진동하는 에어포일의 근접후류에서의 레이놀즈수 효과를 조사하기 위한 실험적 연구가 수행되었다. NACA 4412에어포일은 1/4 시위 지점을 중심으로 조화적으로 피칭운동을 하고, 순간받음각은 +6$^{\circ}$에서 -6$^{\circ}$까지 진동되도록 하였다. 진동하는 에어포일의 근접후류에서의 난류강도를 측정하기 위하여 열선풍속계를 사용하였다. 본 연구에서 자유류의 속도는 3.4, 12.4, 26.2 m/s이다. 이러한 자유류 속도에 따른 시위 레이놀즈수는 $R_N=5.3{\times}10^4$, $1.9{\times}10^5$, $4.1{\times}10^5$이고, 무차원 진동수는 K=0.1이다. 레이놀즈수가 진동하는 에어포일의 근접후류에 미치는 영향을 나타내는 축방향 난류강도 분포를 제시하였다. 본 측정에서 모든 경우에 난류 강도는 $R_N=5.3{\times}10^4$인 경우에 아주 크고, $R_N=1.9{\times}10^5$과 $4.1{\times}10^5$인 경우에는 작다는 것을 관찰할 수 있었다. 진동하는 에어포일의 근접후류에서 레이놀즈수의 임계값은 층류분리인 경우, 분리가 발생하지 않거나 난류분리인 경우로 구분되며, 그 값은 $R_N=5.3{\times}10^4\;{\sim}\;1.9{\times}10^5$사이에 존재한다.
진동하는 에어포일의 근접후류에서의 레이놀즈수 효과를 조사하기 위한 실험적 연구가 수행되었다. NACA 4412에어포일은 1/4 시위 지점을 중심으로 조화적으로 피칭운동을 하고, 순간받음각은 +6$^{\circ}$에서 -6$^{\circ}$까지 진동되도록 하였다. 진동하는 에어포일의 근접후류에서의 난류강도를 측정하기 위하여 열선풍속계를 사용하였다. 본 연구에서 자유류의 속도는 3.4, 12.4, 26.2 m/s이다. 이러한 자유류 속도에 따른 시위 레이놀즈수는 $R_N=5.3{\times}10^4$, $1.9{\times}10^5$, $4.1{\times}10^5$이고, 무차원 진동수는 K=0.1이다. 레이놀즈수가 진동하는 에어포일의 근접후류에 미치는 영향을 나타내는 축방향 난류강도 분포를 제시하였다. 본 측정에서 모든 경우에 난류 강도는 $R_N=5.3{\times}10^4$인 경우에 아주 크고, $R_N=1.9{\times}10^5$과 $4.1{\times}10^5$인 경우에는 작다는 것을 관찰할 수 있었다. 진동하는 에어포일의 근접후류에서 레이놀즈수의 임계값은 층류분리인 경우, 분리가 발생하지 않거나 난류분리인 경우로 구분되며, 그 값은 $R_N=5.3{\times}10^4\;{\sim}\;1.9{\times}10^5$사이에 존재한다.
An experimental study is carried out to investigate the Reynolds number effects on the near-wake of an airfoil oscillating in pitch. An NACA 4412 airfoil is sinusoidally pitched about the quarter chord point between the angle of attack -6$^{\circ}$ and +6$^{\circ}$. A hot-wire ...
An experimental study is carried out to investigate the Reynolds number effects on the near-wake of an airfoil oscillating in pitch. An NACA 4412 airfoil is sinusoidally pitched about the quarter chord point between the angle of attack -6$^{\circ}$ and +6$^{\circ}$. A hot-wire anemometer is used to measure the turbulent intensity in the near-wake region of an NACA 4412 airfoil. The freestream velocities of present work are 3.4, 12.4, 26.2 m/s, and the corresponding Reynolds numbers are $5.3{\times}10^4,\;1.9{\times}10^5,\;4.1{\times}10^5$ and the reduced frequency is 0.1. Axial turbulent intensity profiles are presented to show the Reynolds number effects on the near-wake region behind an airfoil oscillating in pitch. All the cases in these measurements show that the turbulent intensities by the change of the Reynolds number are very large at the lowest Reynolds number $R_N=5.3{\times}10^4$; and are small at the other Reynolds number $(R_N=1.9{\times}10^5\;and\;4.1{\times}10^5)$ in the near-wake region. The significant difference of turbulent intensity between $R_N=5.3{\times}10^4,\;and\;1.9{\times}l0^5$ is observed. A critical value of the Reynolds number in the near-wake of an oscillating NACA 4412 airfoil which indicates laminar separation, no separation or turbulent separation exists in the range between $R_N=5.3{\times}10^4\;and\;1.9{\times}10^5$.
