Plasma Actuation for Boundary Layer Separation Control in Engine Ducts

Le décollement de la couche limite turbulente est un problème important pour une multitude d'applications, notamment pour les conduits en forme de S comme des entrées d'air non axiales de moteurs d'avion et les conduits de transition entre les turbines (ITD) de ces moteurs. Le décollement de la couche limite turbulente dans les entrées d'air non axiales provoque une distorsion de l'écoulement entrant dans le moteur d'avion, ce qui détériore la performance du moteur et diminue la durée de vie de ses composantes. D'autre part, la conception du ITD est susceptible de devenir plus agressive (ITD plus court) pour répondre à des exigences de poids, de consommation de carburant et environnementales pour les nouveaux moteurs d'avion. Un design plus agressif peut mener au décollement de la couche limite turbulente causant des pertes de pression. Pour empêcher une réduction conséquente de la performance du moteur, ce design nécessiterait l'application de techniques de contrôle de l'écoulement. Diverses techniques ont été étudiées pour le contrôle du décollement de la couche limite, dont les générateurs de vortex, des jets générateurs de vortex, et des jets synthétiques. L'avènement récent des actionneurs plasma, aussi connus sous le nom de Dielectric Barrier Discharge (DBD) peut potentiellement fournir une méthode alternative plus efficace et robuste. Les actionneurs plasma convertissent l'électricité directement en quantité de mouvement du fluide. Comparés à d'autres techniques de contrôle de l'écoulement, ces actionneurs électriques dépourvus de pièces mobiles ont un temps de réponse rapide et sont simples, potentiellement robustes et faciles à intégrer et ne perturbent pas l'écoulement lorsque non utilisés (presque ou sans intrusion dans l'écoulement), ce qui les rend idéaux pour les applications aérodynamiques. Le présent travail évalue l'efficacité du concept d'actionnement plasma pour supprimer le décollement de la couche limite turbulente dans des conduits en forme de S. Premièrement, des études numériques et expérimentales sur le contrôle du décollement de la couche limite turbulente par actionnement plasma sont effectuées sur des diffuseurs génériques 2-D, représentant des modèles simplifiés de conduits 3-D en forme de S.

Abstract

Turbulent boundary layer separation is an important problem for a variety of applications, including S-shaped aircraft engine intakes and inter-turbine ducts (ITDs). Turbulent boundary layer separation in the engine intakes causes inlet flow distortion, resulting in deteriorated engine performance and reduced engine component life. The design of ITDs is likely to become more aggressive in response to requirements for lighter, more efficient and environment-friendly aircraft engines. Such aggressive ITDs would likely suffer large pressure losses due to turbulent boundary layer separation leading to reduced engine performance, and therefore require the application of flow control techniques. Various flow control techniques have been studied to control turbulent boundary layer separation, such as vortex generators, vortex generator jets and synthetic jets. The recent advent of dielectric barrier discharge (DBD) plasma actuators can potentially provide a more effective and robust alternative. Plasma actuators convert electricity directly into flow momentum near the surface through partial ionization of air. Compared to other flow control techniques, these electrical solid-state actuators have fast response time and are simple, potentially robust and easy to integrate and non-intrusive (low to zero protrusion), which make them ideal for aerodynamic applications. The present work studies the effectiveness of DBD plasma actuators in the suppression of turbulent boundary layer separation in S-shaped engine ducts. First, numerical and experimental studies on the control of turbulent boundary layer separation by plasma actuation are carried out in 2-D generic diffusers, as simplified models of 3-D S-shaped engine ducts. The findings from both CFD simulations and experiments are similar. Results show that plasma actuation can reduce and even suppress turbulent boundary layer separation in both continuous and pulsed modes. The effectiveness of the actuation (in terms of pressure recovery) increases with the actuator strength. The optimal actuator location is generally close to and upstream of the boundary layer separation point. In the pulsed mode, the optimal pulsing frequency corresponds to a dimensionless frequency (based on freestream velocity and separation length) on the order of 1 and is equal to (within measurement resolution) the dominant frequency in the non-actuated turbulent boundary layer.