research centers


Search results: Found 10

Listing 1 - 10 of 10
Sort by

Article
Numerical Study of Optimum Configuration of Unconventional Airfoil with Steps and Rotating Cylinder for Best Aerodynamics Performance
دراسة عددية للشكل الامثل لجناح غير تقليدي يحوي على عتبات واسطوانة دوارة لأفضل اداء ديناميكي هوائي

Authors: Najdat N. Abdulla نجدت نشأت عبدالله --- Ahmed J. Hamoud احمد جميل حمود
Journal: Journal of Engineering مجلة الهندسة ISSN: 17264073 25203339 Year: 2014 Volume: 20 Issue: 6 Pages: 179-199
Publisher: Baghdad University جامعة بغداد

Loading...
Loading...
Abstract

Numerical study of separation control on symmetrical airfoil, four digits (NACA 0012) by using rotating cylinder with double steps on its upper surface based on the computation of Reynolds-average Navier- Stokes equations was carried out to find the optimum configuration of unconventional airfoil for best aerodynamics performance. A model based on collocated Finite Volume Method was developed to solve the governing equations on a body-fitted coordinate system. A revised (k-w) model was proposed as a known turbulence model. This model was adapted to simulate the control effects of rotating cylinder. Numerical solutions were performed for flow around unconventional airfoil with cylinder to main stream velocities ratio in the range of 1 to 4 and for various positions of the steps on the airfoil from the leading edge, 0.1c, 0.2c, 0.3c, 0.4c, 0.5c for the first step and 0.5c, 0.6c, 0.7c, 0.8c for the second step with constant step depth and length of 0.03c and 0.125c respectively. Reynolds number of 700,000 which was based on the cord length (c), with angle of attacks 0, 5, 8, 10, 12, 15 degrees was considered for the assessment of the unconventional airfoil performance. The numerical investigation showed that the optimum configuration for the unconventional airfoil was found to be at velocities ratio (U/U∞=4) with the steps positions at 0.5c and 0.8c for best airfoil performance.

باستخدام )NACA 0012)تضمن العمل دراسة عددية للسيطرة على انفصال جريان الهواء من على سطح جناح متناظر نوع اسطوانة دوارة في مقدمة الجناح واضافة عتبات اثنين على السطح العلوي للجناح, وهذا التحليل تم باستخدام معادلة متوسط رينولد- نافير ستوك) وذلك لايجاد افضل اداء ايروديناميكي للجناح بعد الاضافات. اعتمد هذا الموديل الرياضي على طريقة الحجوم المحددة لحل , وقد تم استخدام موديل رياضي للجريان الاضطرابي. أجري الحل العددي للتدفق حول الجناح غير التقليدية مع اسطوانة دوارة بنسبة السرعات من 1 الى 4 اضعاف سرعة التيار الهوائي الرئيسي ومع اختلاف اماكن العتبات على الجناح بمسافة مقاسة من الحافة الأمامية وقد كان عدد رينولدز من 700.000 مع زاوية من الهجمات 0، 5، 8، 10، 12، 15 درجة لتقييم الأداء الجناح غير تقليدية.


Article
NUMERICAL ANALYSIS OF A MODEFID AIRFOIL FOR WIND TURBINE
التحليل العددي لمطيار عنفة رياح

Author: Wisam Abd Mohammed Al-Shohani وسام عبد محمد محمود الشوهاني
Journal: DIYALA JOURNAL OF ENGINEERING SCIENCES مجلة ديالى للعلوم الهندسية ISSN: 19998716/26166909 Year: 2014 Volume: 7 Issue: 2 Pages: 83-97
Publisher: Diyala University جامعة ديالى

Loading...
Loading...
Abstract

This paper presents a numerical analysis of new airfoil, TCB6612, and compared with respect to standard airfoil NACA4412 using them in wind turbine blade. The main objective of this work is to enhance the aerodynamic performance of airfoil by changing the geometry of the airfoil in order to increase the overall power output of the wind turbine. Two software, GAMBIT and FLUENT, are used in this work; GAMBIT is used to create modeling and meshing of the airfoils while FLUENT is used to simulate and analysis the airfoils. The analysis showed that the significant enhancement in aerodynamic performance for TCB6612 is occurred. It is found that value of Cd/Cl is decreased about 10.23%, the power coefficient is reached to 51.9%, and the power output is increased about 9.8%.

