KR20020037174A

KR20020037174A - 초소형 아음속 풍동을 이용한 비행원리 실험장치

Info

Publication number: KR20020037174A
Application number: KR1020000067201A
Authority: KR
Inventors: 장조원
Original assignee: 김승우; 주식회사 뉴로스
Priority date: 2000-11-13
Filing date: 2000-11-13
Publication date: 2002-05-18

Abstract

본 발명은 개방회로 형태의 빨아내기식(open circuit suction type) 초소형 아음속 풍동을 이용하여 비행원리를 쉽게 설명할 수 있는 실험장치이다. 보다 자세히 설명하면 시험부(2)의 폭과 높이가 각각 0.14m(단면적 0.020 m²)인 초소형 아음속 풍동에 비행원리를 설명할 수 있는 모형을 설치한 실험장치에 관한 것이다.

기존의 아음속 풍동 실험장치는 시험부의 크기가 최소인 경우에 폭과 높이가 각각 0.3m(단면적이 0.09 m²)이기 때문에 기존의 아음속 풍동은 전체의 크기가 커서 제작비도 비싸고, 실험 장치의 이동하거나 설치하는 등 취급하기에 불편한 단점을 갖고 있다.

본 발명에서는 이러한 단점을 보완하기 위하여 기존의 아음속 풍동을 수축부(1), 시험부(2), 확산부(3) 등으로 간단화하고 축소하였으며, 수축부의 입구(1a)와 출구(1b)의 단면적비(수축비)를 최적값으로 선택하고 시험부(2)의 단면적을 0.020 m²으로 설계하여 본 발명에 따른 실험장치의 전체 크기를 약 0.4m(높이) ×0.4m(폭) ×1.7m(길이)가 되도록 초소형화하였다. 또한 본 발명에 따른 비행기 날개(에어포일) 또는 비행체 모델 (2c)등의 크기도 초소형화하여 본 실험장치에서 비행원리 실험이 가능하도록 하였다.

본 발명에 따른 초소형 아음속 풍동의 시험부(2)에는 비행기 날개(에어포일) 또는 비행체 모델(2c) 등으로 비행원리를 설명한다. 일례를 들면 시위(chord) 길이90mm의 NACA0012 에어포일 모델(2c) 표면에 공기의 정압력을 측정할 수 있는 압력 측정용 구멍(2d,2j,2k) 23개를 만들되 실험장치 내부의 공기 흐름 방향과 일치하지 않도록 대각선 방향으로 뚫어 전방 압력구멍이 후방의 압력구멍에 영향이 없도록 하고 이러한 정압력 측정용 구멍(2d,2j,2k)을 별도의 관을 이용하여 액주계(5)와 연결하여 에어포일(2c)에 작용하는 압력 분포를 측정함으로써 양력분포를 눈으로 볼 수 있도록 제작하였다. 또한 에어포일 모델(2c)의 시위(chord)길이의 전방 1/4 지점을 기준으로 받음각을 변화시켜 받음각에 따른 날개표면에서의 압력분포를 획득할 수 있도록 하였다. 또 다른 일례를 들면 본 발명에 따른 초소형 아음속 풍동의 시험부(2)에 장착할 수 있을 정도의 크기로 축소한 비행체 모델(2c)을 제작하여 비행체가 뜨는 현상을 보여줄 수 있도록 하였다. 이는 시험부(2)에 설치된 비행체 모델(2c)을 연결장치(6d,6e,6g,6h)를 이용하여 모델의 무게와 균형을 이루도록 균형추(6a)를 매달았으며, 또 비행체에 끈(6c)을 매달아 시험부 외부(아래쪽)에서 추(6b)를 올려놓을 수 있도록 하였다. 따라서 아음속 풍동 작동 시 비행체 모델(2c)에서 발생하는 양력이 추(6b)의 무게와 균형을 이루도록 함으로써 양력을 정량적으로 측정하여 비행체가 뜨는 현상(양력 = 추(6b)의 무게)을 쉽게 설명할 수 있도록 하였다.

또한 상기와 같은 양력과 관련된 시험 이외에도 시험부 전방에 연기(smoke) 또는 증기(steam)를 혼입시켜 공기유동을 볼 수 있는 가시화 실험이 가능하다. 이를 위해 시험부의 벽면은 내부를 볼 수 있도록 투명한 재질을 사용하였으며 시험용 모델은 각도와 모양이 선명하게 보일 수 있도록 도색 처리하였다.

