Wyniki wyszukiwania - BazTech

Ograniczanie wyników

Znaleziono wyników: 1

Liczba wyników na stronie

Wyniki wyszukiwania

Wyszukiwano:
w słowach kluczowych: uskok krawędzi natarcia

Sortuj według:

Ogranicz wyniki do:

Układ kaczka z uskokiem krawędzi natarcia na płacie głównym

Strzelczyk P.

Zeszyty Naukowe / Wyższa Szkoła Oficerska Sił Powietrznych

2015

Nr 1

63--73

W artykule przedstawione zostały wyniki obliczeń i badań modelowych układu płatów typu „kaczka” z uskokiem i bez uskoku krawędzi natarcia. Głównym celem zastosowania uskoku krawędzi natarcia było uzyskanie bardziej korzystnego rozkładu siły nośnej na płacie głównym, w porównaniu z klasycznym układem kaczka z zastosowaniem relatywnie prostych środków technicznych. Badania wizualizacyjne i pomiary aerodynamiczne przeprowadzono dla trapezowego usterzenia przedniego o wydłużeniu 3 o profilu NACA 0009 i płata głównego o wydłużeniu 5 i profilu NACA 0012. Liczba Reynoldsa odniesiona do średniej cięciwy aerodynamicznej płata głównego wynosiła 470 000. Jest to wartość mieszcząca się w zakresie typowym dla małych bezpilotowych statków powietrznych (BSL). W przypadku płata izolowanego, jak i płata w obecności usterzenia przedniego, modyfikacja przedniej krawędzi natarcia prowadziła do bardziej korzystnego rozkładu siły nośnej wyznaczonego metodą VLM. W wyniku badań wizualizacyjnych i wagowych stwierdzono korzystniejszy przebieg przeciągnięcia, jak i propagacji obszaru oderwania niż w przypadku płata niemodyfikowanego. Badania aerodynamiczne zostały przeprowadzone w tunelu TA-2,5 Katedry Termodynamiki i Mechaniki Płynów Politechniki Rzeszowskiej.

The paper presents the results of calculations and model tests of different airfoil canard type configurations with and without the dog-tooth incision in the leading edge. The main goal for which the incision was introduced was to achieve more beneficial distribution of lift on the main airfoil in comparison with a classical canard arrangement by means of relatively simple technical measures. Both visualization as well as aerodynamic measurement was carried out for trapezoid foreplane extension equal 3 with a profile NACA 0009 and main airfoil of extension equal 5 and profile NACA 0012. Reynolds number referring to the chord of the main airfoil equaled 470 000. This value is within the range typical for small unmanned aerial vehicles. In case of both isolated airfoil as well as the main airfoil with foreplane, the modification in the leading edge brought about more positive lift distribution which was determined by VLM method. As a result of visualization and weight experiments more advantageous course of both stall and propagation of the turbulent unattached flow was observed in comparison with the unmodified airfoil. The experiments were carried out in a wind tunnel TA 2,5 in the Department of Thermodynamics and Fluid Mechanics of the Rzeszów University of Technology.