MARC

 008250123s2024        us                              c    eng  d
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■020    ▼a9798346384267
■035    ▼a(MiAaPQ)AAI31631360
■035    ▼a(MiAaPQ)PennState22952cja5217
■040    ▼aMiAaPQ▼cMiAaPQ
■0820  ▼a600
■1001  ▼aAxten,  Christopher  J.
■24510▼aEvaluation  of  the  Slotted,  Natural-Laminar-Flow  Airfoil  Concept  for  Several  Aeronautical  Design  Applications
■260    ▼a[Sl]▼bThe  Pennsylvania  State  University▼c2024
■260  1▼aAnn  Arbor▼bProQuest  Dissertations  &  Theses▼c2024
■300    ▼a220  p
■500    ▼aSource:  Dissertations  Abstracts  International,  Volume:  86-05,  Section:  B.
■500    ▼aAdvisor:  Maughmer,  Mark  D.
■5021  ▼aThesis  (Ph.D.)--The  Pennsylvania  State  University,  2024.
■520    ▼aThe  slotted,  natural-laminar-flow  (SNLF)  airfoil  is  a  low-drag,  high-lift  airfoil  concept  that  has  been  explored  for  commercial  aviation  applications.  This  work  seeks  to  determine  the  benefits  of  SNLF  airfoils  for  three  other  aeronautical  design  problems:  a  light  business  jet,  a  high-performance  sailplane,  and  a  light-helicopter  tail  rotor.  For  each  case,  a  baseline  geometry  is  developed  that  provides  a  fair  representation  of  an  effective  natural-laminar-flow  (NLF)  solution  for  the  given  application.  An  SNLF  geometry  is  then  designed  with  the  parameters  tailored  to  utilize  the  strengths  of  SNLF  airfoils  while  keeping  realistic  constraints  on  the  geometry  and  design  process.  The  aerodynamic  performance  of  the  baseline  and  SNLF  solutions  are  then  evaluated  with  transitional  RANS  CFD.An  SNLF  light  business  jet  is  designed  based  on  the  HondaJet.  Airfoil  selection  for  the  SNLF  and  baseline  geometries  is  discussed,  along  with  the  sizing  steps  that  lead  to  an  8%  reduction  in  wing  area  for  the  SNLF  aircraft.  Transition  via  Gortler  instabilities  is  considered  and  analyzed  and  is  found  to  have  a  negligible  effect  on  the  performance  of  the  SNLF  aircraft.  Interference  drag  from  the  wing-fuselage  and  wing-winglet  junctures  is  quantified,  and  the  SNLF  junctures  are  found  to  be  2  to  3  drag  counts  lower  at  the  efficient  cruise  condition.  The  final  analysis  indicates  that  the  baseline  has  a  4%  higher  cruise  efficiency  than  the  SNLF  geometry  at  the  efficient  flight  condition.  The  reasons  are  discussed,  along  with  the  other  notable  benefits  of  SNLF  airfoils  for  this  application,  such  as  eliminating  the  need  for  a  complex  high-lift  system.For  this  SNLF  sailplane,  an  SNLF  airfoil  is  applied  to  the  resized  wing  of  a  high-performance  sailplane  and  then  compared  with  the  Schempp-Hirth  Ventus-3.  As  part  of  the  preparation  for  the  analysis,  airfoil  polars  are  compared  with  wind  tunnel  data  to  validate  the  methods  and  are  found  to  have  good  agreement  aside  from  the  largest  flap  deflection.  The  sailplane  comparisons  are  then  made,  with  visualizations,  performance  results,  and  comparisons  of  the  drag  associated  with  the  wing-body  and  wing-winglet  juncture  drag.  While  the  fundamental  aerodynamic  characteristics  are  comparable  to  the  Ventus-3,  the  CFD  analysis  predicts  the  SNLF  sailplane  has  a  1.1%  higher  maximum  lift-to-drag  ratio.  In  addition,  carrying  ballast  in  weaker  conditions  presents  gains  of  over  5%  in  cross-country  speed.The  design  case  of  an  MD  500E  tail  rotor  was  the  last  application  considered.  A  baseline  rotor  was  defined,  and  then  the  SNLF  rotor  was  slowed  down  by  20%  due  to  the  higher  maximum  lift  coefficient  of  the  SNLF  airfoil  and  the  constraint  of  matching  the  maximum  thrust  produced  in  hover.  Results  indicate  that  an  SNLF  tail  rotor  would  provide  performance  benefits  of  the  baseline  in  almost  all  situations,  including  if  the  boundary  layers  are  fully  turbulent,  such  as  due  to  premature  transition  from  leading  edge  erosion.  Forward  flight  predictions  indicate  that  the  SNLF  rotor  requires  upwards  of  10%  less  power  than  the  baseline,  even  with  a  noisy  inflow;  however,  the  pitching  moment  loads  from  the  SNLF  rotor  are  notably  higher.  While  no  analysis  is  performed,  the  potential  benefit  of  reducing  tail  rotor  noise  is  discussed.
■590    ▼aSchool  code:  0176.
■650  4▼aFriction
■650  4▼aAviation
■650  4▼aPressure  distribution
■650  4▼aTurbulence  models
■650  4▼aReynolds  number
■650  4▼aFluid  mechanics
■690    ▼a0204
■71020▼aThe  Pennsylvania  State  University.
■7730  ▼tDissertations  Abstracts  International▼g86-05B.
■790    ▼a0176
■791    ▼aPh.D.
■792    ▼a2024
■793    ▼aEnglish
■85640▼uhttp://www.riss.kr/pdu/ddodLink.do?id=T17164452▼nKERIS▼z이  자료의  원문은  한국교육학술정보원에서  제공합니다.

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