[a+]-airfoil 주위의 아음속 유동

소개글

[a+]-airfoil 주위의 아음속 유동에 대한 보고서 자료입니다.

목차

0. 들어가며

1. 실험하는 조건의 Reynolds number는 얼마인가?

2. NACA0012 airfoil의 geometry 및 압력탭의 좌표값(x,y)

3. 두 가지 AOA에 대한 airfoil의 압력값

4. 두 가지 AOA에 대한 airfoil의 후류 속도값.

5. 두 가지 AOA에 대한 Cp 값

6. 두 가지 AOA에 대한 Cp curve

7. 각각의 Lift, Drag, Cl, Cd

8. 후류에서 측정한 drag와 압력탭에서 측정 계산되어진 drag 값 비교

9. 서로 다른 AOA에서 측정한 결과에 대한 discussion

10. 전체적인 실험 및 결과에 대한 discussion

본문내용

6(rear)
11
13.75
-5.5609
0.8457
0.75
1.1875
0.005766(front)
0.009129(front)
12
22
6.3113
0.5205
0.375
0.0625
0.001774(front)
0.000296(rear)
13
22
-6.3113
0.5205
0.4375
1.0625
0.00207(front)
0.005028(front)
14
33
6.6019
0.2546
0.5
0.25
0.001157(rear)
0.000579(rear)
15
33
-6.6019
0.2546
0.625
1.25
0.001447(front)
0.002893(front)
16
44
6.3833
0.3893
0.5
0.375
0.001769(rear)
0.001327(rear)
17
44
-6.3833
0.3893
0.5625
1.25
0.00199(rear)
0.004423(front)
18
55
5.8234
0.9188
0.375
0.375
0.003132(rear)
0.003132(rear)
19
55
-5.8234
0.9188
0.4375
0.9375
0.003654(rear)
0.007831(front)
20
71.5
4.5457
1.469
0.375
0.4375
0.005008(rear)
0.005843(rear)
21
71.5
-4.5457
1.469
0.375
0.9375
0.005008(rear)
0.01252(front)
22
88
2.8854
2.9117
0.3125
0.5
0.008272(rear)
0.013235(rear)
23
88
-2.8854
2.9117
0.3125
0.8125
0.008272(rear)
0.021507(front)
표 7.1과 7.2의 계산결과를 바탕으로 과 값을 다음 식에 의해 계산한다.
계산된 과 값으로, 와 를 구한다.
(이때 , 2차원에서 s=1이다.)
▶ AOA 2°일 때 : , 이고,
▶ AOA 15°일 때 : ,
8. 후류에서 측정한 drag와 압력탭에서 측정 계산되어진 drag 값 비교
(차이가 나면 왜 차이가 나는지 discussion 할 것)
후류에서 측정한 drag를 구하기 위해 4.에서 측정된 값을 바탕으로 를 구한다.(표8.1)
이때, 일때 값은 벽면을 고려하여 절반의 값을 취해 로 계산했다.
2˚
15˚
61
11.9
13.3
4
53
12.0
13.1
8
45
12.3
12.3
8
37
12.6
10.8
8
29
12.8
9.1
6.5
24
12.9
7.3
5
19
12.9
5.5
5
14
12.9
5.0
5
9
12.8
3.3
4
6
12.5
3.8
3
3
11.9
3.9
3
0
11.3
4.2
3
-3
11.5
5.0
3
-6
12.1
5.8
3
-9
12.6
6.7
4
-14
12.8
8.4
5
-19
12.9
9.8
5
-24
12.9
11.3
5
-29
12.9
12.5
6.5
-37
12.7
13.5
8
-45
12.4
13.7
8
-53
12.0
13.4
8
-61
11.1
12.8
4
와 후류에서 측정된 속도값을 바탕으로 drag (=)를 계산할 수 있다. (이때, , )
▶ AOA 2°일 때 : (압력탭에서의 측정값 )
▶ AOA 15°일 때 : (압력탭에서의 특정값 )
후류속도를 통해 구합 Drag값과 압력탭을 통해 구한 Drag값은 위의 결과에서 알수있다시피 많은 차이를 보고이고 있다. 그 이유를 찾기 위해 구해진 값들과 실험과정을 분석해 보면, 후류속도 측정시 난류의 영향으로 측정한 값의 경향성을 확인하기 힘들기도 하지만, 이번 실험의 경우 압력탭에서의 압력차를 측정하는 과정에서 오차가 가장 크게 작용했음을 알 수 있다.
9. 서로 다른 AOA에서 측정한 결과에 대한 discussion
계산 결과를 볼 때, 측정과정에서 큰 오류가 작용했음을 무시할 수 없다. 그점을 고려하면서 계산된 결과에 대해 분석해보면, AOA가 15° 일때가 2°일때보다 및 값이 훨씬 크게 나옴을 알 수 있다. 이는 Airfoil의 각도가 커질 수록 공기에 의한 Lift 및 Drag가 커짐으로써 항공기등이 비행할 때 필요한 힘을 구하는데, 관여한다는 것을 알 수 있다. 그러나, 또한 각도에 따라 front 와 rear 가 다르게 정해지는 것도 알 수 있는데, 이는 일정한 AOA가 일정한 값을 넘게 되면, Lift 및 Drag 값이 오히려 떨어질 수 있음을 짐작할 수 있다. 또한 정확하게 측정할 수 없었으나, 각도가 커짐에 따라 생기는 난류또한 Lift 및 Drag 값에 영향을 미칠 수 있음을 후류속도를 이용한 Drag값 계산과정에서 알 수 있다.
10. 전체적인 실험 및 결과에 대한 discussion
습도조건에 대해
실험을 수행했던 4월 11일 오후 6시는 비가 많이 내리고 있었고, 습도조건도 높았을 것이다. 이를 고려하여 계산시 습도를 60%로 했으나, 정확한 자료를 구할 수 없었다. (기상청 자료에서는 습도조건이 올라와 있지 않음) 실험당시의 습도는 및 이후 계산결과에 영향을 미치게 되므로, 되도록 동일 습도조건에서 실험하는 것이 필요하다 하겠다.
압력탭을 통한 압력측정
물의 높이차()를 이용한 압력탭에서의 압력차()를 구하는 방법은 1mm의 단위로 표시되어 있는 자와 부정확한 기준으로 인해 물의 높이차를 구하는 과정에서 측정값의 오류를 가질 수 밖에 없다. 디지털 방식의 측정은 이런 실험의 오차를 줄일 수 있는 방법이 될 수 있겠다.
실험 결과
앞에서 얘기한 것처럼, 압력탭을 이용한 Lift 및 Drag값 측정 및 후류속도를 통한 Drag값 측정값을 분석해 보면, 큰 차이가 나타난다. 이러한 오차를 줄이기 위해서는 동일한 환경에서 2~3번의 반복실험을 통해 측정값을 검토하는 일이 필요할 것이다. 많은 아쉬움을 남는 실험과정이었지만, Airfoil 의 구조적인 이해 및 Airfoil 과 AOA 가 Lift 와 Drag 와의 상관관계에 대해 확인할 수 있었다.
http://www.mcube.fr/M-Explicit/application/external/naca12/frame.html (참고사이트)

키워드

압력,   airfoil,   아음속,   아음속유동