research centers


Search results: Found 14

Listing 1 - 10 of 14 << page
of 2
>>
Sort by

Article
STUDY OF IMPORTANT VARIABLES OF AERODYNAMICS FOR SUBSONIC AIRCRAFT USING ADVANCED AIRCRAFT ANALYSIS SOFTWARE
دراسة أهم المتغيرات الأيرودينامية لطائرة ذات سرعة تحت صوتية باستخدام برنامج AAA

Authors: Israa Yheaa Daood --- Sattar J. Habeeb --- Asaad T. Al-Omran
Journal: Journal of Engineering مجلة الهندسة ISSN: 17264073 25203339 Year: 2010 Volume: 16 Issue: 1 Pages: 877-893
Publisher: Baghdad University جامعة بغداد

Loading...
Loading...
Abstract

This study presents the important variables of aerodynamics of subsonic aircraft using AAA software, moreover to comprehensive preview of some imperical and mathematical equations where needs in this analysis process. Cruise mission chose for this study comparing with another mission of flight such as Take-off, Climb, Dive & Descent, and Landing according to important of the mission and cruise mission has large rung during the flight mission. These analyses of process submit to more and complex iteration process until we access to correct solution. Lift, drag, and moment coefficients along the lift surfaces such as wing, and horizontal tail were showed. Also this paper explain the effect of flight level, aircraft speed, aspect ratio of lift surfaces on lift curve. Results show that, increase the value of altitude, load factor, aspect ratio leads to increase the value of lift coofficent and decrease the airplane velocity.

الدراسة توضح أهم المتغيرات الأيرودينامية لطائرة ذات سرعة تحت صوتية باستخدام برنامج AAA بالإضافة إلى استعراض شامل لبعض المعادلات التجريبية والرياضية الخاصة في عملية التحليل. الدراسة تمت في مرحلة التحليق للطائرة بسبب أهمية هذه المرحلة, فترة بقاء الطائرة فيها تكون كبيرة مقارنة مع الإقلاع, التسلق, الانحدار, والهبوط حيث تخضع عملية التحليل هذه إلى العديد من الحالات التكرارية المستمرة إلى أن نصل إلى الحل الدقيق. أهم المتغيرات المدروسة كانت توزيع معاملات الرفع, الكبح, العزم على أسطح الرفع المتمثلة بالجناح والذنب الأفقي, بالإضافة إلى دراسة تأثير سقف الطيران, سرعة الطائرة, النسب الباعية لأسطح الرفع على منحني الرفع. أخيرا تم دراسة شكل العلاقة بين معامل الرفع, معامل الكبح عند قيم رقم ماخ مختلفة. النتائج اظهرت أن زيادة مستوي الطيران, معامل الحمل, النسبة الباعية لأسطح الرفع يؤدي إلى زيادة قيم معامل الرفع بينما يحدث العكس في حالة زيادة سرعة الطائرة.


Article
THEORETICAL STUDY FOR AERODYNAMIC PERFORMANCE OF HORIZONTAL AXIS WIND TURBINE

Authors: Saad T. Hamidi --- Mohamed A. Fayad
Journal: AL-TAQANI مجلة التقني ISSN: 1818653X Year: 2011 Volume: 24 Issue: 8 Pages: E113-E124
Publisher: Foundation of technical education هيئة التعليم التقني

Loading...
Loading...
Abstract

This work is based on theoretical mathematical model of aerodynamic forces acting on the blades of horizontal axis wind turbine and influence of different parameters on power efficiency and energy production has been investigated. It has been chosen an profile airfoil type NACA 2410 with different parameters (number of turbine blades (2–5), tip speed ratio (4–20) and ratio of coefficient forces (25–100)). Evaluation these parameters by using iterative solution and obtained a good results for turbine efficiency (0.45-0.51) when the number of blade is (3) and local tip speed ratio (5-7) with coefficient force (100) for chosen profile airfoil.

