当今随着科技的发展与创新,小型无人飞行器和微型飞行器在军事领域以及民用领域的快速普及和创新型应用,有关低雷诺数机翼翼型的空气动力学特性提升的研究受到众多研究学者的普遍关注,关于机翼升阻力特性和机翼表面流体流动机理的研究工作也因此获得深入的发展。在机翼表面出现层流边界层分离之后,分离的气流将会成为一种湍流剪切层的形式再次附着到机翼表面,那么从层流分离到再次接触之间的区域就称之为层流分离气泡。随着机翼攻角的增加,分离气泡位置会向机翼前缘移动,并逐步由层流过渡到湍流,升力也随之明显增加。随着攻角的进一步增加,分离气泡将不会再次与机翼表面接触,这就是所谓的气泡破裂,随之导致机翼升力明显下降即机翼失速。利用多种控制方法提高机翼的空气动力学性能尤其是提高机翼升阻比的实验研究在工程领域有着重要的意义。本课题采用在机翼前缘吸力面安装一个利用发条弹簧控制的振动小片的方法来研究其对于机翼的空气动力学特性的影响。机翼模型采用的是NACA 0012对称翼型,实验研究的主要内容包括机翼的时均升力系数,时均阻力系数,升阻比,机翼表面的漩涡脱落频率,发条弹簧的固有频率,以及相关的流场结构分析。实验主要选用两种不同的雷诺数Re=1.5×10~5和Re=2.0×10~5,机翼攻角研究范围为0o~24o。对于作为襟翼的振动小片这里选用了三种不同的结构(矩形尾缘,三角形尾缘,半圆形尾缘),并且为了探究不同固有频率的发条弹簧对机翼空气动力学性能的影响这里选用三种不同的硬度的弹簧,通过发条弹簧与振动小片的不同组合来探究其在不同雷诺数下对机翼空气动力学性能的影响。通过对实验结果的分析可以得出,在两种不同雷诺数(Re=1.0×10~5和Re=2.0×10~5)下,机翼的升阻力特性基本一致,并没有较大的不同。在机翼前缘吸力面安装不同振动频率的振动小片时,在失速角之前,振动小片没有对机翼升力提升,反而使机翼失速角提前1.5o~4o;但是在失速角之后振动小片对机翼升力有所提升,并且使失速后机翼升力的回升速度和范围明显增加;同时在高攻角下(12o~24o)可以明显观察到随着振动小片与机翼弦向之间夹角θ的增大,振动小片对机翼升力提升的效果越差。对于θ=5o,矩形边缘的振动小片,其位置在x/c=0.1的位置时,升力及升阻比的提升是最大的,最大升力提升29.9%。