プラズマアクチュエータによる大きな後退角を持つ翼の境界層制御

摘要

The boundary layer transition caused by the cross flow instability over a highly swept wing was controlled by using a DBD plasma actuator. The plasma actuator installed near the leading edge, and induced the flow to suppress the cross flow velocity that causes the transition on the highly swept wing. A low-speed wind tunnel tests were performed to understand the effects of the plasma actuator for a 60 degrees swept wing on Re = 487000. The results were shown that when plasma actuator is activated the transition location delayed to downstream than no actuation of the plasma actuator. It means that the plasma actuator contributes to reduce the cross flow velocity component hence the boundary layer transition can be delayed to downstream. With increasing the voltage of the plasma actuator, the displacements of the transition locations are also increased. This trend was also observed at different free-stream velocities.%前緣後退角Λ=60°を持つ平板翼を用いて風洞試験を行い，プラズマアクチュエータによる境界層遷移制御の有効性を確認した.プラズマアクチュエータを翼前縁に沿って配置し，前縁に垂直方向の流れを誘起させ，大きな後退角を有する翼において発生する境界層遷移を抑制した.1.プラズマアクチュエータに交流電圧を定常的に印加すると境界層遷移発生位置は下流側に後退した.印加電圧を増加させると，遷移位置の後退距離は増加し.遷移遅延効果が増大する.2.プラズマアクチュエータの装着位置の下流側では，遷移位置がスパン方向に2次元的に後退することを確認した.プラズマアクチュエータより外側になると遷移位置は前進し，プラズマアクチュエータを駆動していない場合と同様な境界層の状態であった.3.一様流速を変化させた場合でもPAにより遷移を遅延させる傾向は見られた.ただし，一様流速を増加させると遷移位置の後退距離は減少する.