본 발명에 따른 실험장치는 아음속 풍동을 초소형으로 제작하면서도 기존의 소형 아음속 풍동과 대등한 양력발생원리를 시뮬레이션할 수 있으므로 기존 풍동에 비해 모형 제작비와 유지비를 줄일 수 있으며 또한 초소형이므로 이동 및 설치 등 취급하기도 편리한 장점이 있다.

Description

초소형 아음속 풍동을 이용한 비행원리 실험장치 {Experimental apparatus for flight principle by using mini subsonic wind tunnel}

아음속 풍동이란 비행체의 축소모델을 풍동의 시험부에 고정해 놓고 인공적으로 저속의 바람을 만들어 모델을 통과하게 함으로써, 정지한 대기 속을 비행하는 비행체 주위와 같은 공기흐름 상태를 만들어 비행체에 작용하는 제반 현상의 관찰 및 측정을 하는 실험장치이다. 아음속 풍동에는 기본적으로 폐쇄회로식(closed circuit tunnel)과 개방회로식(open circuit tunnel)의 두 가지 형태의 풍동이 있다. 이러한 풍동은 기하학적으로 형태가 같은 두 개의 물체 주위에 서로 다른 차원의 유체 흐름이 존재하므로 "물체상의 기하학적으로 같은 위치"에서 발생하는 힘은 어느 일정한 비율로 작용해야 한다. 이와 같은 법칙을 상사법칙이라고 하며 풍동 실험 시 상사법칙을 만족시키기 위하여 레이놀즈수(Reynolds number)가 동일한 값(실제 비행 시 레이놀즈수 범위 : 10⁶∼10⁹)을 갖도록 조정하여야 한다. 이를 해결하기 위해 시험부의 크기를 어느 정도 이상으로 크게 하고 시험부의 유속을 빠르게 하는 방법을 택하고 있다. 그러므로 시험부가 어느 정도 이상 크기를 갖게 되며 아음속 풍동을 적정규모로 제작한 경우에도 대략적으로 시험부 크기가 3m(폭)×2m(높이)이상 되는 경우가 대부분이다.

미국 항공우주국(NASA)에서 발행한 NASA RP-1132 보고서를 보면 풍동을 초대형(시험부 크기 : 9.1m 이상), 대형(3.7m이상), 중형(2.4m이상), 소형(2.4m미만)아음속 풍동으로 구분하였으며, 소형 아음속 풍동도 시험부 크기가 1m×1m 이상인 경우가 대부분이다. NASA의 소형 아음속 풍동 분류에도 포함되지 않는 최소크기의 풍동으로 제작한 상용 아음속 풍동인경우에 시험부 크기가 0.3m(폭)×0.3m(높이)를 갖으며, 전체 풍동크기가 3.9m×1.1m×1.6m의 크기를 갖고 있다. 이러한 소형 아음속 풍동 경우의 레이놀즈수는 흐름속도에 따라 10⁴∼10⁵범위를 갖고 있어 실제 비행시의 레이놀즈수와는 동일한 값을 갖고 있지 못해 주로 교육용으로 사용되고 있다. 그러나 기존의 소형 아음속 풍동은 소형임에도 불구하고 이동하거나 설치하는 데 어려움이 있으며 제작비용도 상당하다. 따라서 본 발명에 따른 실험장치는 기존의 소형 아음속 풍동보다 더 작은 크기이지만 기존의 소형 아음속 풍동과 비슷한 성능을 발휘할 수 있기 때문에 제작비용 및 유지비용을 절감하고 취급하기에 편리한 장점이 있는 등 효율성을 극대화할 수 있다. 현재까지 기존의 소형 아음속 풍동과 비슷한 성능을 발휘하면서 시험부의 단면적이 0.020 m²(0.14m×0.14m)인 빨아내기식 초소형 아음속 풍동을 개발한 경우는 찾아볼 수 없다.

