[풍동시험]풍동시험을 통한 3차원 날개의 공력 특성 파악 실험

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목차

3차원 날개의 공력 계수 측정

1. 실험 목적

2. 실험 장치

3. 실험 이론
3.1 2차원 에어포일과 공기력의 발생원리
3.1.1 2차원 에어포일
3.1.2.공기력의 발생원리
3.1.2.1 베르누이 이론
3.1.2.2 받음각
3.2 3차원 날개에 작용하는 공기력
3.2.1 양력 및 항력 계수
3.2.2 3차원 날개와 유도항력
3.3 풍동시험
3.3.1 풍동 종류
3.3.2 풍동 구성
3.3.3 풍동시험의 조건
3.3.4 6분력 피라미드형 밸런스
3.3.5 밸런스 보정

4. 실험 방법 및 순서

5. 참고문헌

본문내용

동의 레이놀즈 수(Reynolds Number)가 같아야 한다. 즉, 기하학적으로 상사인 두 물체에서 레이놀즈 수가 같으면 비압축성, 점성유동에서 두 물체에 작용하는 무차원 힘은 같다는 것을 의미한다. 아음속풍동 시험에서는 비행체 주위의 특정부분에서의 관성력과 점성력의 비인 레이놀즈 수를 비행 시와 같게 하여야 한다.
3.3.4 6분력 피라미드형 밸런스
그림 피라미드형 밸런스
풍동시험에서 항공기에 작용하는 3가지 힘과 3가지 모멘트(6분력)를 측정하는 것이 밸런스로서 이번 실험에서는 6분력 피라미드형 밸런스를 사용할 것이다. 이 장치의 장점은 피라미드형 밸런스가 Resolving Center에 대해 모멘트들을 구할 수 있고 여섯 개의 요소로 분리되어 6개의 측정장치를 통해 각각의 값을 얻을 수 있는 것이다. 큰 힘에 대해 작은힘의 변화를 쉽게 읽을 수 있고 힘과 모멘트가 쉽게 계산된다. 그러나 밸런스의 보정과 구성이 아주 복잡하고 경사 지지대의 배열이 매우 정밀해야 한다. 그리고 경사지지대에 휘어짐이 발생했을 경우 모멘트의 정확한 측정이 불가능해지는 단점이 있다. 여기서의 힘과 모멘트들은 다음과 같다.
Force
Lift
total
Weght
on lowest table
Drag
D
Side force
-C
Moment
Pitching moment
-P TIMES f
Rolling moment
R TIMES f
Yawing moment
Y TIMES a
표 힘과 모멘트
3.3.5 밸런스 보정
피라미드형 밸런스에서 측정되는 힘은 Drag에 대한 요소와 Lift에 대한 요소로 나눠줄 수 있다. 즉, Drag에 대해 주로 측정이 되나 약간의 Lift가 발생하게 되는 것이다. 이는 실험체인 모형 날개를 발란스에 부착한 상태에서 보정을 하게 되는데 무게추를 이용해 날개가 부착된 상태의 발란스의 측정값을 측정, 이를 보정값으로 하여 실제 실험에서의 발란스로부터 얻어지는 전압으로 모형 날개에서 얻어지는 양력과 항력을 계산한다. 이 보정은 두 가지 단계를 가지는데 하나는 발란스 뒤쪽에 추를 달아 Drag 와 Lift 에 대한 요소를 포함한 무게추로부터 밸런스에 가해 주는것과 추를 밸런스와 거의 수직을 이루도록 해 lift 만의 요소로 알고있는 힘을 가해주어, 이때 얻어지는 스트레인 게이지로부터의 전압 변화를 보졍값으로 사용하는 두가지 단계로 이루어 진다.
Fig.11 Angle of attack correction grid for use
with an internal gage balance.
{ dAF } over { dNF }
= 양력에 의한 항력(A)
{ dNF } over { dNF }
= 양력에 의한 양력(B)
{ dAF } over { dAF }
= 항력에 의한 항력(C)
{ dNF } over { dAF }
= 항력에 의한 양력(D)
{ dNF } over { dNF } NF=NF_{ u } - { dNF } over { dAF } AF(1)# { dAF } over { dAF } AF=AF_{ u } - { dAF } over { dNF } NF(2)
표 보정 곡선과 보정 변수
여기서 AF=항력, NF=양력을 나타내며 (1)식과 (2)식을 정리하여 행렬로 나타내면 다음과 같다.
pmatrix { 수직출력값 # 수평출력값 } = pmatrix { B & D # A & C }
pmatrix { 양력 # 항력 }
pmatrix { 양력 # 항력 }
=
pmatrix { B & D # A & C } `^{ -1 } pmatrix { 수직출력값 # 수평출력값 }
위와 같이 계산하여 실제 양력과 항력을 구하게 된다. 이렇게 얻어낸 양력과 항력을 통해 양력계수와 항력계수를 계산할 수 있다.
양력계수와 항력계수의 계산
그림 양력과 항력 성분
ㅇ 양력 계수
C_{ L } = { NF } over { { 1 } over { 2 } rho _{ air } V^{ 2 } S }
ㅇ 항력 계수
C_{ D } = { AF } over { { 1 } over { 2 } rho _{ air } V^{ 2 } S }
S=면적
alpha
=받음각, 여기서 공기밀도
rho _{ air }
에 대한 보정이 필요한데 공기밀도의 보정 식은 다음과 같다.
(
rho _{ air } =0.4647* { P-0.3783P_{ v } } over { 273.15+T_{ d } }
,
P_{ v }
=수증기압,
P
=압력 )
4. 실험 방법 및 순서
1) NACA 23015 에어포일을 피라미달 밸런스의 지지부와 연결한다.
2) 풍동의 전원을 순서에 따라 on 시킨후 control panel을 작동시킨다. 이때 기기의 작동은 항상 정해진 순서에 따라서 한다.
3) Tajima사의 SLANT100 series 수평계를 이용해 원하는 각도를 맞춰준다.
4) Balanced engage screw를 풀어준 다음 충분히 Warm-up된 풍동을 작동 시킨다.
이때 RPM의 증가는 매우 천천히 증가시켜서 풍동내에 과부하가 걸리지 않도록 신경써야 한다.
5) 멀티미터를 이용하여 양력과 항력값을 구한다.
6) 받음각을 변화시키면서 1)~5) 과정을 반복한다.
* 주의: 모든 실험장비가 장착되기 전까지는 Balanced engage screw를 풀어선 안된다.
또한 실험이 끝난 후에는 항상 Balanced engage screw를 잠궈둔다.
5. 참고문헌
1) " 항공기 어떻게 나는가 ",R.H.Barnard & D.R.Philpott 지음,
김승조,정인석, 김기욱, 김범수,박춘배 옮김, 경문사 , 1999년
2) 최신 비행역학 조옥찬 외1 지음 경문사
3) "low speed wind tunnel" , Alan Pope & John J.Harper 공저, John Wiley & Sons inc. 1966
4) http://www.columbia.edu/cu/mechanical/modi/kevin/windtunnel.html
5) http://www.grc.nasa.gov/WWW/K-12/airplane/tunnel1.html
6) 항공우주공학개론 한국항공우주학회 경문사

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