Bu çalışmada NACA 4412 profili kullanılarak bir kanat tasarlanmış ve suction yöntemi ile hesaplamalı sayısal analizi tartışılmıştır. Öncelikle 3 boyutlu kanat SolidWorks programı ile tasarlanmış ve tasarlanan bu kanadın sayısal analizi bir hesaplamalı akışkanlar dinamiği programı olan Ansys Fluent kullanılarak gerçekleştirilmiştir. Sayısal analiz için iki farklı konfigürasyon belirlenmiştir. Bu konfigürasyonlardan ilki olan $S_1$ kanadın yalın halini yani suction olmayan halini ifade ederken; $S_2$ suction kanalına sahip olan kanat tasarımını ifade etmektedir. Oluşturulan kanadın düz uçuşunu 6 derece hücum açısı ile gerçekleştirdiğine karar verilmiş ve bu hücum açısında kanat üzerindeki akış ayrılmalarının kanat chord uzunluğunun %25’ inde meydana geldiği yapılan sayısal analizle tespit edilmiştir. Chord uzunluğunun bu noktasından kanat üst yüzeyinden başlayıp iç kısmından devam eden son olarakta firar kenarından hava ile buluşan bir venturi kanal oluşturulmuştur. Bu kanalın temel amacı uçuş esnasında akışın bozulmaya başladığı yerde kuvvet azaltımı yapılarak aerodinamik performans artışının sağlanabilmesidir. Aerodinamik performanstaki değişimin incelenebilmesi için kanat üzerinde meydana gelen taşıma ve sürükleme katsayısı değerleri her iki konfigürasyon içinde 10 farklı hücum açısında (i.e. -6,-4, -2, 0, 2, 4, 6, 8, 10, 12) ayrı ayrı olacak şekilde elde edilmiştir. $S_1$ ve $S_2$ konfigürasyonları için elde edilen bu katsayı değerleri birbirleri ile karşılaştırılmıştır. Karşılaştırılan sonuçlara göre, yapılan bu sayısal analiz çalışmasında $S_1$ konfigürasyonuna göre $S_2$ konfigürasyonunun performansında belirgin bir artış olduğu tespit edilmiştir.

In this study, a wing is designed by using NACA 4412 profile and computational numerical analysis is discussed with suction method.First of all, the 3D wing is designed with the SolidWorks and the numerical study of this designed wing is carried out using ANSYSFluent, a famous CFD (i.e. Computational Fluid Dynamics) software. It is based upon finite volume method approach. Two differentconfigurations are used for numerical study. The first of these configurations is the $S_1$, which represents the initial state of the wing; $S_2$refers to the wing design with suction channel. The straight flight angle of attack of the wing is 6 degree and the flow separations overthe wing, which occurred in 25% of the wing chord length, are calculated at this angle of attack by the numerical study. At this point ofchord length, a venturi channel is formed which initial point is the upper surface of the wing and throughout the inner part and finallymeets with air from the trailing edge. The main purpose of this channel is to decrease the force at the place where the flow begins todeteriorate during the flight and to increase the aerodynamic performance. In order to be able to examine the change in aerodynamic performance, the lift and drag coefficient values on the wing are obtained in 10 angles of attack (i.e. -6, -4, -2, 0, 2, 4, 6, 8, 10, 12)separately for both configurations. These coefficients obtained for S1 and $S_2$ configurations are compared with each other. In thisnumerical study based on the comparison results, it is found that there is a significant increase in the performance of $S_2$ configurationcompared to the $S_1$ configuration.