后退式微型后緣裝置對機翼增升和流動特性影響的實驗研究

王云飛，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)

后退式微型后緣裝置對機翼增升和流動特性影響的實驗研究

王云飛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)

實驗測量了加裝“后退式微型后緣裝置”的NACA23012機翼在低雷諾數(shù)下的升/阻力、力矩和翼尖渦速度分布，并根據(jù)實驗測量結(jié)果研究了該裝置對機翼氣動特性和翼尖渦結(jié)構(gòu)的影響。實驗升/阻力由六分量風洞天平測量，翼尖渦速度分布用七孔探針掃描獲得，自由來流速度為15m/s，以弦長為特征長度的雷諾數(shù)為1×105。結(jié)果表明:與NACA23012原型相比，加裝“后退式Mini-TED”后機翼升力顯著增加，失速攻角減小;而使機翼阻力比原型翼在小攻角時略有增加，但在大攻角時有更明顯的增長;在中高升力系數(shù)的情況下，機翼升阻比明顯大于原型機翼;Mini-TED使得氣動中心后移，相比于原型翼，機翼低頭力矩以較為平穩(wěn)的趨勢增加，使機翼在中等攻角和大攻角情況下的俯仰穩(wěn)定性得到提高;翼尖渦測量結(jié)果顯示，后退式Mini-TED機翼在相同的正攻角下具有更大的上下翼面壓力差，誘導出更強的翼尖渦和下洗運動，從而使得誘導阻力增加，總阻力也隨之增加。

實驗研究;后退式Mini-TED;升/阻力;NACA23012機翼;翼尖渦結(jié)構(gòu)

0 引 言

增升裝置可以改善飛機低速性能，因此增升裝置的構(gòu)型和氣動力特性一直以來備受關注，研究人員已發(fā)展出多種增升方法和裝置。研究結(jié)果表明，尾緣形狀對機翼的氣動特性有重要影響。因此很多學者致力于對機翼后緣的改進設計研究［1-2］，提出了多種后緣增升裝置，如:格尼襟翼、開縫襟翼、發(fā)散后緣裝置、分裂襟翼等。

在諸多的增升裝置中，分裂式微小后緣裝置(Split Mini-Trailing Edge Device，簡稱“分裂式 Mini-TED”)，如圖1［14］所示，結(jié)構(gòu)簡單，可操作性好，且增升效果顯著，因此具有良好的發(fā)展前景。A D Gardner等在文獻［3］中提到了分裂式Mini-TED在跨聲速巡航狀態(tài)下作用相當于發(fā)散后緣，而在低速情況下其效果與格尼襟翼類似。李亞臣和王晉軍等對Gurney襟翼增升進行了系列研究［4-8］和綜述性的總結(jié)［9］，指出對于低速翼型，格尼襟翼使尾流向下偏移，增加了翼型的有效彎度，襟翼使得下翼面壓力增加，而在襟翼后方形成的渦結(jié)構(gòu)能夠抑制上翼面近后緣處的流動分離，使得上翼面吸附增強，上下翼面的壓力差使得翼型的總環(huán)量增加，升力因此得到提高。

圖1 分裂式Mini-TED設計Fig.1 Design of the Split Mini-TED

褚胡冰［10］等基于數(shù)值模擬研究了分裂式Mini-TED對二維L1T2三段翼型升阻特性的影響，并與R Balaji［11］等的實驗結(jié)果進行對比。研究發(fā)現(xiàn)加裝開裂式Mini-TED后，升力線整體向上平移，最大升力系數(shù)增加，失速攻角減小，低頭力矩增加。

K Richter［12］等對分裂式Mini-TED的氣動布局做出了數(shù)值模擬分析，他們將A340-300的機翼沿展向由翼根到翼尖劃分為了根段、中段和末段，并在根段和中段加裝了分裂式Mini-TED。與未作改裝的機翼相比，在相同的升力系數(shù)下，改裝機翼根段和中段的升力均大于原型機翼，而末段的升力小于原型機翼，表明在這種氣動布局下，機翼的升力載荷向翼根方向移動了，這有利于減小機翼翼根處的彎矩。

