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제안 방법
- y+를 고려하여 격자의 첫 간격을 결정하였고, 이 때 총 격자 개수는 뒷전 두께가 Chord 길이의 0%, 1%, 2%, 3%, 4%일 때, 각각 28,000개, 31,000개, 31,500개, 32,000개, 32,500개를 갖는다. Airfoil의 표면은 Viscous adiabatic wall로 경계조건을 설정하여 점성 효과를 고려하였고, 격자의 최외각 경계조건으로는 Far-field BC로 설정하였다.
- Blunt trailing edge airfoil 근처의 유동 변화를 e-DAVA 유동 가시화 프로그램을 이용하여 가시화 해보았다. 그 결과 NACA0012의 경우, 받음각 15°에서 뒷전 두께를 가지지 않는 Airfoil의 뒤쪽에 와류가 발생하기 시작하는 것을 확인할 수 있었다.
- 격자는 e-MEGA 격자 생성 프로그램을 이용하여 정렬 격자로 생성하였다. 뒷전 두께가 Chord 길이의 0%인 Airfoil은 프로그램에 내장되어 있는 Airfoil 데이터를 이용하였고, 그 외에는 Geometry를 불러들여 격자를 생성하였다.
- 이렇게 뒷전 두께를 갖는 Airfoil은 정확하게 어떠한 이론적 근거에 의하여 공력적인 효과를 발생시키는지 명확하게 정의되어 있지 않고, 각 연구마다 실험 결과를 바탕으로 조금씩 다른 결론을 가지는 것을 확인하였다. 그리하여 EDISON_CFD 해석 프로그램을 이용하여 Airfoil이 뒷전 두께를 가질 때 공력 특성이 어떠한지 직접 유동해석을 수행하였고, 이에 따른 장단점이 어떠한지 확인해 보았다.
- Added thickness 방법은 평균 Camber선을 줄이지 않으면서 익형의 최대 두께 또한 증가시키지 않기 때문에, 본 연구에서 진행하려는 연구 방향과 적합하다고 판단하여 Added thickness 방법을 채택하였다. 뒷전 두께를 가지는 NACA0012와 NACA4412 Airfoil을 생성하기 위해 XFLR5 프로그램을 이용하였고, 이 때 두께는 각각 Chord 길이의 0%, 1%, 2%, 3%, 4%를 가진다.
- 받음각은 –5° 부터 19°까지 1° 간격으로 설정하였고, 더욱 자세한 해석을 위해 실속각 부근에서는 0.5° 간격으로 해석을 진행하였다.
- 본 연구에서는 EDISON_CFD를 활용하여 Blunt trailing edge airfoil의 공력 특성 및 유동 현상을 비교 분석 하였고, 타 논문의 연구 결과와의 비교를 통해 해석자 검증을 수행하였다. Airfoil의 뒷전 두께가 증가할수록 받음각이 높아짐에 따라 양력계수는 전체적으로 증가하였으나, Chord 길이의 1% 뒷전 두께를 가질 때에는 최대양력계수가 떨어지는 것을 알 수 있었다.
대상 데이터
- 격자는 e-MEGA 격자 생성 프로그램을 이용하여 정렬 격자로 생성하였다. 뒷전 두께가 Chord 길이의 0%인 Airfoil은 프로그램에 내장되어 있는 Airfoil 데이터를 이용하였고, 그 외에는 Geometry를 불러들여 격자를 생성하였다. 격자는 C-type 형태로 뒷전 두께가 Chord 길이의 0%인 Airfoil은 3개의 블록으로 형성되어 있고, 그 외의 두께를 갖는 Airfoil은 뒷전 뒤쪽으로 하나의 블록을 추가로 가지고 있다.
- 본 연구에서는 Symmetric airfoil과 Cambered airfoil을 대표하여 실험데이터가 많은 NACA0012와 NACA4412 모델을 이용하였다. 해석자 검증을 위해 Charles L.
데이터처리
- 본 연구에서는 Symmetric airfoil과 Cambered airfoil을 대표하여 실험데이터가 많은 NACA0012와 NACA4412 모델을 이용하였다. 해석자 검증을 위해 Charles L. Ladson(1)의 NASA 연구 결과를 참고하여 계산 대상 유동 조건을 결정하였고, 해석자는 EDISON에서 제공되는 2D_Incomp-2.1_P를 이용하였으며 정상 상태에서의 비압축성 난류 유동 해석을 하였다. 해석자의 지배방정식과 난류 모델은 각각 Reynolds-Averaged Navier-Stokes(RANS) 방정식과 Menter's k-w Shear Stress Transport이다.
이론/모형
- Added thickness 방법은 평균 Camber선을 줄이지 않으면서 익형의 최대 두께 또한 증가시키지 않기 때문에, 본 연구에서 진행하려는 연구 방향과 적합하다고 판단하여 Added thickness 방법을 채택하였다. 뒷전 두께를 가지는 NACA0012와 NACA4412 Airfoil을 생성하기 위해 XFLR5 프로그램을 이용하였고, 이 때 두께는 각각 Chord 길이의 0%, 1%, 2%, 3%, 4%를 가진다.
- Ladson(1)의 실험 데이터와 거의 비슷한 양상을 보이는 것을 확인할 수 있었다. 다음으로는 두께를 늘려가며 Chord 길이의 4%까지 해석을 수행하였고, NACA4412도 같은 방법으로 해석을 진행하였다. 그 결과, 양력계수 그래프인 Fig.
- 해석자의 지배방정식과 난류 모델은 각각 Reynolds-Averaged Navier-Stokes(RANS) 방정식과 Menter's k-w Shear Stress Transport이다.
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