실험을 한다. 각각의 받음각에 따라,
① 에어포일에 작용하는 압력의 분포를 마노메터를 통해 시각적으로 확인하고 이론식을 이용하여 에어포일에 작용하는 힘의 합력 및 계수를 계산
② 에어포일의 후류의 속도분포를 측정하여, 운동량 방정식의 유도를 통해서 에어포일에 발생하는 힘의 합
받음각이 음수로 되어있어 양력이 아랫방향으로 작용한다는 것을 뜻한다.
③ : 받음각이 10°일 때는 L.S.에 대한 가 U.S.에 대한 보다 더 큰데 이는 받음각이 양수로 되어있어 양력이 윗방향으로 작용한다는 것을 뜻한다.
다음 식은 압력계수와 양력계수(Lift Coefficient)의 관계를 나타내는
NACA에서 제정한 익형으로서, 뒤의 4자리 숫자는 익형의 요소들과 관련이 있다. 먼저 첫 번째 숫자는 chord에 대한 camber의 길이 백분율을 의미하며 두 번째 숫자는 maximum camber와 leading edge와의 거리를 나타낸다. 나머지 뒷부분 두자리의 숫자는 chord에 대한 날개 최대두께의 길이 백분율이다. 따라서 본 실험
NACA0012의 경우는 최대 Camber가 Chord length의 0%로서 Camber가 존재 하지 않는 Airfoil임을 알 수 있다. 두 번째 숫자 0을 통해서 역시 Camber가 없는 Airfoil임을 알 수 있으며 마지막 두 숫자 12를 통해서 Airfoil의 최대 두께가 Chord length의 12%임을 알 수 있다.
본 실험에서는 Chord length가 110mm이므로 최대 두께는 13.2mm
속도를 이용하여 항력을 구할 때에는 벽면부근에서 속도가 줄어드는 부분은 적분구간에서 제외한다.
2.4. 최종결과
2.4.1. 양력과 양력계수
2.1.2에서 구한 압력과 2.2.1에서 구한 압력계수를 통해 양력 및 양력계수를 구할 수 있다. 실험에서 사용한 NACA0012는 two-dimensional body이므로 각 압력탭에서