The characteristics of boundary layers have significant effects on the aerodynamic forces and vibration of the wind turbine blade. The incorporation of active trailing edge flaps (ATEF) into wind turbine blades has been proven as an effective control approach for alleviation of load and vibration. This paper is aimed at investigating the effects of external trailing edge flaps on the flow pattern and velocity distribution within a boundary layer of a NREL 5MW reference wind turbine, as well as designing a new type of velocity sensors for future validation measurements. An aeroelastic-aerodynamic simulation with FAST-AeroDyn code was conducted on the entire wind turbine structure and the modifications were made on turbine blade sections with ATEF. The results of aeroelastic-aerodynamic simulations were combined with the results of two-dimensional computational fluid dynamic simulations. From these, the velocity profile of the boundary layer as well as the thickness variation with time under the influence of a simplified load case was calculated for four different blade-flap combinations (without flap, with $-5^{\circ}$, $0^{\circ}$, and $+5^{\circ}$ flap). In conjunction with the computational modeling of the characteristics of boundary layers, a bio-inspired hair flow sensor was designed for sensing the boundary flow field surrounding the turbine blades, which ultimately aims to provide real time data to design the control scheme of the flap structure. The sensor element design and performance were analyzed using both theoretical model and finite element method. A prototype sensor element with desired bio-mimicry responses was fabricated and validated, which will be further refined for integration with the turbine blade structures.
Choi, Seong-Hee;Jiang, Jack J.;Yun, Bo-Ram;Lee, Ji-Yeoun;Lim, Sung-Eun;Choi, Hong-Shik
말소리와 음성과학
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제2권3호
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pp.157-164
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2010
This study investigated the characteristics of two aerodynamic indices, PTP (Phonation threshold pressure) and PTF (Phonation threshold flow) in patients with ADSD (adductor spasmodic dysphonia) and to see if two new aerodynamic indices can differentiate between normal and ADSD group. Additionally, PTP and PTF values were compared in terms of overall severity of ADSD in the patient group. The severity of ADSD was rated on a 7-point rating scale by two experienced speech language pathologists. The Kay Elemetrics Phonatory Aerodynamic System (PAS) (Kay Elemetrics Corp., Lincoln Park, NJ) was used to collect PTP and PTF measurements from 16 female normal subjects, 31 female patients with ADSD. Significantly lower PTF values (P< 0.05) were observed in ADSD when compared to those of normal control. Also, significantly lower PTF values in severe ADSD patients (P<.001). However, PTP could not distinguish patients with ADSD from control groups (P=0.119) and among the ADSD groups according to the severity (P=0.177). Consequently, PTF was more sensitive than PTP which might differentiate between normal speakers and ADSD and among different levels of severity within ADSD, suggesting that PTF could be a useful diagnostic parameter to measure the aerodynamic function of ADSD and provide the neurolaryngeal dysfunction in patients with ADSD.
본 논문은 한국 최초 국산 비행기라 할 수 있는 부활호의 개량 복원을 위하여 부활호 비행기의 공력특성을 연구한 것이다. 공력특성의 예측은 전산유체역학과 풍동시험기법을 적용하였다. 부활호의 기본 형상에 대하여 공력특성을 예측하고 비행기의 자세변화와 조종면 변위각에 따른 공력을 구하였다. 플랩과 엘리베이터의 변위각과 받음각의 변화에 따른 양력, 항력 및 피칭모멘트의 변화를 분석하였고, 에일러론과 러더의 변위각과 옆 미끄럼각의 변화에 따른 측력, 요잉모멘트 및 롤링모멘트의 변화를 분석하여 비행 안정성 및 특성에 대하여 논하였다. 연구 결과 부활호의 공력 특성이 CFD와 풍동시험에서 의미있는 유사한 결과를 얻었으며, 이에 따른 비행시험에서 원활하게 증명이 되었다.
The suppression of aerodynamic response of long-span suspension bridges during erection and after completion by using single TMD and multi TMD is presented in this paper. An advanced finite-element-based aerodynamic model that can be used to analyze both flutter instability and buffeting response in the time domain is also proposed. The frequency-dependent flutter derivatives are transferred into a time-dependent rational function, through which the coupling effects of three-dimensional aerodynamic motions under gusty winds can be accurately considered. The modal damping of a structure-TMD system is analyzed by the state-space approach. The numerical examples are performed on the Akashi Kaikyo Bridge with a main span of 1990 m. The bridge is idealized by a three-dimensional finite-element model consisting of 681 nodes. The results show that when the wind velocity is low, about 20 m/s, the multi TMD type 1 (the vertical and horizontal TMD with 1% mass ratio in each direction together with the torsional TMD with ratio of 1% mass moment of inertia) can significantly reduce the buffeting response in vertical, horizontal and torsional directions by 8.6-13%. When the wind velocity increases to 40 m/s, the control efficiency of a multi TMD in reducing the torsional buffeting response increases greatly to 28%. However, its control efficiency in the vertical and horizontal directions reduces. The results also indicate that the critical wind velocity for flutter instability during erection is significantly lower than that of the completed bridge. By pylon-to-midspan configuration, the minimum critical wind velocity of 57.70 m/s occurs at stage of 85% deck completion.
