Turbulent Kinetic Energy Analysis of NACA0012 and NACA0018 Airfoils at Two Reynolds Number Using CFD Tool

에어포일의 설계와 성능을 최적화하기 위해서는 공기역학적 특성에 대한 정밀한 연구가 필수적입니다. 본 연구는 대칭형 에어포일인 NACA 0012와 NACA 0018을 대상으로, 레이놀즈 수 300,000 및 700,000 조건에서 발생하는 난류 운동 에너지(TKE) 분포를 전산유체역학(CFD) 시뮬레이션을 통해 분석하였습니다. 난류 운동 에너지는 항공기의 항력 및 소음 발생과 직결되는 요소로, 이를 제어하는 것은 공학적 설계의 핵심 과제입니다. 본 논문은 에어포일의 두께와 유속이 난류 생성에 미치는 영향을 정량적으로 비교하여 제시합니다. 특히 실속(stall) 발생 이후의 유동 박리와 난류 분포 변화를 시각화하여 분석의 신뢰도를 높였습니다. 연구 결과는 항공기 날개 설계와 풍력 터빈 블레이드 설계에 있어 에어포일 선택의 기준을 제공합니다. 이러한 분석은 저레이놀즈 수 영역에서의 유동 특성을 이해하고 시스템 효율을 극대화하는 데 중요한 기여를 합니다. 본 연구는 특정 운영 조건에 따른 최적의 에어포일 형상을 제안함으로써 실무적인 설계 가이드를 제공하는 데 목적이 있습니다.

메타데이터 및 키워드

Fig.3 NACA 0018 airfoil meshing domain
Fig.3 NACA 0018 airfoil meshing domain

논문 메타데이터

  • Industry: 항공우주, 신재생 에너지
  • Material: 공기 (Air)
  • Process: 전산유체역학 (CFD) 시뮬레이션
  • System: NACA 0012 및 NACA 0018 에어포일
  • Objective: 다양한 레이놀즈 수와 받음각에서 두 대칭 에어포일의 난류 운동 에너지(TKE) 분포 분석 및 비교

핵심 키워드

  • NACA
  • 레이놀즈 수 (Reynolds Number)
  • 난류 운동 에너지 (Turbulence Kinetic Energy)
  • 받음각 (Angle of Attack)
  • 속도 (Velocity)
  • 전산유체역학 (CFD)
  • 유동 박리 (Flow Separation)

핵심 요약

연구 구조

본 연구는 Ansys FLUENT 14.5를 사용하여 NACA 0012(두께 12%)와 NACA 0018(두께 18%) 에어포일의 2차원 유동 시뮬레이션을 수행하였습니다. SST k-omega 난류 모델을 적용하여 받음각 변화에 따른 난류 특성을 분석했습니다.

방법 개요

1m 코드 길이를 가진 에어포일 모델에 대해 약 89,000개의 셀로 구성된 비정렬 격자를 생성하였으며, 레이놀즈 수 300,000(유속 4.38 m/s)과 700,000(유속 10.23 m/s) 조건에서 정상 상태(steady-state) 해석을 진행했습니다.

주요 결과

NACA 0018 에어포일은 NACA 0012보다 유의미하게 높은 난류를 생성하며, 이는 두께 증가에 따른 공기 입자와의 마찰 증가에 기인합니다. 실속각은 NACA 0012의 경우 약 17도, NACA 0018의 경우 약 16도로 나타났습니다. 레이놀즈 수가 300,000에서 700,000으로 증가함에 따라 TKE 분포의 ‘레드 존(red zone)’이 확장되는 것이 확인되었습니다.

산업적 활용 가능성

난류 최소화가 중요한 항공기 날개 설계에는 NACA 0012가 권장되며, 두께가 중요하고 난류 영향이 상대적으로 적은 수평/수직축 풍력 터빈에는 NACA 0018이 적합합니다.

한계와 유의점

본 연구는 2차원 시뮬레이션에 국한되어 3차원 유동 효과를 완전히 반영하지 못할 수 있으며, 실속 이후의 복잡한 공기역학적 특성에 대해서는 추가적인 연구가 필요합니다.

논문 상세 정보

1. 개요

  • Title: Turbulent Kinetic Energy Analysis of NACA0012 and NACA0018 Airfoils at Two Reynolds Number Using CFD Tool
  • Author: Md. Abdus Shabur, Asif Hasan Khan, Mohammad Ali, SM Fahim Faisal
  • Year: 2022
  • Journal: ScienceOpen Preprints
  • DOI/Link: https://doi.org/10.14293/S2199-1006.1.SOR-.PPQGB0H.v1

2. 초록

에어포일의 설계와 성능을 개선하기 위해서는 공기역학적 특성을 적절히 연구해야 합니다.

