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와 점성계수는 같은 공기이므로 일정하다고 가정하면, 관계식은 속도와 길이의 항만으로 이루어진다. 항공기가 최소 30m/s로 비행한다면, 실험을 위해서는 300m/s라는 음속에 가까운 유동속도를 만들어 주어야한다. 이번 실험에서는 그러한 실
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naca12/frame.html (참고사이트) 0. 들어가며
1. 실험하는 조건의 Reynolds number는 얼마인가?
2. NACA0012 airfoil의 geometry 및 압력탭의 좌표값(x,y)
3. 두 가지 AOA에 대한 airfoil의 압력값
4. 두 가지 AOA에 대한 airfoil의 후류 속도값.
5. 두 가지 AOA
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D를 이용해야 하지만 꽤 오랜 기간 해당 사이트가 제대로 운영되지 않았고, 지금까지 서버 점검 중이기 때문에 AID(Airfoil Investigation Database)란 인터넷 홈페이지에 게재된 대한 자료를 사용했다. 아래는 viscous flow에서 NACA0012와 NACA23012의 AoA에 대
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NACA0012, NACA2412→캠버의 크기변경)
(2) 받음각 변경
3.3 결과
(1) Contour: Pressure
(2) Vector: u, v 방향
(3) Streamline: Velocity
☞ Point
에어포일 윗면과 아랫면의 압력 차이와 압력계수를 통해 받음각에 따른 항력을 비교하고, 점성유동에서의 경계층 형성이
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른 camber line의 함수이다. 하지만 NACA0012의 geometry의 성질 상 Camber line은 ‘0’으로 나온다. 하지만 우선 이를 고려하여 일반적으로 식을 전개하자.
angle of attack의 값과 airfoil의 geometry에 따라
이 때 airfoil의 형상을 살펴볼 때 thickness가 chord의 최
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