극한받음각을 가지는 2차원 NACA0012 airfoil의 공기역학적 특성 및 후류 거동에 대한 수치해석적 연구 Numerical investigation on aerodynamic characteristics and wake behavior of two-dimensional NACA0012 airfoil at extreme angles of attack원문보기
NACA0012은 대칭익으로 airfoil 주변에서 발생하는 유동의 특징들을 이해하기 쉽기 때문에 많은 실험적, 수치해석적 연구들이 진행되어 왔다. 하지만 대부분의 연구들이 낮은 받음각(±30º)과 고속(Re>106)에 집중되어 있어 수직축풍력발전기(VAWT)와 소형무인비행체(MAV)와 같이 저속및 고받음각에서 사용되는 장비에 적용하기 힘들다.
따라서 본 연구에서는 Re=105 영역에 발생하는 NACA0012가 가지는 공기역학적 특성에 대하여 FLUENT를 사용하여 2차원 ...
NACA0012은 대칭익으로 airfoil 주변에서 발생하는 유동의 특징들을 이해하기 쉽기 때문에 많은 실험적, 수치해석적 연구들이 진행되어 왔다. 하지만 대부분의 연구들이 낮은 받음각(±30º)과 고속(Re>106)에 집중되어 있어 수직축풍력발전기(VAWT)와 소형무인비행체(MAV)와 같이 저속및 고받음각에서 사용되는 장비에 적용하기 힘들다.
따라서 본 연구에서는 Re=105 영역에 발생하는 NACA0012가 가지는 공기역학적 특성에 대하여 FLUENT를 사용하여 2차원 수치해석을 진행하였다. 정상상태(steady state)에 대한 공력특성을 분석하기 위해 1회전(360º)시 발생하는 공력특성을 normal mode(0~180º)와 reverse mode(0~180º) 로 나누어 양항력, 압력분포, 모멘트, vortex roll-up, 후류에서 발생하는 유동현상에 대하여 분석하였다.
또한 정상상태에서 수치해석결과의 결과 pre-stall, deep-stall, second peak가 나타나는 11°, 16°, 42°에 대하여 2차원 비정상(unsteady) 수치해석을 진행하여 numerical visualization을 진행하였으며 이를 통하여 유동현상, vortex 궤적등에 대하여 분석하였다.
normal mode에서 11.5°에서 peak가 발생하였으며, 16°에서 deep-stall, 42°에서 second peak 가 나타났으며, reverse mode에서는 189°, 194°, 220°에서 stall, deep-stall, second peak가 발생하였다. 또한 vortex 궤적분석결과 LEV(leading edge vortex), MIV(middle vortex), TEV(trailing edge vortex)가 airfoil의 공기역학적 특성에 큰 영향을 미치며 특히 stall이 발생한 이후 MIV와 LEV의 상호 간섭으로 인한 LEV의 궤적상승 및 TEV의 궤적 변화가 공력에 큰 영향을 미치는 것으로 나타났다.
이들 와류의 상호간섭 특성을 활용하여 날개 경계층 내에서 수동적 및 능동적 제어가 가능한 장치를 활용할 수 있다면 날개의 선형변화 없이 고받음각에서의 와류통제에 의한 stall 제어가 가능할 것으로 전망된다
NACA0012은 대칭익으로 airfoil 주변에서 발생하는 유동의 특징들을 이해하기 쉽기 때문에 많은 실험적, 수치해석적 연구들이 진행되어 왔다. 하지만 대부분의 연구들이 낮은 받음각(±30º)과 고속(Re>106)에 집중되어 있어 수직축풍력발전기(VAWT)와 소형무인비행체(MAV)와 같이 저속및 고받음각에서 사용되는 장비에 적용하기 힘들다.
따라서 본 연구에서는 Re=105 영역에 발생하는 NACA0012가 가지는 공기역학적 특성에 대하여 FLUENT를 사용하여 2차원 수치해석을 진행하였다. 정상상태(steady state)에 대한 공력특성을 분석하기 위해 1회전(360º)시 발생하는 공력특성을 normal mode(0~180º)와 reverse mode(0~180º) 로 나누어 양항력, 압력분포, 모멘트, vortex roll-up, 후류에서 발생하는 유동현상에 대하여 분석하였다.