The attitude control of an aircraft is usually fulfilled by means of thrusters at high altitudes. Therefore, the possibility of using also aerodynamic surfaces would produce the advantage of reducing the amount of fuel for the thrusters to be loaded on board. For this purpose, Zuppardi already considered some aerodynamic problems linked to the use of a wing flap in a previous paper. A NACA 0010 airfoil with a trailing edge flap of 35% of the chord, in the range of angle of attack 0-40 deg and flap deflections up to 30 deg was investigated. Computer tests were carried out in hypersonic, rarefied flow by a direct simulation Monte Carlo code at the altitudes of 65 and 85 km of Earth Atmosphere. The present work continues this subject, considering the same airfoil and free stream conditions but two flap extensions of 45% and 25% of the chord and two flap deflections of 15 and 30 deg. The main purpose is to compare the influence of the flap dimension with that of the flap deflection. The present analysis is carried out in terms of: 1) percentage variation of the global aerodynamic coefficients with respect to the no-flap configuration, 2) increment of pressure and heat flux on the airfoil lower surface due to the Shock Wave-Shock Wave Interaction (SWSWI) with respect to the same quantities with no SWSWI or in no-flap configuration, 3) flap hinge moment. Issues 2) and 3) are important for the design of the mechanical and thermal protection system and of the flap actuator, respectively. Under the above mentioned test and geometrical conditions, the flap deflection is aerodynamically more effective than the flap extension, because it involves higher variation of the aerodynamic coefficients. However, tests verify that a smaller deflection angle involves the advantage of a smaller increment of pressure and heat flux on the airfoil lower surface, due to SWSWI, as well as a smaller hinge moment.
풍동실험에 적용하는 실험계획법을 연구하기 위한 선행 연구로써 KF-16의 정적 공력 데이터베이스를 구축하는 풍동 실험을 수행하였다. 본 실험에서 사용된 기체는 KF-16의 1/33 scale의 모델이며 수평 꼬리날개와 플래퍼론, 방향타를 모두 구현하였다. 크게 실험은 수평 꼬리날개의 유무에 따른 공력 특성 변화를 보기 위한 실험과 플랩, 플래퍼론, 방향타, 그리고 수평 꼬리날개의 변위각에 따른 공력특성 변화를 알아보기 위한 실험을 수행하였다. 실험 수행 후에는 각 실험들에 대해서 6가지 공력계수 그래프를 분석하고 반응 표면을 생성하면서 조종면의 변화가 각각 어떤 공력 특성에 큰 영향을 미치는지 알아보았다.
The performance study shows the result using two different methods which are used to control missile or aircraft. One is the Thrust Vector Control(TVC) method for the aviation of next generation and the other is the present effective Shroud Jet-vane System(SJVS) method for the satellite effector development. The research was done through the performance estimation using the numerical simulation analysis, the modelling, the performance measuring using the model, the investigation of the flow visualization and aerodynamic performance with the enforced power to the vane and the result comparison.
This paper presents methods for dynamic stall control utilizing an optimization approach. Unsteady aerodynamic sensitivity code is developed using a direct diffentiation method from a discrete two-dimensional unsteady compressible Navier-Stokes code including a two-equation turbulence model. Dynamic stall control is conducted by minimizing an objective function defined at an instant instead of integrating a response for a period of time. Unsteady sensitivity derivative of the objective function is calculated by the sensitivity code, and optimization is conducted using a linear line search method at every physical time level. Examples of dynamic stall control utilizing airfoils nose radius or maximum thickness variation show very satisfactory results.
Pitch control of wind turbine is activated above rated wind speed for the purpose of rated power regulation. When we design pitch controller, its gain-scheduling is essential due to nonlinear characteristics of aerodynamic torque. In this study, 2-mass model including a vibration mode of drive-train for a 2 MW wind turbine is considered and pitch control with gain-scheduling using a linearization analysis of the nonlinear aerodynamic torque is applied. Some simulation results for the pitch gain-scheduling under step wind speed are presented and investigated. It is shown that gain-scheduling in pitch control is important especially in the region of high wind speeds when there exists a vibration mode of drive-train.
Techniques for stabilising slender bridges under wind loads are presented in this article. A mathematically consistent description of the acting aerodynamic forces is essential when investigating these ideas. Against this background, motion-induced aerodynamic forces are characterised using a linear time-invariant transfer element in terms of rational functions. With the help of these functions, the aeroelastic system can be described in the form of a linear, time-invariant state-space model. It is shown that the divergence wind speed constitutes an upper bound for the application of the selected mechanical actuators. Even active control with full state feedback cannot overcome this limitation. The results are derived and explained with methods of control theory.
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[게시일 2004년 10월 1일]
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