[기계 항공공학실험] 압력실험

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레포트 > 공학계열
2009.04.24
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[기계항공공학실험] 압력실험

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소개글

[기계 항공공학실험] 압력실험에 대한 자료입니다.

1. 본 실험에서의 레이놀즈수를 구하시오.
1.1 배경이론
2. NACA0012 익형의 형상과 압력탭의 좌표값
3. 받음각에 대한 익형의 압력 값을 측정하고 0도를 기준으로 데이터를 보정하시오.
4. 3에서 얻어진 데이터를 통해 받음각에 대한 압력계수를 구하고 플롯하시오.
5. 받음각에 대한 후류 속도값을 측정하고 0도를 기준으로 데이터를 보정하시오.
5.1 0˚ 하부의 data를 기준으로 한 상부 data의 보정
5.2 AOA=-7˚의 보정
5.2 AOA=11˚의 보정
6. 4,5에서 구한 데이터를 이용하여 양력, 항력, 양력계수, 항력계수를 계산하시오.

본문내용

1. 본 실험에서의 레이놀즈수를 구하시오.

1.1 배경이론
실험실 조건하에서의 레이놀즈수는 공기의 밀도와 자유속도, viscosity에 의존한다. 이번실험은 21.3℃, 습도40.5%, 압력766.31mmHg 의 조건에서 이루어졌으며 각각의 값들을 문헌에 나온 식을 이용해 구해보았다.

◎공기의 밀도, 밀도 보정 식 사용

◎물의밀도

◎자유속도, 24번 탭과 25번 탭의 높이차이로 계산

◎공기의 점성, Sutherland law를 사용해서 계산
(Power law),
(Sutherland law),
(, , )

◎Reynolds Number

2. NACA0012 익형의 형상과 압력탭의 좌표값

NACAXXXX 계열은 NACA에서 제정한 익형으로서, 뒤의 4자리 숫자는 익형의 요소들과 관련이 있다. 먼저 첫 번째 숫자는 chord에 대한 camber의 길이 백분율을 의미하며 두 번째 숫자는 maximum camber와 leading edge와의 거리를 나타낸다. 나머지 뒷부분 두자리의 숫자는 chord에 대한 날개 최대두께의 길이 백분율이다. 따라서 본 실험에 이용 된 NACA0012는 camber가 없이 위아래가 대칭이며, 그 최대두께는 날개 chord의 12%만큼의 길이를 가지는 형상이다. http://en.wikipedia.org/wiki/NACA_airfoil

NACAXXXX계열에서 뒤의 4 숫자에 대해 결정되는 maximum camber, position of the maximum chamber, maximum thickness에 대한 익형의 방정식은 아래와 같다. http://www.aerospaceweb.org/question/airfoils/q0041.shtml

그림 . NACA airfoil geometrical construction

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