[기계항공공학실험] 압력실험
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- 목차
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목 차
1. Preknowledge
1.1. 본 실험에서의 레이놀즈 수
1.1.1레이놀즈수 정의
1.1.2레이놀즈수 각 항 계산
1.1.2레이놀즈 수 각 항 계산
1.2. NACA0012 airfoil의 형상과 압력탭의 좌표값
1.2.1 NACA0012 airfoil 형상
1.2.2 압력탭 좌표값
2. Data and Result
2.1. 3가지 받음각에 대한 에어포일의 압력값 측정
2.1.1. 0도를 기준으로 보정된 결과값
2.1.2. 보정을 통한 각각의 받음각에 대한 에어포일의 압력값
2.2. 각각의 받음각에 대한 압력계수와 플롯
2.2.1. 각각의 받음각에 대한 압력계수
2.2.2. 각각의 받음각에 대한 압력계수 플롯
2.3. 3가지 받음각에 대한 후류속도값 측정
2.3.1. 받음각 0도를 기준으로 보정된 결과 값
2.3.2. 각각의 받음각에 대한 에어포일의 후류속도
2.4. 최종결과
2.4.1. 양력과 양력계수
2.4.2. 항력과 항력계수
- 본문내용
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그래프를 보면 airfoil이 위치한쪽에 속도가 낮아진 것을 볼수 있고, 이는 airfoil의 drag force로 인한 momentum defect가 나타난 것이다. 또, 끝부분 ±60mm부근에서 속도가 줄어드는 경향을 보이는데 이는 airfoil외에도 실험장치 내부 벽면에서도 drag force가 발생함을 보여준다. 실험할때±60mm부분도 내부 벽면에서 상당히 떨어진 위치였는데도 불구하고 drag force로 인한 momentum defect가 발생하는 것을 보면, 내부 벽면에서도 boundary layer 가 상당한 높이로 자라난 것으로 보인다. 순수하게 airfoil로만 생긴 drag force를 구하기 위해서 차후 후류속도를 이용하여 항력을 구할 때에는 벽면부근에서 속도가 줄어드는 부분은 적분구간에서 제외한다.
2.4. 최종결과
2.4.1. 양력과 양력계수
2.1.2에서 구한 압력과 2.2.1에서 구한 압력계수를 통해 양력 및 양력계수를 구할 수 있다. 실험에서 사용한 NACA0012는 two-dimensional body이므로 각 압력탭에서 측정된 압력에 단위길이를 곱하여 구분구적법으로 단위 두께당 양력(L^')을 구하고 이를 dynamic pressure(q_∞)와 chord(c)의 곱으로 나누어 양력계수(c_l)를 구한다.
단위 두께당 양력, 즉, Lift per unit span (L^')은 다음과 같이 구한다.
L^'=N^' cosα-A'sinα
N^':normal force per unit span
A^':axial force per unit span
α:Angle of attack
양력계수는
c_l=L^'/(q_∞ c)=L^'/(〖1/2 ρ〗_air u_∞^2 )c
로 나타낸다.
N^'과 A^'는 아래와 같이 구할 수 있으며,
N^'=-∫_LE^TE▒〖(p_u cosθ+τ_u sinθ) ds_u 〗+∫_LE^TE▒〖(p_l cosθ-τ_l sinθ) ds_l 〗
A'=∫_LE^TE▒〖(〖-p〗_u sinθ+τ_u cosθ) ds_u 〗+∫_LE^TE▒〖(p_l sinθ+τ_l cosθ) ds_l 〗
(TE:trailing edge,LE:leading edge)
frictionless로 airfoil
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