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타원형 날개의 공력 특성 연구
A Study on the Aerodynamic Load Characteristics of an Elliptic Airfoil 원문보기

韓國軍事科學技術學會誌 = Journal of the KIMST, v.6 no.4 = no.15, 2003년, pp.29 - 37  

이기영 (공군사관학교 기계공학과) ,  손명환 (공군사관학교 항공우주공학과) ,  김해원 (공군사관학교 기계공학과)

Abstract ▼ AI-Helper 아이콘AI-Helper

Using a wind tunnel testing, the aerodynamic load characteristics of an elliptic airfoil was described. The experimental data was obtained for angles of attack $-20^{\circ}$ to $+20^{\circ}$ with $2^{\circ}$ increments at a chord Reynolds number of $0.99{\times}...

주제어

#타원형 날개꼴   #공력 하중 특성   #받음각   #앞전박리   #재부착   #박리버블   #형상항력  

AI 본문요약
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* AI 자동 식별 결과로 적합하지 않은 문장이 있을 수 있으니, 이용에 유의하시기 바랍니다.

제안 방법

  • 0이며, 날개의 최대 두께는 20%C인 30mm이다. 날개면에는 날개의 스팬 중앙에 상하 각각 22개의 압력 공을 설치하여 날개면에서의 시위 방향으로의 압력 분포를 측정할 수 있도록 하였다.
  • 본 연구를 위해 실행된 모든 실험은 공군사관학교의 소형 아음속 풍동을 이용하였다 공사의 소형 아음속 풍동의 측정부 크기는 0.9m(W)x0.9m(H)x 2.1m(L)이다 본 풍동의 작동 유속은 3.6~50m/s이며, 이 속도범위에서의 난류 강도는 0.02% 이내이다. 그림 2는 실험장치의 개략도를 보인 것이다.
  • 스마트 무인기의 기본 날개 단면 후보인 타원형 날 개꼴 모델에 대하여 날개 면에서의 시위방향 압력분포 특성과 날개 후류에서의 전압 분포 측정을 통하여 다음의 공력 특성 및 정적 실속 특성을 획득하였다
  • 실험은 받음각 a=-20°에서 +20°까지 2°씩 증가시켜날 개 면에서의 압력분포와 1C 후방에서의 후류 속도분포를 측정하였다. 받음각의 변화는 날개 중심인 x/c=0.
  • 이에 본연구에서는 타원형 2차원 날개 모델을 사용한 실험을 통하여 타원형 날개에서의 정적 실속 특성에 대한 독자적인 실험 데이터를 획득하였다. 즉, 타원형 날개에 대한 풍동실험을 통하여 날개 윗면과 아랫면에 서의 시위 방향 날개면 압력 분포측정과 날개 후류에서의 전압 분포를 측정함으로써 받음각 변화에 따른 양력 및 항력(형상항력) 특성 곡선을 획득하였다.

대상 데이터

  • 실험 모델은 그림 1과 같이 장축과 단축의 비가 5:1이고, 상하전후가 대칭인 단면을 갖는 캠버가 없는 타원형 날개꼴로 시위가 150mm, 스팬이 900mm이다. 가로세로비는 6.
  • 외를 막론하고 축적된 자료가 매우 적은 편이다 回 따라서, 다양한 형태의 타원형 날 개꼴에 대한 여러 유동 조건에서의 독자적인 공력 데이터의 구축은 향후 CRW형 비행체를 개발하는데 필수적이라 할 수 있다. 이에 본연구에서는 타원형 2차원 날개 모델을 사용한 실험을 통하여 타원형 날개에서의 정적 실속 특성에 대한 독자적인 실험 데이터를 획득하였다. 즉, 타원형 날개에 대한 풍동실험을 통하여 날개 윗면과 아랫면에 서의 시위 방향 날개면 압력 분포측정과 날개 후류에서의 전압 분포를 측정함으로써 받음각 변화에 따른 양력 및 항력(형상항력) 특성 곡선을 획득하였다.

데이터처리

  • 5에서 변화 시켰다. 정압의 측정은 10Hz의 샘플링으로 10초간 측정한 100개의 압력값을 산술평균한 값을 사용하였으며, 후류에서의 속도분포는 Htot- Static 프로브를 사용하여 측정하였다 3실험유속은 l(Ws와 3(Ws의 두 가지 경우에 대하여 실시하였으며, 시위선으로 계산한 레이놀즈수는 각각 0.99X105 와 2.48 X Ip 이다
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참고문헌 (11)

  1. 스마트무인기 기술개발사업 1차년도 진도 평가 발표자료 스마트무인기기술개발사업단， 2003 

  2. Leishman, J. G., Principles of Helicopter Aerodynamics, Cambridge University Press, New York, 2000 

  3. McCroskey, W. J. and Fisher, R. K, 'Detailed aerodynamic measurements on a model rotor in the Blade Stall Regime', J. American Helicopter Society, Vol. 17, No.1, 1972 

  4. Gracey, M. W., and Galbraith, R. A. McD., 'Data for a NACA 23012C Aerofoil Pitched about its Quarter Chord Axis', G. U. Aero Report 8901, 1989 

  5. 최성욱， 김재무， '타원형 에어포일 전산 유동 해석' 2003 항공우주학회 춘계학술발표회논문집， 2003. pp. 29 - 32 

  6. Greenblatt, D., and Wygnanski, L, 'Effect of Leading Edge Curvature and Slot Geometry on Dynamic Stall Control', AIAA Paper 2002-3271, 2002 

  7. Park, Y. W, Lee, S-G, Lee, D-H, and Hong, S., 'Stall Control with Local Surface Buzzing on a NACA 0012 Airfoil', AlAA J, Vol. 39, No.7, 2001, pp. 1400-1402 

  8. Gad-el-Hak, M., 'Micro-Air-Vehicles: Can They be Controlled Better?', Journal of Aircraft, Vol. 38, No.3, 2001, pp. 419-429 

  9. Gad-el-Hak, M., Flow Control: Passive, Active, and Reactive Flow Management, Cambridge University Press, 2000 

  10. Barlow, J B., Rae, W. H., and Pope, A., Low-Speed Wind Tunnel Testing 3rd ed., John Wiley & Sons, INC., New York, 1999 

  11. McCroskey, W. J, 'The Phenomenon of Dynamic Stall', NASA Technical Memorandum 81264, 1981 

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