Phân tích khí động học của mẫu cánh NACA 6409 ứng dụng trong tuabin điện gió với phương pháp thanh

Bài viết này trình bày cơ sở lý thuyết và khả năng ứng dụng phần mềm XFLR5 để tiến hành phân tích khí động học của mẫu cánh tuabin gió NACA 6409 tại các giá trị số Reynolds thấp. Phần mềm XFLR5 mới được phát triển dựa trên phần mềm XFOIL, đây là phần mềm được sử dụng rất phổ biến trong lĩnh vực thiết kế mẫu cánh trên thế giới.

TNU Journal of Science and Technology 227(08): 227 - 235 AERODYNAMIC ANALYSIS OF NACA 6409 AIRFOIL IN WIND TURBINE BY USING PANEL METHOD Dinh Van Thin1, Nguyen Huu Duc1*, Le Quang Sang2 1Electric 2Institute Power University of Energy Science - Vietnam Academy of Science and Technology ARTICLE INFO ABSTRACT Received: 25/02/2022 This article presents the theoretical basis and applicability of XFLR5 code to conduct aerodynamic analysis of wind turbine airfoil model NACA 6409 at low Reynolds numerical values The new XFLR5 code is developed based on XFOIL code, which is very popularly used in the field of wing design in the world The mathematical foundations of XFLR5 include Lifting Line Theory (LLT), Vortex Lattice Method (VLM) and Panel Method (PM) In this study, the PM method will be used to analyze aerodynamic parameters such as lift coefficient Cl, drag coefficient Cd, factor Cl/Cd and pressure coefficient Cp placed on the surface of the NACA 6409 wing sample when operating at different angles of attack The PM method has a fast analysis time and the obtained results show good agreement with previously published experimental data Revised: 12/5/2022 Published: 16/5/2022 KEYWORDS LLT Theory VLM Method PM Method XFLR5 NACA 6409 Airfoil Low Reynolds Number PHÂN TÍCH KHÍ ĐỘNG HỌC CỦA MẪU CÁNH NACA 6409 ỨNG DỤNG TRONG TUABIN ĐIỆN GIÓ VỚI PHƯƠNG PHÁP THANH Đinh Văn Thìn1, Nguyễn Hữu Đức1*, Lê Quang Sáng2 1Trường 2Viện Đại học Điện lực Khoa học Năng lượng - Viện Hàn lâm Khoa học Công nghệ Việt Nam THÔNG TIN BÀI BÁO Ngày nhận bài: 25/02/2022 Ngày hồn thiện: 12/5/2022 Ngày đăng: 16/5/2022 TỪ KHĨA Lý thuyết LLT Phương pháp VLM Phương pháp PM XFLR5 Mẫu cánh NACA 6409 Số Reynolds thấp TÓM TẮT Bài báo trình bày sở lý thuyết khả ứng dụng phần mềm XFLR5 để tiến hành phân tích khí động học mẫu cánh tuabin gió NACA 6409 giá trị số Reynolds thấp Phần mềm XFLR5 phát triển dựa phần mềm XFOIL, phần mềm sử dụng phổ biến lĩnh vực thiết kế mẫu cánh giới Cơ sở toán học XFLR5 bao gồm lý thuyết đường nâng (LLT), phương pháp mạng xốy (VLM) phương pháp (PM) Trong nghiên cứu này, phương pháp PM sử dụng để phân tích thơng số khí động học hệ số lực nâng Cl, hệ số lực cản Cd, hệ số Cl/Cd hệ số áp lực Cp đặt lên bề mặt mẫu cánh NACA 6409 hoạt động góc cơng khác Phương pháp PM có thời gian phân tích nhanh kết thu cho thấy phù hợp tốt với liệu thực nghiệm cơng bố trước DOI: https://doi.org/10.34238/tnu-jst.5591 * Corresponding author Email: ducnh@epu.edu.vn http://jst.tnu.edu.vn 227 Email: jst@tnu.edu.vn TNU Journal of Science and Technology 227(08): 227 - 235 Giới thiệu Cánh tuabin gió thành phần chính, đóng vai trị quan trọng việc khai thác nguồn tài nguyên lượng gió Trước đây, phịng thí nghiệm lớn giới đầu tư khoản tiền khổng lồ để thực nghiên cứu, phân tích thực nghiệm mẫu cánh khác Một số thí nghiệm mẫu cánh hoạt động vùng giá trị số Reynolds thấp tìm thấy tài liệu tham khảo số [1], số thí nghiệm giá trị số Reynolds cao tài liệu tham khảo số [2], [3] Các kết thu từ thực nghiệm sau đưa vào làm sở liệu cho mơ hình tính tốn phần mềm phân tích Một số phần mềm sử dụng phổ biến lĩnh vực thiết kế cánh tuabin gió kể đến XFOIL, XFLR5 [4], FLORIS, EXAWIND, WINDSE, hay OPENFAST [5] Trong giai đoạn thiết kế khái niệm ban đầu cho mẫu cánh, phần mềm XFLR5 nhiều phịng thí nghiệm nhà khoa học lựa chọn sử dụng Lý phần mềm XFLR5 cung cấp miễn phí, sử dụng số phương pháp cho việc tính tốn nhanh kết có độ xác chấp nhận XFLR5 có khả thiết kế thuận nghịch loại mẫu cánh tồn cánh theo tiêu chí mà người sử dụng mong muốn Bên cạnh đó, XFLR5 cịn tích hợp sẵn ba mơ hình tốn khác LLT, VLM PM [6]-[8] để người dùng lựa chọn mơ hình phù hợp với tốn cụ thể không gian chiều chiều Trong nghiên cứu này, phương pháp PM không gian chiều sử dụng để tiến hành xác định thông số động học hệ số lực nâng Cl, hệ số lực cản Cd, tỷ số Cl/Cd hệ số áp lực Cp đặt lên bề mặt mẫu cánh NACA 6409 ba trường hợp số Reynolds khác gồm Re=61400, Re=101800 Re=203100 Mẫu cánh NACA 6409 thiết kế để sử dụng điều kiện tốc độ gió thấp Phương pháp nghiên cứu Phân tích mẫu cánh không gian hai chiều XFLR5 bắt đầu với việc tiến hành chia mẫu cánh phần gió thành trình bày hình số Tên gọi phương pháp PM dựa việc chia mẫu cánh thành gán thơng số dịng xốy đối lưu cho điểm bề mặt mẫu cánh Vì phương pháp PM biết đến với tên khác phương pháp chia dịng xốy (VPM) Hình Chia phần mẫu cánh gió Trong trường hợp phân tích với dịng chảy khơng nhớt, trường dòng mẫu cánh xây dựng từ vị trí xác định dịng tự thổi đến Hàm trường dòng xác định dựa công thức [8]: 1  ( x, y ) = u y − v x +  ( s ) ln r ( s; x, y ) ds +   ( s ) ( s; x, y ) ds (1)  2 s 2 s Ở đây:  ,  độ lớn dịng xốy độ lớn nguồn liên quan đến tổn thất lượng độ nhớt dòng gây bề mặt cánh phần gió; s tọa độ điểm dọc theo bề mặt cánh; r ,  độ lớn góc vecto nối điểm s đến vị trí (x,y) mơ hình; u = q cos  , v = q sin  thành phần vận tốc theo hai trục ox oy dịng tự vị trí (x,y) http://jst.tnu.edu.vn 228 Email: jst@tnu.edu.vn TNU Journal of Science and Technology 227(08): 227 - 235 Phần mẫu cánh chia làm phẳng với N điểm, phần gió chia với Nw điểm biểu diễn hình Tại điểm có dịng xốy, độ lớn dịng xốy  i tỷ lệ tuyến tính với điểm Tại mẫu cánh gió gán giá trị nguồn số  i phù hợp theo điểm,  i  N + N w − Độ lớn giá trị nguồn phụ thuộc vào