Δοκιμές στην αεροσήραγγα σε πτέρυγα και δρομέα ανεμογεννήτριας

Abstract

Η παρούσα εργασία αποτελεί προσπάθεια εξοικείωσης του σπουδαστή με το περιβάλλον της αεροσήραγγας μετρήσεων του εργαστηρίου αεροδυναμικής και χωρίζεται σε δύο βασικά μέρη. Το πρώτο μέρος αποτελεί την μελέτη των αεροδυναμικών συντελεστών CL και CD μιας βελτιστοποιημένης αεροτομής σχεδιασμένης από το εργαστήριο. Παλαιότερα, η ίδια αεροτομή είχε μελετηθεί σε 0.8x106 αριθμό Reynolds, ενώ κατά την διάρκεια του παρόντος εγχειρήματος μελετάται σε αριθμό Reynolds 1.2x106.Το δεύτερο μέρος αποτελεί την εγκατάσταση και λειτουργία πειραματικών μετρήσεων επί δρομέα Α/Γ. Χρησιμοποιήθηκε δρομέας μικρού μεγέθους, ο οποίος θέτει σε κίνηση πειραματικό όχημα -το αιολικό αυτοκίνητο- σχεδιασμένο για τους διεθνείς αγώνες αιολικής ενέργειας από την συνεργασία του εργαστηρίου με το πανεπιστήμιο Πατρών και το ΚΑΠΕ. Ο δρομέας μελετήθηκε ως προς την ισχύ, των ώση και τους αντίστοιχους συντελεστές CP και CT. Σημειωτέον, ότι κοινός παρονομαστής και των δύο φάσεων της διπλωματικής είναι το γεγονός ότι ο δρομέας του δεύτερου μέρους χρησιμοποιεί την αεροτομή του πρώτου. ΜΕΛΕΤΗ ΑΕΡΟΔΥΝΑΜΙΚΩΝ ΣΥΝΤΕΛΕΣΤΩΝ ΣΕ ΒΕΛΤΙΣΤΟΠΟΙΗΜΕΝΗ ΑΕΡΟΤΟΜΗ Για την διεκπεραίωση του εγχειρήματος αυτού χρησιμοποιείται πτέρυγα μήκους όσο το ύψος της Α΄ θέσεως δοκιμών της αεροσήραγγας (~1.40 m)ώστε να εκτείνεται από την οροφή έως το δάπεδο του τμήματος δοκιμών με σκοπό την απαλοιφή τρισδιάστατων φαινομένων. Η μελέτη γίνεται σε σταθερές συνθήκες ροής για διάφορες γωνίες πρόσπτωσης. Η ταχύτητα μελέτης της αεροτομής είναι τα 1.2x106 αριθμός Reynolds. Το πείραμα χωρίζεται σε τρία όμοια σκέλη. Τον υπολογισμό CL, CD και CM της αεροτομής, τον υπολογισμό CL, CD και CM της αεροτομής με επιβαλλόμενη αποκόλληση της ροής στο 1% της χορδής από ταινία ολίσθησης πάχους 0.4 mm και τον υπολογισμό CL, CD και CM της αεροτομής με επιβαλλόμενη αποκόλληση της ροής στο 1% της χορδής από ταινία ολίσθησης πάχους 0.205 mm. Για τον υπολογισμό του συντελεστή άνωσης CL, λαμβάνουμε μετρήσεις στατικής πίεσης από 62 οπές πίεσης κατά μήκος αεροτομής της πτέρυγας τις οποίες και αφαιρούμε από την στατική πίεσης της επ’ άπειρον ταχύτητας για να λάβουμε την διαφορά πίεσης ως ένδειξη σε μανόμετρο και έπειτα μέσω καλωδίου BNC σε αναλογοψηφιακή κάρτα συνδεδεμένη στον υπολογιστή ως χρονοσειρά. Στατική και ολική πίεση της επ’ άπειρον ταχύτητας λαμβάνουμε μέσω ενός σωλήνα Pitot που έχουμε τοποθετήσει σε επαρκή απόσταση εμπρός του δοκιμίου. Από τις διαφορές αυτές πίεσης υπολογίζουμε τους συντελεστές πίεσης κατά μήκος της αεροτομής σύμφωνα