THE
AERODYNAMICS ANALYSIS OF AIRFOILS FOR HORIZONTAL AXIS WIND TURBINE BLADE USING
COMPUTATIONAL FLUID DYNAMIC
ABSTRAK
Makalah
ini termasuk dalam merancang dan simulasi untuk 2D. Mungkin menggunakan dua
perangkat lunak yang disebut Gambit dan Fluent untuk menghasilkan data dari
kasus aliran fluida. Dalam penelitian ini memilih dua model NACA airfoil
NACA4412 dan NACA4415. Memilih NACA 4412 karena koefisien lift lebih tinggi
dari NACA4415. Di dalam mempelajari aliran komputasi melalui airfoil pada sudut
yang berbeda dari serangan (0º, 5º, 10º, 15º, 20º) menggunakan CFD (Dinamika
fluida Komputasi) simulasi dua dimensi airfoil NACA 4412 dan NACA4415 CFD model
disajikan menggunakan software ANSYS-FLUENT. Untuk model ini menggunakan
bergolak viskositas k-epsilon (Fungsi dinding standar) dekat dinding dan angin
kecepatan 5 m / s sini, NACA profil 4412 airfoil adalah dipertimbangkan untuk
analisis blade turbin angin. Geometri airfoil dibuat menggunakan Gambit 2.4.6
dan CFD analisis dilakukan dengan menggunakan FLUENT 6.3.26 di berbagai sudut
serangan dari 0º ke 20º. Angkat dan Drag pasukan bersama dengan angle of attack
adalah parameter penting dalam sistem turbin angin. Angkat dan pasukan tarik
dihitung pada bagian yang berbeda untuk sudut serangan dari 0o untuk
20o untuk nomor Reynolds rendah. Hasil analisis menunjukkan bahwa
sudut serangan dari 10o memiliki Angkat tinggi / rasio Drag. Airfoil
NACA 4412 adalah dianalisis berdasarkan dinamika fluida komputasi untuk
mengidentifikasi kesesuaian untuk aplikasi dan baik perjanjian dibuat antara
hasil.
Kata
kunci: CFD simulasi, airfoil, sudut serangan.
TATA
NAMA
C : baris chord
Cd : koefisien drag
CL : Koefisien Lift
Α : Angle serangan
Cm : koefisien Momentum
Ρ : density udara
Cp : Tekanan Koefisien
Vs : kecepatan angin
1. PERKENALAN
Desain untuk model airfoil
seperti NACA 4412 dan NACA 4415 menuntut aerodinamis pengetahuan properti. Itu
dibangun dengan menggunakan kode gambit, dipilih dan ditetapkan mengelompokkan
generasi jala dengan batas kondisi [1]. Airfoil didefinisikan sebagai penampang
tubuh yang ditempatkan dalam aliran udara untuk menghasilkan kekuatan
aerodinamis berguna dalam cara yang paling efisien [2]. Sebuah fenomena aliran
fisik untuk lewat udara melalui tubuh acara streamline bahwa efek viskos terbatas
pada daerah aliran dekat permukaan tubuh [3]. Kinerja aerodinamis pada
permukaan atas airfoil akan terbatas pada pemisahan lapisan batas turbulen,
yang aerodinamis Sifat dari NACA 4412 bagian airfoil telah diteliti di sejumlah
studi sebelumnya, seperti Badran dan Bruun [4]. Badran, kayiem dan. Nakayama
juga Woodcock [5]. Ada model persamaan turbulensi dua diuji untuk kemampuan
untuk memprediksi pemisahan lapisan batas pada naca 4412 airfoil pada posisi
yang berbeda dari sudut serangan. Itu dua model persamaan adalah k-epsilon.
Data yang paling rinci di wilayah aliran dipisahkan lebih airfoil diukur dengan
Seetharam dan Wentz [6]. Tujuan penelitian ini analisis aerodinamis airfoil
untuk sumbu horisontal blade turbin angin menggunakan metode cfd komputasi fluida
dinamis analisis.