هذا العمل يعتمد على النموذج الرياضي النظري لقوى الايروديناميك الهوائية التي تتصرف على ريشة توربين هوائي ذو المحور الافقي وتأثير العوامل المختلفة على كفاءة التوربين والطاقة المنتجة المتحققة . تم اختيار شكل لريشة انسيابية نوع NACA 2410 واخضاعها لعوامل مختلفة ( عدد الريش التوربين ) 5-2 ( نسبة السرعة الرئسية للتوربين ) ( 20-4نسبة معامل القوى الايروديناميك ( 100-25 ). تم اجراء تقيم لهذة العوامل باستخدام طريقة الحل التكراري والحصول على نتائج جيدة لكفاءة التوربين ( 0.51-0.45 ) عندما يكون عدد ريش التوربين ) 3 ( و نسبة السرعة الرئسية ( 7-5 ) وبمعامل قوى ايروديناميكي ) 100 ( للشكل الذي تم اختيارة


Article
ENHANCEMENT PERFORMANCE OF WIND TURBINE BLADE BY COMPARISON STUDY OF SUCTION AND BLOWING TECHNIQUESUSING SEP METHOD
تحسين الاداء لزعنفة التوربين الهوائي بواسطة دراسة مقارنة لتقنيات الشفط والنفخ باستخدام طريقة SEP

Loading...
Loading...
Abstract

In this work a new concept of flow separation control mechanism has been introduced to improve the aerodynamic characteristics of an airfoil. Control of flow separation over an airfoil at low Reynolds number is theoretically simulated under the effects of suction and blowing, based on the computation of Reynolds-average Navier-Stocks equations(the solution of each set of equations is achieved by application of the SEP(strong explicit procedure)solver) is carried out. Using Finite Volume Method to solve the governing equations on a body, so, a numerical model is developed. The suction and blowing control mechanism appears to be suppression of the separation bubble and reduction of the upper surface pressure to increase the lift and decrease the drag. To make section model, NACA 4421 airfoil has been chosen. In present study, the theoretical are performed with different angle of attack (20º, 22º, 23º), Uj/U (A) =6 and different chord (1c,0.9c,0.8c,0.7c). The theoretical results show that the flow separation control is possible by the proposed mechanism and benefits can be achieved by suction and blowing (for suction position at the end of the chord (0.8c) and for blowing position at the begging of the chord (0.1c)). The section performance is significantly improved due to control of flow separation by suction and blowing. It has also been found that the lift increases about 14% at the angle of attack 20º, 22ºand 23º and seen that the blowing is better than the suction.

في هذا العمل تم إدخال مفهوم جديد لألية السيطرة على انفصال الهواء وتحسين الخصائص الايروديناميكية على نموذج مطيار. السيطرة على انفصال الهواء حول المطيار بعدد رينولدز منخفض قد تم نظريا تحقيقه تحت تأثير الشفط والنفخ، اعتمادا على حسابات معدل رينولدز في معادلة نافيير – ستوك (وقد تم حل كل مجموعة من المعادلات بتطبيق السياق الضمني الشديد(SEP)).ولحل المعادلات الحاكمة لشبكة توافق الاجسام تم تطوير نموذج رياضي عددي باستخدام تقنية الحجوم المحددة .ان آلية السيطرة عن طريق الشفط والنفخ تظهر إخماد فقاعات الانفصال والتي تؤدي الى تقليل الضغط على السطح العلوي للجناح لزيادة الرفع وتقليل الكبح . اجريت دراسة حسابية على مقطع المطيار 4421 NACA اختير كموديل. تم اعتماد في الدراسة الحالية زواية هجوم مختلفة (20º, 22º, 23º ) وUj/U (A) =6 وبأطوال اوتار مختلفة(1c,0.9c,0.8c,0.7c).بينت النتائج النظرية التي تم الحصول عليها بان السيطرة على انفصال الهواء ممكنة بواسطة الية الشفط والنفخ (موقع الشفط يكون في نهاية الوتر(0.8c) و موقع النفخ في بداية الوتر(0.1c)).تم تحسين اداء المطيار بشكل ملحوظ بسبب السيطرة على انفصال الهواء بواسطة الشفط والنفخ. وقد وجد أيضا ان الرفع يزداد حوالي14٪ في زاوية الهجوم(20º, 22º, 23º ).وبينت ان عملية النفخ هو افضل من عملية الشفط .


