مطالعه تجربي كنترل فعال جريان به وسيله عملگر پلاسمايي براي جابه جايي زاويه واماندگي يك ايرفويل NACA0012

Experimental Investigation of Active Flow Control for Changing Stall Angle of a NACA0012 Airfoil, Using Plasma-Actuator

كنترل جريان به طور عمومي در طراحي اجسام پرنده و به طور خاص روي فلپ ها و سطوح كنترلي اهميت بسيار زيادي دارد. به كارگيري عملگر پلاسمايي روي يك سطح كنترلي مي تواند سبب تغيير مكان نقطه جدايش يا حذف آن شود. اين ابزار كنترل جريان كه به تازگي مورد بررسي محققان قرار گرفته، يك نيروي حجمي ايجاد مي كند كه سبب توليد يك ميكرو جت در نزديك ديواره مي شود. تحقيق حاضر اثرات عملگر پلاسمايي روي جريان در اطراف يك ايرفويل مدل NACA0012 را تا زواياي 6 درجه بعد از زاويه واماندگي به منظور جابه جايي نقطه جدايش بررسي مي كند. به همين منظور، اثرات اين عملگر با موج سينوسي در سيكل هاي كاري مختلف از پلاسماي غير دايمي روي توزيع فشار روي اين ايرفويل و ضريب ليفت مطالعه مي شود. تحقيق حاضر در رينولدز حدود 5 10×7/3 انجام شده است. توليد پلاسما به وسيله منبع تغذيه ولتاژ بالا و در ولتاژهاي تا حدود 14 كيلو ولت از نوع AC انجام شده است. نتايج حاضر افزايش ضريب ليفت در زواياي تا 6 درجه بعد از واماندگي با سيكل هاي كاري حدود 14% را نشان مي دهد و اين تاثير بهتر از سيكل هاي كاري بالاتر از 50% است.

Active flow control has great importance in design of flying objects in general and control flaps in particular. Using dielectric barrier discharge as plasma actuators over control flaps can cause a change in position of separation point or can eliminate it. This new flow control device produces a body force that causes generating a micro wall jet. The present study aims to investigate experimentally the effects of the plasma actuator over a NACA0012 airfoil in high angle of attacks (up to 6 degrees above the stall) in order to displace the separation point. Therefore, the effects of the plasma actuator with sine wave unsteady excitation and different duty cycles on airfoil pressure coefficient distribution and lift coefficient were studied. The experiments were performed at ?Re?_c=3.7×?10?^5. The plasma generation was performed, using a high voltage AC power supply at voltages up to 14kV_(p-p). The results indicate that lift coefficient increases with unsteady plasma actuation at post stall angles of attack up to 6 degree. The improvement of the pressure coefficient distribution in upper side of the airfoil for lower duty cycles about 14% is better than higher duty cycles above 50%.