2. METODOLOGI
Metodologi penelitian ini dapat
dengan mudah dijelaskan melalui Flowchart yang terdiri dari langkah-langkah
tertentu yang terlibat untuk menyelesaikan penelitian. Ini Flowchart seperti
pada Gambar 1 menunjukkan aliran proses analisis dan simulasi 2D airfoil dengan
semua metode yang digunakan dalam penelitian ini.
Model
2D dari airfoil NACA 4412 n NACA 4415 diciptakan oleh gambit. Masukan koordinat
pasti poin diciptakan dari Desain software foil lokakarya demo.
Karakteristik
airfoil ini dari angka 4 memiliki lokasi yang sama dari camber maksimum dalam
persepuluh chord diukur dari LE (40). Tapi ketebalan perbedaan maksimum,
setelah membuat airfoil ini dan analisis yang dipilih satu untuk yang terbaik
kinerja.
Gambar
3 menunjukkan jenis mesh yang digunakan dalam penelitian ini adalah hexahedral.
Kesetaraan Skewness mesh ini kurang dari 0,85. Total elemen mesh sama dengan
12270. Simulasi airfoil 2D dalam penelitian ini dibuat dengan menggunakan k-ɛ
Model turbulen di lancar. Tabel 1 memberikan parameter komputasi lengkap yang
digunakan dalam simulasi ini.
3. HASIL DAN PEMBAHASAN
Gambar 4 sampai Gambar 8
menunjukkan kontur tekanan dan kecepatan besarnya NACA 4412 airfoil, ada daerah
tekanan tinggi di tepi (titik stagnasi) terkemuka dan daerah tekanan rendah di
permukaan atas dari airfoil. Dari Angka ini dapat dilihat bahwa kecepatan di
daerah atas memiliki magnitudo yang lebih tinggi, juga di bagian bawah daerah
memiliki magnitude yang lebih rendah.
Nilai-nilai
CL dan CD yang ditemukan untuk berbagai sudut serangan. Angkat dan Drag pasukan
dihitung untuk angle of attack di (0, 5,10,15,20) derajat. Untuk kecepatan
konstan 5 m / detik. Lift, drag, momentum untuk berbeda angle of attack
ditunjukkan pada Tabel 2.
Gambar
9 sampai Gambar 13 menunjukkan kontur kecepatan dan tekanan dari NACA 4415
airfoil, ada daerah tekanan tinggi di tepi (titik stagnasi) terkemuka dan
daerah tekanan rendah di permukaan atas airfoil. Dari Angka ini dapat dilihat
bahwa kecepatan di daerah atas memiliki besarnya tertinggi, juga di bawah
sebuah daerah memiliki magnitude yang lebih rendah.
Nilai-nilai
CL dan Cd ditemukan untuk berbagai sudut serangan. Lift dan tarik pasukan
dihitung dari angle of attack di (0, 5,10,15,20) derajat. Untuk kecepatan
konstan 5 m / Sec. Lift, drag, momentum untuk berbeda sudut serangan
ditunjukkan pada Tabel 3.
Figure
16. Numerical lift and Drag ratio and angle of attack curve in comparison with
airfoil of wind turbine. Lift coefficient keeps growing until it reaches to the
critical angle of attack. The critical angles of attack are 15° For both
airfoil NACA 4412 and the NACA 4415 airfoil. As shown in Figure 14 it is
obvious that NACA4412 airfoil always has a higher lift coefficient and lower
drag coefficient than NACA4415 under the same AoA as lift and drag coefficient
ratio for NACA4412 airfoil is higher than NACA4415 airfoil shown in Figure 16.
The coefficient of lift and drag is calculated for this NACA 4412 series for
the angle of attack 0° to 20°. The coefficient of lift increases with increase
in angle of attack up to 15 o . After 15 o , the coefficient of lift decreases
and stall occurs at this angle of attack.
4. VALIDASI HASIL SIMULASI DENGAN CFD
Gambar
17 menunjukkan perbandingan prediksi angkat dengan penelitian (Gaurav Saxena).