με την σχέση όπου την δυναμική πίεση την λαμβάνουμε ως σήμα κατευθείαν από το μανόμετρο ως διαφορά ολικής και στατικής πίεσης του Pitot. Βάσει αυτού του μεγέθους σχεδιάζουμε για κάθε μία γωνία πρόσπτωσης τα διαγράμματα συντελεστή πίεσης προς χορδή τα οποία φαίνονται αναλυτικά στο κυρίως κείμενο. Τον συντελεστή άνωσης τον υπολογίζουμε από τους συντελεστές πίεσης σύμφωνα με την σχέση και τον υπολογίζουμε για ένα εύρος γωνιών πρόσπτωσης από -60 έως 160 με σκοπό την χάραξη της καμπύλης του συντελεστή άνωσης προς γωνία πρόσπτωσης. Σχήμα 1 Περιεκτικό γράφημα καμπύλης συντελεστή άνωσης ως προς γωνία πρόσπτωσης για τα πειραματικά αποτελέσματα λείας επιφάνειας χείλους προσβολής, επιβαλλομένης τραχύτητας στο 1% της χορδής χρήσει ταινίας ολίσθησης πάχους 0.4 mm και 0.205 mm Για τον υπολογισμό του συντελεστή αντίστασης της αεροτομής τοποθετούμε όπισθεν του δοκιμίου μία «κτένα» 28 σωλήνων μέτρησης ολικής πίεσης σε μία θέση της πτέρυγας με σκοπό να καταγράψουμε το έλλειμμα της ταχύτητας του ομόρρου όπισθεν της αεροτομής. Τα σήματα ολικής πίεσης λαμβάνουμε από ένα ψηφιακό μεταλλάκτη πίεσης ο οποίος δίνει σήμα σε αναλογοψηφιακή κάρτα συνδεδεμένη στον υπολογιστή. Αναφορά στην μέτρηση της ολικής έχουμε πάλι από τον Pitot στην αδιατάρακτη ροή. Εκτός της ολικής πίεσης στην «κτένα» μετράμε και στατική πίεση στις δύο ακριανές θέσεις του οργάνου. Ο συντελεστής πίεσης του ομόρρου υπολογίζεται ως Και ο συντελεστής πίεσης της στατικής πίεσης του ομόρρου CPw,st αντιστοίχως αν στον αριθμητή του παραπάνω κλάσματος βάλλουμε τις αντίστοιχες στατικές πιέσεις, οπότε ο συντελεστής αντίστασης υπολογίζεται ως και τον υπολογίζουμε για ένα εύρος γωνιών πρόσπτωσης από -60 έως 160 με σκοπό την χάραξη της καμπύλης του συντελεστή άνωσης προς γωνία πρόσπτωσης. Σχήμα 2 Περιεκτικό γράφημα καμπύλης συντελεστή αντίστασης ως προς γωνία πρόσπτωσης για τα πειραματικά αποτελέσματα λείας επιφάνειας χείλους προσβολής, επιβαλλομένης τραχύτητας στο 1% της χορδής χρήσει ταινίας ολίσθησης πάχους 0.4 mm και 0.205 mm Για τον υπολογισμό του συντελεστή ροπής χρησιμοποιούμε τα παραπάνω δεδομένα χρησιμοποιώντας τον εξής τύπο υπολογισμού Στα πειραματικά δεδομένα γίνονται διορθώσεις λόγω κλειστής σήραγγας δοκιμών και λόγω των τοιχωμάτων στένωσης του τμήματος όπου γίνονται οι μετρήσεις, καθώς και διορθώσεις επί της γωνίας μηδενικής άνωσης. Τέλος, χρησιμοποιούμε και τον κώδικα του εργαστηρίου FOIL2W για να συγκρίνουμε τα πειραματικά αποτελέσματα που βρίσκουμε με αντίστοιχα θεωρητικά. ΜΕΛΕΤΗ ΙΣΧΥΟΣ ΚΑΙ ΩΣΗΣ ΣΕ ΔΡΟΜΕΑ Α/Γ Για την διεκπεραίωση του εγχειρήματος αυτού χρησιμοποιείται