تعرض هذه الورقة التحليل العددي لمطيار جديد (TCB6612) ومقارنته مع مطيار قياسي (NACA4412) واستعمالهما في ريشة عنفة هوائية. الهدف الرئيسي من هذا العمل العمل هو تحسين الاداء الحركي الهوائي للمطيار وذلك من خلال تغيير الشكل الهندسي للمطيار من اجل زيادة الطاقة الاجمالية لعنفات الرياح. لانجاز هذا العمل تم استخدام برنامج كامبتGAMBIT و برنامج فلونت FLUENT، حيث استخدم برنامج كامبت لتكوين النمذجة للمطيار في حين استخدم برنامج الفلونت لمحاكات وتحليل المطيار. اظهر التحليل ان هناك تحسن كبير في الاداء الهوائي لـ TCB6612، حيث وجد ان قيمة Cd/Cl قد انخفضت حوالي 10.23%، ومعامل القدرة بلغ 51.9%، وزيادة في الطاقة المنتجة بنسبة 9.8%.


Article
Flow Computation through the Passage Bounded By the Dish and Supports of the Awacs

Authors: Shwan F. Mahmood --- Ihsan Y. Hussien
Journal: Journal of Engineering مجلة الهندسة ISSN: 17264073 25203339 Year: 2007 Volume: 13 Issue: 1 Pages: 1331-1352
Publisher: Baghdad University جامعة بغداد

Loading...
Loading...
Abstract

A numerical method has been introduced to predict the flow through a complex geometry bounded by the fuselage, airfoil supports and rotating dish of the AWACS. The finite volume computational approach is used to carry out all computations with staggered grid arrangement. The (k-) turbulence model is utilized to describe the turbulent flow. The solution algorithm is based on the technique of automatic numerical grid generation of curvilinear coordinate system having coordinate lines coincident with the boundary counters regardless of its shape. A general coordinate transformation is used to represent complex geometries accurately and the grid is generated using a system of elliptic partial differential equations technique. The extension of the SIMPLE algorithm for compressible flow is used to obtain the required solution.. The results obtained in the present work show that the moving boundary (the rotating dish) has small effects on the free stream and the effects vanish after short distance away from the lower surface of the rotating dish along the span distance. The results of the proposed numerical method show good agreement with available results obtained in literatures.

تم تقديم طريقة عددية لحساب الجريان خلال المنطقة المعقدة المحاطة بجسم الطائرة، الدعامتين والصحن الدوار لطائرة الانذار المبكر (الاواكس). تم استخدام طريقة الحجوم المحددة لإجراء جميع الحسابات مع العقد الزاحفة. تم استخدام موديل (k-) لوصف الجريان المضطرب. اعتمدت خوارزمية الحل على اساس تقنية توليد العقد الذاتية لنظام الاحداثيات المقوس الذي تكون فيه الاحداثيات متطابقة مع حدود الجسم دون الاعتماد على شكله. تم استخدم نظام عام لتحويل الاحداثيات لتمثيل الشكل المعقد بصورة دقيقة وتم تكوين العقد في الشبكة باستخدام تقنية نظام المعادلات التفاضلية الجزئية. طور نظام الخورازمية المعروفة (SIMPLE) للجريان الانضغاطي واستخدم للحصول على الحل المطلوب. أظهرت النتائج المستحصلة ان الصحن الدوار له تأثير قليل على جريان الهواء وأن ذلك التأثير يتلاشي بعد مسافة قصيرة اسفل الصحن باتجاه جسم الطائرة. بينت نتائج الطريقة الحسابية المقترحة توافقا جيداً مع النتائج المستحصلة في البحوث السابقة.


