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Characteristics of flow around a wing with leading-edge tubercles : 전단부 혹을 가진 날개 주변의 유동 특성

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Authors

김희수

Advisor
최해천
Major
공과대학 기계항공공학부(멀티스케일 기계설계전공)
Issue Date
2019-02
Publisher
서울대학교 대학원
Description
학위논문 (박사)-- 서울대학교 대학원 : 공과대학 기계항공공학부(멀티스케일 기계설계전공), 2019. 2. 최해천.
Abstract
Leading-edge tubercles on a humpback whale flipper are known to enhance its hydrodynamic performance at post-stall angles of attack (Miklosovic et al 2004). We investigate vortical structures above a three-dimensional wing with tubercles using surface-oil-flow visualization and particle image velocimetry measurement. Two wing models with and without tubercles, previously studied by Miklosovic et al (2004), are considered at the Reynolds number of 180,000 based on the free-stream velocity and mean chord length. At this Reynolds number, tubercles delay the stall angle by 7° and increase the maximum lift coefficient by about 22%. At a low angle of attack, flow separation first occurs near the tip region for both wing models. While flow separation rapidly progresses inboard (toward the wing root) for the model without tubercles with increasing angle of attack, tubercles produce two types of vortical motions and block the inboard progression of flow separation, resulting in delayed stall from α = 8° to 15°. One of these two vortical structures is pairs of counter-rotating streamwise vortices evolving from hemi-spherical separation bubbles near the leading edge troughs at pre-, near-, and post-stall angles of attack, and the other is asymmetric pairs of streamwise vortices evolving from separated flow regions after the mid-chord region at near-stall angle of attack. At a post-stall angle of attack (α = 16°), strong clockwise and counter-clockwise streamwise vortices are generated from foci at the root and tip near the trailing edge, respectively, and delay flow separation in the mid-span, resulting in a higher lift coefficient than that without tubercles.

Leading-edge tubercles are applied to the quadrotor blade(Phantom4, DJI) to improve performance in forward flight condition. The new blade has ten tubercles with amplitude of 6% and wavelength of 50% of the mean chord length of the blade without tubercles. The rotating speed is varied from 3,500 RPM to 5,100 RPM corresponding to Reynolds number range of 62,000 – 90,000. The forward flight speed is varied from 4 m/s to 16 m/s corresponding to advance ratio range of 0.048 – 0.279. The angle of attack considered in this study is 40°. At low advance ratio (μ ≤ 0.1), power and thrust coefficients of the both models are similar to each other within the experimental uncertainty range. As advance ratio increases, however, tubercles increase the thrust coefficient more than the power coefficient, indicating the enhancement of the blade performance. Based on velocity field measurement, counter-rotating streamwise vortex pairs are observed in the wake of the blade with tubercles, resulting in reduction of back-flow region behind the peak on the advancing side.
혹등고래 가슴지느러미의 전단부 혹은 실속 이후 받음각 영역에서 그들의 유체역학적 성능을 향상시키는 것으로 알려져 있다. 우리는 표면오일유동 가시화와 입자영상유속계를 사용하여 전단부 혹을 가지는 3차원 날개 위의 와류 구조에 대해 연구를 수행하였다. 자유류 속도와 평균 시위 길이를 기준으로 하는 레이놀즈 수 180,000에서 혹의 유무에 따라 두 가지 날개 모델을 고려하였다. 이 레이놀즈 수에서, 전단부 혹은 실속각을 7° 지연시키고, 최대양력계수를 약 22% 증가시켰다. 낮은 받음각에서, 두 모델 모두 익단 근처에서 유동 박리가 발생하였다. 받음각이 증가함에 따라, 전단부 혹이 없는 모델의 경우 유동 박리가 날개 모델 안쪽으로 (루트 지역으로) 발달하는 반면, 전단부 혹이 있는 모델의 경우 두 가지 유형의 와류 구조가 발생하여 유동 박리가 모델 안쪽으로 진행하는 것을 막고 실속각을 8°에서 15°로 지연시켰다. 두 가지 유형의 와류 구조 중 하나는 서로 반대 방향으로 회전하는 주유동방향 와류 쌍들로, 실속 전, 실속 근처, 그리고 실속 후 받음각 영역에서 전단부 골 근처 반구형 박리거품으로부터 발달한다. 다른 하나의 와류 구조는 비대칭 주유동방향 와류 쌍들로, 실속 근처 받음각 영역에서 중간시위 지역 뒤의 박리 유동 지역에서 발달한다. 실속 이후 받음각에서는 (α = 16°), 시계방향과 시계 반대 방향으로 회전하는 강한 주유동방향 와류들이 루트와 익단 지역의 후단부 근처에서 각각 발생하며, 중간스팬 지역의 유동 박리를 지연시켜 전단부 혹이 없는 모델과 비교했을 때 전단부 혹이 있는 모델이 더 높은 양력계수를 가지게 해준다.

전진 비행 조건에서 쿼드로터 블레이드의 성능을 향상시키기 위해 전단부 혹을 적용하였다. 새로운 블레이드는 전단부에 10개의 혹을 가졌으며, 혹의 크기와 간격은 각각 혹이 없는 블레이드 평균시위 길이의 6%와 50%에 해당한다. 회전속도는 3,500 RPM – 5,100 RPM까지 고려하였으며, 이때 레이놀즈 수 범위는 62,000 – 90,000이다. 전진 비행 속도는 4 m/s – 16 m/s까지 고려하였으며, 이때 진행비 범위는 0.048 – 0.279이다. 그리고 본 연구에서는 받음각 40°를 고려하였다. 낮은 진행비 (μ ≤ 0.1)에서는, 두 모델의 동력 계수와 추력 계수가 실험 오차 범위 내에서 비슷한 값을 보였다. 하지만 진행비가 증가함에 따라, 전단부 혹이 동력 계수보다 추력 계수를 더 크게 향상시키며, 이는 블레이드의 성능이 향상되었음을 나타낸다. 속도장 측정 결과로부터, 서로 반대 방향으로 회전하는 주유동방향 와류 쌍들이 전단부 혹을 가진 블레이드의 후류에서 관찰되었으며, 이들이 블레이드가 전진하는 영역에서 전단부 혹 피크 뒤의 역류지역을 감소시키는 것을 확인하였다.
Language
eng
URI
https://hdl.handle.net/10371/151776
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College of Engineering/Engineering Practice School (공과대학/대학원)Dept. of Mechanical Aerospace Engineering (기계항공공학부)Theses (Ph.D. / Sc.D._기계항공공학부)
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