Amélioration de l'aérodynamisme des ailes d'avion par actionnement plasma

Ce projet présente une étude expérimentale et numérique sur l'amélioration des propriétés aérodynamiques d'un profil 2D extrudé par actionnement plasma. Le but de la recherche est de développer trois concepts prometteurs de contrôle des écoulements utilisant l'actionnement plasma pour réduire la trainée et pour contrôler le point de décollement de la couche limite pour des conditions de décollage et d'atterrissage. L'actionneur le plus commun, le DBD pour dielectric barrier discharge, consiste essentiellement en deux électrodes décalées et séparées par un corps diélectrique auxquels un signal électrique haute tension, mais à faible courant est appliqué. L'actionneur plasma est un dispositif simple et mince qui permet de convertir l'électricité directement en accélération de l'écoulement via une ionisation partielle de l'air. Les particules d'air ionisé accélèrent dans le champ électrique et transferent leurs quantités de mouvement aux particules neutres par collation. Ce phénomène entraine une accélération d'une mince couche d'air près de la surface. Cette technologie est prometteuse puisque l'actionneur n'a aucune pièce mobile et peut être encastré dans un profil aérodynamique, n'affectant ainsi pas l'écoulement lorsque l'actionneur est inopérant. De plus, étant simple et purement électrique, le coût de fabrication et d'intégration est faible. Les trois concepts de contrôle d'écoulement impliquent de positionner l'actionneur plasma sur la surface de l'extrados d'une aile. Le premier concept consiste à retarder la transition laminaire turbulente et ainsi réduire la trainée, le second à retarder le point de décollement afin d'augmenter l'angle d'attaque maximal, d'augmenter la portance et diminuer la trainée dans le but de remplacer les becs et volets. Le dernier concept consiste à accélérer le décollement afin de diminuer la portance et augmenter la trainée afin de remplacer les aérofreins sur les ailes. Dû à la limitation de la force des actionneurs plasma, les études précédentes se limitaient aux études empiriques à petite échelle et pour de faibles vitesses d'écoulement. Cette recherche vise à tester expérimentalement ces trois concepts à des vitesses d'écoulement surpassent les recherches antérieures (jusqu'à 30 m/s) grâce à l'utilisation des actionneurs DBD de dernière génération permettant des forces d'actionnement supérieures. Les résultats expérimentaux serviront à valider deux codes CFD qui pourront être utilisés pour évaluer les trois concepts à l'échelle d'un avion pour des conditions réalistes de vol.

Abstract

The paper will present experimental and numerical investigation of improved aerodynamics performance of a 2D extruded airfoil by plasma actuation. The aim of the research is to develop three promising flow control concepts using solid-state electro-fluidic (plasma) actuators to achieve reduced drag as well as lift control at take-off/landing. Aerodynamic plasma actuators are solid-state devices that convert electricity directly into flow acceleration through partial air ionization. The most common plasma actuator, the dielectric barrier discharge (DBD) actuator, essentially consists of two offset electrodes separated by a dielectric across which a high-voltage low-amperage AC input is applied. The ions in the air created by the high electric field between the two electrodes are accelerated by this field and transfer their momentum to the inert air particles through collisions, resulting in an acceleration of a very thin layer of air adjacent to the surface. This thin, simple, high bandwidth actuator is easy to integrate and thus offer the most practical yet solution for widespread use of flow control to revolutionize aircraft aerodynamics. The three flow control concepts studied involve placing the actuator on the suction surface of a wing to delay boundary layer transition and thus reduced viscous drag and to control boundary layer separation to control lift at take-off and landing without the need for slats, flaps and spoilers. While these concepts had been previously explored, they were only tested empirically at small-scale and very low-speed due to limitations in plasma actuator strength. The current research aimed to test these concepts at higher speeds (up to 30 m/s) using more recent DBD actuators with higher actuator strength and perform more detailed measurements so that these data can be used to validate CFD codes that can be used for assessing the concept at realistic aircraft scales and flight conditions. Wind tunnel experiments were carried out on a 11.67 inch-chord Aerospatiale-A airfoil with a DBD actuator placed on the suction side at a 15, 20 and 30 m/s incoming flow velocity for a Reynolds number of 2,8×105, 3,8×105 and 5,7×105, respectively, and an angle of attack (AOA) of 3º for concept one and 13.3° for concept two and three. The experiments were performed in a closed-loop wind tunnel with a square 24 inch × 24 inch test section. The 2D extruded wing was mounted vertically wall to wall at one chord downstream the entrance of the 96 inch long test section. Lift was calculated by pressure integration from 48 static pressure holes placed on the wing surface.