Self-induced pitching oscillations of an airfoil

Abstract

Bu çalışmanın odak noktası NACA 0012 kanat profilinde akışın uyardığı yunuslama salınımlarıdır. Kanat profiline etkiyen momentler ve yakın iz bölgesindeki vorteks oluşumu arasındaki ilişki, anlık ivme ölçümleri ile birlikte DPIV (dijital olarak parçacık izleyerek hız belirleme sistemi) kullanılarak incelenmiştir. Kanat profili, hücum kenarından çeyrek veter boyu uzaklıktaki eksen çevresinde yunuslama salınmaları yapmaya serbesttir. Konuyu incelemek için değişik serbest akım hızları, model için değişik sertlikler elde etmek üzere değişik yaylar ve çeşitli hücum açısı değerleri kullanılmıştır. Deneyler İstanbul Teknik Üniversitesi, Trisonik Araştırma Merkezi 50 cm x 50 cm Sesaltı Rüzgar Tüneli 'nde yürütülmüştür. Deneylerin yapıldığı serbest akım hızlan 7.0 m/s - 17.0 m/s aralığındadır. Bu değerlere karşılık gelen Reynolds sayıları 59- 148 xl0 aralığındadır. Modelin doğal frekans değerleri, farklı konfigürasyonlar için 57.12 Hz, 36.96 Hz. ve 62.98 Hz. olarak ölçülmüştür. İncelenen durumlar için indirgenmiş frekans değerleri 0.26 - 0.49 aralığındadır. Bu çalışmanın ilk hedefi, kullanılan rüzgar tünelinin sağlayabildiği akım hızlarında, kanat profilinin akışın uyardığı salınımlarının elde edilmesi olmuştur. Devamında, profil etrafında akım alanının niceliksel incelenmesine yönelik iyileştirme çalışmaları yapılmıştır. Profil salınım yaparken üzerine gelen momentleri belirlemeye yönelik olarak ivme ölçülmüştür. Seçilen bazı durumlar için açısal hız ve pozisyon değerleri, profil yakın iz bölgesindeki çevri oluşumu ile ilişkilendirilmiştir. İvme verilerinin integrasyonu, PIV görüntülerinden elde edilen konum bilgisi ile de doğrulanmıştır. Vorteks oluşum yapıları ivme sinyalleri ile ilişkilendirilmiştir. Küçük ivme modülasyonlarının ara vorteks kopmasına sebep olduğu gözlenmiştir. Özellikle taşıma kaybı ile ilgili vorteks kopması durumlarında, ivme sinyalinin mutlak maksimum değerinden önce görülen bölgesel veya mutlak minimum değerlerinde olduğu gözlenmiştir. İvme sinyalinin integre edilmesi ile kanadın açısal konumunun belirlenebilmesi sonucunda, kanat konumu - taşıma kaybı ile ilgili vorteks oluşumu ve kopması arasındaki ilişkilere ulaşmak mümkün olmuştur. Buna göre, taşıma kaybı ile ilgili vorteks, kanat profilinin hücum açısı değeri artmakta iken ortalama açı değerine ulaşıldığında oluşmaya başlamaktadır. Taşıma kaybı ile ilgili vorteksin kopması ise hücum açısı değeri azalmakta iken ortalama açı değerine ulaşıldığında olmaktadır.

In this study, the focus is on the self-induced osculations of a NACA 0012 airfoil. The relationship between the moments acting on the airfoil and the vortex formation in the near- wake of the airfoil is investigated via Digital Particle Image Velocimetry (DPIV) in conjunction with instantaneous acceleration measurements. The airfoil is free to undergo pitching oscillations about the quarter chord location. Different freestream velocities, different springs to yield different stiffnesses for the structure and different initial conditions in terms of angle of attack before the airfoil is let to oscillate have been chosen to investigate the phenomena. Experiments of this study have been performed in the 50 cm x 50 cm Low Subsonic Wind Tunnel (50x50 LSWT) in Trisonic Research Center at Istanbul Technical University. Different freestream velocities between 7.0 m/s - 17.0 m/s, corresponding to Reynolds numbers of 59-148 xlO" are used. The natural frequencies of the system are measured to be 57.12 Hz, 36.96 Hz, and 62.98 Hz. The reduced frequency, is between 0.26 - 0.49 for the investigated cases. The initial goal of the study has been to obtain flow- induced oscillations of an airfoil in the velocity range supplied by the wind tunnel in use. Then, quantitative flow field measurements are refined around the oscillating airfoil. Acceleration measurements are adopted to get information on the moments acting on the airfoil while oscillating. Angular velocity and position of the airfoil are obtained for selected cases, related to the vorticity formation in the near- wake of the airfoil. The integration of the acceleration data has been also checked with the position of the airfoil obtained from PIV images. The vortex formation patterns are correlated with the acceleration signal. It has been observed that the small modulations correspond to some intermediate shedding. Especially the shedding of the stall vortex is correlated with the local or absolute minimum before the absolute maximum on the acceleration signal. As the angular position of the airfoil could be determined via integration of acceleration, It is possible to state that the formation of the stall vortex starts just after the mean value when the angle of attack is increasing and the stall vortex is shed just after the mean value is attained when the angle of attack is decreasing.