본 연구에서는 두 가지 대칭 에어포일(NACA 0018 및 NACA 0012)의 난류 운동 에너지를 300,000과 700,000의 두 가지 레이놀즈 수에서 조사하였습니다.

본 논문에 제시된 전산 시뮬레이션 작업은 몇 가지 흥미로운 결과를 도출했습니다.

본 논문에서는 다양한 받음각과 두 가지 다른 기류 속도 하에서 두 에어포일에 걸친 난류 운동 에너지의 분포를 설명합니다.

유동 박리로 인해 실속각 이후 상당한 양의 난류가 관찰되었습니다.

최종 결과에 따르면 NACA 0018 에어포일은 NACA 0012 에어포일보다 훨씬 더 많은 난류를 생성합니다.

이는 에어포일의 두께가 증가함에 따라 공기 입자와의 마찰이 더 많이 발생하기 때문입니다.

레이놀즈 수 또는 기류 속도 측면에서의 두 번째 비교에서, 본 논문의 레드 존으로 표시된 바와 같이 높은 속도는 더 많은 난류를 생성합니다.

항공기에서는 난류가 항상 가능한 한 낮을 것으로 기대되므로, 항공기 응용 분야에는 NACA 0012 에어포일을 사용하고, 난류의 중요성이 덜한 수평 또는 수직축 풍력 터빈 응용 분야에는 NACA 0018 에어포일을 사용할 것을 권장합니다.

3. 방법론

CFD 소프트웨어 및 난류 모델: Ansys FLUENT 14.5를 사용하여 계산을 수행하였으며, 양력(CL) 및 항력(CD) 변동을 정밀하게 포착하기 위해 SST k-omega 난류 모델을 채택했습니다. 이 모델은 벽면 근처의 유동 해석에 강점이 있어 에어포일 표면의 난류 운동 에너지 계산에 적합합니다. 압력 기반 솔버와 절대 속도 공식을 사용하였으며, 2차원 평면 공간에서 정상 상태(steady-state) 해석을 수행했습니다. 솔버의 세부 설정 매개변수는 논문의 Table 1에 명시된 기준을 따랐습니다.

에어포일 기하학 및 격자 생성: 연구 대상은 1m 코드 길이를 가진 NACA 0012(12% 두께)와 NACA 0018(18% 두께) 대칭 에어포일입니다. 수치 해석의 정확도를 보장하기 위해 약 89,000개의 셀로 구성된 2차원 비정렬 격자를 생성했습니다. 격자 구조는 ‘C’형 도메인을 채택하였으며, 도메인 반경은 12.5m로 설정하여 경계 조건의 영향을 최소화했습니다. NACA 0012와 NACA 0018의 형상적 차이에 따라 면적을 정밀하게 계산하여 격자 밀도를 최적화했습니다.

경계 조건 설정: 입구 경계 조건(Velocity Inlet)은 레이놀즈 수에 맞춰 설정되었습니다. Re=300,000 조건에서는 4.38 m/s, Re=700,000 조건에서는 10.23 m/s의 유속을 적용했습니다. 출구(Pressure Outlet)는 0 Pa의 게이지 압력으로 설정하였으며, 에어포일 표면에는 점착 조건(no-slip wall condition)을 부여하여 벽면에서의 속도가 0이 되도록 했습니다. 이러한 설정은 실제 풍동 실험 환경을 수치적으로 모사하기 위한 것입니다.

수치 해석 기법: 압력-속도 커플링을 위해 Coupled 기법을 사용하였으며, 공간 이산화에는 구배 계산을 위한 Least Squares Cell Based 방식을 적용했습니다. 압력과 운동량 항에는 2차 상향풍(second-order upwind) 방식을, 난류 운동 에너지 및 소산율에는 1차 상향풍 방식을 적용하여 수렴성과 정확도를 동시에 확보했습니다. CFL 수는 0.9로 설정되었으며, 압력 및 운동량의 명시적 이완 계수는 0.75를 유지했습니다.

4. 결과 및 분석

수치 모델 검증: 본 연구의 시뮬레이션 결과인 양력 계수(CL)와 항력 계수(CD)를 Timmer(2008) 및 Jacobs(1937)의 실험 데이터와 비교하여 검증을 수행했습니다. Re=300,000, 받음각 10°에서 NACA 0018의 CL은 0.852로 계산되었으며, 이는 Jacob의 실험값 0.85와 매우 유사한 결과입니다. CD 값 또한 실험 데이터와 실질적으로 동일한 경향을 보여, 실속각 이전까지의 수치 해석 모델이 매우 높은 신뢰도를 가짐을 입증했습니다.

