[공기역학][풍동실험]Airfoil(NACA0012) 주위의 유동해석

소개글

개방형 아음속 풍동에서 NACA 0012의 유동해석
풍동을 작동시켜 풍속을 일정하게 해놓고, test section에 Airfoil(NACA0012)를 설치하고 받음각, 자유류의 속도를 변화시키면서 Airfoil주위의 Cp를 구해보고 Panel mode를 이용하여 얻은 이론적 Cp값과 실험 Cp값을 비교해본다. 이 때 다른 실험 결과 또는 수치해석 결과와도 비교해 보도록 한다.

목차

1.실험제목
2.실험목적
3.실험이론
4.실험기기 및 그림
5.실험방법
6.실험결과
7.결과분석
8.토의
9.참고자료및 문헌

본문내용

8. 토의
⑴ NACA0012의 경우 대칭 Airfoil로 이는 받음각이 없을 경우() 캠버가 없으므로 양력 계수가 0이 되고 양력을 발생하지 않는다. 따라서 압력차가 양력계수를 발생시키므로 양 력계수가 0이면 압력계수 또한 0이 된다. 그래서 이론 결과분석에서 보듯이 에서의 Cp 곡선은 0이라는 값에 가깝게 그려져 있다.
⑵ 각 Airfoil에는 실속현상 전의 최대 받음 각이 있는데 NACA0012의 경우 이며 이 는 날개 상부 표면의 공기 흐름이 분리될 때의 받음각이며 실속이 일어나는 받음각이 다. 실속이란 특정 받음각에 도달한 후 급 격하게 양력계수가 감소하는 현상을 말한 다. 우리는 실험에서 받음각 로 압력계 수 곡선을 얻을 수 있었지만 결과 분석에서 보듯이 이론값은 실속이 발생한 곡선이고 실 험값은 의 경우와 마찬가지로 대칭곡선을 보였다.
⑶ Airfoil의 표면에 난 구멍들은 인접구멍간의 영향이 발생하는 문제를 고려하여 구멍이 대각선 형태로 나있는 것을 알 수 있었다.
⑷ 양력계수 곡선
처음에 양력계수 곡선을 구하기 위해 panel mode를 사용하여 값을 구하려 했으나 우리 가 알고 있는 stall 현상이 발생하는 받음각 이상에서도 양력계수가 증가하는 것을 볼 수 있었다. 이상해서 받음각을 까지 증가시켜 보았지만 역시나 이론과 다른 이론 값이 나왔다. 알고 보니 panel mode에서는 stall 현상이 발생하는 이유인 공기의 점성흐..........(생략)

참고 자료

항공우주공학개론 / 한국항공우주학회 / 1997년 2월
http://kin.naver.com/db/detail.php?d1id=11&dir_id=110206&eid=u27DNVjIPVgefBrmUgpBYhLb0m8wOJ6o
http://blog.naver.com/hyunkag?Redirect=Log&logNo
http://www.fsis.iis.u-tokyo.ac.jp/cfd17/paper/PD1-2.pdf=80018873031
http://asdl.kaist.ac.kr/m-nrl07.htm
http://home.pusan.ac.kr/~airship02/PdsAerodynamicSpecific.htm
http://home.pusan.ac.kr/~jcpark/HTML/LECTURE/2005Spring/FluidMechChap1.pdf
http://moolynaru.knu.ac.kr/withphysics/basicbank/2sangsu/airdensity.htm