[국내논문]진동하는 NACA 4412 에어포일 근접후류에서의 레이놀즈수 효과 1: 평균속도장 Reynolds Number Effects on the Near-Wake of an Oscillating Naca 4412 Airfoil, Part 1 : Mean Velocity Field원문보기
진동하는 에어포일의 근접후류 특성을 조사하기 위한 실험적 연구가 수행되었다. NACA 4412에어포일은 1/4 시위 지점을 중심으로 조화적으로 피칭운동을 하고, 순간받음각이 +6$^{\circ}$에서 -6$^{\circ}$까지 진동하도록 하였다. 진동하는 에어포일의 근접후류에서의 평균속도를 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 나타내기 위하여 축방향 위상평균 속도분포를 제시하였다. 본 측정에서 모든 경우에 속도결손은 $R_N$=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 관찰 할 수 있었다. 이와 같이 위상평균속도의 커다란 차이는 $R_N$=5.3${\times}10^4$과 1.9${\times}10^5$ 사이에 있다는 것을 관찰하였다. 따라서 본 연구는 진동하는 에어포일의 근접후류에서의 레이놀즈수의 임계값이 5.3${\times}10^4$에서 1.9${\times}10^5$ 범위에 존재한다는 것을 보여준다.
진동하는 에어포일의 근접후류 특성을 조사하기 위한 실험적 연구가 수행되었다. NACA 4412에어포일은 1/4 시위 지점을 중심으로 조화적으로 피칭운동을 하고, 순간받음각이 +6$^{\circ}$에서 -6$^{\circ}$까지 진동하도록 하였다. 진동하는 에어포일의 근접후류에서의 평균속도를 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 나타내기 위하여 축방향 위상평균 속도분포를 제시하였다. 본 측정에서 모든 경우에 속도결손은 $R_N$=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 관찰 할 수 있었다. 이와 같이 위상평균속도의 커다란 차이는 $R_N$=5.3${\times}10^4$과 1.9${\times}10^5$ 사이에 있다는 것을 관찰하였다. 따라서 본 연구는 진동하는 에어포일의 근접후류에서의 레이놀즈수의 임계값이 5.3${\times}10^4$에서 1.9${\times}10^5$ 범위에 존재한다는 것을 보여준다.
An experimental. study is carried out to investigate the near-wake characteristics 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 ...
An experimental. study is carried out to investigate the near-wake characteristics 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 phase-averaged mean velocities in the near-wake region of an oscillating 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.l${\times}10^5$, and the reduced frequency is 0.1. Streamwise velocity 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 velocity defects 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 numbers ($R_N$=1.9${\times}10^5$ and 4.l${\times}10^5$) in the near-wake region. A significant difference of phase-averaged mean velocity between 5.3${\times}10^4$, and 1.9${\times}10^5$ is observed. The present study shows that a critical value of Reynolds number in the near-wake of an oscillating airfoil exists in the range between 5.3${\times}10^4$, and 1.9${\times}10^5$.
An experimental. study is carried out to investigate the near-wake characteristics 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 phase-averaged mean velocities in the near-wake region of an oscillating 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.l${\times}10^5$, and the reduced frequency is 0.1. Streamwise velocity 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 velocity defects 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 numbers ($R_N$=1.9${\times}10^5$ and 4.l${\times}10^5$) in the near-wake region. A significant difference of phase-averaged mean velocity between 5.3${\times}10^4$, and 1.9${\times}10^5$ is observed. The present study shows that a critical value of Reynolds number in the near-wake of an oscillating airfoil exists in the range between 5.3${\times}10^4$, and 1.9${\times}10^5$.
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문제 정의
본 연구는 무차원 진동수K = 0.1 이고, 레이놀즈수(Rn)가 5.3x10, 1.9xl05 및 4.1x10%) 때, 순간 받음각 a=-6°에서 6°까지 진동하는 비대칭 에어포일 (NACA 4412) 근접후류 (near-wake)에서의 위상 평균 속도를 측정함으로써 레이놀즈수가 근접 후류에 미치는 영향을 조사하였다.
가설 설정
3<L0인 경우 속도분포는최대받음각 6°에서 upstroke에서 downstroke로변하여 순간적으로 정지하는데도 불구하고 서로 다른 이 력 현상(hysteretic phenomena)을 나타낸다. 에어포일이 음 (-) 의 순간받음각 -6°에서 downstroke중 일 때(Case 3) 에어포일은 Case 1 일 때의 에어포일과 X축을 기준으로 대칭적인 운동을 한다. 그러나 Case 3은 Case 1과 상당히 다른 속도분포를 나타낸다.