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
Experimental and Numerical Analysis of Incompressible Flow over an Iced Airfoil
التحليل التجريبي والعددي لجريان لاانضغاطي حول مطيار مثلج

Authors: Karima E. Amori Karima E. Amori كريمة أسماعيل عموري --- drkarimaa@yahoo.com --- Ethar Saad Ahmed ايثار سعد أحمد
Journal: Journal of Engineering مجلة الهندسة ISSN: 17264073 25203339 Year: 2014 Volume: 20 Issue: 5 Pages: 126-145
Publisher: Baghdad University جامعة بغداد

Loading...
Loading...
Abstract

Determining the aerodynamic characteristics of iced airfoil is an important step in aircraft design. The goal of this work is to study experimentally and numerically an iced airfoil to assess the aerodynamic penalties associated with presence of ice on the airfoil surface. Three iced shapes were tested on NACA 0012 straight wing at zero and non-zero angles of attack, at Reynolds No. equal to (3.36*105). The 2-D steady state continuity and momentum equations have been solved utilizing finite volume method to analyze the turbulent flow over a clean and iced airfoil. The results show that the ice shapes affected the aerodynamic characteristics due to the change in airfoil shape. The experimental results show that the horn iced airfoil consumes more power than the other shapes of ice, its value was (44.4W). The horn iced shape has the worst effect on the airfoil than the other shapes. The present results are compared with previously reported results; it is found there is a very good agreement between them. A comparison between the experimental and computational results of the presented work were pursing the same behavior.

إن تحديد الخصائص الديناميكية الهوائيه لمطيار متكون عليه جليد هو خطوة هامة في تصميم الطائرات. الهدف من هذا العمل هو بناء تجارب عملية وعددية لجنيح متجمد وذلك لتقييم الاداء الايروديناميكي المرتبط بوجود ثلج على سطح الجنيح.تم اختيار ثلاثة اشكال لثلج متكون على مطيار من نوعNACA 0012 حيث اختبرت عند زاويا هجوم صفرية غير صفرية ولعدد رينولدز3.36*105)). تم حل معادلات الاستمرارية والزخم ذات البعدين للحاله المستقرة باستخدام طريقة الحجوم المحددة وذلك لتحليل الجريان المضطرب حول جنيح بدون ومع وجود الثلج عليه.أظهرت النتائج إن اشكال الثلج المتولده على المطيار تؤثر على الخصائص الايروديناميكية وذلك بسبب تغير الشكل الانسيابي للجنيح. النتائج التجريبية بينت أن شكل الثلج بحافة حادة على الجنيح يستهلك طاقة اعلى من بقية اشكال الثلج, حيث كانت أعظم طاقة (44.4 واط). أظهرت النتائج ايضا أن الثلج ذو الحافة الحادة تأثيره الاسوء على الأجنحة من بقية الاشكال.قورنت النتائج الحالية مع نتائج لبحوث سابقة وكانت متوافقة معها بصورة جيدة جدا. قورنت النتائج العملية مع النتائج النظرية، حيث كانت تسلك نفس السلوك .


Article
Improving the Lift Characteristics of Supersonic Double 257 Wedge Airfoil at Low Speed Using Passive-Active Flow Controlling Methods
تحسين خصائص الرفع لمطيار الاسفين المزدوج فوق الصوتي عند السرع الواطئة باستخدام وسائل سلبيه وفعاله للسيطرة على الجريان

Authors: Mohammed I.Abutabikh --- AbdulKareem Al-Musawi --- Mohammed K. Khashan
Journal: Engineering and Technology Journal مجلة الهندسة والتكنولوجيا ISSN: 16816900 24120758 Year: 2015 Volume: 33 Issue: 1 Part (A) Engineering Pages: 257-272
Publisher: University of Technology الجامعة التكنولوجية

