8.3.2

(1)

8.3.2 와류 발산

Figure 8.10 – Vortex shedding from a cylinder: (a) vortex shedding; (b) Strouhal number versus Reynolds number. (From NACA Rep. 1191, by A. Roshko, 1954.)

Figure 8.11 – Vortex shedding at high and low Reynolds numbers: (a) Re = 10,000 (photograph by Thomas Corke and Hassan Nagib); (b) Re = 140 (photograph by Sadatoshi Taneda.)

(2)

Karman vortex street: 40 < Re < 10,000 (Re > 300: 난류) Strouhal number: 식(8.3.2)

300 < Re < 10,000: St = 0.21 (Fig.8.10) 공진현상: 현수교나 고압선

8.3.3 유선형

물체가 유선형일 때, 표면적 증가(Fig.8.9). 형상항력(Form drag)은 많이 줄어들고 마찰항력(Friction drag)는 증가.

최적화 절차 요구. (D/Chord length = 0.25: 예제 8.4 참조) Re < 10: 유선형 불필요함.

유선형의 장점: 항력 감소와 진동 제거

8.3.4 공동현상(Cavitation)

정의: 국부압이 증기압보다 작을 때 발생하는 액체에서 증기로의 상변화 1. Traveling cavitation

2. Fixed cavitation (supercavitation) 3. Vortex cavitation

4. Vibratory cavitation

기포의 붕괴로 인한 순간적인 압력은 약 1400Mpa : 배의 프로펠러에 손상을 줌 Cavitation number: 식(8.3.3)

임계 Cavitation number 보다 작을 때 공동현상 발생.

항력계수는 Cavitation number 의 함수: 식(8.3.4)

전형적인 수중익(수력익)에 대한 항력/양력/Cavitation 수: 표 8.4

8.3.5 부가질량

가속되는 물체를 고려할 때, 물체뿐만 아니라 주위의 유체도 가속이 된다.

공기의 경우 무시할 수 있지만, 액체의 경우 고려하여야 한다.

수평운동에 관한 운동방정식: 식(8.3.5)

부가질량 m_a는 물체에 의해 배제된 유체의 질량 m_f와의 관계식: 식(8.3.6) 부가질량 계수(k)는 구(0.5), 타원체(0.2), 긴원통(1.0)

8.4 날개에서의 양력과 항력

Figure 8.12 – Flow around an airfoil at an angle of attack 항력계수(C_D), 양력계수(C_L) : 식(8.4.1)

유선형 물체: 날개(wing)

(3)

Figure 8.13 – Lift and drag coefficients for airfoils with Re = V c/v = 9 x 10⁶

그림 8.13(a)의 실속(stall)은 날개 윗면(suction side)에서 발생하는 유동박리에 기인한다.

그림 8.13(b)의 점선: 받음각(angle of attack) 2^◦정도인 순항조건

Figure 8.14 – Flapped airfoil with slot for separation control.

보조익(flap)의 역할: 유동박리가 발생하는 받음각이 커진다. 결과적으로 그림 8.13(a)의 양력계수가 증가하고, 또한 식(8.4.1)의 c 값이 증가하여 양력이 증가한다. 즉 이착륙시 낮은 비행속도에도 비 행을 가능하게 해 준다.

보조익 없는 날개: C_L = 1.7 보조익 1 개있는 날개: C_L = 2.5 보조익 2 개 있는 날개: C_L =3.2

Figure 8.15 – Drag coefficient as a function of Mach number (speed) for a typical unswept airfoil.

비행기는 M < 0.75 나 M > 1.5 에서 비행; M = 1 부근에서 높은 항력계수와 진동이 발생함.

(4)

Figure 8.16 – Trailing vortex.

Figure 8.17 – Trailing vortices from a rectangular wing. The flow remains attached over the entire wing surface. The centers of the vortex cores leave the trailing edge at the tips. The model is tested in a smoke tunnel at Reynolds number 100 000. (Courtesy of The Parabolic Press, Stanford, California.

Reprinted with permission.)

비행기의 꼬리부분은 이들 세류(trailing vortices)의 영향을 최소화하기 위해 높게 위치해 있다.