Low speed wind tunnel tests were conducted to evaluate the effects on performance of modifying a 23 percent thick low speed airfoil. The airfoil contour was altered to reduce the upper-surface adverse pressure gradient and hence reduce boundary layer separation. The chord Reynolds number varied from about 2,000,000 to 9,000,000.


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    Titel :

    Wind-tunnel results for an improved 21-percent-thick low-speed airfoil section


    Beteiligte:
    Mcghee, R. J. (Autor:in) / Beasley, W. D. (Autor:in)

    Erscheinungsdatum :

    01.04.1978


    Medientyp :

    Report


    Format :

    Keine Angabe


    Sprache :

    Englisch