[공기역학실험]2-D airfoil 주위의 아음속 유동
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- 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
-
7. 각각의 Lift, Drag, Cl, Cd
각 압력탭의 중점을 이은 의 길이에 대해 가 일정하게 작용한다고 가정한다. 이때,
이므로, 다음의 표에서 각각의 와 값을 계산할 수 있다. (표 7.1, 표 7.2)
x
y
d_x_i
Cp_2
Cp_15
C_fy_2
C_fy_15
upper
1
0
0
0.6875
-0.938
0.5625
-0.00586
0.003516
2
1.375
2.1048
1.375
-0.063
-0.813
-0.00078
-0.01016
4
2.75
2.8726
2.0625
0.375
-0.688
0.007031
-0.01289
6
5.5
3.9101
2.75
0.5
-0.5
0.0125
-0.0125
8
8.25
4.62
4.125
0.5625
0.6875
0.021094
0.025781
10
13.75
5.5609
6.875
0.5
-0.125
0.03125
-0.00781
12
22
6.3113
9.625
0.375
0.0625
0.032813
0.005469
14
33
6.6019
11
0.5
0.25
0.05
0.025
16
44
6.3833
11
0.5
0.375
0.05
0.0375
18
55
5.8234
13.75
0.375
0.375
0.046875
0.046875
20
71.5
4.5457
16.5
0.375
0.4375
0.05625
0.065625
22
88
2.8854
19.25
0.3125
0.5
0.054688
0.0875
lower
3
1.375
-2.1048
1.375
0.375
0.6875
0.004688
0.008594
5
2.75
-2.8726
2.0625
0.4375
0.6875
0.008203
0.012891
7
5.5
-3.9101
2.75
0.75
1.5
0.01875
0.0375
9
8.25
-4.62
4.125
0.75
1.4375
0.028125
0.053906
11
13.75
-5.5609
6.875
0.75
1.1875
0.046875
0.074219
13
22
-6.3113
9.625
0.4375
1.0625
0.038281
0.092969
15
33
-6.6019
11
0.625
1.25
0.0625
0.125
17
44
-6.3833
11
0.5625
1.25
0.05625
0.125
19
55
-5.8234
13.75
0.4375
0.9375
0.054688
0.117188
21
71.5
-4.5457
16.5
0.375
0.9375
0.05625
0.140625
23
88
-2.8854
19.25
0.3125
0.8125
0.054688
0.142188
표7.1 각 AOA에서의 upper와 lower에서의 계산과정
- 참고문헌
-
http://www.mcube.fr/M-Explicit/application/external/naca12/frame.html (참고사이트)
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