Perjanjian baik di sudut rendah serangan, di mana aliran sepenuhnya terpasang,
perjanjian memburuk sebagai angle of attack bertambah, dan efek viskos mulai
muncul sebagai pengurangan dalam lift dengan meningkatnya sudut serangan,
sampai akhirnya, warung airfoil.
Gambar
18 menunjukkan hubungan antara koefisien tekanan Cp dan X / C. Ini jelas bahwa
hasil simulasi di 10º
sudut
serangan dicocokkan dengan penelitian (Gaurav Saxena), hasil validasi
penelitian ini selesai [8].
5. KESIMPULAN
Makalah ini menunjukkan perilaku
4-digit simetris airfoil NACA 4412 dan NACA 4415 di berbagai sudut serangan.
Model turbulensi yang paling tepat untuk simulasi ini adalah dengan menggunakan
k-epsilon viskositas turbulen model, yang memiliki kesepakatan yang baik dengan
validasi penelitian (Gaurav Saxena) setelah investigasi yang lebih luas dari
sudut serangan. Koefisien Angkat dan tarik dihitung untuk NACA ini 4412, NACA
4415 seri untuk sudut serangan 0 ° sampai 20 °. Koefisien rasio Lift / Drag
meningkat dengan peningkatan sudut serangan sampai 15 °. Setelah 15 °, rasio
Lift / Drag berkurang dengan peningkatan Angle serangan. Koefisien tekanan
dianalisis di atas dan permukaan bawah dari airfoil untuk sudut serangan
bervariasi dari 0 ° sampai 20 °. Hasil penelitian menunjukkan bahwa permukaan
atas memiliki koefisien negatif yang lebih rendah dari tekanan pada sudut yang
lebih tinggi serangan dan permukaan bawah memiliki koefisien negatif yang lebih
rendah tekanan pada sudut rendah serangan. Kurva lift dan koefisien drag yang
ditampilkan dari berbagai sudut Serangan, yang dihitung dengan koefisien lift
untuk penelitian ini dan dibandingkan dengan penelitian (Gaurav Saxena). Ini
jelas bahwa Hasil simulasi pada sudut serangan dicocokkan dengan penelitian
(Gaurav Saxena). Jadi validasi hasil selesai.
6. PUSTAKA
[1]
A. Abud AL, N. Abass, Affairs Contracts Department The University of
Mustansiriya CFD assessment to Subsonic flow around NACA4412, Vol. 15, No.4,
Des 2011 ISSN 1813- 7822.
[2]
M. kevadiya, A. Vaidya, (2013), Department of Mechanical Engineering,
Government College of
engineering,Valsad,Gujarat,India1,AssistantProfessor,Gujarat,.2,Issue5,May2013Copyrightto
ijirset 1686, 2d analysis of NACA 4412 airfoil.
[3]
B. Basuno, Z. Abdullah, (2001),Computational aerodynamic analysis of
multicomponent airfoil using viscous-in viscid interaction scheme, Science,
University of Malaysia.37(2001)365-380.
[4]
O. Badran, H . Bruun, (2003), Turbulent flow over a NACA 4412 airfoil at angle
of attack 15 degree, Proceedings of FEDSM’03, 4th ASME_JSME Joint Fluids
Engineering Conference, Honolulu, Hawaii, USA, July 6-11.
[5]
D. Adair, (1987), Characteristics of a trailing flap flow with small
separation, Experiments in Fluids 5, 114- 128.
[6]
D. Coles, A. Wadcock, (1979), Flying-hot-wire study of flow past an NACA 4412
airfoil at maximum lift. AIAA 17:4, 321-329.
[7]
M. Agrawal, G .Saxena. (2013). Analysis of wings using Airfoil NACA4412 at
different angle of attack , Department of mechanical engineering ,RGPV
University, India, Vol.3,lssue.3,May. June.2013pp-1467-1469.
[8] G. Saxena ,M. agrawal.(2013). Aerodynamic
analysis of NACA 4412 airfoil using CFD Issue3,Vol.4.