H Zhou［13］在馬赫數(shù)Ma=0.8的NACA0012數(shù)值模擬分析中發(fā)現(xiàn)，分裂式Mini-TED改變了后緣庫塔條件，將上下翼面氣流匯合點大大后移，在Mini-TED后形成了三渦結(jié)構(gòu)，使得上翼面激波位置大幅度后移，升力和升阻比均大于原準翼型。但是分裂式Mini-TED形成的三渦結(jié)構(gòu)并不穩(wěn)定，脫落時容易引起機翼振顫。為了解決這個問題，他提出了圖2所示的“后退式微型后緣裝置(Rearward Mini-TED，本文中簡稱后退式Mini-TED)”設計［14］:即將分裂式Mini-TED向機翼后緣移動，使得Mini-TED的一部分伸出后緣之外。而后基于該設計，進行了亞音速條件下氣動特性的數(shù)值模擬，計算結(jié)果發(fā)現(xiàn)，這種設計使得機翼后緣處出現(xiàn)雙渦流動結(jié)構(gòu)，這種結(jié)構(gòu)更加穩(wěn)定，因此與分裂式Mini-TED相比，后退式Mini-TED具有更穩(wěn)定氣動特性，且結(jié)構(gòu)并不比分裂式Mini-TED復雜，應當具有較好的發(fā)展應用潛力。

圖2 后退式Mini-TED設計Fig.2 Design of the Rearward Mini-TED

然而，目前對后退式 Mini-TED機翼氣動性能的研究僅有少數(shù)數(shù)值模擬結(jié)果，尚無實驗研究的報道;且數(shù)值模擬以機翼的氣動特性和弦向流動結(jié)構(gòu)(如尾渦等)為主，而對于具有較小展弦比的微型飛行器，低雷諾數(shù)下的三維流動特性較為明顯，加裝該后退式Mini-TED后，展向流動結(jié)構(gòu)對其升/阻力特性的影響值得探討。在此前提下，實驗測量了加裝后退式Mini-TED的NACA23012機翼的升/阻力、力矩和翼尖渦流場結(jié)構(gòu)，并對其氣動特性和翼尖渦流場結(jié)構(gòu)的相關性進行了分析。通過與原型機翼的實驗結(jié)果進行對比，研究了該裝置對機翼氣動性能產(chǎn)生的影響。

1 實驗裝置

實驗在閉口回流式風洞中進行，實驗段尺寸為400 mm×400 mm×1750 mm，流向湍流度0.1%。原型機翼弦長 c=100 mm，展長 l=200 mm，采用 NACA23012翼型，表面光滑。自由來流速度為15 m/s，以弦長c為特征長度的雷諾數(shù)為Re=1.0×105。后退式Mini-TED使用鋁片制作，厚度為0.2 mm，高度為5%c，安裝位置在下翼面后緣上游1.5 mm處，安裝角與弦線成30°(從弦線順時針旋轉(zhuǎn))，如圖3所示。在文獻［4，9］對Gurney襟翼安裝角與增升效果的研究中，襟翼90°、75°、60°和45°安裝角的測試結(jié)果表明，在中小升力系數(shù)下，45°安裝角使機翼產(chǎn)生的升阻比最大，而在中高升力系數(shù)下，45°和60°襟翼改善升阻比的效果也非常明顯，表明較小安裝角的襟翼有利于增升減阻。但文獻并未就更小的襟翼安裝角的影響進行研究，因此本文進一步選擇30°作為襟翼安裝角度。文獻［13］中選用了5%弦長的開裂襟翼使得翼型升阻比明顯增加。綜合考慮以上因素以及后退式Mini-TED的形態(tài)特征，本文選定了前述的Mini-TED設置參數(shù)。

