Eksperymentalne charakterystyki aerodynamiczne modelu samolotu o zmiennym kącie skosu płata w opływie symetrycznym

W pracy przedstawiono wyniki badań aerodynamicznych modelu współczesnego samolotu bojowego o zmiennym kącie skosu skrzydła przy opływie symetrycznym tzn. bez ślizgu. Badanie wykonano dla modelu samolotu w konfiguracji gładkiej oraz dla przypadków z wychylonymi elementami mechanizacji skrzydła i przy różnych kątach wychylenia steru kierunku i lotek. Wyniki badań przedstawiono w postaci wykresów obrazujacych wpływ kąta natarcia, wychylenia klap i wychylenie sterów na charakterystyki aerodynamiczne w opływie symetrycznym.

---

In the paper, the results are presented of the wind tunnel investigations of the model of the modern variable geometry military fighter in the symmetrical flow i.e. with a non-sideswipe. The investigations were carried out for the clean configuration of the fighter in various aspects, as follows: with operating high-lift devices, and various angles of a rudder deflection as well as ailerons. The results of experiments are illustrated in the form of the diagrams presenting the influence of the angle of attack, flaps and control surfaces deflection on the side aerodynamic characteristics.