Article
AERODYNAMIC CHARACTERISTICS OF TWO DIFFERENT AIRFOILS USING PANEL METHOD

Author: Nabeel Mohammed Jasim
Journal: KUFA JOURNAL OF ENGINEERING مجلة الكوفة الهندسية ISSN: 25230018 Year: 2010 Volume: 2 Issue: 1 Pages: 17-38
Publisher: University of Kufa جامعة الكوفة

Loading...
Loading...
Abstract

In this paper, a numerical investigation to analysis the potential flow over 2D airfoil, is carried out. The governing equation for potential flow is Laplace's equation, a widely studied linear partial differential equation. One of Green's theorem can be used to write a solution to Laplace's equation in a two-dimensional domain subjected to the Neumann boundary condition using Panel method. A computer program is developed by implementing a specific model using doublet panels of constant strength to compute the flow over a member of two different airfoil shapes (NACA0020 & NACA4412). The results are presented in terms of streamlines to show the behavior of the fluid flow for several values of angle of attack ( ). Also, pressure distribution, lift coefficient, pitching moment, and drag coefficient are calculated for the airfoils. The results show that the pressure distribution, lift coefficient, pitching moment, and drag coefficient are a strong function of the airfoil's geometry and the angle of attack. Also the peak value of the lift coefficient for NACA4412 is observed to occur at angle of attack of (10o) and its value is equal to (1.82), while its value is equal to (0.9) for NACA0020 at the same value of angle of attack. The numerical results of lift coefficient have been confirmed by comparing it with experimental and other numerical results. Good agreement was obtained.

في هذا البحث تم إجراء دراسة عددية لتحليل الجريان ألجهدي (الجريان بالطاقة الكامنة) حول جنيح ثنائي البعد. إن المعادلة الحاكمة للجريان ألجهدي هي معادلة (لابلاس) و التي تعتبر من المعادلات التفاضلية الجزئية الخطية التي تدرس على نطاق واسع. و قد تم حل معادلة لابلاس حسب نظرية (كرين) في مجال ثنائي البعد يخضع لشروط (نيومان) الحدية و باستخدام طريقة اللوحة أو الأجزاء .تم إنشاء برنامج حاسوبي بالاعتماد على الموديل الرياضي المستخدم و حسب طريقة القيمة الثابتة لمعامل دوبلت لكل لوحة لغرض تحليل الجريان حول شكلين مختلفين من الجنيح (NACA0020 & NACA4412). تم تمثيل نتائج الدراسة بدلالة خطوط الانسياب لبيان سلوك الجريان و لقيم مختلفة من زاوية الجريان ( ). كذلك تم حساب و إيجاد توزيع الضغط, و معاملات الرفع , العزم و السحب للجنيح. لقد بينت النتائج بان توزيع الضغط, و معاملات الرفع , العزم و السحب هي دالة قوية لشكل الجنيح و زاوية الجريان. كذلك بينت النتائج أن القيمة القصوى لمعامل الرفع للجنيح (NACA4412) تحدث عند زاوية جريان (10o) وقيمته تساوي (1.82) ، في حين أن قيمته تساوي (0.9) للجنيح (NACA0020) عند القيمة نفسها لزاوية الجريان. لقد تم مقارنة النتائج العددية لقيم معامل الرفع لهذه الدراسة مع نتائج عملية و عددية لدراسات سابقة ووجد إن الحل العددي الحالي مقارب جدا لهذه الدراسات.


Article
PREDICTION OF SHOCK WAVE AND EXTERNAL FLOW FIELD PARAMETERS IN A MODERATE SUPERSONIC FLOW OVER A 3-D ARC CIRCULAR BUMP

Author: Dr. Ahmed Kadhim Hussein
Journal: Iraqi journal of mechanical and material engineering المجلة العراقية للهندسة الميكانيكية وهندسة المواد ISSN: 20761819 Year: 2009 Volume: 9 Issue: 1 Pages: 1-14
Publisher: Babylon University جامعة بابل

Loading...
Loading...
Abstract

This study is used to compute the primitive variables of moderate supersonic flow based on finite difference computational fluid dynamic methods. The problem considered deals with a three-dimensional external, inviscid ,compressible supersonic flow over a three-dimensional arc circular bump. In this work, Euler equation was solved using time-marching MacCormack’s explicit technique. The flow conditions are taken at sea level and Mach number at 1.97. To deal with complex shape of arc circular bump the so-called “body fitted coordinate system” were considered and the algebraic methods were used to generate grids over an arc circular bump. The results showed a good agreement with other published results.