An experimental study is carried out to investigate the Reynolds number effects on the near-wake of an airfoil oscillating in pitch. An NACA 4412 airfoil is sinusoidally pitched about the quarter chord point between the angle of attack -6$^{\circ}$ and +6$^{\circ}$. A hot-wire anemometer is used to measure the turbulent intensity in the near-wake region of an NACA 4412 airfoil. The freestream velocities of present work are 3.4, 12.4, 26.2 m/s, and the corresponding Reynolds numbers are $5.3{\times}10^4,\;1.9{\times}10^5,\;4.1{\times}10^5$ and the reduced frequency is 0.1. Axial turbulent intensity profiles are presented to show the Reynolds number effects on the near-wake region behind an airfoil oscillating in pitch. All the cases in these measurements show that the turbulent intensities by the change of the Reynolds number are very large at the lowest Reynolds number $R_N=5.3{\times}10^4$; and are small at the other Reynolds number $(R_N=1.9{\times}10^5\;and\;4.1{\times}10^5)$ in the near-wake region. The significant difference of turbulent intensity between $R_N=5.3{\times}10^4,\;and\;1.9{\times}l0^5$ is observed. A critical value of the Reynolds number in the near-wake of an oscillating NACA 4412 airfoil which indicates laminar separation, no separation or turbulent separation exists in the range between $R_N=5.3{\times}10^4\;and\;1.9{\times}10^5$.
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가설 설정
3x104°1 경우 난류 강도 분포는 최대받음각 6。에서 upstroke에서 downstrokes 변하여 순간적으로 정지하는 데도 불구하고 서로 다른 이력현상을 나타낸다. 에어포일이 음(-)의 a=-6。에서 downstroke 중 일 때(Case 3) 에어포일은 Case 1일 때의 에어포일과 X축을 기준으로 대칭적인 운동을 한다. 그러나 Case 3은 RN=5.
6Uco가 된다고 하였다. 위상지연 효과를 보상하기 위하여 많은 하류 지점에서 축 방향 속도를 측정하여 대류 속도를 구해야 하지만 너무 방대한 작업이므로 대류 속도를 0.6Uo= 로 가정하여 위상 지연 효과를 보상한 실제 받음 각을 구하였다. 순간 받음각 4。에서 실제 받음각은 에어포일이 upstroke 중인 경우 0.
또한 난류 강도 분포는 참고문헌[2이에 서와 같이 두 개의 최고치를 나타내는 쌍봉 (double peaks) 모양이거나 단봉(single peak) 모 양을 하고 있다. 이미 앞에서 언급하였듯이 본 연구에서는 대류 속도를 대략적으로 0.6U8로 가정[기하여 위상지연 효과를 보상한 실제 받음각을 구하였다. 에어포일의 실제 받음각은 순간 받음각 2。에서 upstroke 중인 경우 (Case 1)와 2°에서 downstroke 중인 경우(Case 2)에 0.
제안 방법
본 연구는 NACA 4412 에어포일이 순간 받음 각 a=-6。에서 6。까지 무차원 진동수 K=0.1로 진동하는 경우 근접 후류에서 축 방향 난류 강도 (turbulent intensity)를 측정하여 레이놀즈수가 근접 후류에 미치는 영향을 조사하였다. 에어포일의 피칭운동은 위상 각(phase angle)에 따른 받음각은 sine 곡선을 나타내며, 위상 각이 0。와 360。로 변하는 동안 에어포일의 운동상태에 따라 참고문 헌 11에서와 같이 4개의 경우로 분류하였다.
