2.2. Numerical method validationIn

2.2. Numerical method validation
In order to verify whether the developed numerical simula-tion technology and established flow control model can accurately capture the subtle characteristics of the jet flow field, a Seifert TAU0015 airfoil flow control experiment [5,6,13]is selected for the numerical validation. Four sub-iteration steps are used in the cal-culation (four complete multigrid cycles) and a complete flow cycle is divided into 80 pieces. Generally, after 25∼35cycles of calcula-tion, a stable periodic flow solution after control can be achieved.
Fig.1shows the calculation results of the TAU0015 airfoil synthetic jet control, which are compared to the experimental data from Seifert and the OSC2D program results [14], wherein (a)shows the control effect of the airfoil under different angles of attack; (b)is the influence of the jet momentum coefficient on the control efficiency; and CLis obtained based on calculation of a complete jet circle time-averaged Cpintegral. As shown in the figure, when the airfoil angle of attack is greater than12◦, re-sults of OSC2D and calculation in this paper sharply over-predict the experimental data even though there are consistent general variations. This is due to the fact that in the experiment, the sen-sors could not be installed near the flow actuator, and thereby the influence of the pressure peak at the leading edge on the aero-dynamic characteristics could not be included. Calculations from Joslin and Viken also show that the experiment conducted by Seifert underestimated the lift characteristics of the airfoil [15]. Therefore, the selected numerical method and the established flow control model in this paper can effectively capture the flow field characteristics of the synthetic jet with good reliability and accu-racy.
3. Calculation model

ผลลัพธ์ (ไทย) 1:

2.2. วิธีตัวเลขตรวจสอบเพื่อตรวจสอบว่า เทคโนโลยีพัฒนาเลข simula-สเตรชันและขั้นตอนการสร้างแบบจำลองการควบคุมสามารถถูกต้องจับลักษณะรายละเอียดของฟิลด์กระแส jet มีหลาย TAU0015 airfoil กระแสควบคุมการทดลอง [5,6,13] ถูกเลือกสำหรับการตรวจสอบตัวเลข สี่ขั้นตอนย่อยเกิดซ้ำจะใช้ในการ cal-culation (สี่สมบูรณ์ multigrid รอบ) และวงจรหากแบ่งชิ้น 80 ทั่วไป หลังจาก 25∼35cycles ของสเตรชัน calcula แก้ไขปัญหากระแสมั่นคงประจำงวดหลังจากควบคุมสามารถทำได้Fig.1shows ผลการคำนวณของเจ็ท TAU0015 สังเคราะห์ของ airfoil ควบคุม การเปรียบเทียบกับข้อมูลการทดลองจากหลายและ OSC2D โปรแกรมผลลัพธ์ [14], นั้น (a) แสดงตัวควบคุมผลของ airfoil ภายใต้การโจมตีแตกต่างกันในมุมของ (ข) เป็นอิทธิพลของสัมประสิทธิ์โมเมนตัมเจ็ทประสิทธิภาพควบคุม และ CLis ได้คำนวณตามเจ็ทสมบูรณ์วงกลม Cpintegral averaged ครั้ง ดังแสดงในรูป เมื่อโจมตีของมุม airfoil มากกว่า than12◦, re-sults ของ OSC2D และการคำนวณในกระดาษนี้อย่างรวดเร็วเกินทำนายข้อมูลทดลองแม้ว่าจะมีรูปแบบทั่วไปที่สอดคล้องกัน เนื่องจากข้อเท็จจริงที่ว่าในการทดลอง sors เซ็นไม่สามารถติดตั้งใกล้ actuator ไหล และจึงอิทธิพลของช่วงแรงดันที่ขอบนำลักษณะไดนามิก aero ไม่อาจรวมอยู่ คำนวณจาก Joslin และ Viken แสดงให้ทดลองดำเนินการ โดยหลาย underestimated ยกลักษณะของ airfoil [15] ดังนั้น วิธีการเลือกตัวเลขและแบบจำลองการควบคุมกระแสขึ้นในเอกสารนี้สามารถได้อย่างมีประสิทธิภาพจับลักษณะฟิลด์ขั้นตอนของเจ็ทสังเคราะห์ มีความน่าเชื่อถือดี และ accu โชว์3. รูปแบบการคำนวณ

ผลลัพธ์ (ไทย) 2:

2.2 การตรวจสอบวิธีการเชิงตัวเลขเพื่อที่จะตรวจสอบว่ามีการพัฒนาเทคโนโลยีการ Simula-ตัวเลขและรูปแบบการควบคุมการไหลที่จัดตั้งขึ้นอย่างถูกต้องสามารถจับภาพลักษณะที่ลึกซึ้งของสนามการไหลของเจ็ทเป็น Seifert TAU0015 ทดลองการควบคุมการไหล airfoil [5,6,13] ถูกเลือกสำหรับ การตรวจสอบตัวเลข
สี่ขั้นตอนย่อยซ้ำจะถูกนำมาใช้ใน Cal-culation (สี่รอบ multigrid สมบูรณ์) และวงจรการไหลเสร็จสมบูรณ์จะถูกแบ่งออกเป็น 80 ชิ้น โดยทั่วไปหลังจาก 25~35cycles ของการเก-การแก้ปัญหาการไหลเป็นระยะที่มีเสถียรภาพหลังจากที่การควบคุมสามารถทำได้.
Fig.1shows ผลการคำนวณของการควบคุมเจ็ทสังเคราะห์ airfoil TAU0015 ซึ่งมีการเปรียบเทียบกับข้อมูลการทดลองจาก Seifert และผลโปรแกรม OSC2D [14] ประเด็น (ก) แสดงให้เห็นถึงผลการควบคุมของแพนอากาศภายใต้มุมที่แตกต่างของการโจมตี; (ข) เป็นอิทธิพลของค่าสัมประสิทธิ์แรงผลักดันเจ็ทที่มีต่อประสิทธิภาพการควบคุมนั้น และ CLis ที่ได้รับขึ้นอยู่กับการคำนวณของวงเจ็ทสมบูรณ์เวลาเฉลี่ย Cpintegral ดังแสดงในรูปเมื่อ airfoil มุมของการโจมตีคือthan12◦มากขึ้นอีกครั้งไสของ OSC2D และการคำนวณในบทความนี้อย่างรวดเร็วกว่าที่คาดการณ์ข้อมูลการทดลองแม้ว่าจะมีรูปแบบทั่วไปที่สอดคล้องกัน เพราะนี่คือความจริงที่ว่าในการทดลองที่เซ็น-sors ไม่สามารถติดตั้งใกล้ตัวกระตุ้นการไหลและจึงอิทธิพลของแรงดันสูงสุดที่ขอบชั้นนำในลักษณะอากาศไดนามิกไม่สามารถรวม คำนวณจาก Joslin Viken และยังแสดงให้เห็นว่าการทดสอบที่ดำเนินการโดย Seifert ประเมินลักษณะยกของ airfoil ที่ [15] ดังนั้นวิธีการคำนวณที่เลือกและรูปแบบการควบคุมการไหลขึ้นในงานวิจัยนี้ได้อย่างมีประสิทธิภาพสามารถจับภาพลักษณะสนามการไหลของเจ็ทสังเคราะห์ที่มีความน่าเชื่อถือที่ดีและ Accu-ชีวิตชีวา.
3 รูปแบบการคำนวณ

ผลลัพธ์ (ไทย) 3:

2.2 . วิธีเชิงตัวเลขการตรวจสอบ
เพื่อตรวจสอบว่าตัวเลขเริ่มต้นพัฒนาเทคโนโลยีการควบคุมการไหลแบบ tion ก่อตั้งอย่างถูกต้องสามารถจับลักษณะสีสันของเจ็ทที่สนามการไหล , การไหลแบบไซเฟิร์ท tau0015 การทดลองการควบคุม [ 5,6,13 ] ถูกเลือกสำหรับการตรวจสอบตัวเลข4 ทำซ้ำขั้นตอนย่อยที่ใช้ใน culation แคล ( สี่เสร็จกริดรอบ ) และวงจรการไหลที่สมบูรณ์ แบ่งเป็น 80 ชิ้น โดยทั่วไป เมื่อ 25 ∼ 35cycles ของกะ tion , โซลูชั่นการควบคุมการไหลคงที่เป็นระยะๆ หลังสามารถบรรลุ .
fig.1shows การคำนวณผลลัพธ์ของ tau0015 แบบสังเคราะห์เจ็ทควบคุมซึ่งเมื่อเทียบกับข้อมูลจาก ไซเฟิร์ตและโปรแกรม osc2d ผล [ 14 ] ซึ่ง ( a ) จะแสดงผลของการควบคุมแบบตามมุมต่าง ๆของการโจมตี ; ( b ) คืออิทธิพลของเจ็ทโมเมนตัมสัมประสิทธิ์ประสิทธิภาพการควบคุม และ clis ได้รับขึ้นอยู่กับการคำนวณของเจ็ทวงเวลาเฉลี่ยที่สมบูรณ์ cpintegral . ดังแสดงในรูปเมื่อใช้มุมของการโจมตี คือ ◦ than12 มากขึ้นอีก sults ของ osc2d และการคำนวณในกระดาษนี้อย่างรวดเร็วกว่าคาดการณ์ข้อมูลแม้ว่าจะมีการเปลี่ยนแปลงทั่วไปที่สอดคล้องกัน ที่เป็นเช่นนี้เนื่องจากว่าในการทดลอง เซน ลูกชายไม่สามารถติดตั้งใกล้ตัวกระตุ้นการไหล ,และตามอิทธิพลของความดันสูงสุดที่ขอบชั้นนำในลักษณะ Aero Dynamic จะไม่รวม การคํานวณจาก Joslin viken และยังแสดงให้เห็นว่า การทดลองดำเนินการโดย ไซเฟิร์ต underestimated ยกลักษณะของอากาศ [ 15 ] ดังนั้นเลือกวิธีเชิงตัวเลขและขึ้นควบคุมการไหลแบบในกระดาษนี้มีประสิทธิภาพสามารถจับข้อมูลที่ไหลของเจ็ทที่สังเคราะห์กับความน่าเชื่อถือที่ดีและ ACCU เผ็ดร้อน .
3 แบบจำลองการคำนวณ