BADANIA WIZUALIZACYJNE OPŁYWU SAMOLOTU WIELOZADANIOWEGO F-16C BLOCK 52 ADVANCED

Transkrypt

1 Polskie Towarzystwo Mechaniki Teoretycznej i Stosowanej MECHANIKA W LOTNICTWIE ML-XVI 2014 BADANIA WIZUALIZACYJNE OPŁYWU SAMOLOTU WIELOZADANIOWEGO F-16C BLOCK 52 ADVANCED Aleksander Olejnik, Łukasz Kiszkowiak, Tomasz Łącki, Maciej Mikołajczyk Wojskowa Akademia Techniczna, Instytut Techniki Lotniczej, Warszawa aolejnik@wat.edu.pl; lkiszkowiak@wat.edu.pl; tlacki@wat.edu.pl Adam Dziubiński, Robert Placek Instytut Lotnictwa, Zakład Aerodynamiki, Warszawa adziubinski@ilot.edu.pl; robert.placek@ilot.edu.pl W niniejszej pracy opisano metody badań opływu statków powietrznych oraz przedstawiono wyniki doświadczalnych i numerycznych badań wizualizacyjnych opływu samolotu wielozadaniowego F-16 Block 52 Advanced. Badania doświadczalne przeprowadzono w tunelu aerodynamicznym dużych prędkości N-3 Instytutu Lotnictwa oraz tunelu wodnym Wojskowej Akademii Technicznej. Natomiast badania numeryczne wykonano przy użyciu metody objętości skończonych, korzystając ze specjalistycznego oprogramowania. Dzięki przeprowadzonym badaniom określono charakter opływu statku powietrznego ze skrzydłem pasmowym. Ponadto w pracy przedstawiono opis metod budowy modeli skalowanych statków powietrznych wykorzystywanych do doświadczalnych badań wizualizacyjnych. Zarówno badania eksperymentalne, jak i obliczenia numeryczne zostały przeprowadzone dla prędkości pod-, okołoi naddźwiękowych. 1. Wstęp Dynamiczny rozwój techniki mikroprocesorowej oraz metod obliczeniowej mechaniki płynów(computational Fluid Dynamics) umożliwił symulacje wielu zjawisk zachodzących w trakcie opływu ciał płynami. Jednak w dalszym ciągu złożoność tych zjawisk wymaga przeprowadzenia badań doświadczalnych w tunelach aerodynamicznych, w tym badań wizualizacyjnych. Wykorzystywane są one głównie do weryfikacji wyników badań symulacyjnych oraz jako narzędzie wspomagające etap projektowania nowych typów statków powietrznych. Wizualizacja pozwala ocenić opływ samolotu na różnych kątach natarcia

2 390 A. Olejnik i inni z możliwością wskazania miejsc oderwania strumienia oraz określić wpływ poszczególnych elementów konstrukcyjnych na jego całościowy opływ. Można wyróżnić następujące metody i sposoby wizualizacji opływu statków powietrznych: optyczne, z wykorzystaniem dodatkowej substancji. z dodaniem ciepła lub innego rodzaju energii. W metodach optycznych wykorzystuje się fakt zmiany współczynnika załamania światła wraz ze zmianą gęstości płynu. Warto podkreślić, że mogą one zostać wykorzystane do wizualizacji opływu ciał jedynie w przypadkach, gdy gęstość płynu nie jest stała. Natomiast istota metod z wykorzystaniem dodatkowej substancji polega na dodaniu do ośrodka, w którym prowadzone są badania wizualizacyjne, substancji o innej gęstości lub lepkości. Z kolei metody badań wizualizacyjnych z dodawaniem ciepła lub innego rodzaju energii stosowane są w tych przypadkach, w których nie można zastosować dwóch pozostałych[1]. W trakcie wykonywania badań wizualizacji opływu samolotu F-16C Block 52 Advanced użyto metod wizualizacji z wykorzystaniem dodatkowej substancji. W trisonicznym tunelu aerodynamicznym N-3 Instytutu Lotnictwa zastosowano wizualizację olejową, natomiast w tunelu wodnym Wojskowej Akademii Technicznej wizualizację barwną. Zastosowana wizualizacja olejowa pozwala zaobserwować jedynie zjawiska zachodzące tuż przy powierzchni opływanego obiektu. Z kolei wizualizacja w tunelu wodnym pozwala również zarejestrować zjawiska związane z opływem modelu samolotu, zachodzące w pewnej odległości od badanego obiektu. Badania zostały przeprowadzone w ramach projektu Badanie charakterystyk aerodynamicznych modelu samolotu F-16 w opływie około i naddźwiękowym, wizualizacja opływu oraz modelowe badania zrzutu podwieszeń nr O N , którego kierownikiem był prof. dr hab. inż. Aleksander Olejnik. Realizacja projektu została dofinansowana z Narodowego Centrum Badań i Rozwoju. 2. Pomiar geometrii samolotu F-16C Block 52 Advanced W celu wykonania modeli do badań doświadczalnych w tunelu aerodynamicznym N-3 Instytutu Lotnictwa oraz tunelu wodnym Wojskowej Akademii Technicznej konieczne było przeprowadzenie precyzyjnych pomiarów geometrii

