실험 장치의 전원을 켠다.
④ 피토 튜브의 높이를 (+)58에서 (-)58까지 주어진 간격으로 변화시키며 그때의
속도를 측정한다.
⑤ ③번의 과정을 진행하면서 마노미터를 통해 압력 탭의 압력을 측정한다.
⑥ 2차원 에어포일의 받음각을 -4°로 맞춘 후 위의 실험을 반복한다.
⑦ 2차원 에어포일의
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 Airfoil NACA0012의 개략적인 형태이다.
Airfoil NACA0012의 익형(개략적 모양)
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
압력 값이 Symmetric이 되어야 하는 점을 이용하여 보정을 한다.
(3) Air Foil이 0도 일때의 아래쪽 탭(짝수번호)들의 압력 값을 기준으로 하여 같은 x좌표의 위쪽 탭(홀수번호)의 압력값을 아래쪽 탭의 그것과 동일하게 맞춰준 후 그 값을 다른 각도 실험에서도 동일하게 적용시키는 방법으로 보정을 하였
실험에서 레이놀즈 수 (Reynolds number)를 구하시오.
1) 실험 조건
본 실험의 목표는 각각의 받음각(Angle of Attack, 이하 AOA) 또는 Re 값에 따라서 Airfoil에 작용하는 압력의 분포를 마노메타를 통해서 시각적으로 확인, 측정하여 Airfoil에 작용하는 힘의 합력 및 계수를 구하는 것이다. AOA는 실험 전에 ① 8도,
실험에서 레이놀즈 수 (Reynolds number)를 구하시오.
1) 실험 조건
본 실험의 목표는 각각의 받음각(Angle of Attack, 이하 AOA) 또는 Re 값에 따라서 Airfoil에 작용하는 압력의 분포를 마노메타를 통해서 시각적으로 확인, 측정하여 Airfoil에 작용하는 힘의 합력 및 계수를 구하는 것이다. AOA는 실험 전에 ① 8도,
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 Airfoil NACA0012의 개략적인 형태이다.Airfoil NACA0012의 익형(개략적 모양)
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
2.2 각각의 받음각에 대한 압력계수와 플롯
2.2.1 각각의 받음각에 대한 압력계수
위에서 구한 각 압력 탭의 압력을 이용하여, 압력계수를 구하였다. 압력계수의 식은 아래와 같다
* (P = 각 Tap 에서의 측정압력, = free stream의 압력, = 동압)
이때 동압은 식에 의해 전압(24번 압력탭) -
의 값을 구하고자 한다. (이는 엄밀히는 24번의 값을 빼주는 것이 좋으나 여기서는 25번 하나의 압력 값만을 이용하고자 한다. )또한 이 값을 구할 수 있다는 말은 동압 의 값 또한 구할 수 있음을 의미한다. 동압의 값과 풍동속도 의 값을 정리하면 다음 아래와 같다.
=17.6204(m/s) (0도)
=16.1696(m/s) (3도)