![](/images/graphics-bg.png)
The effects of cylinder at the leading edge of airfoil NACA 0012 on the boundary layer separation
Other Title(s)
تأثيرات وضع أسطوانة في مقدمة ريشة من نوع NACA0012 على انفصال الطبقة المتاخمة
Author
Husayn, Ghassan Fadil Muhammad
Source
Issue
Vol. 1, Issue 2 (30 Jun. 2010), pp.73-88, 16 p.
Publisher
University of Kufa Faculty of Engineering
Publication Date
2010-06-30
Country of Publication
Iraq
No. of Pages
16
Main Subjects
Topics
Abstract AR
تمت دراسة انفصال الطبقة المتاخمة باستخدام أسطوانة في مقدمة ريشة من نوع NACA 0012.
الحسابات العملية تمت باستخدام نفق هوائي بسرعة 24 m/s و بزوايا هجوم للريشة (0˚، 5˚، 10˚، 14˚، و 20˚) على التوالي.
تم قياس الضغط حول الريشة و لكل زاوية هجوم لحساب معامل الرفع و معامل الإعاقة بوجود و بعدم وجود أسطوانة في مقدمة الريشة.
إن تصور الجريان حول و خلف الجناح NACA 0012 ظهر عمليا باستخدام نفق الدخان الهوائي و بزوايا هجوم للريشة (0˚، 5˚، 10˚، 14˚، و 20˚) على التوالي.
و قد تم تكرار العمل بوجود اسطوانة دائرية في مقدمة الريشة و لنفس الزوايا.
ناظرت النتائج العملية في هذا البحث مع النتائج النظرية لباحثين آخرين و إن هناك تقارب كبير مع أغلبها.
إن زاوية الانفصال للطبقة المتاخمة هي 14˚ و لكنها سوف تتغير إلى 20˚ عند وضع الأسطوانة في مقدمة الريشة.
Abstract EN
The study of boundary layer separation control using cylinder based at the leading edge of airfoil NACA 0012 was carried out in this research.
The experimental work have been done using wind tunnel with air flow velocity 24 m/s, and with airfoil NACA 0012 at angles of attack (0°, 5°, 10°, 14° and 20°) respectively.
The pressure distribution around airfoil NACA 0012 was measured at each above angles of attack to calculate lift and drag coefficients with and without circular cylinder at the leading edge of this airfoil.
The visualization of flow around and behind the airfoil NACA 0012 was experimentally produced using smoke wind tunnel at angles of attack(0°, 5°, 10°,14° and 20°) respectively, and repeat the works with circular cylinder at the leading edge of this airfoil at the same angles.
The results compared with computational results of other theoretical results researchers, and there is a good approximate between most of results.
The angle of separation of the boundary layer of airfoil is 14°, but the angle will be change to 20° when the cylinder be at the leading edge of the airfoil.
American Psychological Association (APA)
Husayn, Ghassan Fadil Muhammad. 2010. The effects of cylinder at the leading edge of airfoil NACA 0012 on the boundary layer separation. Kufa Journal of Engineering،Vol. 1, no. 2, pp.73-88.
https://search.emarefa.net/detail/BIM-379363
Modern Language Association (MLA)
Husayn, Ghassan Fadil Muhammad. The effects of cylinder at the leading edge of airfoil NACA 0012 on the boundary layer separation. Kufa Journal of Engineering Vol. 1, no. 2 (Jun. 2010), pp.73-88.
https://search.emarefa.net/detail/BIM-379363
American Medical Association (AMA)
Husayn, Ghassan Fadil Muhammad. The effects of cylinder at the leading edge of airfoil NACA 0012 on the boundary layer separation. Kufa Journal of Engineering. 2010. Vol. 1, no. 2, pp.73-88.
https://search.emarefa.net/detail/BIM-379363
Data Type
Journal Articles
Language
English
Notes
Includes appendices : p. 82-88
Record ID
BIM-379363