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Lift Alteration at Low Angle of Attack Using Plasma Actuation

Xin Gu

PhD thesis (2017)

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Cite this document: Gu, X. (2017). Lift Alteration at Low Angle of Attack Using Plasma Actuation (PhD thesis, École Polytechnique de Montréal). Retrieved from https://publications.polymtl.ca/2920/
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Abstract

RÉSUMÉ Les surfaces de contrôle des avions traditionnels comprennent les volets, les becs, les ailerons, le plan horizontal et les systèmes mécaniques/pneumatiques associés, ce qui contribue grandement au poids total et à la consommation de carburant des avions. Diverses techniques de contrôle de l’écoulement ont été proposées et étudiées pour remplacer les surfaces de commande de vol traditionnelles, tel que les jets synthétiques et les actionneurs Micro Electro Mechanical Systems. L'actionneur plasma de type décharge par barrière diélectrique (DBD) est une alternative relativement récente qui est potentiellement plus efficace et robuste. Cet actionneur convertit l'électricité directement en quantité de mouvement de l’écoulement près de la surface via une ionisation partielle de l'air. L'actionneur à plasma est simple, facile à intégrer, non intrusif (protrusion faible à nulle) et a un temps de réponse rapide, ce qui le rend idéal pour les applications aérodynamiques. Le présent travail est une étude avancée de deux nouveaux concepts d'actionnement plasma pour augmenter la portance des ailes à faible angle d'attaque pour la commande de vol sans surfaces mobiles. Le premier est le plasma Gurney flap, qui consiste en deux actionneurs plasma placés dans le sens de l'envergure des deux côtés de l’aile près du bord de fuite pour augmenter la courbure des lignes de courant dans la région du bord de fuite. Le second est le plasma wing tip actuation pour lequel des actionneurs plasma sont placés le long de la corde dans la région du bout de l’ail pour bout de l’ail pour affecter le tourbillon marginal. Des évaluations individuelles antérieures des deux concepts avaient été faites avec des simulations numériques préliminaires et/ou des tests en soufflerie avec des ailes 2D de conception improvisée de profil asymétrique opérant à de très basse vitesses et angle d’incidence nulle. Les objectifs de ce projet de recherche sont l’évaluation de ces concepts pour des ailes à profils asymétrique et symétrique (pour les plan horizontal) ainsi que leur fonctionnement pour un angle d’incidence non-null et pour des ailes effilées et en flèche, et la prédiction du niveau de force d’actionnement requise pour des ailes et les plan horizontal de forme et taille réalistes dans les conditions d’opération d’un avion de ligne haut-subsonique typique. La méthodologie consiste à monter et faire les tests en soufflerie avec des mesures plus détaillées sur des ailes 2D bien conçues ayant des profils asymétrique et symétrique pour valider des outils de simulations numériques, qui seront ensuite utilisés pour évaluer les concepts pour des ailes 3D et à des conditions d’opération d’avions réels.----------ABSTRACT Traditional aircraft control surfaces consist of flaps, slats, ailerons, tail planes, and associated mechanical/pneumatic systems, which greatly contribute to the total weight and fuel consumption of airplanes. Various flow control devices have been proposed and studied to replace traditional flight control surfaces, such as synthetic jets and Micro Electro Mechanical Systems actuators. The recently developed dielectric barrier discharge (DBD) plasma actuator is potentially a more effective and robust alternative. The DBD plasma actuator converts electricity directly into flow momentum near the surface through partial ionization of air. The plasma actuator is simple, easy to integrate, non-intrusive (low to zero protrusion) and has a fast response time, which makes it ideal for aerodynamic applications. The present work greatly advances the study of two novel plasma actuation concepts for lift enhancement of wings at low angle of attack for flight control without movable surfaces. The first is the plasma Gurney flap which consists of two spanwise DBD actuators placed on both sides of the wing near the trailing edge to change the flow curvature in the trailing edge region. The second is plasma wing tip actuation, in which chordwise DBD actuators are placed in the wing tip region to alter the wing tip vortex. Prior individual assessments of each concept had been carried out with preliminary CFD simulations and/or wind experiments using roughly built 2D extruded wings with an asymmetrical airfoil at very low speed and zero angle of attack. The objectives of this research are to assess these concepts for wings with both asymmetrical as well as symmetrical profiles (for use as tail planes); evaluate their effectiveness at a non-zero angle of attack and for tapered and swept wings; and predict the actuation requirements for full-scale realistic wings and tail planes under operating conditions of a typical high-subsonic commercial airliner. The methodology consists of setting up and carrying out more detailed wind tunnel experiments on well-designed 2D extruded wings with asymmetrical and symmetrical profiles to validate numerical tools, which are then used to assess the concepts for 3D wing geometries and at real aircraft operating conditions. Wind tunnel tests were carried out for test wings at 0° and 3° angle of attack, velocity from 8 to 20 m/s, Reynolds numbers ranging from 1.33 × 105 to 3.33 × 105, equipped with plasma actuators operating at actuation strength ranging from 55 to 90 mN/m. The measured parameters include lift moment, surface pressure distribution and velocity vector field (through PIV).

Open Access document in PolyPublie
Department: Département de génie mécanique
Dissertation/thesis director: Huu Duc Vo, Njuki William Mureithi and Éric Laurendeau
Date Deposited: 03 Apr 2018 15:06
Last Modified: 27 Jun 2019 16:47
PolyPublie URL: https://publications.polymtl.ca/2920/

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