3은 위상평균 횟수 N에 따른 속도 값을 나타낸 것이다. 본 연구에서 위상평균 횟수 값은 N이 약 150정도가 되면 속도 값이 안정되므로 그 이상의 값인 N=300으로 정하였다.
6U00가 된다고 하였다. 본 연구에서도 대류속도를 대략적으로 0.6U로 가정하였으며, 가정한 대류속도를 이용하여 위상 지연 효과를 보상한 실제받음각을 구하였다. 순간받음각 2°에서 upstroke중인 Case 1인 경우 실제받음각은 0.
제안 방법
또한, 그들은 K가증가함에 따라 후류 두께 (wake thickness)는 증가하며, 순간받음각이 평균 받음각(0°)과 같을 때비정상적인 후류의 난류강도는 정상적인 경우보다 더 작은 값을 갖는다고 하였다. Muti Lin과 Pauley[9]받음각 40로 고정된 Eppler 387 에어포일에서 레이놀즈수 변화에 따라 에어포일 윗면의 비정상 경계층분리 (unsteady boundary layer separation) 특성을 조사하였다. 그들은 레이놀즈수가 낮아질수록 점성효과가 커지며, 이로인해 경계층의 두께가 두꺼워진다고 하였다.
NACA 4412 에어포일이 무차원 진동수 K=0.1 에서 받음각 -6°에서 6°로 진동할 때, 근접후류에서의 축방향 위상평균속도를 시위 레이놀즈수 Rn=5.3x104, 1.9x105z 4.1x1/에서 측정하여 다음과 같은 결과를 얻었다.
McGhee 와 Walker[ll]는 Rn=6.Ox1* 0~4.6x105에서 정상 에어포일(steady airfoil) 표면에 hot-films를 부착하고, 오일 유동가시화를 수행하여 층류분리와 난류 재부착 위치를 찾아내었다. 에어포일의 받음각 a=40, RnE.
4인 NACA 4412 에어포일이며, 실험모델의 시위(chord)길이는 250mm, 최대두께는 30mm, 스팬은 850nini이다. 모델 재질은 알루미늄 합금이며, 에어포일 표면은 아노다이징 (anodizing) 처리 하였다.
본 연구에서는 NACA 4412 에어포일이 순간 받음각 a=-6°에서 6°까지 무차원 진동수 K=0.1 로진동하는 경우 근접후류에서 위상평균 속도를 측정하였다. 에어포일의 피칭운동은 위상각이 0°와 360°로 변하는 동안 에어포일의 운동상태에 따라 Table 1과 같이 4개의 Case로 분류하여 레이놀즈수가 근접후류 (near- wake)에 미치는 영향을 조사하였다.
하나는 피칭 운동에 의한 것(1/ #이 고/ 다른 하나는 자유류 속도와시위(chord)에 의한 것(C/2UQ이다. 본 연구에서는 자유류 속도를 증가시킨 경우 에어포일을 빠르게 진동시켜 무차원 진동수 K를 0.1 로 고정하였다. 따라서 에 어포일의 진동 주파수#는 자유류 속도 Uoo=3.
1 로진동하는 경우 근접후류에서 위상평균 속도를 측정하였다. 에어포일의 피칭운동은 위상각이 0°와 360°로 변하는 동안 에어포일의 운동상태에 따라 Table 1과 같이 4개의 Case로 분류하여 레이놀즈수가 근접후류 (near- wake)에 미치는 영향을 조사하였다.
에어포일의 주기적인 진동으로 인한 순간받음각의 변화는 a(F) = a0+ a]Sin2?r_/7와 같이나타낼 수 있다. 이때 평균 받음각 (mean incidence) a0, 받음각 진폭(oscillation amplitude) aie 각각 0°와 6°로 정하여, 에어포일이 순간받음각 #까지 진동하도록 하였다. 위상각이 #와 #일 때의 에어포일 진동은 upstroke 상태이며, 위상각이 #일 때의 에어포일 진동은 downstroke 상태를 나타낸다.
