Experimental flow study of an oscillating airfoil

Abstract

The present thesis experimentally investigates unsteady aerodynamic and aeroelastic effects of an oscillating NACA 64418 airfoil at Reynolds numbers below 1 million. Originally, the focus of the unsteady investigations was to determine the factors that influence the aerodynamic forces and the aerodynamic damping of forced pitching as well as combined pitching-plunging harmonic motions of the airfoil. Specifically, measurements of unsteady pressure distributions were performed over a range of mean angles of attack, amplitudes, reduced frequencies and phase differences between the combined oscillations. For pure pitching oscillations below the mean angle of 15°, all studied cases in the present work were aerodynamically damped. However, at a mean angle of 15°, where dynamic stall took place, negative torsional aerodynamic damping was induced. The large excursion of the pitching moment and the shape of its loop were related to the above aerodynamically unstable conditions, while energy was transferred from the fluid to the wing, during the downstroke part of its periodic motion. An increase of the reduced frequency at this incidence led to a further increase of the negative aerodynamic damping. The same holds for increasing amplitudes up to 6°. Similarly, negative torsional aerodynamic damping at large angles of attack was also recorded during combined pitching and plunging oscillations, while a substantial reduction of the damping was achieved by varying the phase difference between the oscillations. Moreover, under static conditions and for angles higher than 17°, the airfoil presented intermittent flow separation from the leading edge region corresponding to partially attached and separated flow regimes (double stall). Taking into account the above results, the response of the elastically supported wing was tested under initial angles of attack higher than the static stall angle. The ratio of torsional to bending natural frequencies was ωα/ωh < 1 and the two degrees of freedom were structurally coupled. At a critical free stream velocity, self-excited oscillations occurred both in pitch and plunge with increasing amplitude, presenting the characteristics of dynamic stall. Increasing the initial angle of attack from 16.65° to 19.98°, the critical free stream velocity decreased from 19.50 m/s to 14.95 m/s, which was attributed to the stall flutter phenomenon. By varying the stiffness of the springs, the wing was found to form a limit cycle oscillation, when applying an initial excitation at a critical free stream velocity. Even though the loops of the aerodynamic coefficients versus the angle of attack, were unconventional for a dynamic stall event, the phenomenon was found to involve flow separation and reattachment over the suction side of the airfoil, as well as evidence supporting the formation and subsequent shedding of a vortex near the leading edge. Additionally, comparison of the experimental results with two simulation tools were found in good agreement under steady flow conditions and adequate when pitching oscillations took place and flow separation was present. However, both simulation models failed to predict aerodynamic loads of the combined pitching-plunging limit cycle oscillation, in the case of the elastically supported wing. Most aeroelastic phenomena are of undesirable character, lead to loss of effectiveness and sometimes even to structural failure. To this end, the present investigation, in support of previous studies, highlights some of the factors that might cause aerodynamically unstable conditions and demonstrates the flow mechanism involved in the above phenomena.

