There has been an increasing interest in recent years in control of flow structure over non-slender delta wings, which are the simplified planforms of Unmanned Air Vehicles (UAV), Unmanned Combat Air Vehicles (UCAV), and Micro Air Vehicles (MAV). Different control approaches have been applied to alter the flow structure with particular interests in preventing stall and delaying vortex breakdown. Among different flow control techniques, blowing through leading edge of the wing has been commonly used due to its high effectiveness. In the present study, the effect of blowing pattern through the leading edge on flow structure of a 45° swept delta wing is investigated by employing surface pressure measurement and laser illuminated smoke visualization in a low-speed suction-type wind tunnel. The air injection, which is controlled by a solenoid valve and the flow meters, is performed from the leading edges at chordwise distances of x/C=0.16, 0.44, and 0.68. By adjusting the injection rates at each chordwise distance, three different blowing patterns, descending, uniform, and, ascending, are applied at dimensionless momentum coefficients of 0.005, 0.01 and 0.02. The experiments are performed at attack angles of 7, 13, and 16 degrees and at Reynolds numbers varying from 14000 to 75000. The results indicate that the blowing through leading edge successfully eliminates the three-dimensional surface separation, which occurs at relatively high attack angles. The effect of blowing pattern on flow structure is clearly evident for the corresponding cases in which the best performance is achieved by the descending blowing pattern. Furthermore, the results show that the blowing deteriorates the flow structure and moves the breakdown location toward upstream at relatively low attack angles where the leading edge vortex and its breakdown are apparent.

İnsansız Hava Araçları (İHA), İnsansız Savaş Araçları ve Mikro Hava Araçları'nın basitleştirilmiş planformları olan düşük ok açılı delta kanatların akış yapısının kontrolü üzerine son yıllarda artan bir ilgi bulunmaktadır. Özellikle perdövites(stall) durumunun önlenmesi ve girdap kırınımının geciktirilmesine yönelik olarak, akış yapılarını değiştirmek için farklı kontrol yaklaşımları uygulanmıştır. Kanadın hücum kenarından üfleme tekniği sahip olduğu yüksek verimlilik sebebiyle çeşitli akış kontrol teknikleri arasında sıklıkla kullanılmaktadır. Bu çalışmada, 45° ok açılı kanadın hücum kenarı üzerinde akış kontrolü konseptinin etkisi, kanat yüzeyinde basınç ölçümü ve yüzey duman görüntülemesi tekniklerinin kullanıldığı bir düşük hızlı emme tipli rüzgar tüneli içerisinde incelenmiştir. Solenoit valf ve debimetreler ile kontrol edilen hava üflemesi kanat hücum kenarının x/C=0.16, 0.44, 0.68 noktalarından verilmiştir. Kanat ucu girdabının oluşumu, kırınımı ve farklı akış kontrol stratejileri detaylı olarak incelenmiştir. Deneyler 7°, 13° ve 16° olmak üzere farklı hücum açıları ve farklı Reynold Sayıları'nda yapılmıştır. Yüzey yakınından ve yüzeye dik düzlemlerden sağlanan akış görüntüleme sonuçları kanat ucu girdabı ve girdap kırınım yerleri hakkında bilgi sağlamıştır. Kanadın her iki tarafından üfleme oranları ayarlanarak azalan, sabit ve artan üfleme dizilimlerinde 0.005, 0.01 ve 0.02 boyutsuz momentum katsayıları olarak 3 farklı üfleme dizilimi uygulanmıştır. Deneyler 7, 13 ve 16 hücum açılarında 14000 ile 75000 arasında değişen Reynolds sayılarında gerçekleştirilmiştir. Sonuçlar kanat hücum kenarından yapılan üfleme tekniğinin kısmen yüksek hücum açılarında oluşan üç boyutlu yüzeyden ayrılmayı başarılı bir şekilde önlemiştir. Azalan üfleme biçimiyle elde edilen en iyi performanslarda, üfleme biçiminin akış yapısına etkisi açıktır. Buna ek olarak, sonuçlar hücum kenarı girdabının ve kırınımının görüldüğü hücum açısının düşük olduğu durumlarda üflemenin akış yapısını bozduğunu ve kırınım noktasını yukarı doğru taşıdığını göstermektedir.