độ nhớt lớp bề mặt mẫu cánh phần gió Tại vị trí cuối mẫu cánh, dịng xoáy nguồn xác định sau: ( −  N ) s  t = ( −  N ) s  t  TE = (2)  TE (3) Với s vecto chia đơi vng góc với đi, t vecto đơn vị dọc theo đuôi Khi xác định điểm chia cho mẫu cánh, hàm dịng vị trí mơ hình triển khai theo cơng thức sau:  ( x, y ) = u y − v x + 4 + + 4 N −1    ( x, y ) ( j =1 + j N + N W −1  j =1  j ( x, y ) 2 j   j ) + j − ( x, y ) (  j +1 −  j ) j +1   N ( x, y ) s  t +  N + ( x, y ) s • t 4  ( −  N (4) ) Hình Xác định tọa độ (x,y) thứ j Các giá trị trường dịng đơn vị cơng thức sau thay tọa độ hình xác định sau:  j + ( x, y ) = x1 ln r1 − x2 ln r2 + x2 − x1 + y (1 − 2 ) (   )  j − ( x, y ) =  x1 + x2  j + + r22 ln r2 − r12 ln r1 + ( )  x1 − x2   x1 − x2  r1    r2   j ( x, y ) = x2 − x11 + y ln  (5) (6) (7) Tại điểm bề mặt mẫu cánh trường dịng phải có giá trị trường dịng  , từ công thức số (4), (5), (6) (7) ta thu hệ phương trình sau: http://jst.tnu.edu.vn 229 Email: jst@tnu.edu.vn TNU Journal of Science and Technology 227(08): 227 - 235 N N + N W −1 j =1 j =1  aij j − = −u yi + v xi −  bij j ;1  i  N (8) Các hệ số aij , bij xác định từ trường dịng đơn vị cơng thức số (5), (6) (7), đây: j + ( xi , yi )  ( j +1 +  j ) + j − ( xi , yi )  ( j +1 −  j ) (9)  4 j   bij =  j ( xi , yi ) (10) 2 Kết hợp hệ phương trình số (8) với điều kiện Kutta  +  N = , ta thu hệ tuyến tính aij = ( N + 1)  ( N + 1) N điểm  i hàm dòng bề mặt mẫu cánh  Trong trường hợp điểm i=1 i=N trùng nhau, phương trình tương ứng chúng hệ phương trình số (8) nhau, khơng thể xác định giá trị  i Khi phương trình điểm i=N bị loại bỏ thay giá trị ngoại suy trung bình  điểm vị trí đuôi: (11) ( − 2 + 1 ) − ( N −2 − 2 N −1 +  N ) = Khi giá trị  i xác định sau:  i =  0i cos  +  90i sin  + N + NW −1  j =1 b 'ij j ;1  i  N (12) Ở đây:  ,  90 độ xốy dịng tự góc cơng 0o 90o ; b 'ij = −aij−1bij ma trận phụ thuộc vào nguồn Đối với dịng khơng nhớt giá trị  i = , mà thu giá trị  i từ công thức (12) Trong trường hợp dịng nhớt thì: uei =  i ;1  i  N (13) N N + NW −1 j =1 j =1 uei =  n = u ny − v nx +  cij  j +  cij  j ; N +  i  N + NW (14) Với u ei vận tốc điểm bề mặt mẫu cánh; n vecto đơn vị vng góc với dịng Độ lớn nguồn lúc xác định thơng qua độ tổn thất khối lượng dịng di chuyển điểm bề mặt mẫu cánh: i =  mi +1 − mi si +1 − si (15) Các giá trị vận tốc u ei trường hợp dịng nhớt xác định thơng qua giá trị trường hợp dịng khơng nhớt sau: uei = uINVi + N + N W −1  j =1 dijm j ;1  i  N + N W (16) Với u INVi vận tốc điểm trường hợp dịng khơng nhớt; dij ma trận phụ thuộc vào khối lượng, ma trận xác định dựa hình học mẫu cánh góc cơng dịng tự http://jst.tnu.edu.vn 230 Email: jst@tnu.edu.vn TNU Journal of Science and Technology 227(08): 227 - 235 Cuối cùng, lực nâng, hệ số lực nâng, lực cản, hệ số lực cản hệ số áp lực mẫu cánh xác định sau [9], [10]: N L =   v i L ; Cl =  Aq2 D ; Cd =  Aq2 i =1 N D =  u i i =1  N  i C p = −  i =1  q         (17) (18) (19) Với A diện tích đơn vị mẫu cánh (A=1m2) Kết bàn luận Mẫu cánh NACA 6409 có chiều dài tính từ điểm đầu tới điểm cuối 1m, bề dày tối đa 0,09m vị trí 0,293m độ cong tối đa 0,06m vị trí 0,396m Các thơng số hình học chi tiết mẫu cánh thể hình bảng số Mẫu cánh sử dụng để đánh giá phân tích ảnh hưởng góc cơng tới hệ số lực nâng, lực đẩy tỷ lệ Cl/Cd hệ số Re=61400, Re=101800 Re=203100 Hình Mẫu cánh NACA 6409 Bảng Thơng số hình học mẫu cánh NACA6409 [11] STT Thông số Độ dày tối đa Độ cong tối đa Đường thẳng c Giá trị 9% 29,3% c 6% 39,6% c mét Tệp tọa độ hình học mẫu cánh NACA 6409 nhập vào phần mềm XFLR5 chia thành 150 điểm, tương ứng với 149 Số Reynolds chọn Re=64100 góc cơng từ -3o đến 5o trường hợp phân tích 1.1 XFLR5 Exp 1.0 0.070 0.9 XFLR5 Exp 0.065 0.8 0.7 0.060 0.6 0.055 0.4 Cd Cl 0.5 0.3 0.050 0.045 0.2 0.1 0.040 0.0 -0.1 0.035 -0.2 0.030 -0.3 -4 -3 -2 -1 -4 -3 -2 -1 AoA AoA Hình Hệ số lực nâng (trái) hệ số lực cản (phải) theo góc cơng khác [1] http://jst.tnu.edu.vn 231 Email: jst@tnu.edu.vn TNU Journal of Science and Technology 227(08): 227 - 235 Từ hình số thấy rằng, giá trị hệ số lực nâng hệ số lực cản thu từ mơ hình phân tích bám sát giá trị thu từ thực nghiệm Trong phạm vi góc cơng từ -3o đến 5o Cl có giá trị tăng liên tục, cịn Cd đạt giá trị nhỏ góc cơng 0,5o 22 XFLR5 Exp 20 18 16 14 Cl/Cd 12 10 -2 -4 -4 -3 -2 -1 AoA Hình Hệ số cơng suất theo góc cơng khác [1] Tỷ số hệ số lực nâng hệ số lực cản hệ số cơng suất mẫu cánh, từ hình cho thấy hệ số cơng suất tăng dần lên theo góc cơng đạt giá trị cao góc cơng 2,5o, sau giá trị lại giảm dần với góc cơng lớn Hình Hệ số áp lực đặt lên bề mặt mẫu cánh góc -3o Hình Hệ số áp lực đặt lên bề mặt mẫu cánh góc 0o Hình Hệ số áp lực đặt lên bề mặt mẫu cánh góc 5o Hệ số áp lực điểm bề mặt mẫu cánh biểu diễn hình số với góc cơng -3o, hình số với góc cơng 0o hình số với góc cơng 5o Kết phân tích cho thấy giá trị chiều vecto lực tác động lên điểm mẫu cánh Tại góc cơng 3o tổng lực nâng nhỏ tổng lực cản, mà mẫu cánh bị đẩy hướng xuống phía Tuy nhiên, góc cơng 0o tổng lực nâng lớn tổng lực cản, mà mẫu cánh đẩy hướng lên phía Tương tự, góc cơng 5o khoảng cách tổng lực nâng tổng lực cản có giá trị lớn hơn, mẫu cánh nâng lên với lực mạnh Trường hợp phân tích thứ hai sử dụng số Reynolds lớn Re=101800 góc cơng thay đổi từ -3o đến 10o http://jst.tnu.edu.vn 232 Email: jst@tnu.edu.vn 1.7 1.6 1.5 1.4 1.3 1.2 1.1 1.0 0.9 0.8 0.7 0.6 0.5 0.4 0.3 0.2 0.1 0.0 227(08): 227 - 235 0.051 XFLR5 Exp XFLR5 Exp 0.048 0.045 0.042 0.039 0.036 Cd Cl TNU Journal of Science and Technology 0.033 0.030 0.027 0.024 0.021 0.018 -5 -4 -3 -2 -1 0.015 10 11 12 -5 -4 -3 -2 -1 AoA 10 11 12 AoA Hình Hệ số lực nâng (trái) hệ số lực cản (phải) theo góc cơng khác [1] Các kết thu từ phân tích biểu diễn hình số hình số 10 cho thấy