Loading...
Loading...
Abstract

The supersonic double wedge airfoil performs quite excellent in the supersonic speed regime but would lead to poor performance at subsonic speed regime due to sharp edges stall. For this purpose a theoretical and experimental study was undertaken to improve performance characteristics of the supersonic double wedge airfoil at low speed by using passive-active flow controlling methods. The proposed passive method was a shape modification through changing the sharp leading edge and mid- section upper and lower surface apex to smooth curved control segment actived during subsonic flight regime; and the blowing technique was used as an active method. ANSYS FLUENT CFD package was used to simulate the flow around the standard and modified airfoils. Low speed wind tunnel tests were also conducted in order to measure pressures and velocities chordal-wise the model airfoils fabricated to accomplish these wind tunnel tests. The results had proven that the proposed flow controlling methods had improved the performance of the double wedge airfoil at low speed. The maximum lift coefficient C_(l,max) was increased by about (38%) and the stall angle for C_(l,max) was jumped from (12°) for the standard airfoil to (18°) for the modified airfoil with blowing. The experimental results coincide well with the theoretical results.

صمم مطيار الاسفين المزدوج فوق الصوتي للعمل بأداء عالي عند السرع فوق الصوتية في حين ينخفض اداءه بشكل كبير عند السرع الواطئة تحت الصوتية بسبب انهواء الجريان عند الحافات الحاده للمطيار, لهذا الغرض تم اجراء دراسة نظريه وعمليه للتحقق من امكانيه رفع اداء مطيار الاسفين المزدوج فوق الصوتي عند السرع الواطئة باستخدام وسائل سيطرة على الجريان سلبيه وفعاله. نفذت الوسيلة السلبية للسيطرة على الجريان عن طريق تغيير الحافات الحاده الأمامية والعليا للمطيار بسطوح سيطرة منحنيه يتم تفعيلها اثناء الطيران تحت الصوتي, في حين تمثلت الوسيلة الفعالة بطريقة النفث. تم توظيف حقيبة برمجيات ANSYS FLUENT CFD لمحاكاة الجريان حول المطيار القياسي والمعدل وتم اجراء التجارب في نفق ريح ذو سرعه واطئة على نماذج للمطيار صنعت خصيصاً للعمل الحالي. اثبتت النتائج ان الوسائل المقترحة للسيطرة على الجريان قد حسنت من اداء المطيار في السرع الواطئة, حيث ازداد معامل الرفع الاقصى بنسبه (38%) وارتفعت زاويه معامل الرفع الاقصى من (12°) للمطيار القياسي الى (18°) درجه بالمطيار المعدل مع النفث. كان التطابق جيد بين النتائج النظرية والعملية.


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
THE EFFECTS OF CYLINDER AT THE LEADING EDGE OF AIRFOIL NACA 0012 ON THE BOUNDARY LAYER SEPARATION
تأثيرات وضع أسطوانة في مقدمة ريشة من نوعNACA0012على انفصال الطبقة المتاخمة

Author: Ghassan Fadhil Muhammad Hussain غسان فاضل محمد حسين
Journal: KUFA JOURNAL OF ENGINEERING مجلة الكوفة الهندسية ISSN: 25230018 Year: 2010 Volume: 1 Issue: 2 Pages: 73-88
Publisher: University of Kufa جامعة الكوفة

Loading...
Loading...
Abstract

The study of boundary layer separation control using cylinder based at the leading edge of airfoil NACA 0012 was carried out in this research. The experimental work have been done using wind tunnel with air flow velocity 24 m/s, and with airfoil NACA 0012 at angles of attack (0°, 5°, 10°, 14° and 20°) respectively. The pressure distribution around airfoil NACA 0012 was measured at each above angles of attack to calculate lift and drag coefficients with and without circular cylinder at the leading edge of this airfoil. The visualization of flow around and behind the airfoil NACA 0012 was experimentally produced using smoke wind tunnel at angles of attack(0°, 5°, 10°,14° and 20°) respectively, and repeat the works with circular cylinder at the leading edge of this airfoil at the same angles. The results compared with computational results of other theoretical results researchers, and there is a good approximate between most of results. The angle of separation of the boundary layer of airfoil is 14°, but the angle will be change to 20° when the cylinder be at the leading edge of the airfoil.

