1. 실험 목표
이번 실험은 Airfoil 주위의 유동을 발생시켜 그로 인해 발생하는 항력(Drag), 양력(Lift) 등을 측정해 보는 실험이다. 여기서 실제 Airfoil의 크기를 축소하여, 모형 Airfoil을 사용, 동적상사(Flow similarity)를 이용하여 풍동실험을 한다. 각각의 받음각에 따라,
① 에어포일에 작용하는 압력의 분
10. Airfoil 명명법
10.1 NACA에 대하여
각 나라의 연구 중에서도 특히 1930년경, 미국의 NACA(현재의 NASA)에서 연구한 NACA 4자리 번호 익형은 그후의 익형 연구의 주류가 되었다. 그 날개형의 중심선과 살을 붙이는 데에 사용하는 두터운 분포를 조합시키는 방법으로 설계되어 그 공력 특성을 풍동 시험에서
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 13.2mm이고 Camber 없이 위 아래 대칭인 Airfoil을 사용했음을 알 수 있다. 아래는 A
airfoil로만 생긴 drag force를 구하기 위해서 차후 후류속도를 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 사용
압력을 알 수 있으며, 이 전체 압력으로부터 정압을 뺀 차압(동압)을 측정해 비점성, 비압축성유동일 때 베르누이의 식을 적용하여 유체의 속도를 계산할 수 있다.
⑷ 기타 실험 장비 : Pressure Transducer, Frequency drive, Auto transverse,
Transverse system
2. 본문
1. Pre-Knowledge
1-1. 본 실험