또한 정상상태에서 수치해석결과의 결과 pre-stall, deep-stall, second peak가 나타나는 11°, 16°, 42°에 대하여 2차원 비정상(unsteady) 수치해석을 진행하여 numerical visualization을 진행하였으며 이를 통하여 유동현상, vortex 궤적등에 대하여 분석하였다.
normal mode에서 11.5°에서 peak가 발생하였으며, 16°에서 deep-stall, 42°에서 second peak 가 나타났으며, reverse mode에서는 189°, 194°, 220°에서 stall, deep-stall, second peak가 발생하였다. 또한 vortex 궤적분석결과 LEV(leading edge vortex), MIV(middle vortex), TEV(trailing edge vortex)가 airfoil의 공기역학적 특성에 큰 영향을 미치며 특히 stall이 발생한 이후 MIV와 LEV의 상호 간섭으로 인한 LEV의 궤적상승 및 TEV의 궤적 변화가 공력에 큰 영향을 미치는 것으로 나타났다.
이들 와류의 상호간섭 특성을 활용하여 날개 경계층 내에서 수동적 및 능동적 제어가 가능한 장치를 활용할 수 있다면 날개의 선형변화 없이 고받음각에서의 와류통제에 의한 stall 제어가 가능할 것으로 전망된다
Steady variations in aerodynamic forces and flow behaviors of two-dimensional NACA0012 airfoil were investigated using a numerical method for one revolution angle-of-attack (AOA) at Reynolds number of 105.
The profiles of lift coefficients, drag coefficients, and pressure coefficients were...
Steady variations in aerodynamic forces and flow behaviors of two-dimensional NACA0012 airfoil were investigated using a numerical method for one revolution angle-of-attack (AOA) at Reynolds number of 105.
The profiles of lift coefficients, drag coefficients, and pressure coefficients were compared with those of the experimental data. The AERODAS model was used to analyze the profiles of lift and drag coefficients. Wake characteristics were given along with the deficit profiles of incoming velocity components. Both the characteristics of normal and reverse airfoil models were compared with the basic aerodynamic data for the same range of AOA.
The results show that two peaks of the lift coefficients appeared at 11.5° and 42° and are in good agreement with the pre-stall and post-stall models, respectively. Counter-rotating vortex flows originated from the leading and trailing edges at a high AOA, which formed an impermeable zone over the suction surface and made reattachments in the wake.
Moreover, the acceleration of inflow along the boundary of the vortex wrap appeared in the profile of the wake velocity. The drag profile was found to be independent of the airfoil mode, but the lift profile was quite sensitive to the airfoil mode.
Also to analyze the behavior of vortex, Unsteady flow of two-dimensional NACA0012 airfoil were investigated using a numerical method at three different angles of attack, at which the stall, the deep stall and the second peak of the lift coefficient occur with Reynolds number of 105 for the normal-airfoil and the reverse-airfoil modes.
Numerical visualization of the vortex evolution over the suction surface of both airfoils and in their wakes was examined by tracing the vortices generated at the leading edge and the trailing edge. The interaction between vortex movement and the wing load was also analyzed by introducing the miss-distance. It was founded that the trailing edge vortex played a key role to induce the wing stability at the deep stall. The closeness of the vortex to the wall was prior to the size for affecting the wing load and the distance of 0.06C was found to be a critical miss-distance.
Steady variations in aerodynamic forces and flow behaviors of two-dimensional NACA0012 airfoil were investigated using a numerical method for one revolution angle-of-attack (AOA) at Reynolds number of 105.
The profiles of lift coefficients, drag coefficients, and pressure coefficients were compared with those of the experimental data. The AERODAS model was used to analyze the profiles of lift and drag coefficients. Wake characteristics were given along with the deficit profiles of incoming velocity components. Both the characteristics of normal and reverse airfoil models were compared with the basic aerodynamic data for the same range of AOA.
The results show that two peaks of the lift coefficients appeared at 11.5° and 42° and are in good agreement with the pre-stall and post-stall models, respectively. Counter-rotating vortex flows originated from the leading and trailing edges at a high AOA, which formed an impermeable zone over the suction surface and made reattachments in the wake.
Moreover, the acceleration of inflow along the boundary of the vortex wrap appeared in the profile of the wake velocity. The drag profile was found to be independent of the airfoil mode, but the lift profile was quite sensitive to the airfoil mode.
Also to analyze the behavior of vortex, Unsteady flow of two-dimensional NACA0012 airfoil were investigated using a numerical method at three different angles of attack, at which the stall, the deep stall and the second peak of the lift coefficient occur with Reynolds number of 105 for the normal-airfoil and the reverse-airfoil modes.
Numerical visualization of the vortex evolution over the suction surface of both airfoils and in their wakes was examined by tracing the vortices generated at the leading edge and the trailing edge. The interaction between vortex movement and the wing load was also analyzed by introducing the miss-distance. It was founded that the trailing edge vortex played a key role to induce the wing stability at the deep stall. The closeness of the vortex to the wall was prior to the size for affecting the wing load and the distance of 0.06C was found to be a critical miss-distance.
※ AI-Helper는 부적절한 답변을 할 수 있습니다.