Reynolds number of the airfoil data

Discuss acquisition, use, and manipulation of airfoil data.

Moderator: Bonnie.Jonkman

Majjari.Chaitanya
Posts: 24
Joined: Wed Apr 20, 2016 4:18 am
Organization: Fraunhoffer Gesellschaft
Location: Germany

Reynolds number of the airfoil data

Postby Majjari.Chaitanya » Mon Jan 02, 2017 3:00 am

Hello,
I have a question regarding the reynolds numbers used, in the generation of steady airfoil coefficients,for the reference turbine NREL 5MW. In the chapter 2 of the document "Definition of a 5-MW Reference Wind Turbine for Offshore System Development", it is mentioned that the blade structural properties are based on DOWEC LM blade. In the document "DOWEC 6 MW Pre-Design", the steady airfoil coefficinets are generated for the airfoils DU40, DU35, DU30, DU25, DU21 at Re 7E6 and for NACA64 at Re 6E6. However, for the NREL 5MW reference turbine, the steady airfoil coefficients are generated at Re 0.75E6, for all the airfoils (as mentioned in the arifoils *.dat files). I did not found the reason for consideration of constant Reynolds number through out the blade span. It would be very helpful if someone could provide me some information on this.

Thanks in advance.

Best Regards,
Chaitanya Majjari

Jason.Jonkman
Posts: 2951
Joined: Thu Nov 03, 2005 4:38 pm
Location: Boulder, CO
Contact:

Re: Reynolds number of the airfoil data

Postby Jason.Jonkman » Mon Jan 02, 2017 7:00 am

Dear Chaitanya Majjari,

I dug into this a bit and found that the original airfoil data files in the old AeroDyn format did not contain Reynolds number. Instead, as described in the NREL 5-MW specifications report (http://www.nrel.gov/docs/fy09osti/38060.pdf), and as stated in the files, the uncorrected (two-dimensional) airfoil data simply came from the DOWEC study, and the airfoil data contained within the file simply contain the three-dimensionally corrected data (for rotational augmentation etc.). When these airfoil data were converted to the new AeroDyn v15 format, the Reynold's number seems to have been assigned randomly, as it is not currently used by AeroDyn v15. That is, the Reynold's number was never specifically treated and is only assigned a value in the AeroDyn-v15-formatted airfoil data files out of necessity.

Best regards,
Jason Jonkman, Ph.D.
Senior Engineer | National Wind Technology Center (NWTC)

National Renewable Energy Laboratory (NREL)
15013 Denver West Parkway | Golden, CO 80401
+1 (303) 384 – 7026 | Fax: +1 (303) 384 – 6901
nwtc.nrel.gov

Majjari.Chaitanya
Posts: 24
Joined: Wed Apr 20, 2016 4:18 am
Organization: Fraunhoffer Gesellschaft
Location: Germany

Re: Reynolds number of the airfoil data

Postby Majjari.Chaitanya » Tue Jan 03, 2017 12:46 am

Hello Mr.Jason Jonkman,

First of all I wish you Happy New Year!!!
Thank you very much for your time and effort to reply. The information, you have provided is very helpful to me. I'm implementing the three dimensional correction method dynamically in a load simulation tool, for that I need the steady airfoil coefficients without correction for rotational augmentation. At first, I wondered to find the same reynolds number for all the airfoils, in the NREL 5MW wind turbine aifoils data. However, I'm also referring to DOWEC 6MW predesign document at the same time for certain turbine properties of NREL 5MW, which helped me abit. I just needed some confirmation, which you have provided me.