3 Badania wizualizacyjne opływu samolotu wielozadaniowego samolotu F-16. W środowisku wyspecjalizowanych systemów CAD oraz korzystając z metod inżynierii odwrotnej i najnowszych systemów przestrzennego skanowania optycznego, zbudowano model samolotu na podstawie rzeczywistej konstrukcji. Przy realizacji zadania skorzystano z mobilnego systemu pomiarowegoatosiitriplescanfirmygom.systemtenbazujenametodzietriangulacji optycznej. Ze względu na rozmiary mierzonego obiektu w pierwszym etapie pomiarów wykonano pomiar fotogrametryczny samolotu przy użyciu systemu pomiarowego TRITOP. Geometria samolotu otrzymana w czasie pomiaru skanerem optycznym GOM ATOS II Triple Scan przechowywana jest w postaci chmury punktów. Specyfika pomiaru polega na odwzorowywaniu geometrii fragmentami o wymiarach ok mm 750 mm. Chmury punktów odwzorowujące mierzony obszar pozycjonowane są w przestrzeni dzięki punktom referencyjnym. Oprogramowanie ATOS wyszukuje powtarzające się konfiguracje punktów referencyjnych i dzęki temu możliwe jest umieszczenie zmierzonych punktów we właściwym miejscu w przestrzeni. Następnie w procesie triangulacji chmurę punktów przekształcono na siatkę trójkątów. Ostatecznie gotowy model geometryczny samolotu wykonano przy użyciu oprogramowania SIEMENS NX. Rys. 1. Pomiar geometrii samolotu F-16C przy użyciu systemu pomiarowego ATOS II Triple Scan

4 392 A. Olejnik i inni Rys. 2. Gotowy powierzchniowy model samolotu F-16C Block 52 Advanced 3. Przygotowanie modeli redukcyjnych samolotu wykorzystanych podczas badań wizualizacyjnych 3.1. Model redukcyjny samolotu do badań wizualizacyjnych w tunelu aerodynamicznym N-3 Instytutu Lotnictwa Przy wykonaniu modelu samolotu F-16C Block 52 Advanced w skali 1:25 na potrzeby badań przeprowadzonych w tunelu aerodynamicznym N-3 Instytutu Lotnictwa zdecydowano się wykorzystać nowoczesne obrabiarki sterowane numerycznie, w tym pięcioosiowe centra obróbcze. W porównaniu z metodą wzornikową skrócono czas wykonania modelu oraz uzyskano większą dokładność odwzorowania powierzchni. Geometria rzeczywistego samolotu, utworzona jako model powierzchniowy, została przekształcona na model bryłowy, który następnie wykorzystano do programowania ścieżek narzędzia na obrabiarki CNC. Ponadto zaprojektowano okucie służące do montażu modelu do wagi aerodynamicznej w tunelu aerodynamicznym N-3. Jako materiał do budowy modelu samolotu wykorzystano Certal, który jest twardym i łatwo skrawalnym stopem aluminium. Natomiast element mocujący model oraz wysięgnik wagi wykonano ze stali. Wykonanie poszczególnych elementów modelu samolotu podzielono na etapy obróbki zgrubnej, półwykańczającej i wykańczającej. Pozwoliło to na uzyskanie wysokiej gładkości obrobionych powierzchni. Usuwając warstwy materiału o coraz mniejszej grubości, nie powoduje się drgań obrabianej części, co pozytywnie wpływa na dokładność odwzorowania powierzchni.