)위치이다. 측정 하류 위치는 X/C= 0.03, 0.08, 0.15, 0.5 네 곳이며, 각각의 하류위치에서 Y축 방향으로 Y/C=-0.8~0.57 까지 후류가 존재하는 중심위치 근방에서는 2mm 의 수직간격으로, 그 외는 4~ 10imn의 수직 간격으로 자동이송장치를 이용하여 측정하였다.
대상 데이터
본 연구에서 사용한 열선풍속계와 센서는 단텍 (Dan tec) #의 Stream Line system과 2축 Hot-film 프로브(55R51) 이다. 데이터 획득 하드웨어는 MetraByte 사에서 제작한 DAS16S 을 사용하였으며, 비정상 데이터 (unsteady data) 를 동시에 획득할 수 있도록 SSH-4A (Simultaneous Sample & Hold board) 를 사용하였다. 본 실험에서 사용한 X형 2축 hot-film 프로브의 전형적인 감도계수 ki, k2(yaw factor)값은 속도보정과 방향보정 실험을수행하여 각각 0.
384 kHz 의 정보획득율 (sampling rate)로 8192개의 데이터를 받았다. 따라서 한 주기(period)에 일정한 간격으로 120 개의 데이터를 받았다. 위상평균 속도는 아래와 같이 구하였으며, 여기서 Ne 위상평균 횟수이고 T는 주기를 나타낸 것이다.
ini)에서 수행하였다. 본 실험에 사용한 모델은 가로세로비 (aspect ratio)가 3.4인 NACA 4412 에어포일이며, 실험모델의 시위(chord)길이는 250mm, 최대두께는 30mm, 스팬은 850nini이다. 모델 재질은 알루미늄 합금이며, 에어포일 표면은 아노다이징 (anodizing) 처리 하였다.
본 연구는 사각단면의 시험부를 갖는 아음속풍동(시험부 규격 : 0.9mx0.9mx2.ini)에서 수행하였다. 본 실험에 사용한 모델은 가로세로비 (aspect ratio)가 3.
그러나 Case 3은 Case 1과 상당히 다른 속도분포를 나타낸다. 본 연구에서 사용한 NACA 4412 에어포일은 캠버(camber)가 있는 에어포일 형상으로[16] 에어포일의 윗면은 볼록한단면형상을 갖지만, 아랫면은 거의 평면에 가까울정도의 단면형상을 갖는다. 따라서 Case 3과 Case 1의 속도분포가 X축을 기준으로 대칭을 이루지 못한 것은 NACA 4412 에어포일의 위 .
2는 본 연구에서의 자료획득장치의 구성도를 나타낸 것이다. 본 연구에서 사용한 열선풍속계와 센서는 단텍 (Dan tec) #의 Stream Line system과 2축 Hot-film 프로브(55R51) 이다. 데이터 획득 하드웨어는 MetraByte 사에서 제작한 DAS16S 을 사용하였으며, 비정상 데이터 (unsteady data) 를 동시에 획득할 수 있도록 SSH-4A (Simultaneous Sample & Hold board) 를 사용하였다.
32를 얻었다. 열선 풍속계의 출력은 자유류 속도에 따른 주기(period)에 따라 0.048, 0.192, 0.384 kHz 의 정보획득율 (sampling rate)로 8192개의 데이터를 받았다. 따라서 한 주기(period)에 일정한 간격으로 120 개의 데이터를 받았다.
이론/모형
본 연구에서 장시간 실험에 따른 시험부 온도변화는 ±1.5°<2이었으며, 이에 따른 온도보상을 Kanevce와 Oka의 방법[14]으로 해주었다. 한편, 측정 위치의 불확실성(uncertainty)은 ±0.
성능/효과
(1) 진동하는 에어포일 근접후류에서 레이놀즈수에 따른 속도분포는 서로 다른 특성을 나타내는 레이놀즈수의 임계치(critical value)가 존재한다. 이것은 Rn=5.
(2) 진동하는 에어포일의 형상이 대칭이 아닌 경우의 속도분포는 +Y방향과 -Y방향으로 움직이는 최대 받음각은 동일하고(평균 받음각이 0°인 경우) 에어포일의 순간받음각이 대칭일지라도 +Y축과 -Y축 진동 방향에 따라 상당히 다른 특성을 나타낸다. 특히, NACA 4412 에어 포일이 음(-)의 받음각에서 upstroke중일 때 근접 후류에서의 축방향 속도와 난류강도 분포는 다른 Case 에 비하여 크게 다른 특성을 나타낸다.
