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제안 방법
- 3). 격자 시험을 통하여 계산비용과 해석정확도를 고려하여 RANS 영역과 LES 영역에 대하여 각각 2,122,930개의 사면체 격자와 5,028,110개의 사면체 격자를 사용하였으며, 날개 표면 경계층에서의 정확한 격자 해상도를 얻기 위하여 벽면에 수직한 방향으로의 격자 확장비율은 7 %로 하였다. 이는 소음 해석 관심 대상인 날개 뒷전에서 2.
- 계산 격자는 톱니 뒷전 형상을 용이하게 모사하기 위하여 비정렬 격자를 사용하였으며, 스팬 방향으로 일정한 격자 해상도를 유지하였고 날개의 앞전과 뒷전의 격자를 조밀하게 생성하였다(Fig. 3). 격자 시험을 통하여 계산비용과 해석정확도를 고려하여 RANS 영역과 LES 영역에 대하여 각각 2,122,930개의 사면체 격자와 5,028,110개의 사면체 격자를 사용하였으며, 날개 표면 경계층에서의 정확한 격자 해상도를 얻기 위하여 벽면에 수직한 방향으로의 격자 확장비율은 7 %로 하였다.
- 기본형 로터와 톱니형 로터에 대하여 IEC 61400-11 규정에 의거하여 표준 소음 측정지점인 로터 후류 방향으로 R+H(R: 로터 반경, H: 타워 높이)만큼 떨어진 위치에서 B&K 2250 소음계를 이용하여 소음을 측정하였다(Fig. 9).
- 이 경우에서 있어서 경계면 문제를 단순화하여 LES에서 RANS으로의 역결합(back coupling)을 제한하여 문제를 해결하였다. 따라서, 이 혼합영역 RANS-LES 비정상 전산유체역학 모사를 통하여 익형 끝단 소음을 예측하고, 톱니 뒷전을 가진 날개의 광대역 소음 예측 기법을 개발하였다. RANS와 LES 기법 간 난류 모사 기법 사이의 불연속성을 해결하기 위하여 기존의 중첩격 자기법(overlapping method), 합성 입구 경계조건(synthetic inlet boundary condition)이나 재생기법(recycling method)의 문제점을 보완하여 와류 기법(vortex method)를 이용하여 RANS-LES 경계면에서 난류 변동을 생성하는 기법을 사용하였다.
- 에 기초하였으며 날개의 표면을 적분면으로 하고 음향상사법을 적용하여 계산하였다. 수음자 위치는 날개 뒷전에서 코드와 수직한 방향으로 2c 거리이며, 해당 위치에서 음압 신호를 직사각형 윈도우(rectangular-windows)를 이용하여 FFT를 수행하여 소음 스펙트럼을 얻었다. Fig.
- 25 m/s이다. 유효 코드(effective chord)는 톱니 길이(serration length)의 50 %까지로 하여 공력 특성을 계산하였다(Fig. 1). 톱니 형상은 톱니 진폭(serration amplitude) h와 톱니 파장(serration wavelength) λ에 대하여 λ/h=1인 경우와 λ/h=2인 경우에 대하여 격자를 생성하였다.
- RANS와 LES 기법 간 난류 모사 기법 사이의 불연속성을 해결하기 위하여 기존의 중첩격 자기법(overlapping method), 합성 입구 경계조건(synthetic inlet boundary condition)이나 재생기법(recycling method)의 문제점을 보완하여 와류 기법(vortex method)를 이용하여 RANS-LES 경계면에서 난류 변동을 생성하는 기법을 사용하였다. 이 기법을 FLUENT를 이용하여 RANS 영역 내에 포함된 LES 하부 영역 계산을 통해 원방 소음을 예측하였다.
- 톱니 파장과 톱니 진폭의 비율을 λ/h=1로 하였을 경우에는 1 kHz 이하에서 기본 익형에 대하여 광대역 소음 저감 효과를 나타내지만, 820 Hz 부근에서는 λ/h=2의 톱니형 뒷전 날개가 기본 익형에 비하여 높은 소음 저감 효과를 예측하였다.
- 톱니형 뒷전을 적용한 로터의 소음 저감 효과를 검증하기 위하여 유전 알고리즘을 이용한 최적설계를 통하여 10 kW급 저소음 풍력발전기 블레이드를 설계하였고 블레이드 몰드와 FRP(fiber reinforced plastic)로 제작하였다. 톱니형 평판을 부착하여 완성된 로터를 이 연구실과 MOU를 체결한 사업체의 풍력발전기 실증 단지에 설치하였다.
