● 참조를 위해 검색을 했을 때 참고자료를 비교적 쉽게 구할 수 있었던
NACA0012, NACA0020, NACA23012, NACA23020에 대하여 분석을 했다.
1. Airfoil의 두께와 Camber에 의한 Airfoil의 공력 성능 분석
1-1. Airfoil의 두께에 따른 공력 성능 분석
Vortex panel method를 사용하여 NACA0012, NACA0020, NACA23012, NACA23020 airfoil을 비교분석하였다.
camber가 없는 NACA0012와 NACA0020, 그리고 camber가 동일한 NACA23012와 NACA23020는 lift coefficient가 0일 때의 angle of attack이 동일하다. 그러나 그래프의 기울기는 두께가 동일한 NACA0012와 NACA23012, NACA0020과 NACA23020이 서로 같다는 것을 확인할 수 있다. 이를 통해 angle of attack에 따른 lift coefficient의 증가율은 airfoil의 두께에 따라 변한다는 것을 알 수 있다. 다음 장의 그림은 NACA0012와 NACA0020의 AoA에 따른 압력분포를 그림으로 나타낸 것이다. 둘의 비교를 통해 airfoil의 두께에 따른 AoA와 lift의 관계를 다시 한 번 비교해 볼 수 있다.
NACA0012, AoA = 2° NACA0020, AoA = 2°
NACA0012, AoA = 4° NACA0020, AoA = 4°
1-2. camber의 유무에 따른 익형의 공력 성능 분석
Thin airfoil theory를 사용하여 inviscid, incompressible, steady state flow에서 flat plate의 angle of attack에 따른 lift coefficient를 아래의 식을 이용하여 계산하였다.
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2013.02.08
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