In this study, the effect of flow suction at trailing edge on aerodynamic performance of NACA 0015 airfoil was investigated, numerically. Numerical solutions were performed by ANSYS Fluent using k-k L -ω transition model at Reynolds number of Re=48000. Three different suction ratios (θ=0.05, 0.1 ve 0.2) were tested at four different angles of attacks (α=2°, 4°, 6° ve 8°) and obtained results were compared with the base case. Laminar separation bubble was controlled significantly at low angles of attack. It was observed that C L /C D increases up to 2.4 times C L /C D of the base case with the increasing suction ratio at α=2° ve 4°. On the other hand, it was observed that the C L /C D did not alter significantly in comparison with the base case at α=8° since C D also increases while C L increases.
Bu çalışmada, kanat firar kenarında uygulanan akış emme yönteminin NACA 0015 kanat profilininaerodinamik performansı üzerine etkileri sayısal çalışma ile araştırılmıştır. Sayısal çözümler Reynoldssayısının Re=48000 değerinde k-k L -ω transition model kullanılarak ANSYS Fluent tarafındangerçekleştirilmiştir. Üç farklı emme oranı (θ=0.05, 0.1 ve 0.2) dört farklı kanat hücum açısında (α=2°, 4°, 6° ve 8°) testedilmiştir ve elde edilen bulgular kontrolsüz durum ile kıyaslanmıştır. Düşük hücum açılarında laminer ayrılmakabarcığı önemli ölçüde kontrol edilmiştir. Hücum açılarının α=2° ve 4° değerlerinde artan emme oranı ile C L /C Doranının kontrolsüz durumun 2.4 katına kadar arttığı gözlemlenmiştir. Ancak hücum açısının α=8° değerinde C Lartması ile birlikte C D ’nin de artmasından dolayı C L /C D oranının kontrolsüz duruma göre önemli ölçüde artmadığıgözlemlenmiştir.
