Improved RANS methodology to quantify the aerodynamic impact of leading-edge roughness on thick wind turbine blades

• Autores: Rubén Gutiérrez Amo
• Directores de la Tesis: Patricia Aranguren Garacochea (dir. tes.), Riccardo Zamponi (dir. tes.)
• Lectura: En la Universidad Pública de Navarra ( España ) en 2024
• Idioma: inglés
• Número de páginas: 144
• Títulos paralelos:
  • Metodología RANS mejorada para cuantificar el impacto aerodinámico de la rugosidad del borde de ataque en palas gruesas de turbinas eólicas
• Enlaces
  • Tesis en acceso abierto en: Academica-e
• Resumen
  • español

    La situación económica actual y la urgente transición energética hacia una producción de energía libre de emisiones de gases invernadero, pueden influir significativamente la toma de decisiones durante el proceso de diseño de las palas de los aerogeneradores. Según la literatura, una posible decisión basada en reducción de coste es el incremento del espesor de la pala desde mitad de esta hasta su punta, lo cual reduce el material compuesto empleado en la estructura de pala sin perder a su vez la rigidez necesaria para mantener la deflexión de la pala y sus cargas dentro de los límites aceptables. Este incremento de espesor de pala conlleva el uso de secciones transversales más gruesas cuya relación sustentación/resistencia aerodinámica es baja en comparación con secciones finas. Esto no conlleva un impacto significativo en la producción de energía siempre y cuando el estado superficial de la pala no afecte el flujo de aire. Sin embargo, el incremento del espesor de pala aumenta el gradiente adverso de presión a lo largo de la pala, lo cual hace que la aerodinámica sea más susceptible de ser afectada por estados de rugosidad superficial adversa, causados por suciedad o erosión entre otros muchos. Como resultado, la energía anual producida puede verse sustancialmente reducida. Para evitar esto, las palas gruesas deberían ser aerodinámicamente robustas para mantener la energía anual frente a los múltiples estados superficiales que toman lugar a lo largo de su vida útil. Sin embargo, la investigación en los efectos que supone la rugosidad en perfiles aerodinámicos se basa principalmente en perfiles de bajo espesor usados en las puntas de palas antiguas. Incluso para estos perfiles, las metodologías, tanto empíricas como numéricas para evaluar el impacto de la rugosidad en aerodinámica, no están estandarizadas. En cuanto a perfiles gruesos se refiere, el efecto de la rugosidad esta escasamente investigado y lo estudiado está basado en métodos tradicionales, los cuales no consideran todos los impactos aerodinámicos. Por lo tanto, esta tesis evalúa la validez de estos métodos en perfiles gruesos e investiga las adaptaciones necesarias para evaluar todos los efectos aerodinámicos causados por la rugosidad. Por ello, se selecciona un perfil aerodinámico del 30% de espesor máximo, basado en requisitos industriales como primer paso en la investigación. Este perfil es ensayado en un túnel de viento a unas condiciones de número de Reynolds de 3 millones. Estas medidas constituyen la base empírica para la validación de los métodos usados en esta tesis. En los ensayos se usan dos métodos, cintas de zig-zag y papel de lija, conllevando un impacto diferente en sustentación y en drag para ángulos de ataque positivos. El papel de lija provoca mayor pérdida en la eficiencia aerodinámica del perfil aerodinámico que las cintas de zig-zag, y amplifica las fluctuaciones de los coeficientes aerodinámicos una vez el flujo se separa