5 Badania wizualizacyjne opływu samolotu wielozadaniowego Kadłub samolotu podzielono na dwa elementy. Tylną część kadłuba wraz ze skrzydłami i nadbudówką usterzenia pionowego zaprojektowano jako jeden element. Wykonanie skrzydeł wraz z kadłubem pozwoliło na zachowanie kąta zaklinowania skrzydeł względem kadłuba. Dzięki temu rozwiązano problem związany z mocowaniem do kadłuba bardzo cienkich elementów, jakimi są skrzydła. Zachowano dużą sztywność i wytrzymałość przejścia skrzydłokadłub. Do wykonania kadłuba wraz ze skrzydłami wykorzystano obrabiarkę pięcioosiową. Zadecydował o tym kształt tego elementu, który był niemożliwy do wykonania przy użyciu konwencjonalnych obrabiarek trzyosiowych. Dzięki zastosowaniu obrabiarek pięcioosiowych zachowano stały kąt pochylenia frezu względem powierzchni, dzięki czemu uniknięto frezowania szczytem narzędzia, co mogłoby doprowadzić do uszkodzeń powierzchni. Usterzenie pionowe wykonano jako pojedynczy element wraz z osłoną anten na jego szczycie. Płytowe usterzenie poziome zostało zaprojektowane jako pojedyncze elementy, oddzielnie dla każdej powierzchni ruchomej, z osią obrotu i trzema otworami ustalającymi położenie kątowe. Płetwy ustateczniające pod kadłubem wykonano z blachy stalowej o grubości 1 mm wycinanej jako płaski kontur na ploterze laserowym. Cały model po wykonaniu obróbki i złożeniu poddano kontroli na maszynie współrzędnościowej. Rys. 3. Obróbka półwykańczająca tylnej części kadłuba modelu samolotu F-16

6 394 A. Olejnik i inni Rys. 4. Model samolotu F-16C Block 52 Advanced do badań wizualizacyjnych w tunelu aerodynamicznym N-3 Instytutu Lotnictwa 3.2. Model redukcyjny samolotu do badań wizualizacyjnych w tunelu wodnym Wojskowej Akademii Technicznej Opracowany model cyfrowy samolotu stał się podstawą do stworzenia modeli redukcyjnych przeznaczonych do badań w różnego typu tunelach. Wśród tych modeli znalazł się model w skali 1:32 przeznaczony do badań wizualizacyjnych w tunelu wodnym. Wyposażono go w kanały doprowadzające zabarwioną ciecz do różnych miejsc na jego powierzchni. Wybrano miejsca pozwalające ocenić opływ kadłuba i powierzchni nośnych samolotu. W szczególności zwrócono uwagę na pasmo. Kilka otworów umieszczono również na skrzydłach. Dzięki zastosowaniu różnokolorowych barwników możliwe było rozróżnienie zachowania się poszczególnych linii prądu. Ze względu na skomplikowaną budowę modelu oraz czas jego wykonania zdecydowano się skorzystać z metod Rapid Prototyping. Model samolotu został wykonany z żywicy akrylowej OB- JET FULLCURE 720 metodą drukowania 3D na drukarce OBJET 350V. Samolot podzielono na zespoły konstrukcyjne, dzięki czemu możliwe było rozpatrywanie konstrukcji każdego z elementów indywidualnie. Pozwoliło to również na wykonanie tych elementów oddzielnie i w razie potrzeby na łatwą ich wymianę. Z uwagi na ograniczone wymiary przestrzeni roboczej drukarki 3D, kadłub samolotu podzielono na trzy części. Miejsca podziału zostały tak dobrane, by w pojedynczych elementach kadłuba znalazło się miejsce na system doprowadzania barwnika oraz na mocowanie modelu do ramienia znajdującego się w tunelu wodnym. Z uwagi na stosunkowo dużą masę modelu zdecydowano się zastosować rurkę aluminiową o średnicy 0.5 cala. Pozwoliło to na znaczne zredukowanie masy gotowego modelu.

