Resumen

En este trabajo se investigan los efectos de los actuadores de barrera dieléctrica de nanosegundos (NS-DBD) en la interacción onda de choque/capa límite (SWBLI) en un flujo supersónico de Mach 2,5. En este sentido, la investigación numérica de los efectos de los actuadores de plasma NS-DBD en un flujo supersónico no estacionario que pasa por un generador de ondas de choque de 14° se lleva a cabo mediante la simulación de las ecuaciones de Navier-Stokes para un flujo 3D, no estacionario, compresible y con un modelo turbulento k-ω SST. Para evaluar las capacidades de la descarga de plasma, se estudian los efectos de la longitud de la descarga de plasma en el comportamiento del flujo, investigando el factor de fricción del flujo, la región de formación de burbujas de separación, la velocidad y los campos de distribución de temperatura en la región SWBLI. Los resultados numéricos mostraron que la descarga de plasma aumentó la temperatura de la región de descarga y la temperatura de la capa límite en la vecindad de la separación del flujo y consecuentemente redujo el número de Mach en la región de descarga de plasma. La excitación de plasma a las burbujas de separación desplazó la región de separación hacia aguas arriba alrededor de 6 mm, aumentó la altura de SWBLI, y aumentó el ángulo de la onda de choque de separación. Además, las investigaciones sobre las variaciones del coeficiente de recuperación de la presión ilustraron que la descarga de plasma a las burbujas de separación no tuvo un efecto impresionante y disminuyó el coeficiente de recuperación de la presión. Los resultados numéricos mostraron que, aunque el actuador de plasma NS-DBD no era eficaz para reducir el área de separación en SWBLI, eran capaces de desplazar la posición del choque de separación aguas arriba. Esta característica puede utilizarse para modificar la estructura de la onda de choque en las tomas supersónicas en condiciones fuera de diseño.

• Materias:Automatización Aerodinámica Motores (Mecánica) Cinemática Ingeniería Aeronáutica
• Subjects:Automation Aerodynamics Engines Kinematics Aeronautical Engineering
• Palabras claves:coeficiente de recuperación de la presión, actuador de plasma dbd, descarga de plasma, resultados numéricos, onda de choque, burbuja de separación, variación de la presión, posición de choque de separación, descarga de barreras dieléctricas, efectos del actuador de plasma
• Keywords:pressure recovery coefficient, dbd plasma actuator, plasma discharge, numerical results, shock wave, separation bubble, variation of pressure, separation shock position, dielectric barriers discharge, plasma actuator effects