저 레이놀즈수에서 NACA 0012 에어포일의 경계층 거동에 관한 연구가 터빈 블레이드와 초소형 비행체에서 적용될 수 있는 경계층을 파악하기 위하여 수행되었다. 레이놀즈수 Re=$2.3{\times}10^4$, $3.3{\times}10^4$, $4.8{\times}10^4$과 정적 받음각${\alpha}$=$0^{\circ}$, $3^{\circ}$, $6^{\circ}$에서 경계층을 측정하기 위해 열선 풍속계가 사용되었다. 연구결과는 정적 받음각 =$0^{\circ}$에서는 층류 경계층이 에어포일 표면에 부착되며, 정적 받음각 $3^{\circ}$에서는 경계층 층류 분리가 발생된 것을 보여준다. 더욱이 본 연구에서 경계층 재부착 현상은 정적 받음각 $6^{\circ}$에서 레이놀즈수 $3.3{\times}10^4$와 $4.8{\times}10^4$에서 발생된다.
저 레이놀즈수에서 NACA 0012 에어포일의 경계층 거동에 관한 연구가 터빈 블레이드와 초소형 비행체에서 적용될 수 있는 경계층을 파악하기 위하여 수행되었다. 레이놀즈수 Re=$2.3{\times}10^4$, $3.3{\times}10^4$, $4.8{\times}10^4$과 정적 받음각 ${\alpha}$=$0^{\circ}$, $3^{\circ}$, $6^{\circ}$에서 경계층을 측정하기 위해 열선 풍속계가 사용되었다. 연구결과는 정적 받음각 =$0^{\circ}$에서는 층류 경계층이 에어포일 표면에 부착되며, 정적 받음각 $3^{\circ}$에서는 경계층 층류 분리가 발생된 것을 보여준다. 더욱이 본 연구에서 경계층 재부착 현상은 정적 받음각 $6^{\circ}$에서 레이놀즈수 $3.3{\times}10^4$와 $4.8{\times}10^4$에서 발생된다.
A study on the boundary layer behavior of an NACA 0012 airfoil at low Reynolds numbers was investigated in order to gain knowledge of a boundary layer that might be employed in a turbine blade and MAVs. A hot-wire anemometer was used to measure the boundary layer of an NACA 0012 airfoil at static an...
A study on the boundary layer behavior of an NACA 0012 airfoil at low Reynolds numbers was investigated in order to gain knowledge of a boundary layer that might be employed in a turbine blade and MAVs. A hot-wire anemometer was used to measure the boundary layer of an NACA 0012 airfoil at static angles of attack ${\alpha}$=$0^{\circ}$, $3^{\circ}$, and $6^{\circ}$, and Reynolds Numbers Re=$2.3{\times}10^4$, $3.3{\times}10^4$, and $4.8{\times}10^4$. The results of this study show that the laminar boundary layer on the airfoil surface is attached to the surface at ${\alpha}$=$0^{\circ}$, and the laminar separation of the boundary layer on the airfoil surface occurs at ${\alpha}$=$3^{\circ}$. Furthermore, the reattachment of the boundary layer in the present study occurs for the cases of Re=$3.3{\times}10^4$ and Re=$4.8{\times}10^4$at ${\alpha}$=$6^{\circ}$.
A study on the boundary layer behavior of an NACA 0012 airfoil at low Reynolds numbers was investigated in order to gain knowledge of a boundary layer that might be employed in a turbine blade and MAVs. A hot-wire anemometer was used to measure the boundary layer of an NACA 0012 airfoil at static angles of attack ${\alpha}$=$0^{\circ}$, $3^{\circ}$, and $6^{\circ}$, and Reynolds Numbers Re=$2.3{\times}10^4$, $3.3{\times}10^4$, and $4.8{\times}10^4$. The results of this study show that the laminar boundary layer on the airfoil surface is attached to the surface at ${\alpha}$=$0^{\circ}$, and the laminar separation of the boundary layer on the airfoil surface occurs at ${\alpha}$=$3^{\circ}$. Furthermore, the reattachment of the boundary layer in the present study occurs for the cases of Re=$3.3{\times}10^4$ and Re=$4.8{\times}10^4$at ${\alpha}$=$6^{\circ}$.
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문제 정의
본 연구에서는 에어포일 정적(static) 터빈 블 레이드와 초소형 비행체 등에서 적용될 수 있는 저 레이놀즈수 범위에서 NACA 0012 에어포일 의 경계층 거동을 파악하기 위하여 받음각의 변화에 따른 경계층 특성의 변화를 열선 풍속계와 경계층 측정용 자동이송장치를 이용하여 연구하였다.
제안 방법
8x104이다. 본 연구에서는 각 레이놀즈수에서 에어포일의 정적 받음각은 0°, 3。, 6。로 변화시켜 가면서 실험을 수행하였다.
