Experimental investigation of tip vortex control using a half delta shaped tip strake

• Main Author: Pereira, Jennifer Loren
• Other Authors: Timothy Lee (Supervisor)
• Format: Others
• Language: en
• Published: McGill University 2012
• Subjects: Engineering - Aerospace
• Online Access: http://digitool.Library.McGill.CA:80/R/?func=dbin-jump-full&object_id=107592

The effectiveness of using a half delta wing tip strake for static wing tip vortex control and performance enhancement was investigated. The flowfield over the wingtip and in the near-field was studied over a low aspect ratio NACA 0012 wing fitted with a half delta wing with a leading-edge sweep of 64º at a chord Reynolds number of 3 x 10⁵. The incidence of the strake relative to the main wing was movable allowing for strake settings from δ = -10º to +10º. Force balance data supplemented with flowfield measurements were used to investigate the performance improvements with the addition of the strake and to understand the interaction between main wing and strake. Velocity and vorticity fields were compared to the clean rectangular planform wing (baseline wing), a sharp 64º sweep half delta wing and full delta wing for direct comparison and to better understand the flow physics involved. The effect of streamwise location, angle of attack and strake setting were examined. Particular attention was paid to the strength, size and development of the strake vortex and ensuing trailing vortex. It was found that the strake behaves much like a delta wing albeit with a strengthened LEV that prematurely breaks down. The broken down LEV then results in a tip vortex which is much more diffused than its baseline counterpart. In order to quantify this effect, the Maskell model was used to calculate the induced drag of both the baseline wing and the strake equipped wing at various angles of attack and strake settings. The results indicated that the addition of the strake reduces the induced drag particularly at high lift coefficient. === Une étude a été faite sur l'efficacité d'utiliser une aile demi-delta comme apex de bout pour le contrôle du tourbillon marginal d'une aile stationnaire ainsi que pour l'amélioration de la performance. Le champs d'écoulement dessus le bout de l'aile et dans le champs proche a été étudié utilisant une aile de profil NACA 0012 avec une petite allongement équippée d'une aile demi-delta d'angle 64º à un nombre de Reynolds de corde de 3 x 10⁵. L'incidence de l'apex en relation avec l'aile principale était amobile, permettant des positions d'incidence de l'apex de δ = -10º à +10º. Des données prises avec une balance supplémenté avec des mesures dans le champs d'écoulement ont été utilisées pour étudier les améliorations de performance avec l'addition de l'apex et pour comprendre l'intéraction entre l'aile principale et l'apex. Les champs de vitesse et de vorticité ont été comparés aux résultats avec une aile de voilure rectangulaire (aile de base), une aile demi-delta d'angle 64º et un bord d'attaque aiguë et une aile delta pour une comparaison directe et pour mieux comprendre les physiques des écoulements impliquées. L'effet de la position longitudinale, de l'incidence et de la position d'incidence de l'apex ont été examinés. On a particulièrement porté attention sur la puissance, la taille et le développement du tourbillon de l'apex et le tourbillon marginal résultant. On a trouvé que l'apex se comporte comme une aile delta, mais avec un tourbillon de bord d'attaque plus puissant qui cause l'éclatement tourbillonaire prémature. Conséquemment le tourbillon de bord d'attaque éclaté devient un tourbillon marginal qui est beaucoup plus diffusé que l'aile de base. Pour quantifier cet effet, le modèle de Maskell a été utilisé pour calculer la trainée-induite de l'aile de base et de l'aile equippée de l'apex à une variété d'incidences et de positions d'incidence de l'apex. Les résultats ont indiqué que l'addition de l'apex réduit la trainée-induite particulièrement quand les coefficients de portance sont élevés.