Best Regards,
Chaitanya Majjari

Angadvir.Paintal
Posts: 1
Joined: Wed Aug 09, 2017 4:23 pm
Organization: University Of Illinois at Urbana-Champaign
Location: Illinois

Re: Reynolds number of the airfoil data

Postby Angadvir.Paintal » Tue Aug 15, 2017 2:25 pm

Hello,
I'm using FAST v7.02 to perform a time-marching simulation on a small wind turbine (radius = 2.33m). I'm currently using Prof. Selig's airfoil series (SG 6040, 6041, 6042, 6043) and used AirfoilPrep to extrapolate the airfoil data to the relevant range of the AoA in the required AeroDyn format. The airfoil data I've extrapolated is for varying Reynolds numbers from 100,000 to 500,000 for each of the 4 airfoils.
I tried to input multiple tables into a single airfoil input file, however, I believe, the table formatting is inconsistent and subsequently AeroDyn is unable to read through the lines. Here's the format I've followed for inputting 3 tables (of varying Re no. [100,000; 150,000; 200,000]) in a single input file, for a single airfoil design:

Any suggestions on the input file format? Or how I could potentially include multiple Re no. data in a single input file?

Code: Select all

SG6042 airfoil data for 45% radius from hub.             
Data came from PROPID.         
3       Number of airfoil tables in this file
0.1     Table ID parameter, Re in millions                                                       
13      Stall angle (deg)                                       
0       No longer used, enter zero                             
0       No longer used, enter zero                             
0       No longer used, enter zero                             
-8.5876 Angle of attack for zero Cn for linear Cn curve (deg)                   
2.9519  Cn slope for zero lift for linear Cn curve (1/rad)             
1.1122  Cn at stall value for positive angle of attack for linear Cn curve     
-0.8000 Cn at stall value for negative angle of attack for linear Cn curve     
-5.00   Angle of attack for minimum CD (deg)                   
-0.0431 Minimum CD value                      
-180.00    0.000   0.2845   0.0000                  
-170.00    0.484   0.3043   0.4000                  
-160.00    0.969   0.3609   0.5897                              
-150.00    1.012   0.4464   0.4968                              
-140.00    0.744   0.5485   0.3588                              
-130.00    0.552   0.6523   0.2973                              
-120.00    0.391   0.7422   0.2659                              
-110.00    0.244   0.8037   0.2452                              
-100.00    0.111   0.8253   0.2251                              
 -90.00    0.000   0.8000   0.2000                              
 -80.00   -0.111   0.8253   0.1909                              
 -70.00   -0.244   0.8037   0.1741                              
 -60.00   -0.391   0.7422   0.1531                              
 -50.00   -0.552   0.6523   0.1301                              
 -40.00   -0.744   0.5485   0.1025                              
 -30.00   -1.012   0.4464   0.0529                              
 -20.00   -0.869   0.2898  -0.0644                              
 -10.00   -0.186   0.0679  -0.0802                              
  -5.00    0.156   0.0100   0.0000                              
  -4.00    0.214   0.0100   0.0000                              
  -3.00    0.271   0.0100   0.0000                              
  -2.00    0.327   0.0100   0.0000                              
  -1.00    0.382   0.0100   0.0000                              
   0.00    0.437   0.0066   0.0000                              
   1.00    0.491   0.0160   0.0000                              
   2.00    0.545   0.0224   0.0000                              
   3.00    0.602   0.0291   0.0000                              
   4.00    0.659   0.0298   0.0000                              
   5.00    0.714   0.0257   0.0000                              
   6.00    0.769   0.0217   0.0000                              
   7.00    0.824   0.0187   0.0000                              
   8.00    0.877   0.0179   0.0000                              
   9.00    0.931   0.0165   0.0000                              
  10.00    0.983   0.0187   0.0000                              
  11.00    1.034   0.0214   0.0000                              
  12.00    1.086   0.0263   0.0000                              
  13.00    1.136   0.0374   0.0000                              
  14.00    1.185   0.0530   0.0000                              
  15.00    1.235   0.0705   0.0000                              
  16.00    1.284   0.0899   0.0000                              
  17.00    1.334   0.1164   0.0000                              
  18.00    1.383   0.1447   0.0000                              
  19.00    1.433   0.1748   0.0000                              
  20.00    1.483   0.2067   0.0000                              
  21.00    1.532   0.2417   0.0000                              
  22.00    1.582   0.2786   0.0000                              