7 Badania wizualizacyjne opływu samolotu wielozadaniowego Rys. 5. Elementy kadłuba modelu samolotu F-16 przeznaczonego do badań wizualizacyjnych Usterzenia poziome i pionowe modelu samolotu F-16 wykonano jako pojedyncze elementy. Oś obrotu płytowego usterzenia poziomego wykonano ze stalowego pręta o średnicy 2 mm wklejonego w przygotowany w usterzeniu otwór. Natomiast w usterzeniu pionowym wykonano prostokątny otwór, w który wklejono płytkę wykonaną z laminatu szklanego, służącą do jego montażu wkadłubie. Skrzydło modelu podzielono na dwie części górną i dolną. Podział nie dotyczy spływowej części skrzydła, której ze względu na jej grubość zdecydowano się nie dzielić. Stanowi ona część górnej połówki skrzydła. Pomiędzy dwoma częściami skrzydła umieszczono stalową rurkę doprowadzającą barwnik. Rurki nawiercono i wklejono do górnej części skrzydła, w której wykonano otwory dla barwnika. Po ostatecznym złożeniu i uzupełnieniu szczelin, model wyszlifowano, pokryto podkładem i pomalowano białą farbą. Gotowy model przedstawiono na rys Badania wizualizacyjne w trisonicznym tunelu aerodynamicznym N-3 IL Badania wizualizacyjne(wizualizacja olejowa) modelu samolotu F-16C Block 52 Advanced przeprowadzone zostały w trisonicznym tunelu aerodynamicznym N-3 Instytutu Lotnictwa z użyciem specjalnej mieszaniny olejowej. Składała się ona z kwasu oleinowego, oleju silikonowego oraz tlenku magnezu. Ciecz została nałożona punktowo na całej górnej powierzchni modelu. Tak przygotowany model zamontowano w przestrzeni pomiarowej tunelu.

8 396 A. Olejnik i inni Rys. 6. Model do badań wizualizacyjnych samolotu F-16C Block 52 Advanced w tunelu wodnym WAT Następnie po ustawieniu modelu na zadany kąt natarcia wywoływano przepływ o określonej liczbie Macha. Po wyschnięciu rozprowadzonej przez przepływ po powierzchni modelu substancji wizualizacyjnej pomiar zatrzymywano, a model wyjmowano z przestrzeni pomiarowej w celu sfotografowania. Do wykonania kolejnego eksperymentu powierzchnię modelu należało oczyścić i powtórzyć procedurę przygotowania. Model samolotu badany był w konfiguracji z niewychylonymi powierzchniami sterowymi. Badania przeprowadzono w oparciu o Procedurę badawczą JPB.05/LA[2] oraz Instrukcję stanowiskową IS.14/LA[3] Instytutu Lotnictwa. Rys. 7. Model samolotu F-16C Block 52 Advanced przygotowany do badań wizualizacji olejowej w przestrzeni pomiarowej tunelu N-3 IL

9 Badania wizualizacyjne opływu samolotu wielozadaniowego Dlamałegokątanatarciamodeluα m =1 iliczbymachama=1,1niezaobserwowano żadnych struktur wirowych oraz oderwań. Przepływ w zasadzie równomiernie opływał model. Przykącienatarciamodeluα m =5 iliczbiemacha Ma=0,6zaobserwowano rozkład linii substancji wizualizacyjnej, który wskazywał na obecność wirów powstałych na paśmie samolotu i przechodzących nad skrzydłem. Za owiewką kabiny pilota powstały wiry, które odchylały przepływ w kierunku od płaszczyzny symetrii samolotu. Ponadto na krawędzi natarcia płata zaobserwowano wyraźne odchylenie linii prądu. Dlakątanatarciamodeluα m =8 iliczbymachama=0,9zaobserwowano przepływ wirów schodzących z pasma samolotu oraz ze skrzydła. Dodatkowo wiry z pasma przechodziły nad skrzydłem. Za owiewką kabiny pilota powstały wiry, które odchylały przepływ w kierunku od płaszczyzny symetrii samolotu. Ponadto na krawędzi natarcia skrzydła skośnego zaobserwowano lokalne odchylenie linii prądu. Na zewnętrznej części skrzydeł zaobserwowano ułożenie linii prądu wskazujące na przepływ wsteczny i związane z tym oderwanie. Na podstawie otrzymanych wyników wyznaczono przybliżone położenie fali uderzeniowej. Natomiast przy kącie natarcia modelu α m = 14 i liczbie Macha Ma = 0,45 zaobserwowano wiry generowane przez pasmo oraz przez krawędź natarcia skrzydła. Za owiewką kabiny pilota powstały wiry, które odchylały przepływ w kierunku od płaszczyzny symetrii samolotu. Ponadto na krawędzi natarcia skrzydła skośnego zaobserwowano wyraźne odchylenie linii prądu. Na zewnętrznej części skrzydeł oraz na zewnętrznych krawędziach usterzenia poziomego zaobserwowano oderwanie. Na usterzeniu poziomym miało ono charakter bąbla laminarnego odklejenie i szybkie ponowne przyklejenie przepływu w obszarze noska profilu. 5. Badania wizualizacyjne przy wykorzystaniu tunelu wodnego WAT Badania wizualizacyjne przeprowadzono w tunelu wodnym RHRC model 2436 znajdującym się w Wojskowej Akademii Technicznej. Jest to tunel o zamkniętym obiegu cieczy roboczej. Wyposażony jest w układ zawieszenia badanego modelu zapewniający jego ruch w trzech płaszczyznach. Ponadto posiada instalację doprowadzającą do badanego modelu barwniki, która umożliwia wykonanie badań wizualizacyjnych opływu. Zakres prędkości przepływu wody wtuneluwynosi0 280mm/s[4].

