X-45a İnsansız Savaş Uçağı Yan Kanat Profilinin Naca

UHAT-2015 / III. Ulusal Havacılık Teknolojisi ve Uygulamaları Kongresi
23-24 Ekim 2015 Konak – İZMİR
X-45a İnsansız Savaş Uçağı Yan Kanat Profilinin Naca 62012 Damla Kanat
Kesitiyle Oluşturulmasının Akış Ve Kanat Gerilmesi Üzerine Etkisinin
İncelenmesi
"Investigation The Effect Of Creating Side Wing Geometry Of X-45A Unmmaned
Combat Air Vehicle With NACA 62012 Wing Profile On Flow And Structural
Characteritics Of The Wing"
M.Murat Yavuz
1
ABSTRACT:
In this study, flow characteristics of a x-45a type unmanned combat air vehicle geometry with including
sharp edges are investigated. The used model has similar geometrical properties inside of some studies in
literature. In further sections of the study, NACA 62012 type aerofoil profile is used to create side wings for
reducing irregularity of flow characteristics around wings and its effect is investigated. Wing edges are
rounded for preventing the flow disruptions. One of the numerical analysing techniques, computational
fluid dynamics method is used for investigations. Air is used as fluid, which is assumed as incompressible
fluid and effect of various Mach number (0.1, 0.15 and 0.2) is observed. In order to view better the changes
on flow characteristics, the wing is placed with an angle of attack of 170 at inside of channel in diving
position. The stress values on the wings side profile are observed in terms of the strength against flow.
Standard steel properties are used for stress calculations. It is observed that the applied NACA 62012
aerofoil profile is effective on the changes of flow around the wing. Vortex formations decrease with
application of new wing profile. The results are discussed in detail.
Key Words: unmanned combat vehicle, aerofoil, flow characteristics.
ÖZET:
Bu çalışmada öncelikle keskin köşelere sahip x-45a tipi bir insansız savaş uçağı geometrisinin akış
karakteristiği incelenmiştir. Kullanılan model literatürde aynı geometrik özellikleri içeren çeşitli çalışmalarda
da mevcuttur. Çalışmanın devamında kanat etrafında oluşan akışın düzensizliğini azaltmak için uçağın yan
kanatları NACA 62012 damla kanat kesit profili ile oluşturulmuş ve kanat etrafında oluşan akış karakteristiği
incelenmiştir. Kanat köşeleri akış düzeni bozulmasını önlemek için yuvarlanmıştır. Sayısal çözümleme
yöntemlerinden birisi olan hesaplamalı akışkanlar mekaniği yöntemi incelemelerde kullanılmıştır. Akışkan
olarak sıkıştırılamaz koşul altında kabul edilen hava kullanılmış ve değişik Mach sayısının (0.1, 0.15 ve 0.2)
etkisi araştırılmıştır. Akış düzeninin değişimini daha iyi görmek için kanat 170lik bir dalış hücum açısına sahip
olacak şekilde kanal içerisine yerleştirilmiştir. Kanat yan profili üzerinde oluşan gerilme değerleri de akışa
karşı kanat mukavemeti açısından incelenmiştir. Standart çelik özellikleri gerilme hesaplamalarda
kullanılmıştır. Uygulanan NACA 62012 damla kanat kesit profilinin akış karakteristiği değişimi üzerinde etkili
olduğu görülmüştür. Yeni kanat profilinin uygulanmasıyla girdap oluşumunun azaldığı gözlenmiştir. Sonuçlar
detaylı olarak tartışılmıştır.
Anahtar Kelime: İnsansız Savaş Uçağı, Damla Kanat, Akış Karakteristiği.