난류 운동 에너지(TKE) 분포 분석: TKE는 낮은 받음각에서 주로 에어포일의 뒷전(trailing edge) 부근에 집중되지만, 받음각이 증가함에 따라 에어포일 상부 표면 전체로 확산되는 양상을 보입니다. NACA 0012의 실속각은 약 17도, NACA 0018은 약 16도로 나타났으며, 실속 이후 유동 박리로 인해 TKE 수치가 급격히 상승했습니다. 특히 두께가 18%인 NACA 0018은 12%인 NACA 0012보다 훨씬 더 넓고 강한 난류 구역을 형성하는 것이 확인되었습니다.

레이놀즈 수에 따른 영향 비교: 레이놀즈 수(기류 속도)의 증가는 난류 운동 에너지의 직접적인 상승을 초래합니다. Re=300,000과 Re=700,000 조건을 비교 분석한 결과, 유속이 높은 Re=700,000 조건에서 TKE 분포 컨투어의 ‘레드 존’이 훨씬 더 광범위하게 나타났습니다. 이는 고속 유동에서 관성력이 지배적이 됨에 따라 난류 강도가 강화됨을 의미하며, 고속 비행체 설계 시 난류 제어의 중요성을 시사하는 결과입니다.

Fig.4 NACA0018 airfoil meshing (enlarged view)
Fig.4 NACA0018 airfoil meshing (enlarged view)
Fig.23 TKE Distribution at 17 degree AOA
Fig.23 TKE Distribution at 17 degree AOA
Fig.24 TKE Distribution at 20 degree AOA
Fig.24 TKE Distribution at 20 degree AOA

5. 그림 및 표 목록 (Figure and Table List)

  • Figure 1-2: NACA 0012 및 NACA 0018 에어포일 형상. 연구에 사용된 두 대칭 에어포일의 기하학적 프로파일을 보여줍니다.
  • Table 1: 솔버 설정 매개변수. Ansys FLUENT에서 사용된 CFD 솔버 구성을 상세히 정의합니다.
  • Table 2: Re=300,000에서 NACA 0018의 CL 및 CD 결과와 실험 결과 비교. 수치 모델의 정량적 타당성을 검증하는 데이터입니다.
  • Figure 7-12: Re=300,000에서 NACA 0012의 TKE 분포 (받음각 0~20도). 받음각 증가에 따른 난류 및 유동 박리의 진행 과정을 시각화합니다.
  • Figure 31: 받음각 20도에서의 TKE 분포 (NACA 0018, Re=700,000). 고속 및 고두께 조건에서 관찰된 최대 난류 상태를 보여주는 핵심 데이터입니다.

6. 참고문헌

  • M. S. Howe, G. C. Lauchle, and J. Wang. (2001). Aerodynamic lift and drag fluctuations of a sphere. J. Fluid Mech. 10.1017/S0022112001003925
  • A. Shabur, A. Hasan, and M. Ali. (2021). Comparison of Aerodynamic Behaviour between NACA 0018 and NACA 0012 Airfoils at Low Reynolds Number Through CFD Analysis. 10.5281/zenodo.4003677
  • W. A. Timmer. (2008). Summary of the Delft University Wind Turbine Dedicated Airfoils. J. Sol. Energy Eng. https://asmedigitalcollection.asme.org/solarenergyengineering/article-abstract/125/4/488/464752/Summary-of-the-Delft-University-Wind-Turbine

기술 Q&A (Technical Q&A)

Q: 에어포일의 두께가 난류 운동 에너지 생성에 미치는 영향은 무엇입니까?

본 연구 결과에 따르면 에어포일의 두께가 증가할수록(NACA 0012에서 0018로) 공기 입자와의 마찰이 증가하여 난류 운동 에너지(TKE) 생성이 유의미하게 높아집니다. NACA 0018은 18%의 두께를 가져 12%인 NACA 0012보다 더 넓은 난류 구역을 형성합니다. 이는 두꺼운 에어포일이 유동 박리를 더 일찍 유도하거나 강하게 만들기 때문입니다. 따라서 난류 억제가 중요한 설계에서는 얇은 에어포일이 유리합니다.

Q: 기류 속도(레이놀즈 수)와 TKE 분포 사이에는 어떤 상관관계가 있습니까?

기류 속도가 빨라질수록, 즉 레이놀즈 수가 높아질수록 난류 운동 에너지는 증가합니다. 연구에서 Re=300,000과 Re=700,000을 비교했을 때, 높은 레이놀즈 수 조건에서 TKE 컨투어의 ‘레드 존’이 더 크게 나타났습니다. 이는 유속 증가가 유동 내의 관성력을 높여 난류 강도를 강화시키기 때문입니다. 결과적으로 고속 운행 시 난류로 인한 에너지 손실이 더 커짐을 의미합니다.