9x105, 4.1 x일 때 -6。에서 6。까지 진동하는 경우 무차원 진동수 K=0.1에서 레이놀즈수에 따른 위상 평균 속도 장을 분석하였다. 위상 평균 속도분포는 레이놀즈수에 따라 서로 다른 특성을 나타내는 레이놀즈수의 임계치(critical value)가 존재함을 나타내며, 이것은 에어포일 표면에서의 층류 분리 (laminar separation)의 발생, 그리고 분리가 발 생하지 않고 단순히 경계층 두께만 증가하거나 난류 분리 (turbulent separation) 현상이 발생하였기 때문이라고 추정하였다.
5103~l.Oxlb에서 순간 받음각이 0。에서 45° 까지 진동할 때 무차원 진동수, 레이놀즈수, 그리고 평균 받음각 등에 대한 효과를 조사하는 가시화 실험과 수치적 연구를 수행하였다. 그들은 에어포일 후류에 가장 큰 영향을 주는 파라 미터를 무차원 진동수 K라고 하고, 레이놀즈수는 다른 파라미터에 비해 영향이 작다고 하였다.
1x105일 때 k=o.i, 순간 받음각 a=-6。에서 6° 까지 진동하는 NACA 4412 에어포일의 근접후 류에서 축방향 난류 강도를 측정하여, 레이놀즈수가 근접 후류의 난류 강도에 미치는 영향을 조사하였다. 이와 같이 진동하는 에어포일 근접 후류 에서의 레이놀즈수 효과 중에서 평균속도장에 관해서는 참고문헌[11]에 발표한 바 있다.
본 연구에서 사용한 에 어포일 진동장치 는 에어포일 모델의 와 연결되어 시험 부 바닥에 장착된 원통형 회전대, 시험 부 하부에 장착된 원통형 지지대, 커넥팅 로드 (connecting rod), 크랭크 암(crank arm), 모 터 등으로 구성되어 있다. 원통형 지지대는 직경이 10 mm 인 황동으로 만든 원형 판에 길이 120mm인 형태로 에어포일 상하에 부착하여 진동 시 모델을 지탱해주고, 에어포일의 무게를 지지하는 동시에 베어링으로 원활하게 진동될 수 있도록 하였다. 본 진동장 치는 연속적인 회전수 변화가 가능한 교류 전동기로 구동 원판을 구동하면 회전운동이 연결막대에 의해 왕복운동으로 바뀌고, 크랭크 암을 거쳐 에어포일의 받음각을 주기적으로 진동 시 킨다.
진동하는 날개의 순간 받음각을 알고, 또 주기적인 측정(periodic sampling)을 하기 위해서 a =0°되는 순간 접전 되는 트리거 펄스 발생기 (trigger-pulse generator)를 풍동 시험 부 바닥부 분의 에어포일 뒷전과 원형 판 사이에 장착하였다. 이러한 트리거 펄스를 A/D 변환기의 SSH4A에 연결하여 컴퓨터에서 열선풍속계 신호와 동시에 받아 주기적인 측정의 기준점 (reference point)이 되도록 하였다.
진동하는 날개의 순간 받음각을 알고, 또 주기적인 측정(periodic sampling)을 하기 위해서 a =0°되는 순간 접전 되는 트리거 펄스 발생기 (trigger-pulse generator)를 풍동 시험 부 바닥부 분의 에어포일 뒷전과 원형 판 사이에 장착하였다. 이러한 트리거 펄스를 A/D 변환기의 SSH4A에 연결하여 컴퓨터에서 열선풍속계 신호와 동시에 받아 주기적인 측정의 기준점 (reference point)이 되도록 하였다.
) 위치이다. 하류(downstream) 측정 위치는 X/C= 0.03, 0.08, 0.15, 0.5 네 곳이며, 각각의 하류 위치에서 Y축 방향으로 Y/C=-0.8 ~ 0.57까지 자동이송 장치 (automatic traverse system)를 이용하여 측정하였다.