- 회전 블레이드 소음 중 날개 뒷전의 공력음향학 적산란에 의하여 발생하는 난류 경계층 끝단 소음을 저감시키기 위하여 톱니형 뒷전 익형의 소음 예측 및 검증을 수행하였다. 혼합 영역 RANS-LES기법을 이용하여 기본형 익형과 톱니형 익형에 대한 유동 및 소음 시뮬레이션을 수행하였으며 톱니형 날개가 300~900 Hz 주파수 대역에서 5~10 dB의 소음저감효과를 나타내었다.
대상 데이터
- 날개 모델은 서울대학교의 풍력발전기 광대역소음 저감 연구에서 사용된 기본 익형(7)으로 블레이드의 루트부에서 스팬방향으로 75 % 지점에 사용되며 코드 길이는 300 mm이고, 톱니 익형은 코드 길이의 10 %에 해당하는 부분을 톱니 끝단(serrated edge)을 적용한 모델을 사용하였다. 자유 흐름 유속은 51.
이론/모형
- 따라서, 이 혼합영역 RANS-LES 비정상 전산유체역학 모사를 통하여 익형 끝단 소음을 예측하고, 톱니 뒷전을 가진 날개의 광대역 소음 예측 기법을 개발하였다. RANS와 LES 기법 간 난류 모사 기법 사이의 불연속성을 해결하기 위하여 기존의 중첩격 자기법(overlapping method), 합성 입구 경계조건(synthetic inlet boundary condition)이나 재생기법(recycling method)의 문제점을 보완하여 와류 기법(vortex method)를 이용하여 RANS-LES 경계면에서 난류 변동을 생성하는 기법을 사용하였다. 이 기법을 FLUENT를 이용하여 RANS 영역 내에 포함된 LES 하부 영역 계산을 통해 원방 소음을 예측하였다.
- 기존의 RANS-LES 혼합 기법 연구(6)에서는 결합 모사(coupled simulation) 방법을 사용하였다. 이는 물체 주위 유동장은 RANS로 계산하고 원방은 LES로 계산하는 방법이다.
- 시간차분화는 한계이차내재기법(bounded second order implicit method)으로 구현하였다. 내장(embedded) LES 접근법을 위하여 Wale의 하위 그리드 치수 모델(subgrid scale model)(10)에 기반한 난류 모델링을 사용하였으며, 한계 중심 미분(bounded central differencing)으로 계산하였다. 시간 단계 크기(time step size)는 공력학적 시간 해상도를 만족하도록 했으며 이 계산에서는 9.
- 사용된 난류 모델은 두 가지이며 초기해를 위한 정상계산에서는 일반적인 익형에 대하여 정확한 해를 얻을 수 있는 Menter(1994)(8)에 의하여 제안된 전단응력 수송 모델(shear-stress transport k-w model)을 사용하였으며, 비정상 계산에서는 Walters(2008)(9)가 제안한 3-방정식 와점성 계수 천이 모델(three-equation eddy-viscosity k-kl-w transition model)을 사용하여 해석하였다.
- 운동량 방정식의 압력 계산은 표준 방식(standard scheme)을, 운동량과 난류 운동에너지 및 소산율 계산은 이차풍상기법(second order upwind method)을 적용하였다. 시간차분화는 한계이차내재기법(bounded second order implicit method)으로 구현하였다. 내장(embedded) LES 접근법을 위하여 Wale의 하위 그리드 치수 모델(subgrid scale model)(10)에 기반한 난류 모델링을 사용하였으며, 한계 중심 미분(bounded central differencing)으로 계산하였다.
- 압력-속도 결합(pressure-velocity coupling)을 위하여 단순 방식(simple scheme)을 사용하였으며 공간차분화 오차를 최소화하기 위하여 최소자승 격자기반기법(least squares cell based method)을 적용했다. 운동량 방정식의 압력 계산은 표준 방식(standard scheme)을, 운동량과 난류 운동에너지 및 소산율 계산은 이차풍상기법(second order upwind method)을 적용하였다.
- 압력-속도 결합(pressure-velocity coupling)을 위하여 단순 방식(simple scheme)을 사용하였으며 공간차분화 오차를 최소화하기 위하여 최소자승 격자기반기법(least squares cell based method)을 적용했다. 운동량 방정식의 압력 계산은 표준 방식(standard scheme)을, 운동량과 난류 운동에너지 및 소산율 계산은 이차풍상기법(second order upwind method)을 적용하였다. 시간차분화는 한계이차내재기법(bounded second order implicit method)으로 구현하였다.
- 원방 소음은 Ffowcs Williams-Hawkings 방정식(1)에 기초하였으며 날개의 표면을 적분면으로 하고 음향상사법을 적용하여 계산하였다. 수음자 위치는 날개 뒷전에서 코드와 수직한 방향으로 2c 거리이며, 해당 위치에서 음압 신호를 직사각형 윈도우(rectangular-windows)를 이용하여 FFT를 수행하여 소음 스펙트럼을 얻었다.
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