레포트 (38)
[공기역학실험]2-D airfoil 주위의 아음속 유동
AOA에 대한 Cp 값값을 구하기 위해서는 다음의 식을 이용한다.이때, 의 값은 3.압력값 계산에서 구했고, 이를 바탕으로 값을 구한 결과는 다음과 같다. AOA : 2° AOA : 15° upperlower0-0.9375-0.93751.375-0.06250.3752.750.3750.43755.50.50.758.250.56250.7513.750.50.75220.3750.4375330.50.625440.50.5625550.3750.4375
13페이지 | 1,400원 | 2010.08.26
cP19dff+36c8/Pz9fgwYPVoUMHVz1vvPGGrr/+ev3jH//QDTfccM734yuvvKJJkyZp5MiRWrBggU6cOKGlS5dqyJAh+vLLL11hedy4ccrPz9fdd9+tiy++WIcPH9b69eu1f//+s54ueK7tnnrqKd19991q0aKFHnvsMUlyHd/evXv1zjvvaPz48YqLi1NhYaGee+45DR06VDt27FD79u3VvXt3zZkzR7NmzdK0adN0xRVXSJIGDRp0zj+T3/LWex6AFxkA0Ai99NJLhqQqP4GBgcaKFSvcxr7zzjuGJCMjI8Ot/aabbjL8/PyM//u//3O1Pfroo4bJZDJycnKMN99805BkPPXUU27bTZo0yZBk3H333a42p9NpjB492ggICDB+/PFHV7skIy0tz
20페이지 | 15,000원 | 2023.10.16
[A+ 추천레포트]압력 측정 실험을 통한 공기 역학의 기본 이해 실험보고서
Cp 분포를 통한 실험값Cl오차율(%)후류속도를 통한 실험값AOA(deg)ClCdClCd/Cd00000.035896//0.16285370.76763600.6900770.0845910.1036/0.167009-7-0.767640-0.602090.02941621.56568/0.15822위에서 정리하였듯이 이론값에 의하여 thin airfoil theory에서 lift coefficient 값은 2πα(α;angle of attack), drag coefficient 값은 dAlemberts
33페이지 | 3,000원 | 2016.06.21
스마트카 정의및 기술사례조사,서비스종류및 스마트카 SWOT분석과 스마트카 앞으로의 전망
AOA 기술을 도입하고 SNS, LBS, GPS 등의 플랫폼과 연계된다.5. 전망 및 결론좀 더 편리하고 안전한 자동차를 타고 싶어 하는 소비자의 욕구는 사실 새로운 것이라기보다 이전부터 소비자들이 계속해서 요구해온 염원이었다. 최근 이러한 욕구를 충족시킬 수 있는 많은 기술들이 자동차에 도입됨으로써 기
16페이지 | 4,500원 | 2016.02.18
Edison CFD의 활용을 통한 전산유체역학 시뮬레이션
Cp 곡선 at M=0.3, α=0º 그림 압력계수 그래프 (1)⑥ Cp 곡선 at M=0.3, α=16º 그림 압력계수 그래프 (2)⑦ Cp 곡선 at M=0.6, α=16º 그림 압력계수 그래프 (3)압력계수는 C p = p-p INF over q INF 로 구하며 무차원 수이다. 그래프에서 가로축은 airfoil의 가로방향 위치에 해당하며 대부분 앞전 쪽에서 높은
10페이지 | 2,000원 | 2015.07.25
CP)- 제8조, 1항 2절 : 허가 자격 중 외국계 금융기관 합자회사(Joint Venture)와 100% 외자 지분 가능 자국 내 금융기관 영업 허가서 혹은 국제기관의 신용평가서 보유 베트남 내 영업은 반드시 본국 해당 관청의 허가 필요- 제9조 1항 2절 : 허가신청 서류 중 외국계 금융기관 합자회사(Joint Venture)와 100
460페이지 | 9,000원 | 2013.01.11
AOA = 0°AOA = 9°AOA = -8°10.6-0.4-0.12-0.10.7-1.830.2-1.30.74-0.30.7-1.550-1.50.66-0.30.5-1.37-0.1-1.40.58-0.30.4-1.39-0.1-1.40.4100.3-0.1011-0.1-10.412-0.30.2-0.513-0.1-0.50.214-0.20.2-0.5150.3-0.1-0.216-0.2-0.40.217-0.2-0.30.118-0.20-0.3190-0.20.120-0.10.1-0.1210-0.10.12200.10230.100.1(표 4)의
27페이지 | 2,500원 | 2012.06.16
AOA에 대하여 계산한 결과는 다음과 같다.upperlowerC pLEFT | X bi -X ai RIGHT |C p LEFT | X bi -X ai RIGHT |C pLEFT | X bi -X ai RIGHT |C p LEFT | X bi -X ai RIGHT |10.7780.68750.00486310.7780.68750.0048633-0.2781.375-0.003482-0.2781.375-0.003485-0.4442.0625-0.008334-0.4442
35페이지 | 2,800원 | 2011.08.29
AOA : 0°AOA: 3°AOA: 7°Drag(N)0.133180.102880.16054 Cd0.00714350.0055190.0086111. Preknowledge 1-1. 본 실험에서의 레이놀즈 수1-2. NACA0012 에어포일의 형상에 대한 공식2. Data and Result 2.1 3가지 받음각에 대한 에어포일의 압력값 측정 2.2 각각의 받음각에 대한 압력계수와 플롯2.3 3가지 받음각에 대한 후류속도값 측
25페이지 | 2,400원 | 2011.02.22
[기계항공공학실험] 압력실험(압력 측정 실험을 통한 공기 역학의 기본 이해)
CpLower surface에서의 Cp분포0도13도-4도Chord-Direc. (mm)짝수 탭의 CpUpper surface에서의 Cp분포Lower surfaceUpper surfaceCp X/CAOA=0 degreeLower surfaceUpper surfaceCpX/CAOA=4 degreeLower surfaceUpper surfaceCpX/CAOA=8degree0도13도ㅡ4도lowerupperlowerupperlowerupperlowerupper물밀도 998.419342912639중력가속도 9.81밀도보정값 1.2096
26페이지 | 2,700원 | 2010.09.08