基于三角全局 resolvent 分析的低展弦比机翼分离流控制

我们对低展弦比机翼周围主动控制的层流分离尾流进行了直接数值模拟 (DNS)，主要目标有两个：(i) 减小分离泡的尺寸，(ii) 衰减机翼尖涡。我们不是防止分离，而是修改三维 ($3$-D) 动力学以利用尾流涡进行气动增强。考虑使用来自三角全局 resolvent 分析的最优谐波强迫模态进行直接尾流修改。在本研究中，我们考虑了攻角为 $14^\circ$ 和 $22^\circ$、 taper ratio 为 $0.27$ 和 $1$、以及前缘后掠角为 $0^\circ$ 和 $30^\circ$ 的机翼，基于平均弦长的雷诺数为 $600$。这些机翼后的尾流表现出 $3$-D 逆流泡和大规模涡旋结构。对于锥形后掠机翼，尾流涡的多样性大幅增加，给流动控制带来了挑战。为了实现无锥形无后掠机翼的第一个控制目标，引入了在脱落频率下的根部致动，通过利用尾流涡显著增强机翼的气动性能来减小逆流泡尺寸。对于无锥形和锥形后掠机翼，根部致动改变了失速流动，减少了逆流区域，并通过增加根部对升力的贡献提高了气动性能。为了控制尖涡的目标，我们展示了在尖部附近使用高频扰动进行致动的有效性。本研究展示了来自非定常致动 resolvent 分析的见解如何能够实现 $3$-D 分离尾流的全局修改并实现机翼气动性能的改善。