Airfoil 주변에서의 층류 및 난류경계층 이론에 대한 수치해석

Abstract

본 논문에서는 층류 및 난류 유동 특성 중 경계층 두께와 배제 두께, 그리고 모멘텀 두께에 대한 기존의 이론값과 실제 CFD 해석을 통한 수치해석의 데이터를 비교하였다. Freestream velocity는 Reynolds 수에 영향을 주게 되고, airfoil 주변에서의 유동의 층류 및 난류에 영향을 주게 된다. 층류 및 난류의 경우 유동특성이 달라 경계층 두께 및 배제두께, 그리고 모멘텀 두께가 달라지게 되고, 결국 airfoil의 공력특성인 양력과 항력, 그리고 pitching moment에 영향을 주며, separation point도 다양한 angle of attack에서 바뀌게 된다. 이번 연구에서의 목적은 비점성 유동과, 층류 및 난류 각 경우에 대한 유동특성에 대해 알아보는 것이다. 연구에서 사용된 airfoil의 경우 c=1인 Joukowski airfoil을 사용하였으며, CFD는 상용 프로그램인 Fluent 6.0을 통해 NACA-0012 airfoil을 사용하였다. 층류 및 난류에서의 $Re_c$ 는 $Re_c$ =3,000 3,000, 700,000이며 각각에 해당하는 속도는 0.045, 10 m/s이다. 본 연구를 통해 기존의 실험값과 수치해석의 결과가 잘 일치함을 알 수 있으며, 이를 통해 다양한 airfoil의 형상을 모델링할 수 있는 근거를 마련하였다. 【In the present study, we compared the theory with CFD data about the boundary layer thickness, displacement thickness and momentum thickness. According to the freestream velocity, larminar and turbulent is decided and affect to the flow patterns around the airfoil The boundary layer thickness, displacement thickness and momentum thickness affect to the aerodynamic characteristics of the airfoil(e.g. lift, drag and pitching moment). The separation point is affected by varying angle of attack. In the present study, we used the Joukowski airfoil(c=1), and NACA0012 airfoil was used at CFD. The chord Reynolds number is $Re_c$ =3,000 3,000, 700,000, respectively and the freestream velocity is 0.045, 10 m/s, respectively. In this paper, the data was a good agreement with that of experimental results, so we can analyze the various airfoil models.】