圖3 后退式Mini-TED安裝示意圖Fig.3 Rearward Mini-TED installation diagram

如圖4所示，實驗中機翼模型通過背吊方式安裝于天平下方，攻角由α調(diào)節(jié)機構(gòu)控制，氣動力和力矩測量采用六分量盒式天平。

圖4 實驗段裝置示意圖Fig.4 Schematic diagram of the experimental setup

翼尖渦流場采用七孔探針測量，探針直徑φ= 2.8 mm，水平安裝于機翼下游，并與空氣自由來流方向平行，用以掃描機翼下游與來流相垂直截面的速度分布，如圖5所示。由于機翼兩側(cè)翼尖渦流場具有對稱結(jié)構(gòu)，因此僅選取左側(cè)翼尖附近作為七孔探針測試區(qū)域。機翼下游掃描截面位置X/c=0.3，X為掃描截面到機翼后緣的距離。實驗中七孔探針掃描截面面積為100 mm×69 mm，掃描原點位于機翼左側(cè)翼尖外側(cè)，與翼尖的水平距離為40 mm，豎直距離為35 mm。探針水平運行步長為4 mm，豎直運行步長為3 mm，共計 624個測點，每個測點測量時間為 5 s，耗時52 min。對該4 mm×3 mm網(wǎng)格密度進行測試，所得到的速度向量、局部總壓、靜壓等結(jié)果精度較高(例如，速度值測量誤差不超過1%)。在該網(wǎng)格密度下，對各工況測得的渦核靜壓等物理量可以做出明確對比。雖然大步長可能將渦量值和細節(jié)平滑掉，導致由速度場導出的渦量值將略低于小步長掃描的結(jié)果，但對于研究渦量變化趨勢已經(jīng)能夠滿足要求。另一方面，如果采用更小的掃描步長，如2 mm，則每個平面掃描耗時可能接近4個小時，實驗效率過低，風洞耗電較大。綜合考慮以上因素，最終選定4 mm×3 mm為掃描網(wǎng)格。

實驗測量了攻角α從-4°到20°范圍內(nèi)的氣動力、力矩及對應的翼尖渦流場，間隔為1°，共25個攻角工況，每工況進行了七次獨立數(shù)據(jù)采集，重復性好，本文給出其測量的平均值。

圖5 七孔探針掃描截面示意圖Fig.5 Seven-hole probetest section diagram

2 實驗結(jié)果及分析

2.1 氣動特性測量結(jié)果

圖6給出了原型機翼和后退式Mini-TED機翼升力系數(shù)隨攻角變化曲線，圖中Clean代表原型機翼，Mini-TED代表加裝后退式Mini-TED的機翼?？傮w上來看，后退式Mini-TED使得機翼的CL-α曲線向左向上平移，并且斜率略微增加，文獻［10-11］認為其原因在于Mini-TED改變了機翼后緣庫塔條件，使上下翼面氣流平滑匯合點的位置處在機翼后緣點下游的尾流中，從而機翼的有效弦長有所增加。與原型機翼相比，后退式Mini-TED增加了機翼的升力系數(shù)，最大升力系數(shù)CLmax增大了21.4%;但失速攻角略有下降，從19°降低到18°;并且零升攻角也顯著減小，觀察兩種機翼在α=-4°的升力特性，原型機翼在攻角-4°時，升力系數(shù)為負，而加裝了后退式Mini-TED后，升力系數(shù)已增長為正值，說明零升攻角明顯減小。實際上，采用后退式Mini-TED后，增大了機翼的有效彎度，并使下翼面的氣流受到阻礙而減速，導致上下翼面壓力差增加，從而升力得到提升。

圖7為兩種機翼阻力系數(shù)隨攻角的變化曲線。從兩條CD-α曲線看出，后退式Mini-TED同樣增加了機翼的阻力系數(shù)。在α=0°附近時，機翼阻力系數(shù)略微大于原型機翼，只增加了0.0076。但隨著攻角的增加，后退式Mini-TED機翼的阻力系數(shù)增長的速度加快，與原型機翼阻力系數(shù)的差值也越來越大。當α= 18°時，CD的增加量為0.0753，相當于原型機翼CD的38%。這一方面是因為后退式Mini-TED增加了機翼的迎風面積，使壓差阻力升高，尤其在低速大攻角情況下，壓差阻力成為總阻力的主要成分，因此后退式Mini-TED機翼的阻力增長明顯大于原型機翼。另一方面，由于后退式Mini-TED引起的彎度增大導致機翼后緣下洗運動增強，并疊加了翼尖渦誘導產(chǎn)生的下洗運動，故機翼的誘導阻力增大，使得機翼的總阻力隨之增加。

圖6 兩種機翼升力系數(shù)隨攻角變化曲線Fig.6 Variation of the lift coefficient with angles of attack

圖7 兩種機翼阻力系數(shù)隨攻角變化曲線Fig.7 Variation of the drag coefficient with angles of attack

