Active flow control by means of synthetic jets on a highly loaded compressor cascade

Dieser Beitrag ist mit Zustimmung des Rechteinhabers aufgrund einer (DFG geförderten) Allianz- bzw. Nationallizenz frei zugänglich.This publication is with permission of the rights owner freely accessible due to an Alliance licence and a national licence (funded by the DFG, German Research Foundation) respectively.This article presents the potential of active flow control to increase the aerodynamic performance of highly loaded turbomachinery compressor blades. Experimental investigations on a large-scale compressor cascade equipped with 30 synthetic jet actuators mounted to the sidewalls and the blades themselves have been carried out. Results for a variation of the inflow angle, the jet amplitude, and the actuation frequency are presented. The wake measurements show total pressure loss reductions of nearly 10 per cent for the synthetic jet actuation. An efficiency calculation reveals that the energy saved by actuation is nearly twice the energy consumption of the synthetic jets

Experimental and numerical results of active flow control on a highly loaded stator cascade

Dieser Beitrag ist mit Zustimmung des Rechteinhabers aufgrund einer (DFG geförderten) Allianz- bzw. Nationallizenz frei zugänglich.This publication is with permission of the rights owner freely accessible due to an Alliance licence and a national licence (funded by the DFG, German Research Foundation) respectively.This article presents experimental and numerical results for a compressor cascade with active flow control. Steady and pulsed blowing has been used to control the secondary flow and separation characteristics of a highly loaded controlled diffusion airfoil. Investigations were performed at the design incidence for blowing ratios from approximately 0.7 to 3.0 (jet-to-inlet velocity) and a Reynolds number of 840 000 (based on axial chord and inlet velocity). Detailed flow field data were collected using a five-hole pressure probe, pressure taps on the blade surfaces, and time-resolved Particle Image Velocimetry. Unsteady Reynolds-averaged Navier–Stokes simulations were performed for a wide range of flow control parameters. The experimental and numerical results are used to understand the interaction between the jet and the passage flow. The benefit of the flow control on the cascade performance is weighted against the costs of the actuation by introducing an efficiency which takes the presence of the jets into account.DFG, SFB 557, Beeinflussung komplexer turbulenter Scherströmunge

Experimentelle Untersuchung des DISKON-Flügelkonzeptes zur Beeinflussung der Wirbelschleppe

Das am DLR Göttingen (AS-EV) entwickelte DISKON-Flügelkonzept zur Beeinflussung der Wirbelschleppe im Nachlauf eines Flügels wird erstmalig experimentell auf seine Wirksamkeit und Effektivität hin untersucht. Die Messungen wurden am Wasserschleppkanal des DLR Göttingen (WSG) durchgeführt. Durch Zacken an der Hinterkante werden Wirbel in der Scherschicht (DISKONtinuitätsfläche) induziert, die gegenläufig zum Randwirbel an der Flügelspitze sind. Veränderungen in der Wirbelstruktur werden über den relativen Vergleich der Ergebnisse von DISKON-Modell und einem Referenzmodell bestimmt. Die beiden Flügelmodelle haben das gleiche Profil und eine Halbspannweite von s = 0,5 Meter. Die Wirbelschleppe wird über einen Bereich von bis zu 30 Spannweiten hinter dem Flügel mit der Stereo Particle Image Velocimetry (Stereo-PIV) untersucht. Parallel dazu werden die aerodynamischen Kräfte mit einem 3-Komponenten Dynamometer (Piezo-Waage) erfasst, über welche die aerodynamische Ähnlichkeit der beiden Flügelmodelle nachgewiesen wird. Aus den Strömungsfeldmessungen werden unter anderem die Wirbelposition, die tangentiale Geschwindigkeit und die Zirkulationsverteilung über dem Wirbelradius bestimmt. Der relative Vergleich dieser Parameter ergibt eine Beeinflussung der Wirbelschleppe durch das DISKON-Flügelkonzept, die sich in einer Positionsveränderung, einer Umverteilung der Wirbelstärke in den äußeren Bereich und in einer Abschwächung der Drehgeschwindigkeit innerhalb des Wirbelzentrums verdeutlicht

Feasibility study: Helicopter Blade Tip Vortex Positions measured in free flight by means of stereoscopic Background Oriented Schlieren Method (BOS)

During a measurement with a MMB Bo 105 in Braunschweig, the rotor blade tip vortex position was investigated by means of stereoscopic BO

EXPERIMENTELLE UNTERSUCHUNG DES DISKON-FLÜGELKONZEPTS ZUR BEEINFLUSSUNG DER WIRBELSCHLEPPE

Das am DLR in Göttingen (AS-EV) entwickelte DISKON-Flügelkonzept zur Beeinflussung der Wirbelschleppe im Nachlauf eines Flügels wird erstmalig experimentell auf seine Wirksamkeit und Effektivität hin untersucht. Die Messungen wurden am Wasserschleppkanal des DLR Göttingen (WSG) durchgeführt. Durch Zacken an der Hinterkante werden Wirbel in der Scherschicht (DISKONtinuitätsfläche) induziert, die gegenläufig zum Randwirbel an der Flügelspitze sind. Veränderungen in der Wirbelstruktur werden über einen Vergleich der Ergebnisse von DISKON-Modell und einem Referenzmodell bestimmt. Die beiden Flügelmodelle haben das gleiche Profil und eine Halbspannweite von s = 0,5 Meter. Die Wirbelschleppe wird über einen Bereich von bis zu 30 Spannweiten hinter dem Flügel mit der Stereo Particle Image Velocimetry (Stereo-PIV) untersucht. Parallel dazu werden die aerodynamischen Kräfte mit einem Dreikomponenten- Dynamometer (Piezo-Waage) erfasst, über welche die aerodynamische Ähnlichkeit der beiden Flügelmodelle nachgewiesen wird. Aus den Strömungsfeldmessungen werden unter anderem die Wirbelposition, die tangentiale Geschwindigkeit und die Zirkulationsverteilung über dem Wirbelradius bestimmt. Der Vergleich dieser Parameter ergibt eine Beeinflussung der Wirbelschleppe durch das DISKON-Flügelkonzept, die sich in einer Positionsveränderung, einer Umverteilung der Wirbelstärke in den äußeren Bereich und in einer Abschwächung der Tangentialgeschwindigkeit innerhalb des Wirbelzentrums verdeutlicht

Measurement of the position of rotor blade vortices generated by a helicopter in free flight by means of stereoscopic Background Oriented Schlieren Method (BOS)

During a measurement with a MMB Bo 105 in Braunschweig, the rotor blade tip vortex position was investigated by means of stereoscopic BO