1
Araştırma Görevlisi, Korkut Ata Üniversitesi Enerji Sistemleri Müh. Bölümü, [email protected]
1
UHAT-2015 / III. Ulusal Havacılık Teknolojisi ve Uygulamaları Kongresi
23-24 Ekim 2015 Konak – İZMİR
1. GİRİŞ:
Sürekli gelişmekte olan havacılık dalının güncel konularından birisi olan insansız keşif ve savaş uçakları,
bulundurdukları farklı özgün özellikleri ile yeni araştırma sahaları oluşturmuştur. Diğer uçak türlerine göre
içerisinde pilot ve mürettebat bulundurmaması ve kullanım saha şartlarının daha esneklik gerektirmesi
temel uçak gövdesinin farklı bir yapıda oluşturulmasını gerektirmektedir. Bu nedenle daha yeni bir uçak
modeli olan insansız keşif/savaş uçakları için daha çok araştırma-geliştirme çalışmaları yapılması önem arz
etmektedir. Çeşitli ülkeler ve kurumlar kendi tasarımcıları ve mühendisleri ile farklı geometri ve özellikte
insansız savaş uçağı (İSU) geliştirme çalışmaları yürütmektedir. Üretilen ve kullanımı yapılan İSU'lardan elde
edilen bilgiler daha çok geliştirme çalışmalarının gereksinimini ortaya koymuştur. Literatürde yapılan
çalışmalar özellikle yüksek hücum açılarına çıkma durumlarında akış karakteristiğinin bozulup, kanat
üzerinden akış ayrılmalarının gözlendiği yönündedir. Artan hücum açısının girdap çökmesine [1] neden
olduğu saplanmış ve girdapların [2] artan hücum açısı etkisinde kanat yüzeyinden uzaklaşıp, kanat ucuna
doğru ilerlediği belirlenmiştir. Girdap çökmesinin [3] oluştuğu bölgede yüksek derecede sarsıntı yaptığı ve
mekanik yorulmalara neden olduğu görülmüştür. Bu nedenle İSU tasarımı ve kullanımı konuları önem arz
etmektedir. Akış ayrılması ve girdap çökmesini önlemek/geciktirmek için periyodik tahrik uygulaması [4-5],
yapay jet [6], plazma çalıştırıcılar [7-9] ve pasif girdap üreteçleri [10] gibi çeşitli uygulamalar yapılmaktadır.
Bu uyarlamalar belli bir ölçüde etkilidir. Temel akış karakteristiğini düzenleyebilecek baskın parametreler ise
kanat şekli [11] ve süpürme açısı olarak ifade edilmektedir. Bu nedenle bu çalışmada kanat şekli üzerinde
çalışma yapılarak akış karakteristiği bozulmasının azaltılması amaçlanmıştır. NACA 62012 kanat profili x-45a
türü insansız savaş uçağı modeli yan kanatlarının oluşturulmasında kullanılmış ve etkisi gözlenmiştir. Kanat
gövdesinde bulunan diğer keskin köşeler yuvarlanmıştır. Yan kanat profili üzerinde oluşan gerilme değerleri
bu çalışmada incelenmiştir. İlk başta değişiklik yapılmadan kullanılan model literatürde aynı özellikleri içeren
çalışmada da [12] mevcuttur. Mach sayısı sıkıştırılabilir hava özellikleri hızı altında [13] (Ma0.2) olacak
şekilde belirlenmiştir. Akış hızının etkisi değişik Mach sayılarında (0.1, 0.15 ve 0.2) araştırılmıştır. Kullanılan
Mach sayısı akış hızını belirlemede bir referans değer olarak seçilmiştir.
2. MATERYAL VE YÖNTEM:
Çalışmada temel olarak kullanılan x-45a tipi uçak-kanat modeli şekil 1’de verilmiştir. Ayrıca yan kanatları
oluşturma kullanılan NACA 62012 damla kanat kesit profili de şekil 1’de görülmektedir. Kanat 188 mm boya,
251 mm genişliğe ve 3 mm kalınlığa sahiptir. Yan kanadın akış doğrultusundaki boyu 71 mm’dir.
Şekil-1: Kanal ve kanat geometrisi ile yan kanadın yakınlaştırılmış görüntüsü
450
36
55
188
C
400
71
46
251
Çalışmada hesaplamalı akışkanlar mekaniği yöntemi kullanılmıştır. FLUENT paket programı vasıtasıyla
kullanılan yöntemde farklı akış koşulları ve şartları için değişik hesaplama metotları mevcuttur. Hazırlanan
2
UHAT-2015 / III. Ulusal Havacılık Teknolojisi ve Uygulamaları Kongresi
23-24 Ekim 2015 Konak – İZMİR
0
kanat geometrisi şekil 2’de gösterilen kanal içerisine yerleştirilmiş ve 17 lik hücum açısını alacak şekilde
sabitlenmiştir.
