การออกแบบ Winglets แบบปรับเปลี่ยนมุมเอียงได้เพื่อเพิ่มประสิทธิภาพทางอากาศพลศาสตร์

บทคัดย่อ

โครงการนี้มีเป้าหมายเพื่อออกแบบและประเมินสมรรถนะของ winglet แบบปรับมุมเอียง (variable cant-angle winglet) สำหรับอากาศยานขนาดเล็ก Cessna 172 ในสภาวะบินระดับเดินทาง (cruise) โดย กำหนดแอร์ฟอยล์ของปีกหลักเป็น NACA 2412 ตลอดสแปน และกำหนดแอร์ฟอยล์ของ winglet เป็น NACA 0012 การศึกษาเปรียบเทียบกับกรณีไม่มี winglet โดย AoA -4 ถึง 14 องศา เพื่อประเมินประสิทธิภาพของการ ปรับมุม winglet ต่อ CL, CD, และ L/D เปรียบเทียบสมรรถนะดังนี้ร่วมกับมุมปรับของ winglet 4 ค่า คือ 0 องศา, 30 องศา, 45 องศา และ 60 องศา ทำการออกแบบ Winglet โดยมี Taper ratio 0.25, 0.5, 0.75, 1 เพื่อ ค้นหาการตั้งค่าที่ให้สัดส่วนแรงยกต่อแรงต้าน (L/D) สูง และแรงต้านเหนี่ยวนำต่ำที่สุด ตัวชี้วัดหลักที่ใช้วิเคราะห์ ประกอบด้วย CL, CD, CDi, ค่า L/D และการกระจาย Cp ระเบียบวิธีประกอบด้วย (1) การออกแบบเชิงแนวคิด และสร้างแบบจำลอง CAD ของปีกและwinglet ใน OpenVSP พร้อมข้อต่อปรับมุมแบบน้ำหนักเบาที่มีตำแหน่งล็ อกมุม (2) การสร้างโดเมนและเมชสำหรับการคำนวณพลศาสตร์ของไหลเชิงคอมพิวเตอร์ (CFD) ด้วยแบบจำลอง) ข ใน ANSYS Fluent ภายใต้การไหลคงตัวไม่อัดตัว และเงื่อนไขขอบเขตที่เหมาะสมกับการบินระดับเดินทางของ Cessna 172 และ (3) การทดสอบเมช และการตรวจทานความถูกต้องของแบบจำลองเชิงแนวคิดเทียบข้อมูล อ้างอิงที่เกี่ยวข้อง ผลที่คาดว่าจะได้รับคือข้อเสนอแนะมุม cant-angle ที่เหมาะสมสำหรับมุมปะทะที่กำหนด พร้อมแนวทางออกแบบกลไกปรับมุมที่ติดตั้งง่าย น้ำหนักต่ำ และมีผลกระทบทางแอโรไดนามิกต่ำ เพื่อนำไปสู่การ ลดแรงต้านเหนี่ยวนำของอากาศยานที่ใช้ปีก NACA 2412 โดยไม่เพิ่มความยาวช่วงปีก ทั้งนี้จะจัดทำผลลัพธ์เป็น ไฟล์ CAD แผนผังกลไก ชุดข้อมูล CFD และข้อเสนอแนะเชิงออกแบบสำหรับการนำไปใช้งานและการวิจัยต่อไป

Abstract

This project aims to design and evaluate the aerodynamic performance of a variable cant-angle winglet for a small aircraft, the Cessna 172, under cruise flight conditions. The main wing employs the NACA 2412 airfoil along the entire span, while the winglet uses the NACA 0012 airfoil. The study compares configurations with and without winglets over angles of attack ranging from −4° to 14° to assess the effects of winglet cant angles (0°, 30°, 45°, and 60°) on the lift coefficient (CL), drag coefficient (CD), and lift-to-drag ratio (L/D). In addition, winglets with taper ratios of 0.25, 0.5, 0.75, and 1.0 are analyzed to determine the configuration that yields the highest L/D and lowest induced drag (CDi). Key evaluation parameters include CL, CD, CDi, L/D, and pressure coefficient (Cp) distribution. The methodology consists of conceptual design and CAD modeling using OpenVSP, followed by Computational Fluid Dynamics (CFD) analysis in ANSYS Fluent under steady, incompressible flow conditions with appropriate cruise boundary conditions, along with mesh independence testing and validation against reference data. The expected outcome is to identify the optimal winglet cant angle and provide design guidelines for a lightweight, easy-to-install adjustable mechanism with minimal aerodynamic impact, aiming to reduce induced drag without increasing wingspan, with final outputs including CAD ง models, mechanism schematics, CFD datasets, and design recommendations for practical applications and future research.

อ้างอิงผลงานนี้ / Cite this

รหัสโปรเจค

AE-2568-004

ชื่อเรื่อง

การออกแบบ Winglets แบบปรับเปลี่ยนมุมเอียงได้เพื่อเพิ่มประสิทธิภาพทางอากาศพลศาสตร์ / Design of Winglets with Variable Cant Angles to Enhance Aerodynamic Efficiency

ผู้จัดทำ

ไกรวิชญ์ สุระ, สุพรรษา ธานี, คณพัฒน์ แก้วมาลัย

อาจารย์ที่ปรึกษา

ผศ.ดร.บุญชัย วัจจะตรากุล

ปีการศึกษา

2568 (C.E. 2025)

หน่วยงาน

ภาควิชาวิศวกรรมเครื่องกลและการบิน-อวกาศ (MAE) มจพ.

URL

https://maeconnect.eng.kmutnb.ac.th/projects/cmoi2q4v2000qxtyrxxq1vco9