본 진동장 치는 연속적인 회전수 변화가 가능한 교류 전동기로 구동 원판을 구동하면 회전운동이 연결막대에 의해 왕복운동으로 바뀌고, 크랭크 암을 거쳐 에어포일의 받음각을 주기적으로 진동 시 킨다. 한편 크랭크-커넥팅 로드 (crank-connecting rod) 연결 장치의 로드 길이를 조절하여 평균 받음각을 0°로 조절하였고, 암의 길이를 변화시킴으로써 받음각의 진폭을 맞추었다. 구동 원판에 연결된 DC 서 보 모터 (servo motor)는 Japan Servo社의 DS76BE 30D-122 형으로 출력은 300 W이며, 최대 RPMe 2700이다.
대상 데이터
한편 크랭크-커넥팅 로드 (crank-connecting rod) 연결 장치의 로드 길이를 조절하여 평균 받음각을 0°로 조절하였고, 암의 길이를 변화시킴으로써 받음각의 진폭을 맞추었다. 구동 원판에 연결된 DC 서 보 모터 (servo motor)는 Japan Servo社의 DS76BE 30D-122 형으로 출력은 300 W이며, 최대 RPMe 2700이다. 이러한 서보 모터는 Japan Kokusai Dengyo社에서 제작한 PMC-3000 스테핑 (stepping) 교류/ 직 류 서 보 모터 제어기(AC/DC servo motor controller)로 조절하였다.
384 kHz의 정보획득 율(sampling rate)로 8192개의 데이터를 받았다. 따라서 한 주기에 일정한 간격으로 120개의 데이터를 받을 수 있었다. 위상 평균 속도(ensemble averaged velocity)는 다음과 같이 구하였다.
본 연구는 시험 부(test section) 크기가 0.9m (폭)x0.9m(높이)x2.1m(길이)인 아음속 풍동에서 수행하였다. Fig.
3xlO41?l 경우 Case 1과 상당히 다른 난류 강도 분포를 나타낸다. 본 연구에서 사용한 NACA 4412 에어포일은 캠버(camber)가 있는 에어포일 형상으로 에어포일의 윗면은 볼록 한 단면 형상을 갖지만, 아랫면은 거의 평면에 가 까울 정도의 단면 형상을 갖는다]. 따라서 Case 3과 Case 1의 난류 강도 분포가 Rn=5.
본 연구에서 사용한 에 어포일 진동장치 는 에어포일 모델의 와 연결되어 시험 부 바닥에 장착된 원통형 회전대, 시험 부 하부에 장착된 원통형 지지대, 커넥팅 로드 (connecting rod), 크랭크 암(crank arm), 모 터 등으로 구성되어 있다. 원통형 지지대는 직경이 10 mm 인 황동으로 만든 원형 판에 길이 120mm인 형태로 에어포일 상하에 부착하여 진동 시 모델을 지탱해주고, 에어포일의 무게를 지지하는 동시에 베어링으로 원활하게 진동될 수 있도록 하였다.
본 연구에서 사용한 열선 프로브와 열선풍속계 는 단텍(Dantec)社의 2축 Hot-film 프로브(55R51) 와 StreamLine system이다. 데이터 획득 하드웨어는 MetraByte사.
데이터 획득 하드웨어는 MetraByte사.에서 제작한 DAS1601 을 사용하였으며, 비정상 데이터를 동시에 획득할 수 있도록 SSH-4A (Simultaneous Sample & Hold board)를 사용하였다. 본 실험 장치에 대한 자료 획득시스템 (data acquisition system)에 대한 block diagrame 참고문헌[11]을 참조하기 바란 다.
1은 풍동 시험 부에 장착된 실험 장치와 좌표계를 나타낸 것이다. 에어포일 모델은 NACA 4412 에어포일로 시위(chord) 길이는 25cm, 최대 두께는 3cm, 스팬은 85cm이다. 좌표계는 주 흐름 방향이 X축, 그리고 X축의 수직으로 윗방향이 Y축이며, 원점은 에어포일의 받음각 이 0°인 경우 에어포일 뒷전(T.