Şekil-2: Kanal ve kanat geometrisi ile yan kanadın yakınlaştırılmış görüntüsü
akış
çıkış
akış
giriş
Çalışmada akışkan olarak hava ( 
 1.225kg / m3 ve   1.7894105 kg/ ms )
kullanılmıştır. Hava,
sıkıştırılamaz akış olarak kabul edilmiş ve limit [13] hız (Mach sayısı  0.3 ) belirlenmiştir. Belirlenen Mach
sayısına göre serbest akış hızı denklem 1’de hesaplanmıştır. Buradaki γ havanın özgül ısılarının oranını, R
hava için gaz sabitini ve T normal koşullar için havanın kabul edilen sıcaklığını Kelvin cinsinden ifade
etmektedir ve değerleri sırası ile 1.4, 287 J/kg*K, 301 K olmaktadır. Denklem 2’de Reynolds sayısının
hesaplanması verilmiştir. Belirlenen Mach sayısı doğrultusunda oluşan serbest akış hızı neticesinde Reynolds
sayısı hesaplanabilmektedir.
Ma 
U0
U0

c
RT 
Re 
(1)
U0 L

(2)
Tablo 1. Akış analizlerinde kullanılan Mach, serbest akış ve Reynolds sayıları
Belirlenen akış hızı (Ma)
Serbest akış hızı (m/s)
Reynolds Sayısı
0.1 M
34.7766
980302
0.15 M
52.165
1470455
0.2 M
69.55
1960513
Havanın sıkıştırılmasının ihmal edildiği Mach sayılarında belirlenen serbest akış hızları tablo 1’de belirtilmiş
ve analizlerde kullanılmıştır.
 max 
1   3 S y

2
2
(3)
Akış analizi neticesinde kanat üzerinde oluşan gerilmelerin hesaplanmasında Tresca (maksimum kayma)
gerilme yöntemi kullanılmıştır. Kullanılan yöntem denklem 3’te verilmiştir. Kullanılan malzeme olarak
standart özelliklerde çelik seçilmiş (elastisite modülü 200 GPa ve poison oranı 0.3) ve malzeme kalınlığı 1
mm olarak belirlenmiştir. Gerilme analizi için sonlu elemanlar yöntemi ile çözümleme yapan ANSYS paket
programı kullanılmış ve plaka elemanları ile çözümler elde edilmiştir. Sınır şartları olarak kanadın tam orta
yerinden uçtan sona kadar bir hat çekilmiş ve bu hat sabitlenmiştir.
3
UHAT-2015 / III. Ulusal Havacılık Teknolojisi ve Uygulamaları Kongresi
23-24 Ekim 2015 Konak – İZMİR
3. SONUÇLAR VE TARTIŞMA:
Yapılan çözümlemelerde elde edilen sonuçlar akışın değişik özelliklerinin sadece tek bir değerinin nerelerde
oluştuğunu gösterecek şekilde (iso-value) verilmiştir. Damla kanat kesidinin kullanılmamış sonuçları “default
geo.” şeklinde, damla kanat kullanılmış model sonuçları ise “modified geo.” şeklinde adlandırılmıştır. default
geo. I, default geo. II ve default geo. III adları sırası ile damla kanat kesidinin kullanılmamış 0.1, 0.15 ve 0.2
Mach sonuçlarını göstermektedir. Aynı şekilde modified geo. I, modified geo. II ve modified geo. III adları
damla kanat kesiti kullanılmış 0.1, 0.15 ve 0.2 Mach sonuçlarını göstermektedir.
Şekil 3’te kanat etrafında oluşan basıncın sadece -300 Pa değerinin hangi bölgelerde oluştuğu verilmiştir.
Tüm sonuçlarda basınç oluşum yerlerinin kanat alt kısmında olduğu ve akış doğrultusunda yayıldığı
gözlenmiştir. Kanat alt kısmında oluşan basınç, kanat ucundan başlayıp, özellikle kanat yanlarına doğru bir
yayılım yapmaktadır. Artan Mach sayısının belirtilen değerdeki basınç oluşum yerlerini genişlettiği
görülmüştür. Damla kanat modeli ile düz kesitli kanat modeli arasında basınç oluşum yerlerinin farklılığı
şekil 3’te belli olmaktadır. Damla kanat modeli sonuçlarında kanat arkasına doğru yayılan negatif değerdeki
basıncın daha az bölgelerde oluştuğu gözlemlenmiş, kanat alt ortasında bir kol şeklinde geriye doğru
uzunlamasına yayılan basınç kolunun daha az miktarda olduğu saptanmıştır.