文獻［17］研究了在NACA23012機翼后緣連接了20%主翼弦長的同翼型的外接襟翼，并進行了雷諾數(shù)1.05×106下不同襟翼偏角的氣動特性測量，發(fā)現(xiàn)襟翼與主翼弦線呈30°時增升效果最明顯，最大升力系數(shù)CLmax已超過1.9，零升攻角減小到-9°附近，然而失速攻角卻遠小于原型翼。本文Mini-TED機翼升力系數(shù)變化趨勢與文獻［17］相似。主要區(qū)別在于高升力系數(shù)時，文獻得到的阻力有所減小，而本文阻力卻有所增加。分析認為存在以上現(xiàn)象的原因在于:①文獻［17］中襟翼通過小鉸鏈支架安裝在主翼后緣，襟翼與主翼之間存在一定縫隙，形成了類似于開縫襟翼的效果，因此其增升機理在增加機翼的彎度、有效弦長等方面與本文的Mini-TED相似。② 不同之處在于，文獻［17］中襟翼與主翼之間縫隙形成射流，會增加上翼面后緣附近的流速，延緩分離，達到增升目的。而本文Mini-TED使機翼后緣形成穩(wěn)定的尾渦區(qū)，減小了靜壓，上翼面流動受到吸引而加速，從而抑制了上翼面的流動分離，同時下翼面的氣流由于受到Mini-TED的阻擋作用，使得下翼面壓力升高，導致升力系數(shù)增加。另一方面，后緣的尾渦消耗了動能，其效果體現(xiàn)為阻力的增加。

圖8是兩種機翼升阻比隨攻角的變化曲線。由圖8可知，兩種機翼的升阻比曲線都呈現(xiàn)出先增加后減小的趨勢。原型機翼在-4°到4°攻角范圍內(nèi)升阻比增加較快，且在α=7°附近取得最大值CL/CD=6.65，而后從α=7°開始緩慢減小;后退式Mini-TED機翼的升阻比曲線在-4°到3°攻角之間逐漸增加，但其增加速度小于原型機翼，α=3°時取得最大值CL/CD=7.20，α＞3°后，后退式Mini-TED機翼升阻比隨攻角增加緩慢減小，在α=7°以后，兩種機翼升阻比下降趨勢完全一致，僅有量值上的微小差別。

圖8 兩種機翼升阻比隨攻角變化曲線Fig.8 Variation of the lift-to-drag ratio with angles of attack

圖9給出兩種機翼升阻比隨升力系數(shù)變化曲線(圖中相同升力系數(shù)時，兩種機翼對應的攻角不同)，結(jié)果顯示，當CL＜0.2時，后退式Mini-TED機翼升阻比略小于原型機翼，而當CL＞0.2時，后退式Mini-TED機翼升阻比更大，與原型機翼相比在CL=0.3時取得最大升阻比增量為8.0%。在中高CL下，后退式Mini-TED機翼升阻比均明顯大于原型機翼，增升效果明顯。

圖10為兩種機翼在1/4弦長處的俯仰力矩系數(shù)隨攻角的變化曲線，取低頭力矩為負。比較兩種機翼的俯仰力矩特性曲線，后退式Mini-TED機翼的低頭力矩明顯大于原型機翼(即后退式Mini-TED機翼力矩的絕對值更大)。這一方面是因為后退式Mini-TED增加了機翼的有效弦長，使得機翼的氣動中心向后移動，在對機翼1/4弦長點取俯仰力矩時，升力的力臂明顯增加;同時機翼的升力系數(shù)增加;另一方面，流經(jīng)機翼下翼面的氣流在后緣處受到后退式Mini-TED的阻擋作用，使得機翼下翼面速度降低，壓力增大，導致機翼后緣處局部升力增加［3］。這兩者綜合作用，使得后退式Mini-TED機翼的低頭力矩增加。在攻角小于10°時，原型機翼的力矩系數(shù)變化不大，大致在Cm=-0.015～-0.035之間，在攻角超過10°后，低頭力矩迅速增長;而后退式Mini-TED機翼在α =0°到13°之間，低頭力矩線性增加，在α＞13°后，Cm-α曲線斜率雖有增加，但變化并不劇烈，尤其在10°攻角附近，并未出現(xiàn)原型機翼低頭力矩突然增加的狀況，在α＞10°后，其Cm-α曲線斜率也明顯小于原型機翼，表明后退式Mini-TED增強了機翼在中等攻角和大攻角工況下的的俯仰穩(wěn)定性。文獻［10］的計算結(jié)果顯示微型后緣裝置使得力矩曲線基本呈線性平移，對縱向凈穩(wěn)定性影響較小。不過文獻［10］中使用的Mini-TED形態(tài)與本文不同，本文中Mini-TED向后移動之后，對1/4弦長點取矩時，升力力臂明顯增加，使得機翼Cm-α曲線發(fā)生相應變化。

圖9 兩種機翼升阻比隨升力系數(shù)變化曲線Fig.9 Variation of the lift-to-drag ratio with lift coefficient