본 발명에서는 기존의 아음속 풍동을 수축부(1), 시험부(2), 확산부(3)로 간단화하고 축소화하였으며, 수축부의 입구(1a)와 출구(1b)의 단면적비(수축비)를 최적값으로 선택하여 풍동 전체의 크기를 초소형으로 설계·제작한다. 이러한 풍동을 제작할 때 풍동 각 구성품에서 흐름 분리(flow separation)가 발생하지 않고 매끈한 흐름이 되도록 설계하는 것, 회로 각 부분에서 압력손실을 최소화하도록 설계하는 것, 시험부에서의 흐름이 층류(laminar flow)이면서 유질(flow quality)이 최상의 상태를 유지하도록 설계하는 것 등과 같은 기술적인 과제가 있다.

뿐만 아니라 에어포일 또는 비행체 모델과 같은 시험용 모델(2c)의 크기를 초소형으로 제작할 때 에어포일 표면의 압력구멍과 튜브를 연결하는 방법, 액주계에 충분한 압력이 전달되어 날개 위·아랫면의 압력차를 눈으로 확인할 수 있을 정도로 큰 압력차를 발생시키는 방법, 초소형 비행체 모델에 작용하는 양력을 정량적으로 측정할 수 있는 방법 등이 기술적으로 해결해야 할 과제들이다. 따라서 본 발명에서는 기존의 소형 아음속 풍동과 동일한 성능을 발휘하면서 비행원리 실험이 가능하도록 초소형 아음속 풍동을 제작하는 것이 중요한 기술적 과제이다. 이와 같이 초소형화한 실험장치가 기존의 소형 아음속 풍동 경우와 동일한 성능을 갖도록 제작한다면 기존의 방법보다 시험 모형 제작비와 유지비를 줄일 수 있으며, 비행체의 양력발생원리를 시뮬레이션할 수 있는 기능을 수행할 수 있다.

도1은 본 발명에 따른 초소형 아음속 풍동을 이용한 비행원리 실험장치를 나타낸다.

도2는 본 발명에 따른 초소형 아음속 풍동을 이용한 비행원리 실험장치의 수축부(1)를 나타낸다.

도3은 본 발명에 따른 초소형 아음속 풍동을 이용한 비행원리 실험장치의 시험부(2)를 나타낸다.

도4는 본 발명에 따른 초소형 아음속 풍동을 이용한 비행원리 실험장치의 시험부(2)에 장착되는 실험용 모델(2c)의 일례인 에어포일을 나타낸다.

도5는 본 발명에 따른 초소형 아음속 풍동을 이용한 비행원리 실험장치의 시험부(2)에 장착되는 실험용 모델(2c)의 일례인 비행체 모델을 나타낸다.

도6은 본 발명에 따른 초소형 아음속 풍동을 이용한 비행원리 실험장치의 확산부(3)를 나타낸다.

도7은 본 발명에 따른 초소형 아음속 풍동을 이용한 비행원리 실험장치의 액주계(5)를 나타낸다.

1 : 수축부

1a : 수축부(1)의 입구

1b : 수축부(1)의 출구

1c : 스크린 또는 허니콤

1d : 실험장치 내부의 공기유속을 측정하기 위해 수축부(1)에 설치된 전압력 측정용 구멍

1e : 가이드 베인

2 : 시험부

2a : 시험부(2) 입구

2b : 시험부(2) 출구

2c : 에어포일 모델 또는 비행체 모델 등의 시험용 모델

2d : 에어포일(2c)의 앞전(leading edge)에서의 압력 측정용 구멍 (1개)

2e : 시험용 모델(2c)의 받음각 조절 장치 및 에어포일 지지봉

2f : 시험용 모델(2c) 설치부의 분리 가능한 벽면

2g : 시험부(2)와 수축부(1)를 체결하는 장탈착 수단

2h : 시험부(2)와 확산부(3)를 체결하는 장탈착 수단

2i : 실험장치 내부의 공기유속을 측정하기 위해 시험부(2)에 설치된 정압 측정용 구멍

2j : 에어포일(2c)의 윗면에서의 정압력 측정용 구멍 (11개)

2k : 에어포일(2c)의 아랫면에서의 정압력 측정용 구멍 (11개)