본 연구에서는 경계층 데이터의 획득을 통하여 저 레이놀즈수 범위 (Re=2.3xl04, 3.3xl04, 4.8x104) 에서 NACA 0012 에어포일의 정적 (static) 받음각(a=0。, 3。, 6。) 변화에 따른 경계층 거동을 조사하였다.
실험 좌표계는 유동 흐름 방향을 X축으로 정의되고, 에어포일에 수직한 방 향, 즉 X축에 수직한 방향을 Y축으로 정의된다. 에어포일의 경계층 측정은 풍동 시험부 윗면에 설치된 3축 자동이송장치를 이용하여 측정하였다.
대상 데이터
본 연구에서는 에어포일의 윗면 경계층 데이터를 정량적으로 획득하기 위하여 DANTEC의 열선 풍속계 (hot-wire anemometer)# 사용하였다. 경계층 계측을 위하여 경계층형 1차원 열선 프로브(boundary layer type, 55P15)를 사용하였다. 열선 프로브의 정보 획득율(sampling frequency) 과 저역 통과 필터 (low pass filter)는 각각 6 kHz, 3 kHz이며, 데이터 신호는 약 11초간 획득되었다.
본 연구에서 이용한 한국항공대학교 응용공기 역학 연구실의 아음속 풍동은 개방형 흡입식으로 최대 유속은 50.0 m/sec이고, 풍동 시험부의 규 격은 500 mmx 500 mmx 1400 mm이다. 에어포일 모 델은 두랄루민으로 제작한 NACA 0012 에어포 일이고, 시위길이는 180 mm이다.
본 연구에서는 에어포일의 윗면 경계층 데이터를 정량적으로 획득하기 위하여 DANTEC의 열선 풍속계 (hot-wire anemometer)# 사용하였다. 경계층 계측을 위하여 경계층형 1차원 열선 프로브(boundary layer type, 55P15)를 사용하였다.
성능/효과
Yarusevych and Sullivan[5]의 연구에 의하면 경계층 분리가 발생되면 에어포일 표면 부근에서 역류영역이 나타나고, 난류강도에서의 갑작스런 증가가 나타난다고 하였다. 따라서 본 연구에서 도 이와 동일한 현상이 나타나는 에어포일 상의 위치 S/C=0.143 부근에서 경계층 분리가 발생되 었음을 판단할 수 있다.
Yarusevych and Sullivan[5]는 경계층 특성에 관한 연구를 수행하여 재부착이 발생되었을 때 평 균속도와 난류강도 분포에서 역류영역이 사라지 고, 난류강도 최고치(peak value)가 폭 넓게 분포 되며, 난류운동 에너지(turbulent kinetic energy) 가 경계층 내에서 고르게 분포되는 난류로의 천 이가 발생된다고 하였다. 따라서 본 연구에서 동일한 현상이 발생하는 에어포일 상의 위치 S/C=0.812와 0.862 사이에서 분리된 경계층이 재 부착 되었음을 판단할 수 있다. 한편, 에어포일 뒷전 부근인 S/C=0.
열선 프로브를 이용한 경계층 측정에서 흐름 이 분리된 경우에 발생하는 에어포일 표면에서의 역류(reverse flow)는 측정이 곤란하며, 정류오차 (rectification error) 신호로 나타나게 된다[9]. 따라서 본 연구에서도 열선 프로브를 이용하여 측 정하였으므로 분리된 영역에 발생하는 역류를 정확한 값으로 나타낼 수 없다. 그러나 본 논문에서는 전혀 맞지 않는 역류부분 데이터를 측정한 대로 표시하였다.
이것은 기존의 연구 분석[3, 5]에서도 제시되었듯이 경계 층 분리로 인하여 열선 프로브로 측정 불가능한 역류가 발생하기 때문이다. 따라서 에어포일 상 의 측정위치 S/C=0.256 근처에서 경계층 분리 (separation) 현상이 발생되었다는 것을 판단할 수 있다. 분리된 경계층은 하류로 갈수록 점차 발달하여 에어포일 뒷전에 가까운 S/C=0.
이와 같이 받음각 3。에서 실험을 수행한 모든 레 이 놀즈수에서 층류분 리 (laminar separation)가 발생되었고, 분리된 경계층의 재부착 현상은 발 생되지 않았다. 또한 에어포일 표면에서의 분리 점의 위치는 레이놀즈수가 증가할수록 앞전 쪽으 로 이동되는 경향을 나타내었다.
5 ℃ 이하 이었다. 본 실험조건인 자유흐름속도에서의 불확실성 (uncertainty)은 약 1.7%(± 0.035 m/s)이며/ 본 연구에서 측정한 평균속도 및 난류강도에 대한 데이터 불확실성은 각각 약 3.1%, 3.4% 정도이다.