Στην παρούσα διατριβή μελετήθηκε πειραματικά η μη μόνιμη αεροδυναμική και αεροελαστική συμπεριφορά ταλαντούμενης αεροτομής NACA 64418 σε αριθμούς Reynolds κάτω του ενός εκατομμυρίου. Αρχικός σκοπός ήταν ο προσδιορισμός των παραγόντων που επηρεάζουν τα αεροδυναμικά φορτία και την αεροδυναμική απόσβεση σε εξαναγκασμένες ταλαντώσεις πρόνευσης και συνδυασμένες ταλαντώσεις πρόνευσης-βύθισης της αεροτομής. Ειδικότερα, μη μόνιμες μετρήσεις κατανομών πίεσης πραγματοποιήθηκαν στην επιφάνεια της αεροτομής σε ένα εύρος μέσων γωνιών πρόσπτωσης, πλάτους ταλάντωσης, ανηγμένων συχνοτήτων και διαφορών φάσης μεταξύ των συνδυασμένων ταλαντώσεων. Σε ταλαντώσεις αμιγούς πρόνευσης με μέση γωνία πρόσπτωσης κάτω από 15°, όλες οι περιπτώσεις που μελετήθηκαν αποσβένονταν αεροδυναμικά. Αντίθετα, σε μέση γωνία 15°, όπου παρατηρήθηκε το φαινόμενο της δυναμικής απώλειας στήριξης, προκλήθηκε αρνητική αεροδυναμική απόσβεση σε στρέψη. Η μεγάλη διαδρομή της αεροδυναμικής ροπής και το σχήμα του βρόχου κατά τη διάρκεια ενός πλήρους κύκλου ταλάντωσης βρέθηκε να σχετίζεται με τις συνθήκες αεροδυναμικής αστάθειας, καθώς ενέργεια μεταφερόταν από το ρευστό προς την πτέρυγα κατά το καθοδικό μέρος της περιοδικής κίνησής. Η αύξηση της ανηγμένης συχνότητας σε αυτήν την περίπτωση οδήγησε σε περαιτέρω αύξηση της αρνητικής αεροδυναμικής απόσβεσης. Το ίδιο συνέβη και με την αύξηση του πλάτους ταλάντωσης έως και 6°. Όμοια, αρνητική αεροδυναμική απόσβεση σε στρέψη καταγράφηκε κατά τη διάρκεια συνδυασμένων ταλαντώσεων πρόνευσης-βύθισης, όταν η μέση γωνία ταλάντωσης υπερέβαινε τη γωνία στατικής απώλειας στήριξης. Στις παραπάνω συνθήκες σημαντική κρίθηκε η επίδραση της διαφοράς φάσης μεταξύ των συνδυασμένων ταλαντώσεων στην στρεπτική αεροδυναμική απόσβεση. Περαιτέρω, υπό μόνιμες συνθήκες ροής και για γωνίες υψηλότερες από 17°, η αεροτομή παρουσίασε διαλείπουσα αποκόλληση της ροής περί το μέτωπο προσβολής από μερικώς προσκολλημένη σε πλήρως αποκολλημένη ροή (διπλή απώλεια στήριξης). Λαμβάνοντας υπόψη τα παραπάνω αποτελέσματα, η απόκριση της πτέρυγας σε ελαστική στήριξη μελετήθηκε υπό αρχικές γωνίες πρόσπτωσης μεγαλύτερες της γωνίας στατικής απώλειας στήριξης. Ο λόγος στρεπτικής προς καμπτικής ιδιοσυχνότητας ήταν ωα/ωh < 1 και οι δύο βαθμοί ελευθερίας παρουσίασαν δομική σύζευξη. Σε κρίσιμη ταχύτητα του ελεύθερου ρεύματος, παρατηρήθηκε η εκκίνηση αυτοδιεγειρόμενων ταλαντώσεων σε πρόνευση και βύθιση με αυξανόμενο πλάτος, με τα χαρακτηριστικά της δυναμικής απώλειας στήριξης. Αυξάνοντας την αρχική γωνία πρόσπτωσης από 16.65° σε 19.98°, η κρίσιμη ταχύτητα ελεύθερου ρεύματος μειώθηκε από 19.50 m/s σε 14.95 m/s, γεγονός που αποδόθηκε στο φαινόμενο του πτερυγισμού απώλειας στήριξης (stall flutter). Μεταβάλλοντας το μέτρο δυσκαμψίας των ελατηρίων, η πτέρυγα βρέθηκε να σχηματίζει οριακό κύκλο ταλάντωσης, με αρχική διέγερση σε κρίσιμη ταχύτητα ελεύθερου ρεύματος. Παρόλο που οι βρόχοι των αεροδυναμικών συντελεστών συναρτήσει της γωνίας πρόσπτωσης δεν απεικόνισαν ένα τυπικό συμβάν δυναμικής απώλειας στήριξης, η ροή βρέθηκε να αποκολλάται και να επανακολλάται περιοδικά στην πλευρά υποπίεσης της αεροτομής, καθώς επιπλέον στοιχεία τεκμηρίωσαν το σχηματισμό και την επακόλουθη έκλυση μιας δίνης από το μέτωπο προσβολής. Επιπλέον, τα αποτελέσματα προσομοίωσης με δύο διαφορετικά υπολογιστικά εργαλεία βρέθηκαν σε καλή συμφωνία με τα πειραματικά δεδομένα υπό μόνιμες συνθήκες ροής και ικανοποιητικά σε συνθήκες πρόνευσης, που περιελάμβαναν αποκόλληση της ροής. Ωστόσο, και τα δύο μοντέλα απέτυχαν στην πρόλεξη των αεροδυναμικών φορτίων της συνδυασμένης ταλάντωσης πρόνευσης-βύθισης οριακού κύκλου, που παρατηρήθηκε να συμβαίνει στην πτέρυγα με ελαστική στήριξη. Τα περισσότερα αεροελαστικά φαινόμενα είναι ανεπιθύμητου χαρακτήρα, οδηγώντας σε απώλεια επιδόσεων λειτουργίας ή ορισμένες φορές ακόμη και κατασκευαστική αστοχία. Για το σκοπό αυτό, η παρούσα έρευνα, προς υποστήριξη προηγούμενων μελετών, υπογραμμίζει ορισμένους από τους παράγοντες που μπορεί να προκαλέσουν αεροδυναμικά ασταθείς συνθήκες και καταδεικνύει τον μηχανισμό ροής που εμπλέκεται στα παραπάνω φαινόμενα.