Aerodynamics Experiment 받음각 변화에 따른 날개 모형 표면의 압력분포 측정 및 무차원변수의 계산 및 비교

소개글

아음속 풍동에서 20m/s의 유속에 의해 NACA0012의 표면에 작용하는 압력분포를 Multi-manometer를 이용하여 측정하여 유동 속에서 Airfoil에 작용하는 힘을 이해하고, 측정된 압력분포를 이용하여 Airfoil에 작용하는 Normal Force와 Axial Force를 구하고 이와 받음각을 이용하여 Lift와 Drag를 구해보는 실험입니다.

목차

1. Abstract
2. Introduction
3. Analysis
3. 1. Two-Dimensional wing의 표면 압력분포의 측정을 통한 무 차원 변수 결정
3. 2. 압력중심과 공력중심
3. 3. Kutta-Joukowski Theorem
4. Experimental Program
5. Result and Discussion
5-1. Distribution of Coeff. Of pressure
5-2. 받음각에 따른 무차원 계수의 비교
5-3. Thin Airfoil Theory와 실제 값, JAVAfoil의 비교
6. Conclusions
7. Reference
8. Appendix

본문내용

Angle of Attack의 변화에 따라 대칭형 에어포일인 NACA0012에 작용하는 압력분포를 측정하여 NACA0012에 작용하는 Pressure coefficient, Moment coefficient, Lift coefficient, Drag coefficient를 계산한 결과 값은 8~12도 사이에서 감소하여 stall angle을 알 수 있었고, Cd값은 증가하는 경향을 나타내었으며 Cm.LE값도 이론적인 개형과 근접한 결과를 보이지만 Cm,c/4값은 다소 다른 차이를 보였다. 이를 통해 에어포일의 무차원 변수 분포에 대하여 전반적인 경향을 알 수 있었다.

2. Introduction
아음속 풍동에서 20m/s의 유속에 의해 NACA0012의 표면에 작용하는 압력분포를 Multi-manometer를 이용하여 측정하여 유동 속에서 Airfoil에 작용하는 힘을 이해하고, 측정된 압력분포를 이용하여 Airfoil에 작용하는 Normal Force와 Axial Force를 구하고 이와 받음각을 이용하여 Lift와 Drag를 구한다. 무차원 변수의 개념을 이해하고 Pressure Coefficient(, Moment Coefficient(, Lift Coefficient(, Drag Coefficient를 계산하여 실제 이론값과 비교 분석하여 유동현상을 이해한다.

• Aerodynamic Center(공력중심)
∙ 정의 : 물체 표면에 작용하는 압력에 의한 모멘트가 일정한 점.
∙ 의의 : 받음각에 따라 모멘트가 변화하는 압력 중심에 비해 모멘트가 변화하지 않는 이점은 압력 중심보다 비행체의 설계에 있어 더 중요하게 사용. 이러한 공력 중심이 사용되는 것에는 날개의 안정성으로 날개만의 안정성은 날개의 공력중심(aerodynamic center)과 무게중심과의 위치관계로 결정.
∙ 위치 : 대칭 날개의 경우 일반적으로 시위(Chord)의 1/4 (25%)지점에 위치.

참고 자료

1) http://hyperphysics.phy-astr.gsu.edu/hbase/fluids/kutta.html
2) http://www.everything2.com/index.pl?node_id=1377325
3) http://www.av8n.com/how/
4) http://norge.tistory.com/entry/Kutta-condition
5) Fundamentals of aerodynamics/john D.anderson,jr/McGraw-Hill(2001)
6) Aerodynamics for engineering students/Houghton,E.L/Edward Arnold(1993)