giá trị phân tích có phù hợp định với giá trị thực nghiệm Tuy nhiên, chênh lệch phân tích thực nghiệm lớn so với trường hợp phân tích 70 XFLR5 Exp 65 60 55 50 45 Cl/Cd 40 35 30 25 20 15 10 -5 -5 -4 -3 -2 -1 10 11 12 AoA Hình 10 Hệ số cơng suất theo góc cơng khác [1] Từ kết hình số 10, hệ số công suất đạt giá trị lớn góc cơng 8,5o Hình số 11 trình bày phân bố hệ số áp lực dọc theo mẫu cánh góc làm việc có cơng suất cực đại Hình 11 Hệ số áp lực bề mặt mẫu cánh góc cơng 8,5o Mơ hình phân tích cuối chọn trường hợp số Reynolds Re=203100 góc cơng khoảng -3o đến 12o Tương tự hai mô hình phía trên, giá trị thu từ phân tích bám sát giá trị thực nghiệm trình bày hình số 12 hình số 13 Tuy nhiên, hệ số cơng suất hình số 13 cho thấy độ chênh lệch đáng kể mặt giá trị, đặc biệt vùng góc cơng từ 0o đến 8o 0.060 1.6 XFLR5 Exp 1.5 1.4 0.055 XFLR5 Exp 0.050 1.3 0.045 1.2 1.1 0.040 1.0 0.035 Cd Cl 0.9 0.8 0.7 0.030 0.025 0.6 0.5 0.020 0.4 0.015 0.3 0.010 0.2 0.005 0.1 -5 -4 -3 -2 -1 10 11 12 13 14 -5 -4 -3 -2 -1 10 11 12 13 14 AoA AoA Hình 12 Hệ số lực nâng (trái) hệ số lực cản (phải) theo góc cơng khác [1] http://jst.tnu.edu.vn 233 Email: jst@tnu.edu.vn Cl/Cd TNU Journal of Science and Technology 95 90 85 80 75 70 65 60 55 50 45 40 35 30 25 20 15 10 227(08): 227 - 235 XFLR5 Exp -5 -4 -3 -2 -1 10 11 12 13 14 AoA Hình 13 Hệ số cơng suất theo góc cơng khác [1] Trong mơ hình này, giá trị thu từ phân tích thực nghiệm cho thấy công suất đạt giá trị lớn góc cơng 7o Điều thực tế cấu hình mẫu cánh, làm việc điều kiện số Reynolds khác cho cơng suất cực đại góc khác Lý giá trị số Reynolds tăng lên xuất thêm tượng liên quan đến dịng chảy xốy phức tạp khác Tùy vào khoảng giá trị số Reynolds mà dịng xốy xác định dịng xốy nhỏ dịng xốy lớn Các dịng xốy nhỏ có ảnh hưởng đến điểm lân cận xung quanh chúng, dòng xốy lớn lại ảnh hưởng đến nhiều điểm xa ảnh hưởng bao trùm phần mẫu cánh Do vậy, cần phải có nghiên cứu, phân tích đầy đủ điều kiện làm việc thực tế mẫu cánh để có điều chỉnh, mang lại hiệu cao Hình số 14 biểu diễn vecto lực hệ số áp lực đặt lên mẫu cánh góc cơng 7o Hình 14 Hệ số áp lực bề mặt mẫu cánh góc cơng 7o Kết luận Mẫu cánh NACA 6409 thiết kế phù hợp với q trình hoạt động tuabin gió điều kiện vận tốc gió thấp, số Reynolds có giá trị nhỏ Phần mềm XFLR5 cho phép thực mô hình tính tốn ban đầu cho mẫu cánh với thời gian phân tích nhanh phương pháp thực đơn giản, phù hợp với nhà nghiên cứu nhà đầu tư thương mại lĩnh vực điện gió Phương pháp chia PM không gian chiều sở để tiến hành phân tích chuyên sâu hình học chiều, sử dụng phương pháp khác LLT VLM Các mơ hình phân tích XFLR5 cho kết xác cao với điều kiện số Reynolds thấp Trong điều kiện số Reynolds tăng dần lên độ xác mơ hình phân tích bị giảm xuống hạn chế mơ hình tốn liên quan đến dịng chảy xoáy đối lưu bề mặt mẫu cánh Lời cảm ơn Nghiên cứu nhận hỗ trợ từ Viện Khoa học