[论文解读] Investigation of passive flow control over an airfoil using leading edge tubercles

Alok Mishra, Ashoke De|arXiv (Cornell University)|Mar 16, 2021

Fluid Dynamics and Turbulent Flows参考文献 72被引用 5

一句话总结

本研究通过基于kT-kL-ω的延迟脱体涡模拟（DDES）方法，在过渡雷诺数（Re = 120,000）下研究了NACA0021机翼采用前缘驼峰结构的被动流动控制。驼峰结构可延迟湍流分离，抑制突发失速，并通过促进渐进失速行为和稳定涡旋结构，改善失速后的气动性能；优化的驼峰几何形状可进一步提升升力与阻力特性。

ABSTRACT

The present paper numerically investigates flow control over NACA0021 (National Advisory Committee for Aeronautics) airfoil by applying a leading-edge tubercle as a passive flow control device at transitional Reynolds number (Re) regime. The study includes simulations over the unmodified airfoil and modified airfoil operating at Re=120000 using kT-kL-ω based Delayed Detached Eddy Simulation (DDES) model. The calculations include both the pre-stall and post-stall regions, while the performance of the mean flow aerodynamic properties like pressure, lift, skin-friction, and drag coefficients are also investigated in the presence of tubercles. The spanwise flow over the modified airfoil interacts with the primary flow. The turbulent separation gets delayed compared to the unmodified airfoil, thereby significantly improving the stall behavior and flow behavior in the post-stall region. The modified airfoil provides the gradual stall behavior against the steep stall behavior for the unmodified airfoil. To optimize tubercle configuration, the study considers two modified airfoils with different combinations of amplitude and wavelength. The unsteady analysis, including the reduced-order modeling, i.e. 3D Proper orthogonal decomposition (POD), characterizes the dominant vortical structure of the flow to evaluate the improvement in the aerodynamic performance of the modified airfoil. The model decomposition for flow over airfoil helps to provide a deeper understanding of the flow control phenomenon.

研究动机与目标

• 分析前缘驼峰作为被动流动控制装置对NACA0021机翼气动性能的影响。
• 研究在过渡雷诺数条件（Re = 120,000）下，机翼在预失速与失速后流动状态的行为特征。
• 评估驼峰几何参数（特别是幅值与波长组合）在延迟流动分离和改善失速特性方面的有效性。
• 利用三维本征正交分解（POD）表征非定常流动结构，以深化对涡旋动力学的理解。
• 优化驼峰构型，以提升升力、阻力及压力分布性能。

提出的方法

• 采用基于kT-kL-ω的延迟脱体涡模拟（DDES）模型进行数值模拟，以解析Re = 120,000下的非定常湍流流动。
• 对比未修改和驼峰改型的NACA0021机翼在预失速与失速后区域的流场分布。
• 应用三维本征正交分解（POD）进行降阶建模，以提取主导涡旋结构与流动动力学特征。
• 系统性地改变驼峰幅值与波长，评估几何参数对气动性能的影响。
• 分析平均流场特性，包括压力、升力、阻力及壁面摩擦系数，以量化性能提升。
• 分析驼峰与主流之间的展向流动相互作用，评估涡旋生成与分离延迟机制。

实验结果

研究问题

• RQ1 在Re = 120,000条件下，前缘驼峰如何影响NACA0021机翼流动分离的起始与发展过程？
• RQ2 驼峰几何参数（幅值与波长）对机翼失速行为及气动性能有何影响？
• RQ3 驼峰生成的展向涡旋如何改变失速后区域的非定常流动结构？
• RQ4 与未修改机翼相比，驼峰构型在多大程度上延迟了湍流分离？
• RQ5 三维本征正交分解（POD）在捕捉与表征驼峰诱导的主导流动结构方面效果如何？

主要发现

• 改型机翼表现出渐进式失速行为，与未改型机翼所呈现的突发、陡峭失速形成鲜明对比。
• 驼峰机翼上的湍流分离显著延迟，从而改善了失速后的气动性能。
• 由于展向流动相互作用与涡旋结构的稳定，改型机翼表现出更高的升力与阻力系数。
• 最优驼峰几何参数（特别是幅值与波长的组合）可改善压力分布并降低壁面摩擦阻力。
• 三维本征正交分解（POD）成功识别出主导涡旋结构，证实其在流动控制与分离延迟中的关键作用。
• 基于kT-kL-ω的DDES模型准确捕捉了非定常过渡流特征，验证了其在分析被动流动控制装置中的适用性。