Yatay Kuyruklarda Kıvrık Kanat Ucu Kullanımının Aerodinamik Etkileri

Abstract

Bu çalışmada, NACA 0012 simetrik kanat profiline sahip, ticari amaçlı bir yolcu uçağının yatay dengeleyicisi ve bu yatay dengeleyicinin ucuna yerleştirilen iki farklı kıvrık kanat ucu yapısının üzerinde farklı hücum açılarında oluşan aerodinamik kuvvetler incelenmiştir. Yatay dengeleyici, SolidWorks tasarım programında 200 noktadan oluşan kanat profili eğrisi ve belirlenen V açısı, ok açısı ve sivrilme oranları kullanılarak tasarlanmıştır. Bu tasarım C₁ olarak tanımlanmıştır. C₁ tasarımının uç kısmına, aynı ok açısına, bükme açısına, sivrilme oranına, açıklığa, yüksekliğe sahip; fakat uç kısmındaki kanat profili kalınlığı farklı olan iki kıvrık kanat ucu yapısı tasarlanarak toplamda üç kanat tasarımı elde edilmiştir. Bu tasarımlar sırası ile C₂ ve C₃ olarak adlandırılmıştır. Üç farklı tasarımın aerodinamik analizi, bir hesaplamalı akışkanlar dinamiği programı olan Fluent kullanılarak yapılmıştır. On üç farklı hücum açısında gerçekleştirilen analizler sonucunda elde edilen sonuçlara göre tasarımların üzerindeki sürükleme (C_D) ve taşıma  (C_L) katsayılarındaki değişimler gözlemlenmiştir. Elde edilen sonuçlara göre, C₂ tasarımı için analizlerin yapıldığı bütün hücum açılarında daha yüksek taşıma kuvvetinin sürükleme kuvvetine oranına (C_L/C_D) sahip olduğu görülmüştür. C₃ tasarımı için ise -1 derece hücum açısındaki sonuç haricinde aynı sonuç elde edilmiştir.

Keywords

• Yatay Dengeleyici,Kıvrık Kanat Ucu,NACA 0012,HAD

The Aerodynamic Effects of The Using Curved Wingtip Devices on Horizontal Tail

Abstract

In this study, aerodynamic forces on a horizontal stabilizer of commercial aircraft that has NACA 0012 airfoil and new horizontal stabilizers that are designed by mounting two different curved wingtip devices (winglet) to the preliminary horizontal stabilizer at different angle of attack values. The preliminary horizontal stabilizer is designed by the airfoil shape that is composed of 200 points and determined span, root chord, dihedral angle, sweep angle and taper ratio values. This design is defined as C₁. Two curved wingtip devices that have the same sweep angle, cant angle, taper ratio, span and height but different airfoil thickness ratio at tip are designed and mounted to the C₁. These are named as C₂ and C₃, respectively. The aerodynamic analyses of these designs are done by using Fluent that is a well-known computational fluid dynamics program. The analyses are performed at 13 different angle of attack values and the alterations on drag (C_D) and lift (C_L) coefficients of the designed horizontal tails are observed. According to the results, C₂ has higher lift to drag ratio (C_L/C_D) values at all angle of attack values. For the C₃ design, the same result has been seen except for the result of -1 degree angle of attack.

Keywords

• Horizontal Stabilizer,Curved Wingtip Devices (Winglet),NACA 0012,CFD

References

1. [1] Tyler T. (2016). ''International Air Transport Association Annual Review,'' 72nd Annual General Meeting, Dublin.
2. [2] Maughmer, D. M. (2001). The Design of Winglets for High-Performance Sailplanes, The American Institute of Aeronautics and Astronautics, 2406, 1-11.
3. [3] Maughmer, D. M., Swan, T. S., Willits, S. M. (2001). The Design and Testing of a Winglet Airfoil for Low-Speed Aircraft, The American Institute of Aeronautics and Astronautics, 2478, 1-10.
4. [4] Menter, F. R., Kuntz, M., Langtry, R. (2003). Ten Years of Industrial Experience with the SST Turbulence Model, Turbulence, Heat and Mass Transfer, 4, 1-8.
5. [5] Nicolosi, F., Marco, A. D., Vecchia, P. D. (2011). Flight Tests, Performance, and Flight Certification of a Twin-Engine Light Aircraft, Journal of Aircraft, 48 (1), 177-192.
6. [6] Curry, M (2008). Winglets. http://www.nasa.gov/centers/dryden/about/Organizations/Technology/Facts/TF-2004-15-DFRC.html. Erişim tarihi Mayıs 18, 2016.
7. [7] Whitcomb, R. T. (1976). A Design Approach and Selected Wind-Tunnel Results at High Subsonic Speeds for Wing-Tip Mounted Winglets, NASA Langley Research Center Hampton, Washington, 33.
8. [8] Elham, A., Tooren, M. J. L. V., 2014. Winglet multi-objective shape optimization. Aerospace Science and Technology, 37: 93-109.

9. [9] Reddy, S. R., Sobieczky, H., Abdoli, A., Dulikravich, G. S., Multi-Winglets: Multi-Objective Optimization of Aerodynamic Shape, 53rd AIAA Aerospace Sciences Meeting, AIAA.
10. [10] Gratzer, L.B. "Split blended winglet,'' US patent 0 312 928, Dec. 13, 2012.
11. [11] L.B. Gratzer, ''Blended winglet,'' US patent 5 348 253, Sep. 20, 1994.
12. [12] Anderson, J.D. (1999). Aircraft Performance and Design, The McGraw-Hill Companies, United States of America, pp. 302.
13. [13] Snorri, G. (2014). General Aviation Aircraft Design: Applied Methods and Procedures. Butterworth-Heinemann is an imprint of Elsevier, USA.
14. [14] Bertin, J. J., Russell, M. C. (2014). Aerodynamics for Engineers Sixth Edition, Pearson Education Limited, London.
15. [15] Ansys CFX-Solver Theory Guide, 2009.
16. [16] Nichols, R. H., Turbulence Models and Their Application to Complex Flows. University of Alabama, Birmingham, Revision 14.1.
17. [17] Celik, I. B. (1999). Introductory Turbulence Modeling. Mechanical and Aerospace Engineering Department, West Virginia University.
18. [18] Ansys Fluent Theory Guide, 2013.