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NACA 612-315 a=0.5 has the area of minimum pressure 10% of the chord back, maintains low drag 0.2 above and below the lift coefficient of 0.3, has a maximum thickness of 15% of the chord, and maintains laminar flow over 50% of the chord. ⧉ Forces acting on an airplane
⧉ Airfoil
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NACA 23015의 풍동시험 기준값인 레이놀즈수 6e5을 기준으로 하여 6e3~6e8까지 입력하였다. 이에 대한 Cl vs AoA 그래프는 다음과 같다. 위의 그림11에서 알 수 있듯이 레이놀즈수가 증가하면 최대 양력계수가 증가하고 실속받음각이 증가하는 것을 알
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NACA 2414 Geometry
X(centroid)
42.1%
Area
0.09587
Perimeter
2.052
Y(centroid)
01.6%
LEradius(%)
1.85
thick(%)
14
Chord
1
TEangle(deg)
18.50
선도, 6°
선도, 12°
선도
NACA 64A210 Geometry
X(centroid)
43.3%
Area
0.06614
Perimeter
2.052
Y(centroid)
01.1%
LEradius(%)
0.81
thick(%)
10
Chord
1
TEangle(deg)
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Propeller Design
DTMB N4119 NACA66 ( Mod )
Basic Term
Chord (C)
◈ 날개의 앞날과 뒷날 사이의 직선거리
◈ 날개의 앞면(Face)이 평평하던 예전의 날개에서는 Chord Length를 앞면피치(Face Pitch)가 정의 되는 면에서의 앞날과 뒷날 사이의 거리로 정
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naca12/frame.html (참고사이트) 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 AOA
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NACA airfoil사이트의 에어포일 도면을 가져와야 하는 등 역학을 배우지 않아서 생기는 한계도 있었습니다. 동국대학교 기계공학과에 진학하여 역학들과 대학 수학을 배워 한계를 뛰어넘고 미래를 이끄는 창의적인 엔지니어가 되고 싶습니다.
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