Kanat Profili İnvisid-viskoz Çözümü ve Geçiş Tahmini

Abstract

Bu çalışma, rüzgâr türbinlerinde kullanılanlara benzer kanat profillerinin çevresinde 2B akış çözümlerini içermektedir. Çalışma, laminerden türbülanslı akışa geçiş noktası tahmini için kullanılan bir sınır tabaka çözümü ile birlikte potansiyel akış çözümlerini kullanır. İlk olarak, Hess-Smith panel metodu kullanılarak invisid basınç dağılımı elde edilmiştir. Bu basınç dağılımına göre 2B diferansiyel sınır tabakası denklemlerinin nümerik çözümü yapılmıştır. Elde edilen hız profilleri kullanılarak da 2B Orr-Sommerfeld denklemi nümerik olarak çözdürülmüştür. Geçişe başlama noktası, en metodu kullanılarak tahmin edilmiştir. XFoil nümerik çözümleri ve literatürdeki deneysel çalışmalarla kıyaslamalı olarak, geçiş noktaları ve taşıma katsayıları 3x106 Reynolds sayısında, beş kanat profili için verilmiştir. Şu bulgular saptanmıştır: İlk olarak, kanat profil kalınlığı arttıkça, doğru taşıma katsayısı verebilmek için etkileşimli sınır tabakası yöntemine duyulan ihtiyaç artmaktadır, bununla birlikte, geçiş noktası, invisid basınç dağılımı kullanılarak bile doğru bir şekilde tahmin edilebilir. İkinci olarak, yüksek hücum açılarında, en yöntemi kullanmak yerine, laminer ayrılma noktası, doğrudan geçiş noktası olarak alınabilir.

This study involves 2D flow solutions arounds airfoils similar to those used in wind turbines. Study employs potential flow solutions along with a boundary layer solution that is used for a laminer to turbulent transition estimation. Firstly, the inviscid pressure distribution is obtained using a panel method. 2D boundary-layer equations and 2D Orr-Sommerfeld equation are solved numerically. The onset of transition point is predicted using en method. At 3x106 Reynolds number, transition points and lift coefficients are given for five airfoils, comparing with XFoil’s solutions and experimental studies in the literature. It was found that followings: First, as airfoil thickness increases, the need for interactive boundary-layer method increases for accurate lift coefficient; however, transition point can be still correctly predicted using inviscid pressure distribution. Second, at high angle of attacks, laminar boundary-layer separation point can be directly taken as a transition point instead of using the en method.