a altos ángulos de ataque. La separación de flujo se ve promovida por la rugosidad en borde de ataque siendo el impacto aerodinámico más severo. Esta separación ocurre en la valva de succión a altos ángulos de ataque y en la valva de presión a bajos. Finalmente, la separación del aire en la valva de presión se demuestra equivalente para ambos métodos y con un comportamiento 2D tras ser confirmado por imágenes de termografía. El siguiente paso en la investigación es el modelado numérico del caso de papel de lija ensayado previamente. Se emplean para ello las condiciones de contorno más recientes y basadas en el método del grano equivalente de arena usando el modelo de turbulencia k-w-SST y simulaciones 2D-RANS. Esta tesis extiende el uso de estas condiciones de contorno a perfiles más gruesos que aquellos en los que fueron investigadas. Se usan dos tipos de condiciones de contorno, las desarrolladas por Wilcox y las desarrolladas por Aupoix, contribuyendo esta tesis con la primera aplicación en perfiles aerodinámicos de las condiciones de contorno de Aupoix. Se concluye que la principal limitación numérica es la falta de predicción de la separación de flujo. Esta limitación, ha sido reportada por la literatura sin tener en cuenta la rugosidad, pero se concluye que es incluso más relevante para perfiles rugosos. Con el fin de entender la limitación numérica, se desarrollanmedidas adicionales de túnel de viento en el mismo perfil aerodinámico, incluyendo medidas de PIV en la valva de presión. Estas medidas concluyen que el fallo numérico se debe al emplazamiento erróneo del pico de esfuerzos de Reynolds dentro de la capa límite. Como resultado, hay un exceso de momento cerca de la superficie del perfil y un consecuente retraso en la separación de flujo. Esta justificación se enunció numéricamente por la literatura, pero esta tesis la confirma empíricamente. Por lo tanto, se toman dos correcciones de la literatura, basadas en reducir la viscosidad turbulenta, que han sido solo validadas sin rugosidad. Según los resultados de esta tesis, las correcciones son capaces de corregir el pico de los esfuerzos de Reynolds y esta tesis lo valida por primera vez con medidas de PIV. Además, estas medidas, demuestran que el ratio a1 dentro de la capa límite no es constante y está por debajo del valor por defecto en el k −ω−SST . Aun así, un valor de 0,29 en el modelo numérico se concluye como valor adecuado para mejorar la predicción de la separación de flujo. Por último, las correcciones previamente validadas solo para un ángulo de ataque de 0 grados, son investigadas para un rango de −20 a 20 grados y en otros dos perfiles aerodinámicos adicionales con espesores máximos del 25% y 18 %. El valor de a1 se estima para cada uno de estos ángulos y por cada valva de los perfiles. Un valor específico de a1 por ángulo de ataque y valva de perfil se concluye mientras la literatura está usando actualmente un único valor por todo tipo de perfil y todos los ángulos de ataque. Como resultado de la investigación realizada, se sugiere una nueva metodología para diferenciar a1 por cada valva del perfil aerodinámico y ángulo de ataque, remarcando así la necesidad de encontrar una relación de a1 con alguna magnitud del fluido. Tras emplear esta metodología en un modelo aeroelástico de un aerogenerador, se replican las distribuciones de cargas y potencia de la pala, mientras que la metodología previa a esta tesis, ofrece una distribución de cargas y potencia erróneas, con una subestimación de la energía anual producida del 2,5%.