10 398 A. Olejnik i inni Rys. 8. Wizualizacja olejowa modelu samolotu F-16C Block 52 Advanced dla liczby MachaMa=0,45ikątanatarciaα m =14 Rys. 9. Wizualizacja olejowa modelu samolotu F-16C Block 52 Advanced przednia część kadłuba Konstrukcja zawieszenia modelu umożliwia jego ruch w przestrzeni pomiarowejwzakresiekątównatarcia 8 32,kątówślizgu ±25 ikatów przechylenia±540.zmianykątówpołożeniaprzestrzennegomodeluwykonywane są przy użyciu silników krokowych. Umożliwia to płynną zmianę położenia modelu i zapewnia dokładność określenia położenia kątowego na poziomie0,001 [4].

11 Badania wizualizacyjne opływu samolotu wielozadaniowego Badania wizualizacyjne wykonano, wykorzystując przygotowany wcześniej model samolotu. Poprzez wydrążone w nim dysze podawano kolorowy barwnik na krawędzie natarcia skrzydeł i pasm, kadłub oraz powierzchnie płatów nośnych. Pozwoliło to zaobserwować struktury wirowe w otoczeniu tych elementów. W trakcie prowadzonych badań można było obserwować powstające wiry i oderwania strumienia opływającego poszczególne elementy modelu samolotu. Przy niewielkich kątach natarcia nie zaobserwowano powstawania wirów na powierzchniach nośnych. Model na całej swojej długości opływany był niezaburzoną strugą płynu. Wraz ze wzrostem kąta natarcia można było zaobserwować powstające na pasmach wiry. Struktury wirowe rozwijały się wraz ze wzrostem kąta natarcia. Zaobserwowano również powstające wiry za owiewką kabiny. Zaburzony strumień płynu za owiewką ulegał skręceniu w stronę płaszczyzny symetrii kadłuba, jednocześnie jej nie przekraczając, a następnie oddalał się od niej opływając statecznik pionowy. Na podkrytycznych kątach natarcia widoczne było oderwanie strug. Rys. 10. Wizualizacja opływu modelu samolotu F-16C Block 52 Advanced 6. Porównanie wyników doświadczalnych i numerycznych badań wizualizacyjnych Numeryczną analizę opływu modelu samolotu F-16C Block 52 Advanced w skali 1:25 wykonano, wykorzystując metody obliczeniowej mechaniki płynów(computational Fluid Dynamics). Do tego celu użyto programu ANSYS Fluent[5], który bazuje na rozwiązaniu równań różniczkowych cząstkowych opisujących ruch płynu metodą objętości skończonych(finite Volumes Method). Umożliwia on analizę przepływów nieściśliwych i ściśliwych z opcjonalnym uwzględnieniem lepkości przepływu. Do generacji siatek obliczeniowych

12 400 A. Olejnik i inni Rys. 11. Wizualizacja opływu modelu samolotu F-16 zakrzywienie strumienia za kabiną pilota użyto programu ICEM CFD[6], wchodzącego w skład pakietu ANSYS. Wokół płatowca w celu poprawnego zamodelowania warstwy przyściennej wygenerowano siatkę o elementach typu PRISM. W obszarze otaczającym płatowiec zastosowano siatkę o elementach typu TETRA, przejście między siatką warstwy przyściennej, a pozostałą przestrzenią domeny wykonano z elementów typu PYRAMID. Elementy siatki w obszarze warstwy przyściennej zostały wykonanewtakisposób,abyspełniałyzałożeniey + =1.5.Kolejnewysokości elementów siatki zwiększały się ze współczynnikiem 1,2. Analizy przeprowadzono dla tych samych prędkości przepływu i kątów natarcia, dla jakich wykonano badania doświadczalne w tunelu aerodynamicznym N-3 Instytutu Lotnictwa. W obliczeniach przyjęto następujące założenia: symetria geometrii i symetria przepływu umożliwiają użycie modelu połówkowego, zagadnienie policzono jako stan ustalony, przyjęto model turbulencji Spalart-Allmaras. Na podstawie analizy otrzymanych wyników stwierdzono jakościową zgodność pomiędzy wynikami uzyskanymi na drodze doświadczalnej i numerycznej. DlaliczbyMachaMa=0,6ikątanatarciamodeluα m =5 otrzymanoprzepływ wirów powstałych na paśmie samolotu i następnie przechodzących nad skrzydłem. Ponadto na krawędzi natarcia płata zaobserwowano wyraźne odchylenie linii prądu. Natomiast dla liczby Macha Ma = 0,9 i kąta natarcia

