«در این پژوهش، تأثیر جانمایی طولی (در راستای وتر) یک فعالساز پلاسمای «تخلیه سد دیالکتریک» (DBD) منفرد بر کنترل جدایش جریان بر روی یک ایرفویل انحنادار NACA 6412 در زاویه حمله α=12∘\alpha = 12^\circα=12∘ و سرعتهای جریان آزاد U∞=1U_\infty = 1U∞=1 و 101010 متر بر ثانیه (معادل اعداد رینولدز تقریبی 6.85×1046.85 \times 10^46.85×104 و 6.85×1056.85 \times 10^56.85×105) به صورت عددی ارزیابی شده است. در این شبیهسازی، معادلات ناویه-استوکس رینولدز میانگین (RANS) پایا با مدل اغتشاشی SST k−ωk-\omegak−ω به همراه یک مدل نیروی حجمی (Body-force) از نوع Shyy برای شبیهسازی اثر فعالساز، بهکار گرفته شده است. در حالت پایه (بدون فعالساز)، جدایش جریان بر روی سطح مکش ایرفویل رخ میدهد که نقطه آغاز آن در سرعت 111 متر بر ثانیه در حدود x/c≈0.60x/c \approx 0.60x/c≈0.60 و در سرعت 101010 متر بر ثانیه در حدود x/c≈0.70x/c \approx 0.70x/c≈0.70 است. چهار موقعیت مختلف برای فعالساز پلاسما بررسی شده است: x/c=0.03x/c = 0.03x/c=0.03 (لبهحمله)، 0.100.100.10 (ناحیه لبهحمله)، 0.400.400.40 (ناحیه لبهفرار) و 0.650.650.65 (لبهفرار). نتایج شبیهسازی نشان میدهد که محل قرارگیری فعالساز با تعیین موقعیتِ افزودن تکانه به لایه مرزی، تأثیر بسزایی بر میزان اثربخشی (Authority) آن دارد. فعالساز مستقر در نزدیکی لبهحمله (x/c≈0.03x/c \approx 0.03x/c≈0.03) بهطور مداوم بهترین عملکرد را نشان میدهد؛ بهطوریکه موجب تأخیر یا حذف جدایش، تقویت پیک مکش و بهبود بازیابی فشار (بهویژه در سرعت 101010 متر بر ثانیه) میشود. فعالسازِ مستقر در نواحی پاییندست (نزدیک x/c≈0.65x/c \approx 0.65x/c≈0.65) که ناحیه جدایش طبیعی جریان را هدف قرار میدهد، دومین جایگاه را از نظر اثربخشی داراست. در مقابل، موقعیت x/c≈0.10x/c \approx 0.10x/c≈0.10 (LER) کمترین کارایی را دارد، بهویژه در سرعت 101010 متر بر ثانیه که همچنان جدایش پسماند در لبهفرار مشاهده میشود. علاوه بر این، برای جانماییهای پشتِ محل ضخامت بیشینه ایرفویل، اعمال فعالسازی بسیار قوی (که در آن سرعت جت پلاسما بسیار بیشتر از جریان آزاد است) میتواند منجر به تشکیل حباب جدایش آرام (LSB) شده و علیرغم افزایش نیروی برآ، منجر به افزایش نیروی پسا گردد. این یافتهها راهکارهای عملی برای انتخاب موقعیت و شدت عملکرد فعالساز بر روی ایرفویلهای انحنادار در زوایای حمله متوسط ارائه میدهند.»
[1]A. Tayebi and F. Torabi, "Flow control techniques to improve the aerodynamic performance of Darrieus vertical axis wind turbines: A critical review," Journal of Wind Engineering and Industrial Aerodynamics, vol. 252, 2024, Art. no. 105820, https://doi.org/10.1016/j.jweia.2024.105820.
[2]J. Poggie, T. McLaughlin, and S. Leonov, "Plasma aerodynamics: current status and future directions," Aerospacelab, no. 10, 2015, https://doi.org/10.12762/2015.AL10-01.
[3]K. S. Choi et al., "Plasma virtual actuators for flow control," Journal of Flow Control, Measurement and Visualization, vol. 3, no. 01, 2014, Art. no. 22, https://doi.org/10.4236/jfcmv.2015.31003.
[4]T. C. Corke, C. L. Enloe, and S. P. Wilkinson, "Dielectric barrier discharge plasma actuators for flow control,"Annual Review of Fluid Mechanics, vol. 42, no. 1, pp. 505–529, 2010, https://doi.org/10.1146/annurev-fluid-121108-145550.
[5]G. Neretti, "Active flow control by using plasma actuators,"Recent Progress in Some Aircraft Technologies, vol. 1, 2016, Art. no. 13, 2016, https://doi.org/10.5772/62720.
[6]Y. Bouremel, J. M. Li, Z. Zhao, and M. Debiasi, "Effects of AC Dielectric Barrier Discharge plasma actuator location on flow separation and airfoil performance,"Procedia Engineering, vol. 67, pp. 270–278, 2013. https://doi.org/10.1016/j.proeng.2013.12.026.