δρομέας μικρού μεγέθους σχεδιασμένος να κινεί το αιολικό αυτοκίνητο (βλέπε κυρίως κείμενο). Τα πειράματα γίνονται στην Γ΄ θέση δοκιμών της αεροσήραγγας. Ο δρομέας τίθεται παράλληλα με την ροή του αέρα στο κέντρο του τμήματος δοκιμών, ενώ για τις μετρήσεις στηρίζεται σε ζυγό μέτρησης τριών δυνάμεων τριών ροπών. Για την στήριξη έχει κατασκευαστεί σιδηρούν ικρίωμα με ικανότητα εκτροπής σε γωνία πλαγιολίσθησης (YAW). Για την πέδηση του δρομέα χρησιμοποιείται κινητήρας Σ.Ρ. με έλεγχο στροφών. Οι μετρήσεις γίνονται σε εύρος ταχυτήτων περιστροφής του δρομέα από 300 έως 500 RPM. Για την μέτρηση της ισχύος, έχουμε εγκαταστήσει πίνακα μείωσης της τάσης του κινητήρα και μετατροπής του ρεύματος του κινητήρα σε τάση. Ο πίνακας μέσω καλωδίων BNC συνδέεται σε αναλογοψηφιακή κάρτα και αυτή με την σειρά της στον υπολογιστή. Η ισχύς υπολογίζεται βάσει της γνωστής σχέσης P = VI, ενώ ο συντελεστής ισχύος CP χρήσει της σχέσεως Για την μέτρηση της ταχύτητας χρησιμοποιείται σωλήνας Pitot σε επαρκές σημείο έμπροσθεν του δρομέα και η διαφορά στατικής από ολική πίεση που δίνει αυτός μετριέται σε μανόμετρο συνδεδεμένο μέσω BNC καλωδίου με αναλογοψηφιακή κάρτα και αυτή με τον υπολογιστή. Η ταχύτητα υπολογίζεται από την γνωστή σχέση , όπου q η μετρούμενη από το μανόμετρο δυναμική πίεση της αδιατάρακτης ροής. Χρήσει αυτής της ταχύτητας υπολογίζουμε και την αδιάστατη ταχύτητα ακροπτερυγίου σύμφωνα με την σχέση . Το διάγραμμα της ισχύος των πειραματικών και θεωρητικών δεδομένων αλλά και του συντελεστή CP φαίνεται παρακάτω για κάθε μία ταχύτητα περιστροφής. Σχήμα 3 Περιεκτικό διάγραμμα καμπύλης ισχύος προς ταχύτητα αέρα Σχήμα 4 Καμπύλη συντελεστή ισχύος CP ως προς την αδιάστατη ταχύτητα ακροπτερυγίου λ Για την μέτρηση της ώσης χρησιμοποιούμε τον ζυγό μέτρησης τριών δυνάμεων τριών ροπών (multi-component force plate) τον οποίο χρησιμοποιούμε για την μέτρηση αρχικώς της αντίστασης όλου του υπόλοιπου μηχανισμού και έπειτα του συνόλου της ώσης συν την αντίσταση από την οποία και αφαιρούμε την αντίσταση για τον υπολογισμό της ώσης. Ο συντελεστής ώσης CT υπολογίζεται βάσει της σχέσεως Το διάγραμμα της ώσης των πειραματικών και θεωρητικών δεδομένων αλλά και του συντελεστή CΤ φαίνεται παρακάτω για κάθε μία ταχύτητα περιστροφής. Σχήμα 5 Περιεκτικό διάγραμμα ώσης προς ταχύτητα αέρα για διάφορες ταχύτητες περιστροφής Σχήμα 6 Περιεκτική καμπύλη συντελεστή ώσης CT ως προς την αδιάστατη ταχύτητα ακροπτερυγίου λ Τα θεωρητικά αποτελέσματα υπολογίζονται χρήσει του κώδικα GAST του εργαστηρίου, ενώ γίνονται και διορθώσεις στις μετρήσεις κατά Glauert.