圖10 兩種機翼俯仰力矩隨攻角變化曲線Fig.10 Variation of the pitching moment with angles of attack

2.2 翼尖渦測量結(jié)果

圖11為七孔探針掃描結(jié)果，截面顯示的是機翼速度矢量場Vy-Vz，截面速度矢量均采用同一比例尺，比例尺為1 mm=0.8 m/s，背景為自由來流速度分布云圖Vx。黑色粗虛線和細虛線分別代表機翼后緣和后退式 Mini-TED下緣在掃描截面上的投影，圖中坐標均已無量綱化，翼尖位于Y/c=0，Z/c=2處，掃描起始點坐標為Y/c=-0.4，Z/c=1.65。

圖11 兩種機翼在不同攻角下的速度矢量場及來流速度云圖Fig.11 Tip vortex velocity fields and velocity contours of two different airfoils

圖11中(a)、(c)、(e)、(g)側(cè)為原型機翼，(b)、(d)、(f)、(h)側(cè)為后退式Mini-TED機翼。圖11(a)為原型機翼在-4°攻角下的翼尖渦結(jié)構(gòu)，可以看到翼尖氣流從上翼面向下翼面繞流，呈現(xiàn)出“反向”的翼尖渦結(jié)構(gòu)，表明機翼上翼面的壓力大于下翼面，機翼受到負升力作用;圖11(b)為后退式Mini-TED機翼在-4°攻角下翼尖渦結(jié)構(gòu)，其翼尖氣流旋轉(zhuǎn)方向與圖11 (a)相反，已經(jīng)展現(xiàn)出從下翼面向上的微弱繞流，即下翼面壓力高于上翼面，此時機翼受到正升力，從而印證了圖6中關于后退式Mini-TED能減小機翼零升攻角的結(jié)論。而當α＞0°攻角時，兩種機翼都呈現(xiàn)出正向翼尖渦結(jié)構(gòu)，不同之處在于，相對于原型機翼，后退式Mini-TED機翼尾流的速度虧損區(qū)寬度增加且下洗速度增大，翼尖渦附近的剪切速度明顯增加，這將導致后退式Mini-TED機翼具有更強的翼尖渦。

旋渦的渦核是渦量集中的區(qū)域，渦核處靜壓低于自由來流的靜壓，旋渦越強，渦核處靜壓系數(shù)越小，因此可以從圖11中提取渦核處靜壓值計算靜壓系數(shù)來衡量翼尖渦強度［15］。圖12為兩種機翼渦核靜壓值隨攻角的變化曲線。α從0°增加到15°，兩種機翼的翼尖渦渦核靜壓系數(shù)均逐漸減小，表明翼尖渦強度在逐漸增大。這是因為隨著攻角的增加，上下翼面壓力差增加，翼尖分離出的自由剪切層(即渦量輸運面)的強度增加，進而使自由剪切層卷繞而形成翼尖渦強度增大。進一步比較可以看到，后退式Mini-TED機翼靜壓值均小于同攻角下的原型機翼，表明其機翼有更大的上下翼面壓力差和更強的翼尖渦。不過，后退式Mini-TED在機翼獲得高升力的同時也誘導出更強的下洗運動，增加了機翼的誘導阻力。

圖12 兩種機翼渦核靜壓系數(shù)隨攻角變化曲線Fig.12 Variation of static pressure coefficient of tip vortex cores with angles of attack

從圖13三向速度場中提取α=5°和α=15°時Y/c=0.4豎直線上的來流速度vx，得到兩種機翼的尾流速度分布曲線如圖13。從圖13中可以看出，加裝后退式Mini-TED會使尾流速度虧損區(qū)位置隨下洗運動的增強而下移，且速度虧損區(qū)寬度增大，動量損失增加，這也表明后退式Mini-TED會增加機翼的阻力。對比α=5°和α=15°兩攻角的尾流速度剖面曲線可以發(fā)現(xiàn)，α=15°時速度虧損區(qū)內(nèi)的最小速度值更小，動量損失更大，后退式Mini-TED機翼和原型機翼的動量損失之差值也越大，說明兩種機翼阻力差值隨攻角增加而增加。

圖13 兩種機翼Y/c=0.4處尾流速度分布曲線Fig.13 Variation of wake velocity of two different airfoils

