Vortex generator is commonly used to control flows and delay separation in many engineering applications because of its geometrical simplicity and high performance improvement. Previous studies mainly focused on aerodynamic control efficiency such as drag reduction, separation delay and vortical structure by a single vortex generator. Studies on the wake characteristics concerning development, interaction, and decay of various streamwise vortices depending on the generator shape at a same test condition are seen to be somewhat rare. In this regard, the present study was carried out. To examine the effect of the vortex generator shape, wake characteristics of a triangular, a trapezoidal, and a rectangular vane-type vortex generator were investigated for both cases of the flat plate laminar and turbulent boundary layer. The height of the generator was chosen to be about the boundary layer thickness at the position of its installation for both boundary layer conditions. Two different lengths of the generator were chosen: two and five times the height. The laminar and turbulent boundary layer thicknesses at the vortex generator installation location were approximately 5 mm and 15 mm, respectively. Stereo-PIV measurements in cross flow planes downstream of the three vane-type vortex generators were conducted. Wake characteristics for each case such as overall vortical structure, vorticity distribution, and location of vortex center with downstream distance were obtained from the PIV data. Wake characteristics, as expected, were found to vary strongly with the geometry and angle of attack so that no general tendency could be deduced. In the case of the laminar flow case, two streamwise vortices were observed at specific test conditions. However, a single streamwise vortex was only generated for the case of the turbulent flow. To gain a better understanding of flow physics associated with these multi-vortices within a laminar boundary layer, CFD simulations were also performed.
To examine the effect of vortex generator on longitudinal instability for a BWB model having lambda wing configuration which was of slightly modified UCAV 1303, wind tunnel experiments were conducted. Tests were carried out at two freestream velocities of 30 m/s and 60 m/s. Aerodynamic force and moment coefficients at various angles of attack are presented, and chordwise pressure distributions at several spanwise stations are included. Spanwise location of a vortex generator was selected based on pressure distributions of the BWB model at several angles of attack and through a preliminary test. Well known pitch-break or pitch-up phenomenon was identified to occur at a specific angle of attack for the case without vortex generator. When the vortex generator was installed, this pitch-break was found to be delayed to a much larger angle of attack, which might well be adopted for efficient flight control.
와류 발생기는 형상의 간단함과 높은 성능 개선 효과 때문에 유동 제어와 박리 지연을 위해 많은 공학 분야에서 활용되고 있다. 이전 연구는 주로 항력 감소, 박리 지연, 그리고 와도 구조 등의 공력 제어 효율성에 중점을 두었다. 와류 발생기 형상에 따라 다양한 흐름방향 와류의 발전, 상호 간섭, 그리고 감소와 관련된 후류 특성 연구는 상대적으로 많이 부족하다. 이런 관점에서, 현재의 연구는 수행되었다. 와류 발생기 형상의 영향을 확인하기 위해, 삼각형, 사다리꼴, 그리고 사각형 와류 발생기의 후류 특성을 층류 경계층에서 연구하였다. 와류 발생기의 높이는 설치 지점에서의 경계층 높이와 동일하며, 높이의 2배와 5배의 길이를 고려하였다. 와류 발생기 설치 지점에서의 경계층 두께는 층류 경계층의 경우 약 5 mm이며, 난류 경계층의 경우 15 mmd이다. 세 종류의 와류 발생기의 후류 단면에서 Stereoscopic PIV 측정을 수행하였다. 입자영상유속계로부터 획득한 데이터로부터 후류에서 와류의 위치, 와도 분포, 와도 구조에 대해 확인하였다. 기대하였듯이, 후류 특성은 와류 발생기의 형상과 각도에 아주 강하게 변화하는 것을 확인하였으나, 일반적인 경향은 확인할 수 없었다. 층류 경계층의 경우, 특정 실험 조건에서 두 개의 흐름방향 와류가 관찰되었으나, 난류 경계층에서는 하나의 흐름방향 와류만 생성되었다. 층류 경계층에서 다양한 와류와 관련된 유동 현상에 대한 이해를 높이기 위해, 수치 계산도 수행되었다.
람다 날개 형상을 가지는 무인전투기의 세로 불안정성에 대해 와류 발생기의 효과를 확인하기 위해, 풍동 실험을 수행하였다. 풍동 실험은 30 m/s와 60 m/s의 두 풍속에서 수행하였다. 실험 모형은 UCAV 1303을 기준으로 자체적으로 설계/제작한 형상이며, 다양한 받음각에서 공력 계수 및 표면 압력 분포를 측정하였다. 흐름방향 표면 압력 분포는 날개폭을 따라서 여러 단면에서 측정되었다. 와류 발생기 위치는 이전 연구 및 와류 발생기가 없는 형상의 압력 분포를 확인하여 결정하였다. 급격히 피칭 모멘트가 증가하는 현상이 와류 발생기가 없는 형상에서 확인되었으며, 와류 발생기를 설치하여, 이런 현상이 더 높은 받음각으로 지연되는 것을 확인하였다. 와류 발생기는 효율적인 비행 제어를 위해 적용될 수 있을 것이다.