Şekil-3: Kanat etrafında oluşan basıncın -300 Pa değerindeki oluşum yerleri
default geo. I
default geo. II
default geo. III
modified geo. I
modified geo. II
modified geo. III
Şekil 4’te kanat etrafında oluşan negatif x yönünde hız profilinin farklı değerleri için oluşum yerleri
verilmiştir. Mach sayısının farklı çözümlemelerde artması doğrudan hız profilin etkilemekte ve tek bir
değerin oluşum yerine bakılması durumunda anlamlı bir ifade sergileyememektedir. Bu nedenle belli bir
oran artırımı ile hız profilleri verilmiş ve farklı kanat şekilleri (default geo. ve modified geo.) arasında
kıyaslama yapılmıştır. default geo. I ile modified geo. I’de 40 m/s, default geo. II ile modified geo. II’de 60
m/s ve default geo. III ile modified geo. III’de 80 m/s negatif x yönünde hızlar mevcuttur. Oluşum yerleri
genel olarak kanat ucu altı, yan kanat ile gövdenin ön birleşim civarı ve yan kanat arka kenarı taraflarındadır.
Şekil 3’te negatif basınç oluşum yerleri ile de yorumlanacak olunursa, bu bölgelerde akışın daha düzensiz bir
tavır sergilediği söylenebilir. Damla kanat kesitinin özellikle yan kanat arkasında oluşan negatif hız profilini
azalttığı görülmüştür.
4
UHAT-2015 / III. Ulusal Havacılık Teknolojisi ve Uygulamaları Kongresi
23-24 Ekim 2015 Konak – İZMİR
Şekil-4: Kanat etrafında geçen akışın –x yönünde oluşum yerleri; 40, 60, 80 m/s için
default geo. I
modified geo. I
default geo. II
default geo. III
modified geo. II
modified geo. III
3
Şekil-5: Kanat etrafında oluşan girdap büyüklüğünün 50.10 değerindeki oluşum yerleri
default geo. I
default geo. II
default geo. III
modified geo. I
modified geo. II
modified geo. III
Şekil 5’te toplam girdap büyüklüğünün 50000 değeri için kanat etrafında oluşum yerleri verilmiştir. Yapılan
çözümlemelerde normal kesit ile oluşturulan modelde girdapların neredeyse tüm yüzeyi kapladığı, damla
kanat kesiti çözümlerinde ise sadece yan kanat ön/arka köşelerinde ve gövde kuyruğu üzerinde belli bir
kesitte oluştuğu görülmüştür. Artan Mach sayısının girdap yayılımını belli bir miktar arttırdığı belirlenmiş
ama oluşum yerleri açısından pek bir değişiklik sergileyememiştir.
Şekil 6’da ise dinamik basıncın default geo. I ile modified geo. I’de 1500, default geo. II ile modified geo. II’de
2900 ve default geo. III ile modified geo. III’de 4000 Pa olduğu sonuçlar verilmiştir. Şekil 4’teki sonuçlara
emsal durumda aynı değer sabit olarak kullanılmamış, anlamlı sonuçların elde edilebilmesi için artan Mach
sayısına karşın daha yüksek dinamik basınç değerleri verilmiştir. 1500 Pa sonuçlarına bakıldığında damla
kanat ve kenar köşe yuvarlama işlemlerinin dinamik basınç üzerinde etkili olduğu görülmüştür. Keskin
kenarların yuvarlanması neticesinde 1500 Pa sonuçları için kanat ucu altında oluşan dinamik basınç
bölgesinin kaybolduğu, diğer 2900 ve 4000 Pa model sonuçlarında ise normal kesitli kanada göre daha az
oluştuğu görülmektedir. Özellikle 4000 Pa sonuçları kıyaslandığında dinamik basıncın kanat altında kapsadığı
5
UHAT-2015 / III. Ulusal Havacılık Teknolojisi ve Uygulamaları Kongresi
23-24 Ekim 2015 Konak – İZMİR
alanın damla kanat kullanımı neticesinde azaldığı, yan kanat arka kenarına temas eden bölgenin ise
küçüldüğü görülmektedir.
