진동하는 에어포일의 항력계수 변화에 미치는 레이놀즈수 영향을 조사하기 위한 실험적 연구가 수행되었다. NACA 0012 에어포일은 ${\pm}6^{\circ}$의 진동 진폭을 갖고, 1/4 시위를 기준으로 피칭운동을 하도록 하였다. 실험조건에서 자유흐름속도는 1.98, 2.83 그리고 4.03 m/s이며, 이를 근거로 한 시위길이 레이놀즈수는 각각 $2.3{\times}10^4$, $3.3{\times}10^4$, $4.8{\times}10^4$이다. 항력계수는 근접후류에서 2축 열선프로브(X-type, 55R51)로 측정된 평균속도 분포로부터 산출되었다. 레이놀즈수 2.3×104에서 항력계수는 음(-)의 댐핑(negative damping)을 보이며, 에어포일이 공기력에 의해 가진 될 수 있는 불안정한 상태를 나타내었다. 반면에 레이놀즈수가 $3.3{\times}10^4$에서 $4.8{\times}10^4$이다로 증가하면서 항력계수 곡선은 양(+)의 댐핑(positive damping)을 나타내었다. 따라서 항력계수 변화는 레이놀즈수 $2.3{\times}10^4$와 $4.8{\times}10^4$ 사이에 상당한 차이가 있다는 것을 나타낸다.
진동하는 에어포일의 항력계수 변화에 미치는 레이놀즈수 영향을 조사하기 위한 실험적 연구가 수행되었다. NACA 0012 에어포일은 ${\pm}6^{\circ}$의 진동 진폭을 갖고, 1/4 시위를 기준으로 피칭운동을 하도록 하였다. 실험조건에서 자유흐름속도는 1.98, 2.83 그리고 4.03 m/s이며, 이를 근거로 한 시위길이 레이놀즈수는 각각 $2.3{\times}10^4$, $3.3{\times}10^4$, $4.8{\times}10^4$이다. 항력계수는 근접후류에서 2축 열선프로브(X-type, 55R51)로 측정된 평균속도 분포로부터 산출되었다. 레이놀즈수 2.3×104에서 항력계수는 음(-)의 댐핑(negative damping)을 보이며, 에어포일이 공기력에 의해 가진 될 수 있는 불안정한 상태를 나타내었다. 반면에 레이놀즈수가 $3.3{\times}10^4$에서 $4.8{\times}10^4$이다로 증가하면서 항력계수 곡선은 양(+)의 댐핑(positive damping)을 나타내었다. 따라서 항력계수 변화는 레이놀즈수 $2.3{\times}10^4$와 $4.8{\times}10^4$ 사이에 상당한 차이가 있다는 것을 나타낸다.
An experimental study was performed in order to investigate the influence of Reynolds number on the drag coefficient variations of an oscillating airfoil. A NACA 0012 airfoil was sinusoidally pitched at the quarter chord point with an oscillating amplitude of ${\pm}6^{\circ}$. The free-st...
An experimental study was performed in order to investigate the influence of Reynolds number on the drag coefficient variations of an oscillating airfoil. A NACA 0012 airfoil was sinusoidally pitched at the quarter chord point with an oscillating amplitude of ${\pm}6^{\circ}$. The free-stream velocities were 1.98, 2.83 and 4.03 m/s and the corresponding chord Reynolds numbers were $2.3{\times}10^4$, $3.3{\times}10^4$ and $4.8{\times}10^4$, respectively. The drag coefficient was calculated from the ensemble average velocity measured by an X-type hot-wire probe(X-type, 55R51) in the near-wakes region. In the case of Re=$2.3{\times}10^4$, variation of drag coefficient shows a negative damping (counter-clockwise variation), which implies an unstable state which could be excited by aerodynamic force, whereas the drag coefficient represents the positive damping (clockwise variation) as the Reynolds number increases from Re=$3.3{\times}10^4$ to $4.8{\times}10^4$. Hence, the drag coefficient variations show significant differences between Re=$2.3{\times}10^4$ and $4.8{\times}10^4$이다.
An experimental study was performed in order to investigate the influence of Reynolds number on the drag coefficient variations of an oscillating airfoil. A NACA 0012 airfoil was sinusoidally pitched at the quarter chord point with an oscillating amplitude of ${\pm}6^{\circ}$. The free-stream velocities were 1.98, 2.83 and 4.03 m/s and the corresponding chord Reynolds numbers were $2.3{\times}10^4$, $3.3{\times}10^4$ and $4.8{\times}10^4$, respectively. The drag coefficient was calculated from the ensemble average velocity measured by an X-type hot-wire probe(X-type, 55R51) in the near-wakes region. In the case of Re=$2.3{\times}10^4$, variation of drag coefficient shows a negative damping (counter-clockwise variation), which implies an unstable state which could be excited by aerodynamic force, whereas the drag coefficient represents the positive damping (clockwise variation) as the Reynolds number increases from Re=$3.3{\times}10^4$ to $4.8{\times}10^4$. Hence, the drag coefficient variations show significant differences between Re=$2.3{\times}10^4$ and $4.8{\times}10^4$이다.
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