في هذا البحث تم إظهار أهمية الحل العددي في أيجاد حل للمشاكل الأيروديناميكية عند السرع الصوتية العالية المعتدلة أي (supersonic flow) عندما يكون رقم ماخ اعلى من واحد. تم اللجوء الى الأسلوب العددي لتعذر حل المشكلة الهندسية تحليلياً وكذلك فأن حل أي مشكلة أيروديناميكية تحتاج الى نفق هوائي (supersonic wind tunnel ) وهو غير متوفر في العراق ويتطلب وقت زمني كبير جداً لاجراء التجارب. في الدراسة الحالية تم التعامل مع برنامج هندسي متكامل وتطويره للتعامل مع الجريان فوق الصوتي وإيجاد المتغيرات الأساسية ( primitive variables) وهي السرعة والضغط ودرجة الحرارة والكثافة ورقم ماخ والطاقة الداخلية عند أي نقطة . تضمن أسلوب الحل ، حل معادلة أويلر وتم توليد مجاميع النقاط بواسطة تقنية (mesh generation) وتم أختيار arc circular bump كحالة للدراسة. الحل العددي تم بأستخدام طريقة ماكارموكs Method )’ (MacCormackوهي طريقة كفوءه عند استخدامها لدراسة الجريان الخارجي فوق الصوتي وتم اختيار رقم ماخ للجريان الخارجي (Free stream Mach number) بقيمة(1.97) كحالة دراسة وايضاً تم دراسة تأثير موجات الصدمة (shock waves) على حساب المتغيرات الأساسية للجريان الخارجي الانضغاطي وباهمال تاثير لزوجة الجريان.


Article
Proposed Modification to Increase Main Swept Back Wing Efficiency for Aircraft Aermacchi Siai S211
التعديل المقترح لزيادة كفاءة الجناح المتراجع الى الخلف لطائرة Aermacchi Siai S211

Author: Naseer Abdul Razzaq Mousa نصير عبدالرزاق موسى
Journal: Journal of Engineering مجلة الهندسة ISSN: 17264073 25203339 Year: 2014 Volume: 20 Issue: 10 Pages: 60-78
Publisher: Baghdad University جامعة بغداد

Loading...
Loading...
Abstract

A winglet is devices attached at the wing tips, used to improve aircraft wing efficiency by reduction influence wing tips vortices and induct drag, increasing lift force at the wing tips and effective aspect ratio without adding greatly to the structural stress and weight in the wing structure. This paper is presented three-dimensional numerical analysis to proposed modification swept back wing by adding Raked winglets devices at the main wing tips belong the two seat trainer aircraft type Aermacchi Siai S211 by using Fluent ANSYS 13 software. CFD numerical analysis process was performed at the same flight boundary conditions indifferent wing angle of attacks with constant air flow velocity V∞ =50 (m/sec), ambient pressure Po=101325 (Pa), ambient temperature To=288.14 (K), and at air density ρo=1.225 (kgm3) to both proposed wing model and the main aircraft wing model. The results are shown an improvement in aerodynamic parameters including increment lift coefficient to (0.22%-5.95%), reduction drag coefficient to (0.34% - 3.60%), increment wing load efficiency ratio to (2.62% - 7.30%), reduction induct drag coefficient CDi to (7.65% - 13.11%) compared with the main aircraft wing model and achieved an improvement in aircraft flight maneuver abilities and stability controls especially during descent, approach, landing and takeoff with lower speed with shortage runway.

