7. 각각의 Lift, Drag, Cl, Cd
각 압력탭의 중점을 이은 의 길이에 대해 가 일정하게 작용한다고 가정한다. 이때,
이므로, 다음의 표에서 각각의 와 값을 계산할 수 있다. (표 7.1, 표 7.2)
x
y
d_x_i
Cp_2
Cp_15
C_fy_2
C_fy_15
upper
1
0
0
0.6875
-0.938
0.5625
-0.00586
0.003516
2
1.375
2.1048
1.375
-0.063
-0.813
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
= = 16.5693m/s
■ Reynolds number
앞에서 구한 데이터를 바탕으로 Re를 구해보면 다음과 같다.
에서,
받음각 0° 인 경우:Re==1.1260×105
받음각 4° 인 경우:Re==1.1606×105
받음각 7° 인 경우:Re==1.1260×105
1.2. NACA0012 airfoil의 형상과 압력탭의 좌표값
■ 형상
앞력탭의 좌표값
Airfoil)
비행기의 날개를 수직으로 자른 유선형의 단면을 에어포일이라고 한다. 이 에어포일 때문에 날개의 양력, 항력, 모멘트를 발생시키게 된다. 에어포일을 단면으로 하여 3차원 형태를 이루면 공기력을 발생하는 날개가 된다.
베르누이 원리를 에어포일에 적용할 수 있는데,
Fig.2 에어포일 형상
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