Delta kanat hücum kenarı eklentilerinin boylamsal ve yanal stabiliteye etkilerinin incelenmesi
Investigation of longitudinal and lateral stability on a delta wing with leading edge extension
Yazar: AYŞE SİBEL YALAZ ECE
Danışman: DOÇ. DR. SERTAÇ ÇADIRCI
İstanbul Teknik Üniversitesi / Lisansüstü Eğitim Enstitüsü / Makine Mühendisliği Ana Bilim Dalı / Isı-Akışkan Bilim Dalı
Derece: Yüksek Lisans, 2024
Konu: Makine Mühendisliği = Mechanical Engineering ; Uçak Mühendisliği = Aeronautical Engineering
Dizin: Hava aracı = Air vehicle ; Kontrol yüzeyleri = Control surfaces ; Stabilite =

Özet:
Bu tez çalışmasında savaş uçaklarında sıkça tercihe edilen delta kanat yapısına hücum
kenarı eklentilerinin (strake) eklenmesi ile hava aracında meydana gelen boylamsal ve
yanal stabilite etkilerinin incelemeleri yapılmıştır. İncelemeler kapsamında üç farklı
referans geometri modelinde değişen hücum açısı, değişen beta açısı ve değişen
aileron, flap ve rudder kontrol yüzeyi açılmalarında HAD analizleri koşturulmuş,
sonuçlar üzerinde akış topoloji değerlendirmeleri ve stabilite analizleri
gerçekleştirilmiştir. Şimdiye kadar üzerinde az oranda araştırma yapılmış olan strake
geometrilerinin hava aracındaki kontrol yüzeyi verimliklerindeki etkisini araştırmak,
stabilite ve kontrol stratejileri hakkında sonuçlar üretmek bu tezin ana amaçları
arasında yer almaktadır.
Çalışmalar birebir ölçekte kullanılan savaş uçağı modelinin (Lamar ve Frink, 1981)
rüzgâr tüneli verileri ile doğrulanması olarak başlamıştır. Gerçekleştirilen bütün HAD
analizleri sıkıştırılabilir akış kabulündeki üç boyutlu tam ölçekli modelde koşturulmuş
ve RANS denklemleri hücre merkezli sonlu hacimler yöntemi ile çözülmüştür.
Stabilite analizleri kapsamında, aynı zamanda tasarım parametresi olan strake referans
alanının yarıya düşürülmesinin aerodinamik ve stabilitedeki etkileri de incelenmiştir.
Analizler üç farklı geometri versiyonunda yapılmış olup, model üzerindeki kontrol
yüzeyleri literatür referans alınarak tasarlanmıştır. Bu tez çalışmasında hava koşulu
deniz seviyesi (0 ft), ideal gaz tanımlanmış ve serbest akım hızı (Ma=0.5) giriş bölgesi
sınır şartı olarak verilmiştir. S0 strakesiz geometri modelini, S1 AD-14 isimli strake
yapısına sahip geometri modelini ve S2 ise AD-14 strake yapısının referans alanı
yarıya düşürülmüş geometri modelini içermektedir.
Sonuçlar ilk olarak akış topolojisinin değerlendirilmesi üzerine kurulmuştur. Hücum
açısı analizleri incelendiğinde; S0 versiyonunda ɑ=24° ve üstünde akım ayrılmalarının
gittikçe şiddetlendiği ve kanat üzerinde taşıma kayıplarının yaşandığı gözlemlenmiştir.
S1 ve S2 versiyonlarında ɑ=16°'den ilerideki hücum açılarında strake başlangıç
bölgesinden gelişen girdabın kanat yüzeyindeki girdap ile birleştiği, kanat yüzeyindeki
negatif basınç bölgesini arttırdığı görülmüştür. Strake alanının küçülmesi ile girdap
şiddetinde azalma meydana geldiği görülmüştür.
Beta açısının değişiminin incelendiği analizlerde strakeli versiyonların ɑ=32° ve
β=10° açısındaki koşulunda strake girdabı rüzgârı önden alan bölümünde daha güçlü
şekilde gelişmekte, rüzgâr arkasında kalan bölümde ise yüzeyden ayrıldığı
görülmüştür. S2 versiyonu için sağ kanattaki akım ayrılmalarının S1 versiyonuna göre
daha fazla olduğu gözlemlenmiştir. Ayrıca S0 versiyonunda olduğu gibi S1 ve S2
versiyonlarında da kanattan ayrılan akım, kuyruk bölgesindeki düzenli akımı
gölgelemiş ve o bölgede kararsız akış rejimlerinin oluşmasına sebebiyet vermiştir.