2l : 시험부 공기속도 조절용 스위치

3 : 확산부

3a : 확산부(3) 입구

3b : 확산부(3) 출구

4 : 송풍기부

4a : 모터

4b : 공기 배출구

5 : 액주계

5a : 액체 주입구

5b : 액체 배출구

5c : 에어포일(2c)의 윗면에서의 정압력 측정용 구멍(2j)과 연결되는 액주

5d : 에어포일(2c)의 아랫면에서의 정압력 측정용 구멍(2k)과 연결되는 액주

6a : 비행체 모델에서 모델의 무게와 균형을 이루기 위해 설치된 균형추

6b : 비행체 모델의 양력을 측정하기 위한 추

6c : 비행체 모델의 양력을 측정하기 위해 비행체 모델과 추(6b)를 연결하는 끈

6d : 비행체 모델의 받음각을 조절하는 연결장치

6e,6g,6h : 비행체 모델의 받음각을 일정하게 유지하기 위한 연결장치

6f : 비행체 모델의 받음각을 조절하는 연결장치(6d)의 이동통로

도1에서 보는 바와 같이 본 발명은 개방형태의 빨아내기식 초소형 아음속 풍동으로 수축부(1), 시험부(2), 확산부(3)로 구분되어 있다. 본 발명에서는 기존의 아음속풍동을 수축부(1), 시험부(2), 확산부(3)로 간단화하고 축소하였으며, 수축부의 입구(1a)와 출구(1b)의 단면적비인 수축비를 최적값으로 선택하고 시험부(2)의 크기를 초소형으로 설계하였다. 또한 에어포일 또는 비행체 모델 등과 같은 시험용 모델(2c)의 크기를 초소형화함으로써 본 발명과 같이 시험부(2)가 매우 작은 아음속 풍동에서 실험을 수행할 수 있도록 하였다. 본 발명에 따른 실험장치의 전체 크기는 약 0.4m(높이) ×0.4m(폭) ×1.7m(길이)이며, 자가용 승용차에 탑재 가능한 정도의 크기(최대 1.3m 이내)로 본 발명품의 각 구성품을 분리할 수 있다.

도2의 수축부(1)는 본 발명에 따른 실험장치로 공기가 들어오는 입구부로서 수축부의 입구(1a) 단면적 대 출구(1b) 단면적비인 수축비는 6.0∼9.0의 범위에서 선택하였고 시험부(2) 단면적은 0.01 m²∼0.04 m²범위에 속하도록 하였다. 형상에 대한 일례를 들면 다음과 같다. 수축부(1)는 넓은 면적(0.34m×0.34m)의 입구(1a)와 좁은 면적(0.14m×0.14m)의 출구(1b)를 가지고 있다. 수축부(1)는 제작의 편이성을 고려하여 정사각형 형태를 하고 있으며, 수축부의 입구(1a) 단면적 대 출구(1b) 단면적비인 수축비(CR)는 6.0으로 결정하였다. 따라서 수축부 출구(1b)의 단면적은 0.020 m²으로 시험부(2) 크기와 동일하다. 수축부(1) 형상은 두 개의 3차 곡선으로 매끈하게 연결하여 흐름의 분리(separation)가 발생하지 않고 시험부에서의 흐름의 비균일도를 최대한 줄이도록 설계하였다. 두 개의 3차곡선의 연결점은 K = x/L = 0.51로 하였으며, 두 개의 3차곡선은 다음과 같다.

x/L < K Y(x) = 0.1013 - 10.97 × 1/K²× x³+ 0.07

x/L > K Y(x) = 0.1013 / (1-K)²× (1-x/0.45)³+ 0.07

수축부 입구(1a)에는 스크린(1c)을 설치하여 수축부(1)로 들어오는 공기의난류도를 줄이고 수축부 입구(1a) 부분에 에어포일 모양의 가이드 베인(Guide vane)(1e)을 설치하여 흐름이 매끄럽게 흡입될 수 있도록 하였다. 또한 스크린 또는 허니콤(1c)은 쉽게 교체할 수 있도록 가이드 베인과 수축부 사이에 모듀율식으로 장착할 수 있도록 하였다.

도3에서 실험장치의 시험부(2)는 정사각형의 단면을 갖고 크기는 0.14m(높이)×0.14m(폭)×0.30m(길이)이다. 시험부(2)는 내부가 보일 수 있도록 투명한 재질(아크릴 등)로 제작하였으며 모델 설치부분의 벽면(2f)은 분리 가능하도록 하거나 문을 설치하여 시험용 모델(2c)의 장·탈착이나 받음각 변경을 용이하도록 하였다.