تمت دراسة انفصال الطبقة المتاخمة باستخدام اسطوانة في مقدمة ريشة من نوع NACA 0012. الحسابات العملية تمت باستخدام نفق هوائي بسرعة 24 m/s وبزوايا هجوم للريشة(0°, ,°5 ,°14,°10 و(°20 على التوالي.تم قياس الضغط حول الريشة ولكل زاوية هجوم لحساب معامل الرفع ومعامل الإعاقة بوجود وبعدم وجود اسطوانة في مقدمة الريشة.إن تصور الجريان حول وخلف الجناح NACA 0012 ظهر عمليا باستخدام نفق الدخان الهوائي وبزوايا هجوم للريشة (0°, ,°5 ,°14,°10 و(°20 على التوالي.وقد تم تكرار العمل بوجود اسطوانة دائرية في مقدمة الريشة ولنفس الزوايا. ناظرت النتائج العملية في هذا البحث مع النتائج النظرية لباحثين آخرين وان هناك تقارب كبير مع اغلبها. ان زاوية الانفصال للطبقة المتاخمة هي 14°ولكنها سوف تتغير الى °20 عند وضع الاسطوانة في مقدمة الريشة.


Article
Enhancement of Wind Turbine Performance Using Air- Blowing Technique by Modified Strong Implicit Procedure (MSIP) Optimization Solver Method
تحسين أداء التوربين الهوائي بأستخدام تقنية نفخ الهواء بطريقة الحل بالأسلوب الضمني القوية المثلى (MSIP

Authors: Abdulhadi Mohammed Jawad --- Muhannad Zedan Khelifa --- Mustafa Sami Abdullateef --- Yasser Ahmed Mahmood
Journal: Engineering and Technology Journal مجلة الهندسة والتكنولوجيا ISSN: 16816900 24120758 Year: 2014 Volume: 32 Issue: 6 Part (A) Engineering Pages: 1580-1601
Publisher: University of Technology الجامعة التكنولوجية

Loading...
Loading...
Abstract

A powerful intensifier of friction in air flows affects the lift and drag coefficients, the flow separation plays a vital part in aerodynamic characteristics for technical applications. The porous air blowing is also one of a powerful technique that determines and improves of these characteristics. In present work the influence of this technique on power coefficient in separated laminar flow over wind turbine blade is investigated in numerical and optimization methods. The influence of some parameters associated with using air blowing, such as the speed air blowing ratio (U_j/U) strength on the performance of the NACA 4415 two dimensional airfoil at different angle of attack(5^o، 〖10〗^o، 〖15〗^o) have been studied. The result shows that the air blowing is effective in controlling the separation in all cases but the power coefficient is greater in α=5 than the other angles and at tip speed ratio equal 2.5. The influence of air blowing technique on the power coefficient is clear and greater than without blowing cases.

