Flow Control around NACA 0015 Airfoil by Trailing Edge Flow Suction

Creative Commons License

DURHASAN T.

Bilecik Şeyh Edebali Üniversitesi Fen Bilimleri Dergisi, vol.6, no.1a, pp.153-160, 2019 (Peer-Reviewed Journal)

Abstract

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.