Şekil-6: Kanat etrafında oluşan dinamik basıncın oluşum yerleri; 1500, 2900, 4000 Pa
default geo. I
default geo. II
modified geo. I
modified geo. II
default geo. III
modified geo. III
Şekil-7: Kanat etrafında oluşan akışın düzlem plaka üzerinde oluşturduğu akış çizgileri
default geo. I
default geo. II
default geo. III
modified geo. I
modified geo. II
modified geo. III
Şekil 7’de ise kanat ucundan kanat arkasına doğru kanat boyunun yaklaşık olarak 0.7 katı uzaklığında akışa
dik bir konumda oluşturulan bir plaka üzerinden alınan akım çizgileri verilmiştir. Verilen akım çizgileri akışın
sürekli olmasından dolayı kanat merkez eksenine göre simetrik olmakta; neticesinde sadece sağ yan taraftan
alınan sonuçlar gösterilmektedir. Kanat ucuna yakın bölgede, kanat ucunun aşağısında orta büyüklükte bir
girdap oluştuğu tüm sonuçlarda görülmektedir. Bu girdap oluşum bölgesi damla kanat sonuçlarında, kanat
altına daha yakındır. Bu girdap oluşumunun yanında kanat merkezine doğru ve kanadın biraz daha altında
ikinci bir girdap oluşum bölgesi saptanmıştır. Bununla birlikte bu ikinci girdap oluşum bölgesi, normal kesit
sonuçlarında belirgin bir şekilde oluşmuş ve tam bir sarmal yapı almıştır. Damla kanat sonuçlarında ise ikinci
girdap oluşumunun daha tamamlanmadığı, sarmal yapıya tümlen ulaşamadığı görülmektedir. Normal kesit
kanat sonuçlarında tamamıyla oluşan iki girdap sarmalı ayrıca kanat altına daha uzak olmasından dolayı daha
büyük bir akım çizgisi sarmalı içerisinde kalmaktadır. Damla kanat sonuçlarında ise oluşan girdapların veya
6
UHAT-2015 / III. Ulusal Havacılık Teknolojisi ve Uygulamaları Kongresi
23-24 Ekim 2015 Konak – İZMİR
başlangıç aşamalarının kanat altına çok daha yakın olması, ikisini kapsayan daha büyük bir sarmal oluşumuna
müsaade etmediği görülmüştür. Damla kanat sonuçları daha istikrarlı bir sonuç sergilemektedir.
Şekil 8’de ise kanat ucundan başlayıp, kanat kenarını takip edip, yan kenar köse uç noktasına kadar devam
eden bir hat üzerinden gerilme sonuçları verilmiştir. Hat doğrultusu “path of wing side edge” şeklinde ifade
edilmiştir ve birimi metredir. Verilen sonuçlar maksimum kayma gerilmesi (Tresca stress) olarak
gösterilmektedir. Artan Mach sayısının oluşan tüm gerilme değerlerini yükselttiği görülmektedir. Kanat ucu
civarında oluşan gerilmelerde normal kanat sonuçlarının daha yüksek bir davranış sergilediği görülmüştür.
Bunun nedeni olarak şekil 6’da gösterilen dinamik basınçların etkisinin olduğu düşünülebilir. Devamında ise
yan kanat üzerinde damla kanat sonuçlarının daha yüksek çıktığı görülmüştür. Yan kanatların damla kanatlar
ile oluşturulması sırasında gövde ile birleşim yerinde kanat ucu çıkıntısı oluşmuştur. Bu bölgede gerilme
değerlerinin artmasına sebebiyet verdiği düşünülebilir.
Şekil-8: Kanat köşe hattı üzerinde oluşan gerilme değerleri; (a) normal kanat, (b) damla kanat
4. DEĞERLENDİRME:
Yapılan çözümlemelerde, düz bir kesite sahip olan ve yan köşeleri keskin köşe olarak oluşturulmuş bir x-45a
insansız savaş uçağı modeline NACA 62012 damla kesitine sahip yan kanat düzenlemeleri yapılmış ve kanat
köşeleri yuvarlanmıştır. Farklı Mach sayılarında yapılan çözümlemeler neticesinde kanat etrafında farklı
yapılarda basınç ve girdap oluşumları gözlenmiştir. Elde edilen sonuçlar özet olarak;akış etkisi altında oluşan
negatif basıncın kanat ucundan başlayıp, özellikle kanat yanlarına doğru bir yayılım yaptığı
belirlenmiştir,negatif x yönünde hız profilinin oluşum yerleri genel olarak kanat ucu altı, yan kanat ile
gövdenin ön birleşim civarı ve yan kanat arka kenarı tarafında olduğu saptanmıştır,artan Mach sayısının
basınç oluşum yerlerini genişlettiği görülmüş ve tüm gerilme değerlerini yükselttiği belirlenmiştir,akım
çizgileri sonucunda kanat ucunun aşağısında orta büyüklükte bir girdap oluştuğu tüm sonuçlarda
görülmektedir. Bu girdabın yanında ikinci tam oluşmuş; damla kanat modeli kullanılarak
giderilmiş/azaltılmıştır,damla kanat sonuçlarında oluşan girdapların veya başlangıç aşamalarının kanat altına
çok daha yakın olmasından dolayı, iki girdap bölgesini kapsayan daha büyük bir sarmal oluşumuna müsade
etmediği görülmüştür. Damla kanat sonuçları daha istikrarlı bir sonuç sergilemektedir,kanat ucu civarında
oluşan gerilmelerde normal kanat sonuçlarının daha yüksek bir davranış sergilediği görülmüştür. Dinamik
basınç etkilerinin bu artışa neden olduğu düşünülebilir,damla kanat kesitinin kanat arkasına doğru yayılan
negatif değerdeki basıncı ve yan kanat arkasında oluşan negatif hız profilini azalttığı görülmüştür,dinamik
basıncın kanat altında kapsadığı alanın damla kanat kullanımı neticesinde azaldığı, yan kanat arka kenarına
temas eden bölgenin ise küçüldüğü görülmektedir.
