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한국가시화정보학회 한국가시화정보학회 학술발표대회 논문집 2004년도 한국가시화정보학회 추계학술대회 논문집
발행연도
2004.11
수록면
68 - 71 (4page)

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The experiments for NACA airfoils are conducted as the preliminary study for the aerodynamic characteristics of the transonic airfoil flow in the shock tube. The test section configurations were designed to use shock tube as simple and less costly experimental facility generating transonic flow at relatively high Reynolds numbers. Experiments at hot gas Mach numbers of 0.80 0.82 and 0.84 Reynolds numbers of about 1.2 × 106 on airfoil chord length and angle of attack of 0°and 2° were carried out by means of shadowgraph visualization method and static pressure measurements. Visualization results were compared with the corresponding results from the conventional transonic wind tunnel tests. The results of study showed that present shock tube facility is useful to study the proper performance characteristics in transonic Mach number range.
#Shock tube(충격파관) #Shock wave(충격파) #Transonic flow(천음속 유동)

목차

Abstract
1. 서론
2. 실험장치
3. 실험 결과 및 고찰
4. 결론
참고문헌

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