PHÂN TÍCH KHÍ ĐỘNG HỌC CỦA MẪU CÁNH NACA 6409 ỨNG DỤNG TRONG TUABIN ĐIỆN GIÓ VỚI PHƯƠNG PHÁP THANH

0 Người đánh giá. Xếp hạng trung bình 0

Tác giả: Văn Thìn Đinh, Quang Sáng Lê, Hữu Đức Nguyễn

Ngôn ngữ: vie

Ký hiệu phân loại:

Thông tin xuất bản: Tạp chí Khoa học và Công nghệ - Đại học Thái Nguyên, 2022

Mô tả vật lý: tr.27-235

Bộ sưu tập: Metadata

ID: 332257

Thêm vào giỏ Liên kết toàn văn

Bài báo 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. Cơ sở toán học của XFLR5 bao gồm lý thuyết đường nâng (LLT), phương pháp ô mạng xoáy (VLM) và phương pháp thanh (PM). Trong nghiên cứu này, phương pháp PM sẽ được sử dụng để phân tích các thông số khí động học như hệ số lực nâng Cl, hệ số lực cản Cd, hệ số Cl/Cd và hệ số áp lực Cp đặt lên bề mặt của mẫu cánh NACA 6409 khi hoạt động tại các góc tấn công khác nhau. Phương pháp PM có thời gian phân tích nhanh và các kết quả thu được cho thấy sự phù hợp tốt với các dữ liệu thực nghiệm đã được công bố trước đó.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.

1. Đọc trực tuyến

1. Đọc trực tuyến

Tạo bộ sưu tập với mã QR