Năng lượng (IES) thuộc Viện Hàn Lâm Khoa học Công nghệ Việt Nam (VAST) Nghiên cứu cấp kinh phí VAST, theo mã số VAST07.01/22-23 TÀI LIỆU THAM KHẢO/ REFERENCES [1] M S Selig, J J Guglielmo, A P Broeren, and P Giguere, “Summary of Low-Speed Airfoil DataVolume 1”, SoarTech Publication, Virginia Beach, Virginia, 1995 http://jst.tnu.edu.vn 234 Email: jst@tnu.edu.vn TNU Journal of Science and Technology 227(08): 227 - 235 [2] R M Pinkerton, “NACA-report-563 Calculated and Measured Pressure Distributions Over the Midspan Section of the NACA 4412 Airfoil”, Abbort Aerospace, 1937 [3] Ira H Abbott, Albert E Von Doenhoff, and Louis S Stivers, NACA-report-824 Summary of Airfoil Data, Abbort Aerospace, 1945 [4] TechWinder, “xflr5 tutorial”, 2019 [Online], Available: http://www.xflr5.tech/xflr5.htm? fbclid=IwAR0XI-jGI2AjxOqbNSB5Vfr0OlP6Xd TWqLGD DtCls BFfv-CGxq92Iyy8KYo [Accessed April 21, 2022 ] [5] The National Renewable Energy Laboratory, U.S Department of Energy, Office of Energy Efficiency and Renewable Energy, “Wind Research-Wind Data and Tools”, 2022 [Online], Available: https://www.nrel.gov/wind/data-tools.html?fbclid=IwAR1jAmmJqGQsRkwnTsWPtk4dz3LbhxcBw1j ITTlEY0h9hP7xicPONuqqS8g [Accessed April 21, 2022 ] [6] André Deperrois, “Analysis of foils and wings operating at low Reynolds numbers”, XFLR5 v6.02 Guidelines, 2014 [7] J C Sivells and R H Neely, “Method for calculating wing characteristics by lifting line theory using nonlinear section lift data”, NACA Technical Note 1269, April 1947 [8] M Drela, “XFOIL: An Analysis and Design System For Low Reynolds Number Airfoils”, MIT Dept of Aeronautics and Astronautics, Cambridge, Massachusetts, 1989 [9] M J Queijo, NACA-report-1269 Theoritical span load distributions and rolling moments for sideslipping wings of arbitrary plan form in incompressible flow, Abbort Aerospace, 1956 [10] A Septiyana, K Hidayat, A Rizaldi, and Y G Wijaya, “Comparative Study of Wing Lift Distribution Analysis Using Numerical Method,” Jurnal Teknologi Dirgantara, vol 18, no 2, pp 129-139, 2020 [11] Airfoil Tools, “NACA6409 9% (n6409-il)”, 2022 [Online], Available: http://airfoiltools.com /airfoil/details?airfoil=n6409-il [Accessed April 21, 2022 ] http://jst.tnu.edu.vn 235 Email: jst@tnu.edu.vn ... mẫu cánh NACA 6409 ba trường hợp số Reynolds khác gồm Re=61400, Re=101800 Re=203100 Mẫu cánh NACA 6409 thiết kế để sử dụng điều kiện tốc độ gió thấp Phương pháp nghiên cứu Phân tích mẫu cánh khơng... cho mẫu cánh với thời gian phân tích nhanh phương pháp thực đơn giản, phù hợp với nhà nghiên cứu nhà đầu tư thương mại lĩnh vực điện gió Phương pháp chia PM không gian chiều sở để tiến hành phân. .. phương pháp PM cịn biết đến với tên khác phương pháp chia dịng xốy (VPM) Hình Chia phần mẫu cánh gió Trong trường hợp phân tích với dịng chảy khơng nhớt, trường dịng mẫu cánh xây dựng từ vị trí xác