الجنيحات الطرفية عبارة عن اجهزة تركب على اطراف الاجنحة تستخدم لتحسين كفاءة جناح الطائرة عن طريق تقليل تاثير الدوامات الهوائية الطرفية، وتاثير الكبح الحثي، زيادة قوة الرفع عند طرفي الجناح التي تؤدي الى زيادة تاثير نسبة باع الجناح الى المساحة الكلية بدون اضافة احمال واجهادات اضافية كبيرة لهيكل الجناح. يقدم هذا البحث التحليل العددي ثلاثي الابعاد لتعديلات مقترحة لجناح متراجع الى الخلف باضافة جنيحات طرفية مسلوبة الى الخلف الى الجناح الاساسي لطائرة تدريب ثنائية المقعد طراز (Aermacchi Siai S211) باستخدام البرنامج التحليلي (ANSYS 13. ). تم تنفيذ عملية التحليل العددي لكلا الجناح المقترح والجناح الاساسي للطائرة في نفس ظروف الطيران المحددة لمختلف زوايا هجوم الجناح مع بثبوت سرعة جريان الهواء V∞ = 50 (m/sec), الضغط الجوي Po=101323 (Pa) ودرجة حرارة To=288.14 (K) و كثافة الهواء ρo=1.225 (kgm3). اظهرت نتائج التحليل العددي تحسن في البارامترات الايروديناميكية لنموذج الجناح المقترح التي تتضمن زيادة معامل قوة الرفع معامل الرفع الى ( 0.22% - 5.95%), وتقليل معامل قوة الكبح الى (0.34% - 3.72%), وزيادة نسبة كفاءة الجناح الى (2.62% - 7.30%) , وتقليل معامل الكبح الحثي الى (7.65% - 17.37%) بالمقارنة مع الجناح االاساسي للطائرة وحققت تحسن في قابلية الطائرة للمناورة واستقرارية السيطرة خصوصا اثناء النزول،والتقرب،والهبوط والاقلاع في سرعات طيران اقل في مسافة مدرج اقصر.


Article
Computational Method for Unsteady Motion of Two-Dimensional Airfoil

Author: Anmar H. Ali
Journal: Journal of Engineering مجلة الهندسة ISSN: 17264073 25203339 Year: 2008 Volume: 14 Issue: 4 Pages: 3136-3152
Publisher: Baghdad University جامعة بغداد

Loading...
Loading...
Abstract

A numerical method is developed for calculation of the wake geometry and aerodynamic forces on two-dimensional airfoil under going an arbitrary unsteady motion in an inviscid incompressible flow (panel method). The method is applied to sudden change in airfoil incidence angle and airfoil oscillations at high reduced frequency. The effect of non-linear wake on the unsteady aerodynamic properties and oscillatory amplitude on wake rollup and aerodynamic forces has been studied. The results of the present method shows good accuracy as compared with flat plate and for unsteady motion with heaving and pitching oscillation the present method also shows good trend with the experimental results taken from published data. The method shows good results for a wide range of unsteady motion of a two-dimensional airfoil.

تم تطوير طريقة عددية لحساب القوى الهوائية وشكل الاعقاب خلف مطيار ثنائي الابعاد واقع تحت تاثير حركة غير متوازنة لجريان غير لزج وغير قابل للانضغاط (طريقة البوابات). طبقت الطريقة على المطيار الذي يبدا بحركة فجائية وبزاوية هجوم معينة كذلك المطيار الذي يتحرك بتذبذب ذو قيمة اهتزازية عالية. ان تاثير التصرف اللاخطي للاعقاب على الخواص الهوائية وقيم العليا للحركة الاهتزازية وتاثيراتها على الالتفاف الحاصل بالاعقاب خلف المطيار والقوى الهوائية المتولدة حيث تمت دراستها. اوضحت الطريقة المستخدمة حاليا نتائج جيدة اذا ما قورنت مع الاسطح المستوية كذلك فان الحركة الاهتزازية الرفعية والانحنائية اظهرت تطابق جيد من حيث التصرف مع النتائج العملية المتحصلة من بحوث سابقة. ان الطريقة الحالية تظهر نتائج جيدة ولمديات واسعة في الحركة الغير مستقرة لمطيار ثنائي البعد.


Article
Three Dimensional Simulation of Supersonic Flow over Missiles of Different Shapes
تمثيل ثلاثي الابعاد لمجرى فوق الصوتي لمقذوفات ذات اشكال مختلفة

Authors: Jalal M. Jalil --- Hussain H. Al-Kayiem --- Ahmed Kadhim Hussein
Journal: Engineering and Technology Journal مجلة الهندسة والتكنولوجيا ISSN: 16816900 24120758 Year: 2012 Volume: 30 Issue: 3 Pages: 325-343
Publisher: University of Technology الجامعة التكنولوجية