시험부(2)에서의 공기속도를 조절하는 속도조절기(2l)는 송풍기부(4)의 모터(4a) 출력을 조절하여 흡입하는 공기량을 조절하는 장치로서 실험을 관찰하면서 조절할 수 있도록 시험부(2) 부근에 설치하였으며, 시험부 에어포일 모델(2c)의 받음각을 조절할 수 있는 장치(2e)도 구비하였다. 시험부 에어포일 모델(2c)의 받음각을 조절할 수 있는 장치(2e)는 시험부 에어포일 모델(2c)의 앞부분에서 시위(chord)길이의 1/4이 되는 지점에 에어포일 내부를 관통하는 봉(2e)으로서 봉(2e)의 축에 대해 회전이 가능하도록 설치함으로써 받음각에 따른 양력분포를 실험할 수 있을 뿐만 아니라 높은 받음각에서 양력이 급격히 감소하는 실속(stall)현상도 관찰할 수 있도록 하였다. 또한 시험부(2)에 장착되어 있는 장탈착 수단(2g, 2h)을 이용하여 수축부(1)와 확산부(3) 사이에 시험부(2)를 쉽게 결합할 수 있도록 하였다. 그리고 수축부(1)와 시험부(2)의 벽면에는 실험장치 내부를 지나가는 공기의 속도를 측정할 수 있도록 공기의 전압력과 정압력을 측정하는 구멍(1d, 2i)을 설치하였다.

도4는 시험용 모델(2c)의 일례로 NACA0012 에어포일을 나타낸 것으로서 시위(chord)길이가 90mm인 NACA0012 에어포일 모델의 표면에는 공기의 정압력을 측정하는 압력구멍(2d,2j,2k) 23개가 설치되어 있으며 이 구멍들(2d,2j,2k)은 실험장치 내부의 공기 흐름 방향과 일치하지 않도록 대각선 방향으로 뚫어 전방 정압력 측정 구멍을 거친 공기가 후방의 정압력 측정용 구멍에 영향을 미치지 않도록 하였다. 또한 에어포일 지지봉(2e)에는 정압력 측정용 구멍(2d,2j,2k)과 액주계와 연결하는 튜브가 실험장치 외부로 나올 수 있도록 최대한 크게 구멍을 뚫어 놓았다. 정압력 측정용 구멍(2d,2j,2k)을 액주계와 연결함으로써 에어포일의 위·아래면의 압력 분포를 나타내게 함으로써 비행기 날개에 작용하는 양력분포 곡선을 한눈에 볼 수 있도록 하였다.

여기에서 베르누이 원리(속도가 빠른 곳에서 압력이 낮아진다)에 의해 속도가 빠른 에어포일 윗면에서의 압력은 낮아져 액주의 높이가 올라가게 되고, 속도가 느린 에어포일 아랫면에서의 압력은 높아져 액주의 높이가 낮아지게 된다. 그러므로 에어포일 윗면의 정압력 측정구멍(2j)과 연결된 액주(도7의 5c) 다음에 아랫면의 측정구멍(2k)과 연결된 액주(도7의 5d)를 배치함으로써 에어포일(2c) 상의 같은 위치에서 서로 마주보고 있는 두 지점의 압력차이를 볼 수 있도록 한다. 이렇게 함으로써 에어포일 윗면(2j)과 아랫면(2k)의 압력분포의 차이가 하나의 폐곡선으로 나타나 폐곡선의 양이 바로 양력임을 나타낼 수 있도록 한다.

