

程巨擘（1988-），男，碩士研究生。研究方向：實驗空氣動力力學。通訊地址：上海大學上海市應用數(shù)學和力學研究所（200072）。E-mail：changeable_chjb＠hotmail.com