[7]K. V Karthikeyan and R. Harish, "Enhanced aerodynamic performance of NACA4412 airfoil through integrated plasma actuator and Gurney flap flow control,"Results in Engineering, vol. 25, 2025, Art. no. 103977, https://doi.org/10.1016/j.rineng.2025.103977.
[8]T. Ogawa, K. Asada, M. Sato, T. Tatsukawa, and K. Fujii, "Computational study of the plasma actuator flow control for an airfoil at pre-stall angles of attack," Applied Sciences, vol. 12, no. 18, 2022, Art. no. 9073, https://doi.org/10.3390/app12189073.
[9]X. N. Wang, W. B. Wang, Y. Huang, Z. B. Huang, and Z. H. Sheng, "Airfoil flow control using DBD plasma actuators," in Fluid-Structure-Sound Interactions and Control: Proceedings of the 2nd Symposium on Fluid-Structure-Sound Interactions and Control, Springer, 2013, pp. 141–147. https://doi.org/10.1007/978-3-642-40371-2_20.
[10]R. Khoshkhoo and A. Jahangirian, "Numerical simulation of flow separation control using multiple DBD plasma actuators,"Journal of Applied Fluid Mechanics, vol. 9, no. 4, pp. 1865–1875, 2016, https://doi.org/10.18869/acadpub.jafm.68.235.25325.
[11]C. Kelley et al., "High Mach number leading-edge flow separation control using AC DBD plasma actuators," in 50th AIAA Aerospace Sciences Meeting Including the New Horizons Forum and Aerospace Exposition, 2012, Peaper 906. https://doi.org/10.2514/6.2012-906.
[12]J. Little, M. Nishihara, I. Adamovich, and M. Samimy, "High-lift airfoil trailing edge separation control using a single dielectric barrier discharge plasma actuator,"Experiments in Fluids, vol. 48, pp. 521–537, 2010, https://doi.org/10.1007/s00348-009-0755-x.
[13]G. Yu, D. Li, and Z. Zhang, "Numerical simulation for the differences between FTN/WPN engine models aerodynamic influence on BWB300 airframe,"Engineering Applications of Computational Fluid, vol. 14, no. 1, pp. 566–579, 2020, https://doi.org/10.1080/19942060.2020.1733093.
[15]S. Khasare, F. Bagherighajari, F. Dolati, J. Mahmoudimehr, J. Páscoa, and M. Abdollahzadehsangroudi, "The effect of the dielectric barrier discharge plasma actuator in the control of non-reactive flow in a non-premixed bluff body burner," Physics of Fluids, vol. 35, no. 7, 2023, https://doi.org/10.1063/5.0157976.
[16]A. Ebrahimi, and M.Hajipour, "Flow separation control over an airfoil using dual excitation of DBD plasma actuators," Aerospace Science and Technology,79, pp. 658-668, 2018, https://doi.org/10.1016/j.ast.2018.06.019.
[17]W. Shyy, B. Jayaraman, and A. Andersson, "Modeling of glow discharge-induced fluid dynamics,"Journal of Applied Physics, vol. 92, no. 11, pp. 6434–6443, 2002, https://doi.org/10.1063/1.1515103.
[18]A.Ebrahimi, M.Hajipour, & K. Ghamkhar, "Experimental study of stall control over an airfoil with dual excitation of separated shear layers,"Aerospace Science and Technology,vol. 82-83, 402-411, 2018, https://doi.org/10.1016/j.ast.2018.09.027.
Divazi, A., Noferesti, E., & Hajipour, M. (2026). Numerical Study of Plasma Actuator Placement for Flow Separation Control on a NACA 6412 Airfoil. Journal of Technology in Aerospace Engineering, 10(Special Issue), 13-22. https://doi.org/10.22034/jtae.2026.1417
MLA
Divazi, A., Noferesti, E., & Hajipour, M. "Numerical Study of Plasma Actuator Placement for Flow Separation Control on a NACA 6412 Airfoil", Journal of Technology in Aerospace Engineering, 10, Special Issue, 2026, 13-22. doi: 10.22034/jtae.2026.1417
HARVARD
Divazi A., Noferesti E., Hajipour M. (2026). 'Numerical Study of Plasma Actuator Placement for Flow Separation Control on a NACA 6412 Airfoil', Journal of Technology in Aerospace Engineering, 10(Special Issue), pp. 13-22. doi: 10.22034/jtae.2026.1417
CHICAGO
A. Divazi, E. Noferesti & M. Hajipour, "Numerical Study of Plasma Actuator Placement for Flow Separation Control on a NACA 6412 Airfoil," Journal of Technology in Aerospace Engineering, 10 Special Issue (2026): 13-22, doi: 10.22034/jtae.2026.1417
VANCOUVER
Divazi A., Noferesti E., Hajipour M. Numerical Study of Plasma Actuator Placement for Flow Separation Control on a NACA 6412 Airfoil. j. Technol. Aerosp. Eng. 2026;10(Special Issue):13-22 (In Persian). doi: 10.22034/jtae.2026.1417