يعتبر الأحتكاك من أشد العوامل المؤثرة على معامل الرفع والكبح للهواء المنساب حيث يلعب أنفصال الهواء المنساب نتيجة الأحتكاك دوراً مهما في تحديد المواصفات الأيروديناميكية في التطبيقات التقنية. ان النفخ المسامي للهواء يعتبر أحدى التقنيات الفعالة لأيجاد وتحسين هذه المواصفات. في هذا البحث تم دراسة تأثير هذه التقنية على معامل القدرة للهواء الطباقي المنفصل على ريش التوربين الهوائي بأستخدام طرق عددية وتحسينية مثلى، حيث تمت دراسة تأثير بعض العوامل الخاصة بأستخدام نفخ الهواء مثل شدة نسبة النفخ الى سرعة الهواء(U_j/U)على أداء المطيار NACA 4415 الثنائي البعد لمختلف زوايا الهجوم(5^o، 〖10〗^o، 〖15〗^o). بينت النتائج ان نفخ الهواء له سيطرة فعالة على انفصال الهواء في كل الحالات ولكن معامل القدرة له قيمة أعلى ما يمكن في زاوية هجوم 〖α=5〗^o ونسبة السرعة النسبية 2.5 قياساً بالزوايا والنسب الاخرى. ومن الواضح، وحسب النتائج التي تم الحصول عليها في هذا البحث، تأثير تقنية نفخ الهواء على معامل القدرة كبير مقارنةً مع حالة عدم استخدام هذه التقنية.


Article
Experimental Study to Design and Manufacturing of NACA 0012 Horizontal Axis Wind TurbineBlade

Authors: Muhammad .A.R Yass --- EkbalHussein Ali --- Hussein Ali Hussein
Journal: Journal of University of Babylon مجلة جامعة بابل ISSN: 19920652 23128135 Year: 2018 Volume: 26 Issue: 6 Pages: 128-139
Publisher: Babylon University جامعة بابل

Loading...
Loading...
Abstract

In this research, the design, analysis, improvement, and manufacturing of a horizontal axis wind turbine with symmetrical blade section type (NACA 0012) airfoil have been achieved. For better performance and behavior, it is necessary to install some parameters and controlled the others to achieve the best wind turbine performance.Fortran 90 computer programsare used to analyze and calculate the design data as well as compare these data with the results of CFD code.Then the optimization methodsScmitz, betz and lift/drag optimization were used to improve chord and pitch angle for a wind turbine. Turbine blades were drawn by solidworkprogram, and then this data was transferred to the 3D printer to manufacturethe blades. Note that the blades were made of fiberglass material. The results were as follows, where the Cp =0.481at TSR=7beforeoptimizationand after optimization, the best results were as followsCp = 0.556 at Schmitz chord optimization and lift/drag twist optimization, Also Cp = 0.53 at Betz chord optimization and lift/drag twist optimization at same TSR.

فيهذاالبحثتمتصميموتحليلوتحسينوتصنيعريشةتوربينرياحافقيالمحورذاتمقطعمتنـاظرنـوع NACA) (0012. للحصولعلىاداءوسلوكأفضلمنالضروريتثبيتبعضالعواملوالتحكمفيعواملاخرىللوصولالىأفضلأداءلريشةتوربينالرياح.تماستخدامبرنامجفولرتران 90 لتحليلوحساببياناتالتصميموكذلكمقارنةهذهالبياناتمعنتائجCFD Code. كذلكتماستخدامطرقالتحسين (Scmitz, betz and lift/drag optimization) لتحسينوتروزاويةالملعبلريشةتوربينالرياح. من ثمرسمريشالتوربينبواسطة برنامج solidwork بعدذلكارسالهذهالبياناتالى3D printer ليتمتصنيـعالريـش. علماانالريـشصنعتمنمـادةالاليـافالزجاجية.النتائجكانتكالتالي، حيثكانت قبلالتحسين Cp =0.481عند TSR=7،وبعدالتحسيناصبحتCp = 0.556 .عند استخدام نظرية Schmitz لتحسين الوتر وطريقة lift/drag optimization لتحسين زاوية الملعب, وكانت الـ Cp = 0.53 عند استخدام نظرية Betz لتحسين الوتر وطريقة lift/drag optimization لتحسين زاوية الملعب.

Listing 1 - 10 of 10
Sort by
Narrow your search

Resource type

article (10)


Language

English (9)

Arabic and English (1)


Year
From To Submit

2018 (1)

2015 (1)

2014 (4)

2010 (2)

2008 (1)

More...