공기역학 CFD를 통한NACA0012, NACA2412 익형 유동해석

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XFOIL, 2D-Comp, KFLOW_EDISON_3 사용
Mach Number : 0.2
Reynolds Number : 3.0ⅹ106
Angle of Attack : -4~16° (2° 간격)
받음각 변화에 따른 공력 계수 변화 확인 (Cl, Cd, Cm)
xcp (Center of Pressure), xac (Aerodynamic Center) 위치변화
<2D_Comp-2.1>
eMEGA_Standalone 사용
익형 표면 정보를 외부에서 제공하지 않음
NACA Airfoil 형상 사용 가능

<중 략>

The main goal was to combine the speed and accuracy of high-order panel methods with the new fully-coupled viscous/inviscid interaction method used in the ISES code developed by Drela and Giles. The inviscid formulation of XFOIL is a simple linear-vorticity stream function panel method. The boundary layers and wake are described with a two-equation lagged dissipation integral BL formulation and an envelope eN transition criterion, both taken from the transonic analysis/design ISES code.

<중 략>

하지만 그이상의 받음각 변화에서는 오차율이 크게 증가함을 확인 할 수 있었는데, 이는 Cl 그래프 및, Cm 그래프의 선형적인 구간이 끝나고 비선형 구간으로 넘어가는 구간임을 짐작할 수 있었다. Cl,Cm그래프가 선형적을 변하는 구간에서는 공력중심점이 이론의 c*1/4=0.25구간에 존제함을 확인할 수 있었다. 또한 받음각이 증가할수록 A.C점이 앞으로 당겨지는 것을 볼 수 있었는데 이는 dCl,dCm값을 구할 때 큰받음각에서 작은 받음각의 값을 빼줘야하는데,또는 절댓값을 사용했어야하는데 그러지 않아 앞으로 당겨지는 결과가 나온 것 갔다.

참고자료

· 없음