Loading...
Loading...
Abstract

In this work, a three-dimensional primitive variable of supersonic flow overmissiles was computed based on finite difference computational fluid dynamicmethods. The problem was considered is to deal with external, inviscid, compressiblesupersonic- flow over three-dimensional missiles with and without canard. Eulerequations were solved using time-marching MacCormack’s explicit technique. Theflow conditions are taken at sea level and Mach number was tested up to 4.0. To dealwith complex shape of missiles the so-called “body fitted coordinate system” wasconsidered and the algebraic and elliptic methods were used to generate grids overmissiles. The number of iterations and the number of mesh points depending onMach number. The result indicate, that for the same Mach number, the increasing ofmesh points, lead to increase of the number of iterations

في هذا البحث, حسب الجريان فوق الصوتي الثلاثي البعدعبر مقذوفات بطريقة الفروقات المحددةلديناميك الموائع الحسابي. لقد اعتبرت المسألة ذات جريان خارجي فوق صوتي لاأنضغاطيغيرلذج عبر مقذوفات ثلاثية البعد مع كنرد تقليدي وبدون كنرد. حلت معادلات أويلرباستخدام تكنيكمكورمك الظاهرمع الوقت. ظروف الجريان أخذت عند مستوى سطح البحر مع عدد ماخ لغاية 2.5للتعامل مع الشكل المعقد للمقذوفات, استخدمت نظام احداثيات مطابقة الجسم بالطرق الجبريةوالبيضوية لتوليد الشبكة عبر المقذوفات. اظهرت النتائج تطابق جيد مع النتائج المنشورة.


Article
STUDY OF DRUG FORCE AND THE FLOW FIELD ON ROAD VEHICLES
دراسة قوى الكبح ومجال الجريان على مركبات الطريق

Author: Khalid M. Sawoud خالد مصلح سعود
Journal: DIYALA JOURNAL OF ENGINEERING SCIENCES مجلة ديالى للعلوم الهندسية ISSN: 19998716/26166909 Year: 2015 Volume: 8 Issue: 1 Pages: 83-97
Publisher: Diyala University جامعة ديالى

Loading...
Loading...
Abstract

Improving road vehicles performance needs to deep understanding the science of aerodynamics, in order to control flow field by means of active and passive control techniques. The airflow behavior when passes over the road vehicles surfaces will be changes in patterns and resulting in different pressure regions. This pressure region causes drag force and thereby increases in fuel consumption of the road vehicles. This paper include experimental study to investigate the effect of road vehicles for three most common rear end configurations design such as (square, notch and fastback) on drag force, drag coefficient and pressure distribution. The experiments were carried out an open, low speed, and three dimensional wind-tunnel, on geometrical similarity to the prototype (Audi 80 1987) in scale down (1:18) wooden models for four different velocities (11.31, 13.86, 17.89 and 22.98) m/sec. The results obtained from the wind-tunnel investigations showed that the drag force increases with the increasing of free-stream velocities. The minimum drag coefficient can be achieved with fastback configuration, comparing with the other tested models and result in approximately 16% and 48% lower than that for notch and square back configurations, respectively. These results are demonstrated by the pressure distribution curves which provide a deep understanding of the flow behavior above the tested models.

ان تحسين أداء مركبات الطريق يحتاج الى فهم عميق لعلم الايروداينمك، لغرض السيطرة على حقل جريان المائع وذلك من خلال أستخدام تقنيات خاملة أو فعالة. أن نمط جريان الهواء عند مروره فوق سطح مركبات الطريق سوف يتغير وينتج عن ذلك مناطق ضغط مختلفة الشدة. وأن هذه المناطق سينتج عنها قوى كبح وبالتالي سوف تزيد من أستهلاك الوقود لمركبات الطريق.ان هذا البحث يتناول اجراء فحوصات تجريبية لتأثير شكل النهاية الخلفية ولاكثر ثلاثة أنماط شيوعا في تصميم زاوية منحدر النهاية الخلفية (النموذج الاول الذي تكون له زاوية منحدر للنهاية الخلفية تتراوح بين 90- 50 درجة، النموذج الثاني ذات النهاية المتدرجة واما النموذج الثالث الذي تكون له زاوية منحدر للنهاية الخلفية أقل من أو تساوي 25 درجة) لمركبات الطريق على قوى ومعامل الكبح وكذلك على توزيع الضغط الأستاتيكي. أن الفحوصات التجريبية قد نفذت باستخدام نفق هوائي، ذات مدى سرع واطئة، دون الصوتية، ومن النوع المفتوح على النماذج المختبرية والمشابهة هندسيا للنموذج الأصلي (سيارة أودي-80-موديل 1987) وبنسبة تخفيض (1:18) والمصنعة من الخشب ولسرع مختلفة (13.86,11.31, 17.86 و22.98) متر لكل ثانية. أظهرت النتائج والبيانات التي تم الحصول عليها من اختبارات النفق الهوائي أن قوى الكبح تزداد مع أزدياد سرعة جريان الهواء. ان أقل معامل كبح تم الحصول عليه للطراز الثالث,(Fastback) وبمقارنته مع النماذج الاخرى أظهرت النتائج بأن له معدل معامل قوى كبح أقل بحدود 16% و48% من قوى الكبح للطراز الاول ((Notchback والثاني ((Square-back، على التوالي. أن منحنيات توزيع الضغط التي تم الحصول عليها تبرهن صحة النتائج وتساعدنا على فهم سلوك جريان الهواء حول النماذج التي تم فحصها.