(3) NACA 4412 비대칭 에어포일의 근접후류에서 흐름특성은 a=0°에서 upstroke 운동(Case 1), a=0°에서 downstroke 운동(Case 2)하는 경우위 상지연으로 인하여 서로 다른 흐름 특성을 나타낸다.
때(Case 2) 속도결손은 RN=5.3xlb에서 상당히증가하였음을 관찰할 수 있다. 그러나 Rn= 1.
24m/s)이다. 본 연구에서의 축방향 속도 (streamwise velocity)의 불확실성(20:1 odds)은 2 축 hot-film 프로브의 흐름각에 따른 감도 문제를 포함하여 약 2.0%( ±0.25m/s)이다.
이러한경우에 물체 뒤의 후류는 훨씬 더 얇아지고, 전체 항력계수 Cd 값은 압력항력 의 감소로 인해상당히 작게 된다. 본 연구의 진동하는 에어포일에서도 구에서의 유동현상에서와 유사하게 층류 경 계 층과 난류경 계층을 구분하는 레 이 놀즈수의임계치(critical value)가 존재할 수 있다는 것을 예측할 수 있다. 또한 근접후류에서의 속도결손이 클 때 에어포일의 전체항력은 큰 압력항력을유발함으로써 크게 되고, 속도결손이 작을 때 에어포일의 전체항력은 압력항력 감소로 인해 작아진다.
Chang과 Park[20~22]은 날개가 큰 진폭으로 양(+)의 받음각에서 upstroke 중일 때 흐름이 날개표면에 잘 부착되고 난류가심하지 않은 것을 관찰하였으며, 반면에 downstroke중일 때 날개의 전 영역 (entire wing) 에서 분리되고 난류가 심한 것을 관찰하였다. 본연구에서의 속도결손은 레이놀즈수 Rn=1.9x105과 4.1x105에서는 아주 작고, 후류두께도 얇은 것을관찰할 수 있다. 이러한 레이놀즈수에서 후류두께는 아주 작고 그 차이가 크게 나타나지 않는데, 이것은 에어포일에서의 흐름이 표면에 부착되거나 분리가 에어포일 뒷전근처에서 발생하였기 때문이라 생각된다.
아랫면 형상이 대칭을 이루지 못하기때문이다. 이와 같이 에어포일 표면에서의 경계층 흐름현상은 에어포일의 근접후류에서의 속도분포에 반영된다는 것을 확인할 수 있다.
후속연구
또한, 진동하는 에어포일 근접후류에서 유동현상의원인을 보다 분석적으로 규명하기 위해서는 에어포일 표면에서의 유동현상과 근접후류에서의 유동 특성을 동시에 조사하는 연구를 수행하여야 한다.
이러한 레이놀즈수 임계치(critical value)의 범위는 경계층의 천이현상과 밀접하게 관련되어 있으므로 본연구에 국한될 가능성이 높다. 레이놀즈수가 임계치보다 높은 범위인 Rn=L9x105과 4.1x105에서 단순히 경계증만 두꺼워졌는지 또는 난류 분리가 발생하였는지 정확히 분석하기 위해서는 에어포일 표면에서의 유동현상을 조사하는 추가적인 연구를 수행하여야 한다.
본 연구에서 제시한 레이놀즈수 임계치의 범위는 시험부의 유질, 진동진폭, 봉쇄율(blockage ratio), 평균받음각, 무차원 진동수 등에 의한 경계층의 천이현상과 밀접하게 관련되어 있으므로본 연구에 국한될 가능성이 높으며, 좀 더 정확히 임계치가 제시되기 위해서는 더 많은 레이놀즈수에서 측정하는 연구를 수행하여야 한다. 또한, 진동하는 에어포일 근접후류에서 유동현상의원인을 보다 분석적으로 규명하기 위해서는 에어포일 표면에서의 유동현상과 근접후류에서의 유동 특성을 동시에 조사하는 연구를 수행하여야 한다.
9x105라 범위에 존재하리라는 것을 추정할 수 있다. 이러한 레이놀즈수 임계치(critical value)의 범위는 경계층의 천이현상과 밀접하게 관련되어 있으므로 본연구에 국한될 가능성이 높다. 레이놀즈수가 임계치보다 높은 범위인 Rn=L9x105과 4.
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