NACA0015翼前縁剥離流れ制御に関する大型風洞試験
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概要
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Leading edge separation flow control using a non-thermal dielectric-barrier-discharge plasma actuator for a NACA0015 wing of 18cm chord length c was studied experimentally. Wind tunnel experiments were carried out under main velocity conditions of U=20, 50, 70m/s (Re=Uc/v=23, 5.5, 7.6×10^5), respectively. With changing angle of attack, static pressures around the wing were measured and lift coefficients were obtained for both "plasma actuator off (plasma-off)" case and "plasma actuator on (plasma-on)" case, respectively. It was found even under a high velocity condition of U=70m/s, the plasma actuator affects leading edge separation flow and brings higher lift coefficient compared to plasma-off case. Effect of inlet velocity on leading edge separation flow control of NACA0015 wing was discussed.
- 2013-07-19
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