Article
INVESTIGATING THE PRODUCTIVE ENERGY AND THE NUMBER OF REVS OF A SMALL WIND TURBINE AT A VARIABLE WIND SPEEDS.
دراسة الطاقة المنتجة وعدد دورات توربين رياح صغير في سرع رياح مختلفة.

Author: Noor M. Jasim م.م. نور محسن جاسم
Journal: Al-Qadisiyah Journal for Engineering Sciences مجلة القادسية للعلوم الهندسية ISSN: 19984456 Year: 2010 Volume: 3 Issue: 1 Pages: 64-78
Publisher: Al-Qadisiyah University جامعة القادسية

Loading...
Loading...
Abstract

In this research , the dynamics of the wind energy conversion system of a small wind turbine is studied. The aerodynamic forces are estimated at any incoming wind speeds for turbine blade which is known as airfoil section (NACA4412). The scheme is simulated by a program of Fortran90 and results are presented . The torque and the productive power are estimated from this program at each incoming wind speed, these results are compared with the extraction power from Betz theorem . Also, the number of revs of the small turbine are estimated at each incoming wind speed. From this model, we can specified the determinism of tip speed ratio and wind speed are a more suiting . Because wind speed increase over the suitable value, causes increasing of vortices of the hub and the tip and other losses .The proposed model can further investigate for analysis, design and performance evaluation of remote and off-grid wind energy conversion systems in hybrid applications.Keywords: Wind energy, Renewable energy, Aerodynamics, Small Wind turbine, (CST), Torque ,The Productive Power ,The Blade design and TSR.

في هذا البحث تم دراسة ديناميكية نظام تحويل طاقة الرياح في المنظومات التوربينية الصغيرة . القوى الديناميكية الهوائية تم حسابها لأي سرعة هواء داخلة لريشة التوربين ذو المقطع الانسيابي المعروف ب(NACA4412) . وذلك من خلال اعداد برنامج محاكاة بلغة الفورتران لحساب كافة النتائج المطلوبة. أن قيمة عزم التدوير و الطاقة الناتجة من التوربين تكون محسوبة بواسطة هذا البرنامج لكل سرعة رياح داخلة إلى التوربين , حيث قورنت النتائج مع الطاقة الممتصة من الرياح المحسوبة من نظرية بيتز Betz Theorem. كذلك تم حساب عدد دورات التوربين. من خلال هذا النموذج يمكننا تحديد نسبة سرعة طرف الريشة وسرعة الرياح التصميمية الأكثر ملائمة.عندما تزداد سرعة الرياح على القيمة المناسبة فان خسائر دوامات طرف الريشة وجذرها تزداد أيضاً.النموذج المقترح يمكن أن يتحرى لأبعد من ذلك للتحليل , وتقييم الأداء وتصميم أنظمة تحويل طاقة الرياح البعيدة وخارج الشبكة في التطبيقات الهجينة.

Listing 1 - 10 of 14 << page
of 2
>>
Sort by
Narrow your search

Resource type

article (13)

journal (1)


Language

English (10)

Arabic (2)

Arabic and English (1)


Year
From To Submit

2019 (1)

2017 (1)

2016 (1)

2015 (1)

2014 (1)

More...