The current project constitutes of an attempt to familiarise the student with the environment of wind tunnel testing and takes part in the laboratory of Aerodynamics of the National Technical University of Athens (NTUA). It consists of two main parts. The first part constitutes of the measurement, as for the aerodynamic coefficients CL and CD, of an optimised airfoil constructed in the laboratory. Former testing had been made for a 0.8x106 Reynolds number, while during this project there was tested for a Reynolds number of 1.2x106. The second part constitutes of installation and operation of experimental measurements upon a wind turbine rotor. The used rotor was of short figure constructed by the cooperation of the laboratory with the University of Patras and the CRES and aimed to move an experimental vehicle -the wind car- in the international wind race. The rotor had been measured as for the power, the thrust and the corresponding coefficients CP and CΤ. Common nexus between the two parts is the fact that the rotor of the second part had been constructed using the measured airfoil of the first part. MEASUREMENT OF AERODYNAMIC COEFFICIENTS ON AIRFOIL The test is implemented using a wing of sufficient height (~1.40 m) in order to eliminate the 3-D effects. Therefore, the wing extends from roof to the top of the No A test section of wind tunnel. The test takes part under conditions of steady state airflow for various angles of attack for a Reynolds number of 1.2x106. The experiment separates into three similar smaller parts. The estimate of CL, CD and CM of the airfoil, the estimate of CL, CD and CM of the airfoil tripped at 1% of chord using tape of 0.4 mm width and the estimate of CL, CD and CM of the airfoil tripped at 1% of chord using tape of 0.205 mm width. For the estimate of lift coefficient CL, we receive measurement of static pressure from 62 pressure taps along an airfoil at the centre of the wing which we subtract from the static pressure of infinite velocity through a manometer which via a BNC cable sends the analogue signal to an A/D card and afterwards to the PC. Static and total pressure of infinite velocity is measured via a Pitot tube at sufficient distance ahead of the model. The pressure coefficient is estimated via the following equation The dynamic pressure is measured directly at the manometer as subtraction of the static from the total pressure of Pitot tube. Using this figure we draw the pressure coefficient versus chord curves, which are demonstrated analytically in the main text. The lift coefficient CL is estimated through the pressure coefficients via the following equation We estimate it, moreover, for a range of angles of attack from -60 to 160 in order to draw the curve of lift coefficient versus angle of attack. Graph 1 All- inclusive graph of lift coefficient curve versus angle of attack of the experimental results of airfoil, airfoil tripped at 1% of chord using tripping tape of 0.4 mm width and airfoil tripped at 1% of chord using tripping tape of 0.205 mm width For the estimate of drag coefficient, a wake rake of 28 total pressure tubes have been set up behind the model in a position to determine the wake velocity deficit. The total pressure signals are sent through a digital pressure transducer via an A/D card to the PC. Reference point to the total pressure measurement is still used the static pressure of undisturbed airflow from the Pitot tube. The pressure coefficient of wake is estimated as The static pressure coefficient is estimated correspondingly should we set the static pressures instead of the total ones at the numerator of the ratio. Thus, the drag coefficient is estimated as It is, moreover, estimated for a range of angles of attack from -60 to 160 in order to draw the curve of drag coefficient versus angle of attack. Graph 2 All- inclusive graph of drag coefficient curve versus angle of attack of the experimental results of airfoil, airfoil tripped at 1% of chord using tripping tape of 0.4 mm width and airfoil tripped at 1% of chord using tripping tape of 0.205 mm width For the estimate of moment coefficient we use the previous data using the following equation The experimental data are being corrected due to closed wind tunnel section, due to blockage effect and as for the zero lift angle of attack. Last but not least, we run a program code of the laboratory named FOIL2W to compare the computational results with these from the experimental test. MEASUREMENT OF POWER AND THRUST ON WIND TURBINE ROTOR The test is implemented using a rotor of short figure design to move the wind car. The test takes part in the No C test section of wind tunnel. The rotor is installed against the airflow approximately at the centre of the section while, at the same time, is based on a load pad measuring three forces, three moments. For the girderage of rotor there have been constructed an iron gantry capable of rotating at yaw angle. For the break of rotor there is used a DC motor with revolution control. The test is run for a range of rotational speed from 300 to 500 RPM. For the measurement of power, there have been installed an electrical box capable of reducing the voltage of motor and converting the current running through motor into voltage. The box through BNC cables sends the signals to an A/D card and thereafter to the PC. The power is estimated via the known relation P = VI, while the power coefficient via the equation For the measurement of infinite velocity we use a Pitot tube at a sufficient distance ahead of the model and the subtraction of static from total pressure is measured in a manometer connected via a BNC cable with an A/D card and afterwards is sent to the PC. The velocity is estimated via the known relation , where q is the measured through the manometer dynamic pressure of undisturbed airflow. Using the same velocity we estimate the non-dimensional tip-blade velocity according to the relation . The graph of power of experimental and computational data as well as the graph of power coefficient is shown below for a various rotational speed. Graph 3 All-inclusive graph of power curves versus air velocity Graph 4 All-inclusive graph of power coefficient CP versus non-dimensional blade-tip velocity λ For the measurement of thrust there is used the load pad measuring three forces, three moments (multi-component force plate) which is used firstly for the measurement of the drag of the rest of the construction and afterwards for the measurement of the total of drag plus thrust of the rotor which the previously measured drag is abstracted from for the estimate of net thrust. The thrust coefficient is estimated as The graph of thrust of experimental and computational data as well as the graph of thrust coefficient is shown below for a various rotational speed. Graph 5 All-inclusive graph of thrust curves versus air velocity Graph 6 All-inclusive graph of thrust coefficient CT versus non-dimensional blade-tip velocity λ The theoretical results are computed using the GAST program code of the laboratory, while at the same time, there have been corrections upon measurements using the Glauert correction model.