Kontrol yüzeylerinden flap ve aileronun strake entegresindeki aerodinamik etkileri
incelendiğinde; kontrol yüzeyi etkinliklerinin S0 için ɑ=24° koşulunda oldukça
verimsiz olduğu görülmektedir. Strake entegresi oluşan girdap gelişimi ile flap ve
aileron kontrol yüzeyindeki akımın yeniden tutunduğu ve kanat yapısındaki taşımayı
arttırdığı gözlemlenmiştir. Betalı koşulda rüzgârı arkadan alan kanattaki aileron
yüzeyinin üzerindeki taşımanın arttığı gözlemlenmiştir. Strake referans
geometrisindeki artış ile ɑ=24° hücum açısında aileron etkinliğinde artış
gözlemlenmiştir. Strake geometrisinin eklenmesi ile kuyruk ve rudderdaki yanal
düzlemde taşımanın artması sağlanmış, ɑ=24° ve β=10° koşulunda rudder kontrol
yüzeyinde verimlikte artış sağlandığı görülmüştür.
Versiyonların boylamsal stabilite analizleri yapıldığında, S0 boylamsal kararlı, S1
ɑ=0° ila ɑ=16° aralığında nötr stabilitede, ɑ=16° ila ɑ=32° aralığında ise yüksek
seviyelerde boylamsal kararsız, S2 ise ɑ=0° ila ɑ=16° aralığında boylamsal kararlı
durumda olduğu görülmüştür. Flap kontrol yüzeyinin ɑ=24° hücum açısında getirdiği
yunuslama moment değişimi incelenecek olursa, S1 versiyonunda S0'a göre %50 artış,
S2 versiyonunda ise %25 artış görülmüştür. Son olarak yüksek hücum açısındaki
burun aşağı moment otoritesinin sağlanması için strake referans alanında azalma
yoluna gidilebileceği gözlemlenmiştir.
Versiyonların yanal stabilite analizleri yapıldığında ise aileron etkinliği S0 ile
karşılaştırıldığında ɑ=24°'de S1 aileron verimi %34 oranında artarken, S2 aileron
verimi yaklaşık %16 civarında artış göstermiştir. β=0° koşulunda S1 ve S2'nin rudder
verimliliğinde bütün hücum açıları aralığında S0'e göre oldukça fazla iyileşme
görülmüştür. Fakat beta açısının artması ile kanat girdaplarındaki kararsız yapı kuyruk
akımını etkilemiş, yüksek hücum açısında rudder etkinliğinde kayıplara yol açmıştır.
Strake geometrisinin kullanımı ile yanal stabilitede ɑ=24° hücum açısına kadar artış
sağlanmıştır. Fakat girdap bozunmaya uğradığı ɑ=32°'de strake girdapları düzensiz
yapıya bürünmüştür.

Abstract:
Modern fighter aircraft must not only be able to fly at high speeds and altitudes, but
also possess superior maneuvering capabilities and be able to operate at high angles of
attack because of the proper design of their airfoils. Many studies have reported control
and stability problems at high angles of attack, and the main reason of these situation
is flow separation in the aircraft. It is known that there are dangers such as stall or spin
as a result of any loss of stability at high angles of attack.
Innovative control strategies and computational aerodynamic analysis techniques are
being investigated to provide more efficient flight regimes at high angle of attack.
There are a variety of methods that have the possibility of rescuing the fighter aircraft
from dangerous situations during high angle of attack maneuvers and developing its
aerodynamic characteristics. One of these methods is the leading-edge extension
(LEX) geometries, and its mostly placed in the front section of the wings of fighter
aircraft. Strakes can be used as another term to describe LEX geometries in the
literature.
Strake surfaces are generally used to enhanced maneuverability at transonic speed for
the flight. They are also used in fighter aircraft or unmanned aerial vehicles to improve
aerodynamic performance. It is also used in fighter aircraft or unmanned aerial
vehicles to improve aerodynamic performance. Strakes are designed to be relatively
smaller than the main components of the aircraft such as wings and tails and supply
the weight reduction optimizations in the fighter jets.
Strake geometries create additional vortices on the wing surface in a basic principle,
and connect to the wing vortices with flow separation and it provide to re-attachment
of the flow on the wing surface again. They accomplish this by shifting the stall angle
of attack, which raises the lift.
In this thesis, the longitudinal and lateral stability effects of strakes with the delta wing
structure were investigated. Within the scope of the investigations, CFD analyses were
run in three different reference geometry models with varying angle of attack, varying
sideslip angle and varying aileron, flap and rudder control surface deflections, and
flow topology researches and stability analyses were performed on the results.
There are many studies on recognize the vortex processing and aerodynamic efficiency
experiments of strake structures in high angle of attack aerodynamics. However, the
main objectives of this thesis are to investigate the effect of strake geometries, which
have been little researched so far, on the control surface efficiencies of the aircraft and
to understand the effects on stability and control strategies.
The studies started with the validation of a one-to-one scale fighter jet model (Lamar
and Frink, 1981) with wind tunnel data. All CFD analyses were run on a three-
dimensional full-scale model assuming compressible and ideal gas flow and the RANS
equations were solved by the cell-centered finite volume method.
