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Airfoil의 각도가 커질 수록 공기에 의한 Lift 및 Drag가 커짐으로써 항공기등이 비행할 때 필요한 힘을 구하는데, 관여한다는 것을 알 수 있다. 그러나, 또한 각도에 따라 front 와 rear 가 다르게 정해지는 것도 알 수 있는데, 이는 일정한 AOA가 일정
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아음속 풍동 제원
구 분
제 원
Type
Open Type(개방형)
Rang of Wind Velocity
0.5~30 m/sec
Test Section
300×300 mm
Distribution of Wind Velocity
Less than 0.5% at, mean velocity(5~15 m/sec)
Turbulence Factor
Percent Turbulence 0.5% at 15m/sec
Component
- Blower
- Diffusion Duct
- Setting Duct with Scree
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Airfoil
NACA 2414 Geometry
X(centroid)
42.1%
Area
0.09587
Perimeter
2.052
Y(centroid)
01.6%
LEradius(%)
1.85
thick(%)
14
Chord
1
TEangle(deg)
18.50
선도, 6°
선도, 12°
선도
NACA 64A210 Geometry
X(centroid)
43.3%
Area
0.06614
Perimeter
2.052
Y(centroid)
01.1%
LEradius(%)
0.81
thick(%)
10
Chord
1
TEang
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통해 익형 주변의 유동특성을 알아본다.
2. 기초 이론
1) 압력계수(Cp)
2) 양력계수
3) 항력계수
4) 실속(Stall)
3. 실험방법
4. 실험결과
1) Inlet Velocity
2) 압력표
3) 압력계수표
4) 압력계수 Graph
5. 분석 및 고찰
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아음속풍동 시험에서 는 비행체 주위의 특정부분에서의 관성력과 점성력의 비인 레이놀즈수(Reynolds number)를 비행시와 같게 하여야 하며, 초음속 시험시에는 유동속도와 음속의 비인 마하 수(Machnumber)를 비행시와 같게 하며, 아음속과 초음속
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