随着太阳能飞机等国家重大项目的发展,近年来柔性机翼在实验及数值模拟中都被广泛研究。本文设计了翼型为NACA0012,展弦比为9的柔性薄翼面机翼,通过实验流体力学的方法,利用六分量测力天平、压力扫描阀、热线、布拉格光纤光栅以及粒子图像测速技术等仪器,研究了机翼在一端固支一端铰支方式下的气动力、振动及流场等方面的信息,并与两端固支机翼进行对比分析。本次实验聚焦于机翼攻角α为0°～90°,雷诺数为9.6×10~4,1.28×10~5和1.5×10~5的工况,根据升力系数与攻角的变化关系,可以将机翼的攻角分成三个区域。小攻角α为0°～4°下,升力系数与α的变化呈线性关系;α为4°～12°时处于失速区,升力系数会有下降的趋势,相比刚性机翼一端固支一端铰支机翼会提前失速;α为12°～90°为大攻角区域,当α增大到50°时,升力系数持续升高,当α继续增大时,升力系数下降,到90°时升力系数最小。通过粒子图像测速数据研究发现,机翼在三个攻角区域范围内分别有不同的流动状态,小攻角区域时机翼表面流动并未发生分离;在失速区域机翼表面流场开始发生分离,并伴有尾流涡脱的出现;而在大攻角区域机翼表面流场已经完全发生分离,并且尾流涡脱宽度随着攻角增大在不断增大。柔性机翼在流场的作用下会发生弯曲及扭转变形并且有振动出现,与两端固支机翼对比,一端固支一端铰支机翼并没有发生颤振现象,其振动是具有间歇性的周期振荡,根据位移时程曲线及对脉动位移的概率密度函数综合分析发现机翼在失速区域α=8°比在大攻角区域α=40°振动周期性大。此外对流场速度及压力信号的功率谱密度函数进行分析发现,在小攻角时并没有涡脱出现,此时机翼的振动为弯曲振动,因为机翼在流体作用下受到附加刚度及附加质量的影响,其振动频率是随着风速的增大而增大。在失速区域内,虽然此时已经有尾流涡脱出现,但分析机翼结构本身的位移信号与流场速度的相干性很小,此时振动依然是机翼的弯曲振动。在大攻角区域内有很明显的涡脱出现,此时机翼振动还受到尾流涡脱的影响,机翼的位移信号与流场速度的相干性很高。