  • English

    The current economic situation and the urgency of decarbonization are significantly influencing the design of wind-turbine blades. As a cost-reduction approach, the blade thickness can be increased in its outer part to reduce the number of composite layers while the blade stiffness is enough to keep blade deflections and loads within limits. While implementing the mentioned strategy may result in a lower overall lift-to-drag ratio for the blade compared to a relatively thinner blade, this reduction can be considered acceptable for blades that are not affected by roughness. However, the aerodynamic performance of thick blades is relatively more sensitive to blade roughness due to the associated adverse pressure gradient (APG) of their sections. Hence, a relatively higher reduction in the annual energy production (AEP) of the wind turbine occurs in the presence of blade roughness. This roughness varies randomly during the blade lifetime since wind turbines are installed worldwide in multiple environmental conditions. Thus, the aerodynamic performance of thick blades should be robust enough to keep the AEP for multiple surface conditions. On one side, the research on the roughness effect on airfoil performance is mainly based on thin airfoils used at the blade tips. Even for these airfoils, a non-standardized methodology for both experimental and numerical assessments is found in the literature. On the other side, the knowledge on the effect of leading-edge roughness (LER) on thick airfoils is scarce and based on traditional methods that do not consider all the aerodynamic impacts. Hence, this Ph.D. thesis assesses the validity of these methods on thick airfoils and researches their necessary adaptations to capture the LER effects. A 30%thick airfoil of industrial relevance has been selected in thiswork as a first step in the research. Wind-tunnel measurements are performed for this airfoil at a Rec of 3×106. These measurements constitute the basis of the experimental validation carried out in the Ph.D. thesis. Two methods to emulate LER, zig-zag (ZZ) tapes and sandpaper, have been employed, and a different impact on lift and drag coefficients has been quantified for positive angle of attacks (AoAs). The sandpaper causes a higher loss in airfoil performance than the ZZ tapes and amplifies the lift and drag fluctuations once the flow separates at high AoAs. The promotion of flow separation due to LER is the main aerodynamic impact that occurs on the airfoil suction side (SS) for high AoAs and on the airfoil pressure side (PS) for low AoAs. Furthermore, the region of flow separation on the airfoil PS remains nearly at the same location for both experimental-LER methods which results in a similar-linear variation of CL with the AoA for both methods. With respect to the infrared-thermography (IR) images, the flow-separation line is concluded to be mainly 2D. Subsequently, the numerical procedure to estimate the airfoil performance with LER is investigated. The most recent developments of the equivalent sand-grain approach in k−ω−SST are applied by means of 2D-Reynolds-Average Navier-Stokes (RANS) simulations tomodel the effects of LER. This Ph.D. thesis extends the use of these developments for an airfoil that is thicker than those researched in the literature. First, the suitability of the boundary-condition implementation on the computational fluid dynamics (CFD) code has been verified through flat plate cases. Later, the focus of the research is shifted to the application of Aupoix’s boundary conditions (BCs) on airfoil cases. Two airfoil cases from the literature reveal the failure of these BCs at high Rec and AoAs. Finally, the 30% thick airfoil is simulated, showing a substantial failure in the flow-separation prediction for all the studied BCs and different values of the equivalent sand grain. The open topic of 2D-RANS limitations for detached flows is concluded to become even more relevant for cases with LER if compared with smooth surface assumptions. Thus, a dedicated experimental campaign of the 30% thick airfoil has been carried out to understand the mentioned failure. Particle-image velocimetry (PIV) measurements on the airfoil PS reveal a difference with numerical predictions in the peak location of all the Reynolds shear stresses components. This offset increases with the freestream velocity and results in an excess of momentum near the airfoil surface and the consequent delay of flow separation. Two eddy-viscosity corrections fromthe literature, which were only applied to smooth surfaces, are considered in the numerical procedure developed in this Ph.D. thesis. The peak location of the Reynolds-shear-stresses is shifted by these corrections and validated with PIV measurements. Besides, the PIV measurements demonstrate that the Bradshaw’s constant (a1), defined as the ratio a1 = u′v′/k within the boundary layer, is lower than the default value assumed by the turbulence model and varies along the airfoil PS. A constant value of 0.29 in the numerical simulations is concluded to provide a suitable prediction of flow separation. Finally, the turbulent viscosity (μt ) corrections previously validated for only one AoA of 0◦, are researched for an AoA range from −20◦ to 20◦ and two additional airfoils with maximum relative thickness t/c of 25% and 18 %. First, a lack of robustness of the damping factor ( fb) and a1 methods can be found on the 30% thick airfoil once they are applied at the mentioned AoA range. Subsequently, the a1 value is estimated for each airfoil side and AoA whose later variation demonstrates that a specific a1 value is required for each one. However the literature is currently using a constant value of a1 for all AoAs and airfoils. As a result of the Ph.D. research, a new methodology is suggested to differentiate the a1 value per airfoil side and AoA which states the need for future research to find a relation of a1 with a specific flow magnitude. After employing the suggested methodology in an aeroelastic model of a wind-turbine, the shape of the power and loads distributions is replicated. Nevertheless, the methodology prior to this Ph.D. research provides wrong loads and power distributions as well as an underestimation of AEP loss of 2.5 %.