3 研究拓展

文獻［14］對加裝后退式Mini-TED的NACA0012翼型進行的數(shù)值模擬，討論了機翼在小攻角時的增升機理和增升效果。文獻關注的是馬赫數(shù)為0.6和0.8的可壓縮問題，當上翼面有激波存在時，與原型翼型相比，Mini-TED對翼面的影響主要是激波位置向后緣移動，從而改變了壓力分布，增加了上翼面吸力區(qū)，使得翼型升力系數(shù)增加，這種效果在Ma=0.8時更加明顯。本文實驗為不可壓縮低速流動，Mini-TED對翼面壓力分布和升力的貢獻主要來自后緣渦結(jié)構(gòu)的生成和下翼面流動受阻而減速的共同影響。本文實驗的不足之處在于實驗僅研究了一種特定形態(tài)的后退式Mini-TED，尚未探討其長度、安裝位置及安裝角度等因素的影響。我們將在后續(xù)的實驗中對后退式Mini-TED各種形態(tài)及其與Gurney襟翼、開裂式Mini-TED增升效果的差別做出系統(tǒng)的比較研究。

4 結(jié) 論

(1)本文采用實驗研究的方法對文獻［11］所提出的后退式微型后緣裝置的效能進行了驗證。實驗結(jié)果表明:該裝置使NACA23012機翼升力系數(shù)明顯增加;零升攻角減小;Mini-TED對翼面壓力分布和升力的貢獻主要來自后緣渦結(jié)構(gòu)的生成和下翼面流動受阻而減速的共同影響。

(2)后退式Mini-TED增加了機翼的阻力系數(shù)，但在中高升力系數(shù)的情況下，后退式Mini-TED機翼升阻比明顯大于原型機翼。

(3)加裝后退式Mini-TED后使得氣動中心后移，機翼低頭力矩增加趨勢更趨平穩(wěn)，使機翼在中等攻角和大攻角情況下的俯仰穩(wěn)定性得到提高。

(4)后退式Mini-TED造成機翼上下翼面更大的壓力差，導致翼尖渦和下洗運動增強，使得尾流速度虧損區(qū)下移且寬度增加，引起更多的動量損失，對機翼減阻有不利影響。

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Experimental investigation on aerodynamics and flow structures of a wing with mini-trailing edge device

Wang Yunfei1，Daichin1，2，*
(1.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 experimental study on the lift/drag forces，pitching moment and tip vortices of a NACA23012 wing mounted with a Rearward Mini-TED at low Reynolds number is introduced.The influences of the flow structure to the aerodynamic characteristics of the wing are discussed.The experiment was conducted in a low speed wind tunnel.The aerodynamic loads were measured using a 6-components transducer，and the velocity fields of the tip vortices were measured by a seven-hole probe.The speed of free stream is 15 m/s，and the Reynolds number is Re=1.0×105based upon the chord length of the wing.Compared with those of the prototype NACA23013 wing，the lift force of the one with Rearward Mini-TED wing increases significantly and the stalling angle of attack decreases.The Mini-TED leads to a slight increase of the drag force at the small angel of attack and a significant increase for larger angle of attack compared to that of prototype NACA23012 wing.The lift-to-drag ratio is larger than that of the clean NACA23012 wing at higher lift coefficient range.Meanwhile，the nose-down pitching moment is increased due to the downstream shifting of the aerodynamic center，the stability of the wing is improved at higher angle of attack.The high pressure distribution on the lower wing surface caused by Mini-TED leads to the increasing of intensity of the tip vortices，and the down-wash flow is enhanced，as a result the induced drag as well as the total drag are increased.

experimental investigation;Rearward Mini-TED;lift/drag forces;NACA23012 wing; tip vortex structures

V211.7;V224+.5

A

10.7638/kqdlxxb-2014.0001

0258-1825(2015)03-0338-08

2014-01-20;

2014-05-26

國家自然科學基金(11472169;11072142)

王云飛(1989-)，男，山西晉城人，碩士研究生，研究方向:實驗空氣動力力學.E-mail:fly3508@126.com

代欽*(1966-)，男，內(nèi)蒙古錫林郭勒盟人，工學博士，研究員，研究方向:實驗流體力學.E-mail:daichin@staff.shu.edu.cn

王云飛，代欽.后退式微型后緣裝置對機翼增升和流動特性影響的實驗研究［J］.空氣動力學學報，2015，33(3):338-344.

10.7638/kqdlxxb-2014.0001 Wang Y F，Daichin.Experimental investigation on aerodynamics and flow structures of a wing with mini-trailing edge device［J］.Acta Aerodynamica Sinica，2015，33(3):338-344.