13 Badania wizualizacyjne opływu samolotu wielozadaniowego modelu α m =8 otrzymanoprzepływwirówschodzącychzpasmasamolotu oraz ze skrzydła. Ponadto na krawędzi natarcia skrzydła skośnego również stwierdzono lokalne odchylenie linii prądu. Na zewnętrznej części skrzydeł zaobserwowano przepływ wsteczny i związane z tym oderwanie. Dla liczby MachaMa=0,45ikątanatarciamodeluα m =14 równieżotrzymanoprzepływ wirów schodzących z pasma samolotu oraz ze skrzydła. Na powierzchni skrzydła otrzymano wyraźne odchylenie linii prądu. Na zewnętrznej części skrzydeł oraz na zewnętrznych krawędziach usterzenia poziomego zaobserwowano oderwanie. Rys. 12. Porównanie wizualizacji opływu modelu samolotu F-16C Block 52 Advanced otrzymanych w wyniku przeprowadzenia badań doświadczalnych inumerycznych liczbamachama=0,9,kątnatarciaα m =8 7. Wnioski W trakcie przeprowadzania doświadczalnych badań wizualizacji opływu modelu samolotu F-16C Block 52 Advanced zaobserwowano zmianę charakteru opływu wraz ze zmianą kątów natarcia i ślizgu oraz prędkości opływu. Wraz ze wzrostem kąta natarcia zaobserwowano powstawanie wirów na krawędzi natarcia pasma i skrzydła. Powstające wiry powodowały przyklejenie się strug do płata nośnego. Ponadto zaobserwowano charakter oderwania na powierzchni skrzydeł samolotu. Wyniki uzyskane w trakcie numerycznej analizy opływu samolotu są jakościowe zgodne z tymi otrzymanymi podczas wykonywania badań doświadczalnych.

14 402 A. Olejnik i inni Przeprowadzone badania wizualizacyjne samolotu F-16C Block 52 Advanced umożliwiły: identyfikacje charakteru opływu samolotu, wyznaczenie obszarów interferencji opływu poszczególnych zespołów konstrukcyjnych samolotu, identyfikacje rodzaju zawirowań, zobrazowanie obszarów oderwań opływu na powierzchni samolotu. Uzyskane wyniki potwierdzają, że badania wizualizacyjne są niewątpliwie jedną z najbardziej skutecznych i efektywnych metod uzyskiwania informacji na temat zjawisk zachodzących w trakcie opływu statku powietrznego. Bibliografia 1. Post F.H., Van Walsum T., 1993, Fluid Flow Visualization, Focus on Scientific Visualization, Berlin 2. Kacprzyk J., 2014, Prowadzenie badań wizualizacyjnych w tunelu aerodynamicznym, Procedura badawcza JPB.05/LA 3. Kacprzyk J., 2014, Prowadzenie badań wizualizacyjnych w tunelu aerodynamicznym N-3, Instrukcja obsługi IS.14/LA 4. Flow Visualization Tunnel. Operations And Mantenance Manual, Rolling Hills Research Corporation, El Segundo FLUENT 12 Theory Guide, Fluent Inc., September ANSYS ICEM CFD 11.0 Tutorial Manual, 2007 Flow visualization tests of F-16C Block 52 Advanced multi-role aircraft Abstract In the following paper, methods of flow visualization around an aircraft and results of experiment and numerical calculation of F-16C Block 52 Advanced multi-role aircraft flow visualization have been presented. The experimental tests have been carried out at the Institute of Aviation High Speed Aerodynamic Tunnel N-3 and Military University of Technology Water Tunnel. Furthermore, numerical calculations using thefinitevolumemethodhavebeenperformed.asaresultofthesetests,thenature of flow around an aircraft with LEX wing has been identified. Moreover, construction methods of aircraft scaled models used for experimental flow visualization have been presented. The experimental tests and numerical calculations have been carried out for sub-, trans- and supersonic speeds.