The well-known vortex distribution method is applied to analyze the flow field around circulation controlled airfoil.
To express the effect of lift augmentation due to tangential blowing over round trailing-edge of the airfoil, a new parameter 'circulation factor' is introduced. Circulation factor is formulated by dimensional analysis with respect to proper parameters and experimental data.
The flow field is solved by superposition of two potential flows; one due to uniform flow at angle of attack α and the other due to circulatory flow induced by tangential blowing, whose intensity is related to circulation factor and shape of airfoil.
The calculated pressure distributions and lifts are in a good agreement with experimental data in a range of moderate angle of attack and blowing momentum coefficient not involving severe separation.
순환제어형 날개꼴 주위의 흐름을 해석하기 위하여 종래의 날개꼴의 압력분포를 계산하는데 널리 쓰이던 특이점분포법을 응용하였다.
순환제어형 날개꼴의 둥근 뒷전위에 접하게 분출된 흐름에 의해 생기는 양력증대효과를 나타내기 위하여, 이 분출과 관계되는 인자들은 차원해석하고, 실험결과들과 특이점분포법의 특성을 살려서, 순환인자라는 반경험적인 인자를 만들어 사용하였다.
순환제어형 날개꼴 주위의 흐름은 두개의 이상흐름을 중첩시켜 만들었는데, 그 하나는 나란한 흐름이 날개꼴에 대해 받음 각 α 를 가지고 흐르는 것이고, 다른하나는 순전히 접선분출된 흐름에 의해 유기되는 회전흐름이다. 이 회전흐름의 세기는 순환인자와 날개꼴 자체의 모양에 의해 지배받게 된다.
그렇게하여 계산된 날개꼴 위의 압력분포와 양력값은 앞전박리가 안생기는 적당한 받음각과 분출량의 범위 안에서는 실험과 잘 맞는다. 다만 키눌이 모멘트의 값이 덜 정확한데 그것은 압력분포의 계산값에서 앞전과 뒷전 근방의 오차로 인해 생기며, 이는 본 연구의 방법상의 한계이다.
여기에 제안된 방법은, 박리가 심하게 생기지 않는 범위 안에서 적용돼야 하며, 순환제어 날개를 갖춘 항공기의 예비설계단계에서 날개 단면의 하중분포상태를 대략적으로 예측하는데 쓰여질 수 있을 것이다.