도5는 시험용 모델(2c)의 또 다른 일례인 축소된 비행체 모델을 나타낸 것으로서 본 발명에 따른 초소형 아음속 풍동의 시험부(2)에 장착할 수 있을 정도의 크기로 축소한 비행체 모델을 제작하여 비행체가 뜨는 현상을 보여줄 수 있도록 하였다. 비행체 모델로는 비행기, 헬리콥터, 새, 곤충 등 풍동시험을 통해 양력발생 원리를 시현할 수 있는 것이라면 모두 포함된다. 여기에서는 일반적인 형태의 비행기를 축소한 모델을 예로 들어 설명한다. 이를 위하여 시험부(2)에 설치된 비행체 모델을 연결장치(6d,6e,6g,6h)를 이용하여 모델의 무게와 균형을 이루도록 균형추(6a)를 매달았으며, 또 비행체에 끈(6c)을 매달아 시험부 외부(아래쪽)에서 추(6b)를 올려놓을 수 있도록 하였다. 따라서 본 발명에 따른 아음속 풍동을 작동할 때 비행체 모델에서 발생하는 양력이 추(6b)의 무게와 균형을 이루도록 함으로써 양력을 정량적으로 측정하여 비행체가 뜨는 현상(양력 = 추(6b)의 무게)을 쉽게 설명할 수 있도록 하였다. 또한 받음각 조절용 연결장치(6d)를 이동통로(6f)를 따라 이동시킨 후 고정시키면 연결장치들(6d,6e,6g,6h)이 평행사변형을 이루려 하는 특성 때문에 비행체 모델의 받음각을 변경할 수 있다. 이를 통해 비행체 모델의 받음각 변화에 따른 양력을 측정할 수 있을 뿐만 아니라 받음각이 너무 커서 양력이 급격히 감소하는 실속(stall)현상도 구현할 수 있다. 또한 상기와 같은 양력과 관련된 시험 이외에도 시험부 전방에 연기(smoke) 또는 증기(steam)를 혼입시켜 공기유동을 볼 수 있는 가시화 실험이 가능하다. 이를 위해 시험부의 벽면은 내부를 볼 수 있도록 투명한 재질을 사용하였으며 시험용 모델은 각도와 모양이 선명하게 보일 수 있도록 색 처리를 하였다.

도6에서 확산부(3)는 정사각형(0.14m×0.14m)의 입구(3a)에서 원형(직경 0.25m)의 출구(3b)로 변환되도록 제작하였다. 확산부에서 분리(separation)현상이 발생하지 않는 등가 확산각은 2θ=8.1˚로 정하였으며 길이는 0.65m로 하였다. 따라서 출구(3b) 대 입구(3a)의 면적비는 2.5가 된다. 특히 확산부(3)는 분리되어 자가용 승용차에 탑재 가능한 정도의 크기(1.3m 이내)를 갖는다. 또한 송풍기부의 흡입부분에 해당하는 확산부 출구(3b)에는 스크린을 삽입함으로써 모델이 파손되는 경우 송풍기(4)를 파손시키지 않도록 하였다. 송풍기부(4)는 공기흡입용 장치로서 여기에서는 그 일례로 모터(4a), 공기 흡입구, 공기 배출구(4b)가 일체형인 시로코팬 (직경 0.25m × 길이 0.32m)을 사용하였으며, 간편하게 모터 회전속도를 조절할 수 있는 속도제어기(2l)를 장착하였다.

도7에서 액주계(5)는 총26개(에어포일 압력 측정용 23개, 시험부 속도 측정용 3개)의 관으로 이루어져 있다. 실험 전에 액주계 주입구(5a)로 액체(알코올 또는 물)를 주입하면 액주계(5)의 액체가 나타내는 높이는 대기압을 의미하며, 액주계(5) 각 관에서의 액주 높이는 액주계 밑부분에서 서로 액체를 공유하게 되므로 동일한 눈금을 지시하게 된다. 그러나 액주계가 기울어진 경우 액주 높이가 동일한 눈금을 지시하지 않을 수 있으므로 액주계를 수평으로 높이를 조절할 수 있도록 하였다. 또한 액체를 밀폐된 용기에 담기 편리하도록 배출구(5b)를 마련하여 겨울철 동파와 액체의 유실을 방지할 수 있도록 하였다.

본 발명에 따른 초소형 아음속 풍동을 이용한 비행원리 실험장치는 에어포일 윗면(2j)과 아랫면(2k)의 압력분포의 차이를 하나의 폐곡선으로 나타내어 폐곡선의 양으로부터 양력을 구할 수 있다.