Grid independence analysis was performed for the solution network with three
different element numbers prepared in appropriate with the standard and the most
appropriate mesh was selected. With the selected mesh structure, the experimental data
were validated with different turbulence models.
The validation study CFD analyses were performed at sea level altitude where the free
stream velocity Ma=0.2 assuming compressible and ideal gas flow. In order to verify
the experimental data, scans were performed at a total of 252 design points in the range
of varying angle of attack ɑ=0° to ɑ=56° with sideslip angle at β=0°. Nine different
scenarios were calculated for the turbulence models and it was observed that the BSL
RSM turbulence model for the non-strake configuration and the SST-HL modified
SST turbulence model for the strake configuration were in good agreement with the
experimental data. For this reason, these models were used in the stability and control
analyses.
One of the scopes of the stability analyses, the effects of halving the strake reference
area, which is also a design parameter, on aerodynamics and stability were also
examined. Three different geometry versions were analyzed; S0 is the geometry
model without strakes, S1 is the geometry model with the strake structure named AD-
14 and S2 is the geometry model with the reference area of the AD-14 strake reduced
by half. In addition, aileron, flap and rudder control surfaces were designed to
investigate the control surface effects. The designs were made within the value ranges
recommended in the literature.
In this thesis, the air condition is sea level (0 ft), ideal gas is defined and free flow
velocity (Ma=0.5) is given as the inlet region boundary condition.
The results are first based on the evaluation of the flow topology. When the angle of
attack analyses are analyzed; it is observed that in the S0 version, flow separations at
ɑ=24° and above become increasingly severe and flow separations are experienced on
the wing. In S1 and S2 versions, it was observed that at angles of attack beyond ɑ=16°,
the vortex developing from the strake start region merged with the vortex on the wing
surface and increased the negative pressure gradient zone on the wing surface. It was
observed that the vortex intensity decreased with the reduction of the strake area.
In the analyses examining the change in sideslip angle, it is observed that in the strake
versions with ɑ=32° and β=10°, the strake vortex develops more strongly in the
upwind section and separates from the surface in the downwind section. For the S2
version with reduced strake area, it is observed that the flow separation on the right
wing is higher than in the S1 version. Also, as in the S0 version, in the S1 and S2
versions, the flow separating from the wing shadowed the regular flow in the tail
region and caused unstable flow regimes in that region.
When the aerodynamic effects of the control surfaces flap and aileron on the strake
integration are analyzed; it is seen that the control surface efficiency is quite inefficient
for the S0 version under ɑ=24° condition. It was observed that the flow on the flap and
aileron control surface was re-attached with the vortex development formed by the
strake integration and increased the lift in the wing structure. In the crosswind
condition, it was observed that the lift on the aileron surface on the wing receiving the
wind from behind increased. With the increase in the strake reference area geometry,
an increase in aileron efficiency was observed at ɑ=24° angle of attack. With the
addition of the strake geometry, the lift on the lateral plane in the tail and rudder has
increased, and an increase in efficiency on the rudder control surface has been
observed in ɑ=24° and β=10° conditions.
When the longitudinal stability analysis of the versions was performed, it was seen
that the S0 version was longitudinally stable, the S1 version was in neutral stability
between ɑ=0° and ɑ=16°, highly longitudinally unstable between ɑ=16° and ɑ=32°,
and the S2 version was longitudinally stable between ɑ=0° and ɑ=16°. If the pitching
moment change brought by the flap control surface at ɑ=24° angle of attack is
examined, a 50% increase is observed in the S1 version compared to S0 and a 25%
increase is observed in the S2 version. Finally, it was observed that the strake reference
area could be reduced in order to ensure the nose-down moment authority at high angle
of attack.
When the lateral stability analyses of the versions were performed, the aileron
efficiency of the S1 aileron increased by 34% at ɑ=24° compared to S0, while the S2
aileron efficiency increased by approximately 16%. In the β=0° condition, the rudder
efficiency of S1 and S2 improved significantly compared to S0 in the whole range of
angles of attack. However, with the increase in sideslip angle, the unstable structure in
the wing vortices affected the vertical tail region, leading to losses in rudder efficiency
at high angle of attack. With the use of strake geometry, lateral stability was increased
up to ɑ=24° angle of attack. However, it was observed that at ɑ=32°, where the vortex
breakdown, the strake versions switched to the unstable regime.
As a result of the detailed scan analysis, it was observed that the strake geometries
improved the control surface efficiency at high angles of attack. This effect was
observed especially on the control surfaces on the wing. However, with further
increase in the angle of attack, the re-attached flow on the wing loses its interaction
and causes the flow separations from the surface. In this condition, it was observed
that the strake vortices could not be merged with the wing vortex and were vortex
breakdown in the region of vortex intensity. This results in a natural decrease in control
capability at these angles of attack, which corresponds to the stall structure on the
wing.