Please use this identifier to cite or link to this item: http://dx.doi.org/10.14279/depositonce-4012
Main Title: Low aspect ratio wing flow control at low Reynolds numbers
Translated Title: Strömungsbeeinflussung an Flügeln kleiner Streckung bei kleinen Reynolds-Zahlen
Author(s): Vey, Stefan
Advisor(s): Paschereit, Christian Oliver
Referee(s): Paschereit, Christian Oliver
Greenblatt, David
Taira, Kunihiko
Granting Institution: Technische Universität Berlin, Fakultät V - Verkehrs- und Maschinensysteme
Type: Doctoral Thesis
Language: English
Language Code: en
Abstract: In einer experimentellen Studie wurde Strömungsbeeinflussung an ebene-Platte Flügeln mit kleiner Streckung bei kleinen Reynoldszahlen und großen Anstellwinkeln getestet. Es wurden verschiedene Flügelgrundrisse und mehrere Flügelstreckungen im Bereich 0.75 <= AR <= 2.66 mittels Kraft-, Oberflächendruck- und Particle Image Velocimetry (PIV) Messungen untersucht. Mittels eines dielektrischer Barriere-Entladungsaktuators wurde das Strömungsfeld an der Flügelvorderkante, -hinterkante bzw. -spitze beeinflusst. Eine detaillierte Aktuatorstudie zeigte den Einfluss der Elektrodenanordnung und -geometrie auf die Stärke und Ausrichtung der induzierten Kraft. Bei der Aktuatorkalibrierung muss also immer auch die Einbaulage des Aktuators am Flügel berücksichtigt werden. Um Auftrieb und Strömungsabrisswinkel zu maximieren wurde die Aktuationsfrequenz variiert. Ein ausgeprägtes Auftriebsmaximum wurde bei der Frequenz der Wirbelablösung eines entsprechenden stumpfen Körpers festgestellt. Bei dieser Frequenz verlagerte sich die kohärente kinetische Energie aus einem Gebiet hinter dem Flügel in unmittelbare Nähe der Flügeloberseite. Im zeitlichen Mittel führt dies zu einem Wiederanlegen der Strömung an den Flügel. Dadurch wird der Auftriebsbeiwert um circa 40% gesteigert und der Strömungsabriss hin zu größeren Anstellwinkeln verschoben. Es wird eine Argumentation angeführt die nahelegt, dass die optimale normierte Aktuationsfrequenz in der Tat der dimensionslosen Wirbelablösefrequenz eines entsprechenden stumpfen Körpers entspricht. Für einen idealen ebene-Platte Flügel hängt die aerodynamische Effizienz allein vom Anstellwinkel ab. Auftrieb und Widerstand sind aneinander gekoppelt. Das ursprüngliche Ziel der Auftriebsmaximierung ist also äquivalent zu einer Widerstandsmaximierung. Der Widerstand eines stumpfen Körpers ist am größten, wenn sich Wirbel mit der entsprechenden Ablösefrequenz ausbilden. Wenn die Strömung also mit dieser Frequenz gestört wird erreicht der Widerstand und, durch die Kopplung über die aerodynamische Effizienz, auch der Auftrieb ein Maximum. Es ist bemerkenswert, dass die aerodynamische Effizienz von ebene-Platte Flügeln mit dieser Strömungsbeeinflussungsmethode nicht gesteigert werden kann - eine Steigerung des Auftriebes zieht gleichermaßen eine Steigerung des Widerstandes nach sich.
An experimental study was conducted to investigate flow control on low aspect ratio flat plate wings at low Reynolds numbers and post-stall angles of attack. Different plan form shapes and several aspect ratios in the range 0.75 <= AR <= 2.66 were studied using force, surface pressure, and particle image velocimetry (PIV) measurements. The dielectric barrier discharge (DBD) actuator was used to force the flow at the wings leading edge, trailing edge, and wing tip, respectively. A detailed actuator study was performed. It was found that the exposed electrode arrangement and geometry have a distinct influence on the magnitude and orientation of the induced force. Therefore the actuators installation situation needs to be considered in the actuator calibration measurements. In order to maximize lift and stall angle of attack the actuation frequency was varied and a distinct optimum forcing frequency was identified in the range of the bluff body shedding frequency. At this frequency it was found that the coherent kinetic energy contained within the flow-field is shifted from downstream of the trailing edge to a region immediately above the wings upper surface. This results in a reattachment of the flow in a time mean sense. As a consequence the maximum lift is increased by approximately 40% and the stall angle of attack shifted towards higher angles. It is argued that the optimum reduced forcing frequency is the respective bluff body shedding frequency. For an ideal flat plate wing the aerodynamic efficiency is solely a function of angle of attack. Lift and drag are therefore coupled. The original lift increase goal is therefore equivalent to a drag increase goal. The drag of a bluff body is largest when vortex shedding occurs at the respective bluff body shedding frequency. Forcing the flow at this frequency maximizes the drag and through coupling by the definition of aerodynamic efficiency also the lift. It is noted that the aerodynamic efficiency of flat plate wings cannot be increased through this flow control method - a lift increase will always result in a drag increase by the same percentage.
URI: urn:nbn:de:kobv:83-opus4-49850
http://depositonce.tu-berlin.de/handle/11303/4309
http://dx.doi.org/10.14279/depositonce-4012
Exam Date: 21-Nov-2013
Issue Date: 29-Apr-2014
Date Available: 29-Apr-2014
DDC Class: 620 Ingenieurwissenschaften und zugeordnete Tätigkeiten
Subject(s): Aerodynamik
Strömungsbeeinflussung
Flügel kleiner Streckung
Plasma Aktuatoren
Aerodynamics
flow control
low aspect ratio wings
flasma actuators
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