본 연구에서 시험부의 자유흐름(freestream) 속 도를 1.98, 2.83, 4.03 %인 세 가지 경우로 택하였으며, 이러한 자유흐름 속도를 근거로 한 시위 레이놀즈수(다lord Reynolds number) 는 각각 2.3xl04, 3.3xl04, 4.8x104이다. 본 연구에서는 각 레이놀즈수에서 에어포일의 정적 받음각은 0°, 3。, 6。로 변화시켜 가면서 실험을 수행하였다.
0 mm정도이다. 에어포일 뒷전 부근까지 평균속도와 난류강 도의 분포에서 기존 연구[5]에서 관찰된 바와 같이 난류로의 천이가 이루어진 분포가 발생되지 않았으므로, 분리된 경계층의 재부착은 이루어지 지 않았음을 판단할 수 있다.
256까지 경계층 두께와 난류강도는 점차 증가한다. 에어포일 상의 측정위치 S/C= 0.256과 0.286에서 경계층 두께는 약 2.8 mm에서 3.3 mm로 두드러진 증가를 보였으며, 난류강도에 서도 다소 증가되는 것을 보였다. 그리고 에어포 일 표면 부근에서는 평균속도와 난류강도에서 거의 0에 가까운 일정한 분포가 나타났다.
경계층 계측을 위하여 경계층형 1차원 열선 프로브(boundary layer type, 55P15)를 사용하였다. 열선 프로브의 정보 획득율(sampling frequency) 과 저역 통과 필터 (low pass filter)는 각각 6 kHz, 3 kHz이며, 데이터 신호는 약 11초간 획득되었다.
3 mm 로 두드러진 증가가 나타났다. 평균속도와 난류 강도에서는 역류로 인해 에어포일 표면 부근에서 일정한 분포가 나타났고, 난류강도는 다소 증가 하였으므로 S/C=0.143 근처에서 경계층 분리가 시작되었음을 판단할 수 있다. 분리된 경계층은 무차원 측정위치 S/C=0.
후속연구
3x104과 마찬가지로 에어포일 표면 부근에서 경계층 분리 로 인한 역류로 인해 거의 0에 가까운 일정한 분포를 나타낸다. 따라서 경계층 분리는 에어포일 상의 위치 S/C=0.417 부근에서 발생하였으리라 추정되지만, 정확한 위치를 파악하기 위해서는 더 세밀한 위치에서 조사를 수행하여야 한다. 분 리된 경계층은 하류로 나아감에 따라 서서히 증 가하여 S/C=0.
그러므로 진동하는 에 어포일의 경계층 특성을 후류에 대한 분석을 통해서 유추하기 위해서는 정상 에어포일(steady airfoil)에서의 연구가 선행적으로 요구된다. 또한, 저 레이놀즈수에서 에어포일 후류의 발달과 특성이 경계층 거동과 어떠한 연관이 있는지를 물리 적으로 밝혀내기 위해서는 에어포일의 경계층 및 후류에 대한 연구가 동시에 진행되어야 한다. 그러나 기존의 연구들은 저 레이놀즈수 범위 중에 서도 다소 레이놀즈수가 크거나, 경계층에 대한 상세한 데이터를 제공하고 있지 않아서 후발 연 구자들에게는 부족함과 어려움이 따른다.
참고문헌 (9)
Mueller, T. J. and Batill, S. M., 'Experimental Studies of Separation on a Two-Dimensional Airfoil at Low Reynolds Numbers,' AIAA Journal, Vol. 20, No.4, 1982, pp. 457-463
Hsiao, F. B., Liu, C. F., and Tang Z., 'Aerodynamic Performance and Flow Structure Studies of a Low Reynolds Number Airfoil,' AlAA Journal, Vol. 27, No.2, 1989, pp. 129-137
Brendel, M. and Mueller, T. L 'Boundary-Layer Measurements on an Airfoil at Low Reynolds Numbers,' J. of Aircraft, Vol. 25, No.7, 1998, pp. 612-617
Huang, R. F. and Lin, C. L., 'Vortex Shedding and Shear-Layer Instability of Wing at Low-Reynolds Numbers,' AIAA Journal, Vol. 33, No.8, 1995, pp. 1398-1403
Yarusevych, S. and Sullivan, P. E., 'Investigation of Airfoil Boundary Layer and Wake Development at Low Reynolds Numbers,' AIAA Paper, AIAA 2004-2551
Yarusevych. S. and Sullivan, P. E., 'Airfoil Boundary Layer and Wake Development at Low Reynolds Numbers,' AIAA Paper, AIAA 2005-5144
Lee, T. and Petrakis, G., 'Boundary-Layer Transition, Separation, and Reattachment on an Oscillating Airfoil,' J. of Aircraft, Vol. 37, No.2, 2000, pp. 356-360
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