본 실험 장치에 대한 자료 획득시스템 (data acquisition system)에 대한 block diagrame 참고문헌[11]을 참조하기 바란 다. 열선 풍속계의 출력은 자유류 속도에 따른 주기에 따라 0.048, 0.192, 0.384 kHz의 정보획득 율(sampling rate)로 8192개의 데이터를 받았다. 따라서 한 주기에 일정한 간격으로 120개의 데이터를 받을 수 있었다.
구동 원판에 연결된 DC 서 보 모터 (servo motor)는 Japan Servo社의 DS76BE 30D-122 형으로 출력은 300 W이며, 최대 RPMe 2700이다. 이러한 서보 모터는 Japan Kokusai Dengyo社에서 제작한 PMC-3000 스테핑 (stepping) 교류/ 직 류 서 보 모터 제어기(AC/DC servo motor controller)로 조절하였다.
이론/모형
본 연구에서 장시간 실험에 따른 시험 부 온도 변화는 약±1.5。(2이었으며, 이에 따른 온도 보상 을 Kanevce와 Oka의 방법[14]으로 해주었다. 본 연구의 실험 장치 및 방법에 관한 좀 더 자세한 정보는 참고문헌[11]을 참조하기 바란다.
성능/효과
(2) 에어포일 근접 후류에서 레이놀즈수에 따른 난류 강도 분포는 진동하는 경우에도 서로 다른 특성을 나타내는 레이놀즈수의 임계치가 존재함을 나타내며, 그 레이놀즈수의 임계치는 Rn= 5.3x10"~ 1.9x105 범위에 있다. 이와 같은 레이놀즈수 임계치는 에어포일이 진동하는 경우에도 층 류 분리와 난류분리(또는 단순히 경계층 두께만 증가)에 의한 것이라 추정된다.
(1) 진동하는 에어포일 근접 후류에서 레이놀즈수에 따른 난류 강도의 폭과 크기는 Rn=5.3x104에 서는 아주 크고 에어포일 형상에 아주 예민하지만, Rn=1.9x105; 4.1x105에서의 난류 강도의 크기와 폭은 작고 에어포일 형상에 둔감하다.
에어포일이 순간 받음각 6。에서 downstroke 중 일 때(Case 2) 난류 강도의 크기와 폭은 RN=5.3x10, 에서 에어포일이 upstroke 중일 때에 비하여 증가하였음을 관찰할 수 있다. 그러나 Rn=1.
이러한 현상은 진동하는 에어포일 후류의 평균 속도 장을 나타낸 참고문 헌[11]에서 언급한 바와 같다. 따라서 본 연구와 같은 진동하는 에어포일에서도 경계층이 충류를 유지할 때 정지된 에어포일에서의 유동 현상에서 와 같이 일찍 분리하게 되어 난류 강도의 폭과 크기가 증가하리라는 것을 유추할 수 있다.
이것은 NACA 4412 에어포일의 형상이 상하 대칭을 이루지 못하고, 날카롭고 편평한 모양을 갖는 에어 포일 아랫면이 downstroke에 처한 상황에서 앞 전 근처에서 분리 현상이 발생하였기 때문이라 추정된다. 또한 난류 강도는 NACA 4412 에어포일의 아랫면이 downstroke 운동을 겪을 때(음의 순간 받음각에서 upstroke 중일 때) 레이놀즈수에 아주 예민하다는 것을 알 수 있다. Rn=5.
후속연구
9x105라는 것을 알 수 있다. 또한 좀 더 정확하고 좁은 범위의 레이놀즈수 임계치는 더 많은 레이놀즈수에서의 유동 현상을 조사하는 추가적인 연구를 수행함으로써 알 수 있다.
진동하는 에어포일의 근접 후류는 에어포일 표면에서의 경계층 천이 현상에 따라 아주 다른 특성을 나타내고 있다. 이러한 흐름 현상의 원인을 보다 체계적으로 규명하기 위해서는 에어포일 표면에서의 유동 현상과 근접 후류에서의 유동 특성을 동시에 조사하여야 하는 연구를 수행하여야 한다.
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