또한 본 발명에 따른 초소형 아음속 풍동의 시험부(2)에 장착할 수 있을 정도의 크기로 축소한 비행체 모델을 제작하여 비행체가 뜨는 현상을 보여줄 수 있으며 비행체 모델에서 발생하는 양력이 추(6b)의 무게와 균형을 이루도록 함으로써 양력을 정량적으로 측정하여 비행체가 뜨는 현상(양력 = 추(6b)의 무게)을 쉽게 설명할 수 있도록 하였다. 그리고 비행체 모델의 받음각을 변경하여 비행체 모델의 받음각 변화에 따른 양력을 측정할 수 있을 뿐만 아니라 받음각이 너무 커서 양력이 급격히 감소하는 실속(stall)현상도 구현할 수 있다.

상기와 같은 양력과 관련된 시험 이외에도 시험부(2)의 내부를 볼 수 있도록 벽면을 투명하게 하고 시험용 모델의 각도와 모양이 선명하게 보일 수 있도록 시험용 모델을 색 처리함으로써 시험부(2) 전방에 연기(smoke) 또는 증기(steam)를 혼입시켜 공기유동을 볼 수 있는 가시화 실험도 가능하다.

본 발명에 따른 실험장치는 기존의 소형 아음속 풍동이 갖고 있는 성능을 유지하면서 비행체의 양력발생원리를 시뮬레이션할 수 있으므로 기존의 소형 아음속 풍동을 대체할 수 있는 저가형 실험장치이다. 또한 기존의 실험장치와 달리 초소형으로 제작하기 때문에 시험 모형 제작비와 유지비를 줄이고 취급하기 편리하다.

Claims

수축부(1), 시험부(2), 확산부(3)로 구성되고 확산부 끝(3b)에서 공기흡입용 장치(4)가 작동하여 시험부(2)에서 공기의 흐름을 발생시키는 개방회로형태(open circuit type)의 빨아내기식 아음속 풍동으로서, 수축부 입구(1a)와 출구(1b)의 수축비가 6.0∼9.0범위이고; 수축부 입구(1a)에서 스크린 또는 허니콤(1c)을 모듀율 방식으로 끼워 넣는 방법과; 수축부(1)와 확산부(3) 사이의 시험부(2)를 쉽게 교체할 수 있는 장탈착 수단(2g, 2h)을 도입하고; 시험부에 시험용 모델(2c)을 장착할 수 있고; 시험부(2)의 단면적이 0.01 m²∼0.04 m²이고; 자가용 승용차에 탑재 가능한 정도의 크기를 갖도록 각 구성품이 분리되는 특징을 갖는 초소형 아음속 풍동을 이용한 비행원리 실험장치
제 1항에 있어서, 상기 시험용 모델(2c)은 에어포일 모델로서, 에어포일 모델의 표면의 공기 정압력을 측정하는 압력 구멍(2d,2j,2k)을 실험장치 내부의 공기 흐름 방향과 일치하지 않도록 대각선 방향으로 뚫고; 에어포일 윗면의 정압력 측정구멍(2j)과 연결된 액주(5c) 다음에 아랫면의 측정구멍(2k)과 연결된 액주(5d)를 배치함으로써 에어포일 상의 같은 위치에서 서로 마주보고 있는 두 지점의 압력차이와 에어포일에 작용하는 양력을 눈으로 볼 수 있는 것을 특징으로 하는 초소형아음속 풍동을 이용한 비행원리 실험장치
제 1항에 있어서, 상기 시험용 모델(2c)은 비행체 모델로서, 비행체 모델의 무게와 균형을 이루도록 균형추(6a)를 매달고; 비행체 모델에 끈(6c)을 달아 시험부 외부에서 추(6b)를 올려놓을 수 있음으로 해서 비행체 모델에 작용하는 양력을 측정할 수 있는 것을 특징으로 하는 초소형 아음속 풍동을 이용한 비행원리 실험장치
제1항에 있어서, 상기 시험용 모델(2c)은 비행체 모델로서, 받음각 조절용 연결장치(6d)를 이동통로(6f)를 따라 이동시킨 후 고정시킴으로써 받음각을 변화시키고; 연결장치(6d,6e,6g,6h)의 축을 기준으로 한 연결장치(6d,6e,6g,6h)의 회전에 의해 비행체 모델의 받음각이 일정하게 유지되는 것을 특징으로 하는 초소형 아음속 풍동을 이용한 비행원리 실험장치