Q: 항공기 응용 분야에서 NACA 0012가 권장되는 이유는 무엇입니까?

항공기 설계에서는 항력을 줄이고 연료 효율을 높이기 위해 난류 발생을 최소화하는 것이 필수적입니다. 본 연구에서 NACA 0012는 NACA 0018에 비해 상대적으로 낮은 난류 운동 에너지를 생성하는 것으로 입증되었습니다. 낮은 TKE는 더 매끄러운 유동 유지를 의미하며, 이는 항공기의 안정성과 성능 향상에 직결됩니다. 따라서 저난류 특성을 가진 NACA 0012가 항공기 날개에 더 적합합니다.

Q: 풍력 터빈 설계에서 NACA 0018이 사용될 수 있는 이유는 무엇입니까?

풍력 터빈 블레이드 설계에서는 구조적 강도를 위해 일정 수준 이상의 두께가 필요합니다. NACA 0018은 NACA 0012보다 두꺼워 구조적으로 더 견고한 블레이드 제작이 가능합니다. 비록 난류 발생량은 더 많지만, 풍력 터빈은 항공기에 비해 난류로 인한 성능 저하가 상대적으로 덜 치명적일 수 있는 환경에서 작동합니다. 따라서 구조적 이점과 공기역학적 효율 사이의 타협점으로 NACA 0018이 선택될 수 있습니다.

Q: 실속(Stall) 발생 이후 난류 분포는 어떻게 변화합니까?

받음각이 실속각(NACA 0012의 경우 약 17도)을 넘어서면 에어포일 상부 표면에서 급격한 유동 박리가 발생합니다. 이 시점부터 난류 운동 에너지는 에어포일의 뒷전뿐만 아니라 윗면 전체로 광범위하게 확산됩니다. 시뮬레이션 결과, 실속 이후의 TKE 값은 급격히 상승하며 매우 불규칙한 유동 패턴을 보입니다. 이는 양력의 급격한 감소와 항력의 증가를 초래하는 주요 원인이 됩니다.

Q: 본 연구에서 사용된 CFD 모델의 신뢰성은 어떻게 검증되었습니까?

연구팀은 시뮬레이션에서 얻은 양력 계수(CL)와 항력 계수(CD)를 기존의 신뢰도 높은 실험 데이터(Timmer, 2008 및 Jacobs, 1937)와 비교했습니다. 예를 들어, Re=300,000 조건의 받음각 10도에서 계산된 CL 값은 0.852로 실험값인 0.85와 매우 근접했습니다. 이러한 정량적 비교를 통해 실속각 이전까지의 수치 해석 결과가 실험 데이터와 실질적으로 일치함을 확인하여 모델의 타당성을 확보했습니다.

결론

본 연구는 CFD 시뮬레이션을 통해 에어포일의 두께와 레이놀즈 수가 난류 운동 에너지(TKE) 분포에 미치는 영향을 성공적으로 규명하였습니다. 분석 결과, 에어포일의 두께가 두꺼워질수록 공기 마찰 증가로 인해 난류 생성이 활발해지며, 유속이 빨라질수록 난류의 강도가 강화됨을 확인하였습니다. 특히 NACA 0012와 NACA 0018의 비교를 통해 각 에어포일의 특성에 맞는 최적의 응용 분야를 제시한 점이 주요 성과입니다.

공학적 관점에서, 난류 최소화가 최우선인 항공기 설계에는 NACA 0012와 같은 얇은 에어포일이 유리하며, 구조적 강성이 요구되는 풍력 터빈 블레이드에는 NACA 0018이 적합한 대안이 될 수 있습니다. 다만, 본 연구는 2차원 해석에 기반하고 있으므로 실제 3차원 환경에서의 유동 간섭이나 실속 이후의 복잡한 거동을 완벽히 예측하기에는 한계가 있습니다. 향후 연구에서는 3차원 효과와 다양한 레이놀즈 수 범위에 대한 추가적인 검증이 이루어져야 할 것입니다.

출처 정보 (Source Information)

Citation: Md. Abdus Shabur, Asif Hasan Khan, Mohammad Ali, SM Fahim Faisal (2022). Turbulent Kinetic Energy Analysis of NACA0012 and NACA0018 Airfoils at Two Reynolds Number Using CFD Tool. ScienceOpen Preprints.

DOI/Link: https://doi.org/10.14293/S2199-1006.1.SOR-.PPQGB0H.v1

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