7
UHAT-2015 / III. Ulusal Havacılık Teknolojisi ve Uygulamaları Kongresi
23-24 Ekim 2015 Konak – İZMİR
KAYNAKÇA:
[1] Andrej Furman and Christian Breitsamter (2013), “Turbulent and unsteady flow characteristics of delta
wing vortex systems”, Aerospace Science and Technology, Vol. 24, pp.32–44.
[2] Myong Hwan Sohn, Ki Young Lee and Jo Won Chang (2004), “Vortex flow visualization of a yawed delta
wing with leading edge extension”, Journal of Aircraft, Vol. 41, No. 2, pp.231-237.
[3] J.M. Gray, I. Gursul and R. Butler (2003), ”Aeroelastic response of a flexible delta wing due to unsteady
st
vortex flows”, 41 Aerospace Sciences Meeting and Exhibit, 6-9 January 2003, Reno, Nevada.
[4] David Greenblatt and Israel J. Wygnanski (2000), "The control of flow separation by periodic excitation",
Progress in Aerospace Sciences, Vol. 36, No. 7, pp.487–545.
[5] Jeremy T. Pinier, Julie M. Ausseur, Mark N. Glauser and Hiroshi Higuchi (2007), "Proportional closed-loop
feedback control of flow separation, AIAA Journal, Vol. 45, No. 1, pp.181-190.
[6] Michael Amitay, Douglas R. Smith, Valdis Kibens, David E. Parekh and Ari Glezer (2001), "Aerodynamic
flow control over an unconventional airfoil using synthetic jet actuators", AIAA Journal, Vol. 39, No. 3,
pp.361-370
[7] Martiqua L. Post and Thomas C. Corke (2004), "Separation control on high angle of attack airfoil using
plasma actuators", AIAA Journal, Vol. 42, No. 11, pp.2177-2184.
[8] Javier Lopera, Terry Ng, Mehul Patel, Srikanth Vasudevan and Thomas Corke (2007), "Aerodynamic
th
control of 1303 UAV using windward surface plasma actuators on a separation ramp", 45 AIAA Aerospace
Sciences Meeting and Exhibit, 8-11 January 2007, Reno, Nevada.
[9] Sven Grundmann, Michael Frey and Cameron Tropea (2009), "Unmanned aerial vehicle (UAV) with
th
plasma actuators for separation control", 47 AIAA Aerospace Sciences Meeting including The New Horizons
Forum and Aerospace Exposition, 5-8 January 2009, Orlando, Florida.
[10] Tan Kar Zhen, Muhammed Zubair and Kamarul Arifin Ahmad (2011), "Experimental and numerical
investigation of the effects of passive vortex generators on aludra uav performance", Chinese Journal of
Aeronautics, Vol. 24, pp.577-583.
[11] I. Gursul, Z. Wang and E. Vardaki (2007), "Review of flow control mechanisms of leading-edge vortices",
Progress in Aerospace Sciences, Vol. 43, No. 7–8, pp.246–270.
[12] M. Elkhoury and D. Rockwell (2005), "Visualized vortices on unmanned combat air vehicle planform:
effect of reynolds number", Journal of Aircraft, Vol. 41, No. 5, pp.1244-1247.
[13] H. Örs (1994). Akışkanlar Mekaniği. Boğaziçi Üniversitesi Yayınevi.
8