  23.00    1.631   0.3173   0.0000                              
  24.00    1.681   0.3580   0.0000                              
  25.00    1.730   0.4007   0.0000                              
  30.00    1.445   0.4464  -0.0709                              
  40.00    1.063   0.5485  -0.1296                              
  50.00    0.789   0.6523  -0.1532                              
  60.00    0.558   0.7422  -0.1684                              
  70.00    0.348   0.8037  -0.1815                              
  80.00    0.159   0.8253  -0.1928                              
  90.00    0.000   0.8000  -0.2000                              
 100.00   -0.111   0.8253  -0.2251                              
 110.00   -0.244   0.8037  -0.2452                              
 120.00   -0.391   0.7422  -0.2659                              
 130.00   -0.552   0.6523  -0.2973                              
 140.00   -0.744   0.5485  -0.3588                              
 150.00   -1.012   0.4464  -0.4968                              
 160.00   -0.969   0.3609  -0.5897                              
 170.00   -0.484   0.3043  -0.5000                              
 180.00    0.000   0.2845   0.0000   
0.15       Table ID parameter, Re in millions                         
13.00     Stall angle (deg)                              
-9.9867   Zero Cn angle of attack (deg)                              
2.6756    Cn slope for zero lift (dimensionless)                              
1.0734    Cn extrapolated to value at positive stall angle of attack                              
-0.8000   Cn at stall value for negative angle of attack                              
-5.00     Angle of attack for minimum CD (deg)                              
-0.0566   Minimum CD value                     
-180.00    0.000   0.1871   0.0000                  
-170.00    0.467   0.2232   0.4000                  
-160.00    0.934   0.3267   0.5644                              
-150.00    1.025   0.4846   0.5108                              
-140.00    0.831   0.6763   0.4166                              
-130.00    0.673   0.8773   0.3842                              
-120.00    0.513   1.0611   0.3730                              
-110.00    0.343   1.2031   0.3649                              
-100.00    0.167   1.2836   0.3499                              
 -90.00    0.000   1.2900   0.3225                              
 -80.00   -0.167   1.2836   0.2967                              
 -70.00   -0.343   1.2031   0.2590                              
 -60.00   -0.513   1.0611   0.2147                              
 -50.00   -0.673   0.8773   0.1681                              
 -40.00   -0.831   0.6763   0.1190                              
 -30.00   -1.025   0.4846   0.0543                              
 -20.00   -0.812   0.2858  -0.0605                              
 -10.00   -0.100   0.0575  -0.0445                              
  -5.00    0.256   0.0100   0.0000                              
  -4.00    0.297   0.0100   0.0000                              
  -3.00    0.341   0.0100   0.0000                              
  -2.00    0.385   0.0100   0.0000                              
  -1.00    0.430   0.0100   0.0000                              
   0.00    0.474   0.0013   0.0000                              
   1.00    0.519   0.0101   0.0000                              
   2.00    0.563   0.0161   0.0000                              
   3.00    0.608   0.0188   0.0000                              
   4.00    0.653   0.0196   0.0000                              
   5.00    0.698   0.0196   0.0000                              
   6.00    0.743   0.0189   0.0000                              
   7.00    0.789   0.0175   0.0000                              
   8.00    0.835   0.0171   0.0000                              
   9.00    0.882   0.0174   0.0000                              
  10.00    0.929   0.0177   0.0000                              
  11.00    0.976   0.0198   0.0000                              
  12.00    1.024   0.0251   0.0000                              
  13.00    1.073   0.0361   0.0000                              
  14.00    1.123   0.0522   0.0000                              
  15.00    1.173   0.0700   0.0000                              
  16.00    1.222   0.0895   0.0000                              
  17.00    1.272   0.1160   0.0000                              
  18.00    1.321   0.1442   0.0000                              
  19.00    1.371   0.1743   0.0000                              
  20.00    1.420   0.2062   0.0000                              
  21.00    1.470   0.2411   0.0000                              
  22.00    1.519   0.2780   0.0000                              
  23.00    1.569   0.3167   0.0000                              
  24.00    1.619   0.3574   0.0000                              
  25.00    1.668   0.4000   0.0000                              
  30.00    1.465   0.4846  -0.0726                              
  40.00    1.187   0.6763  -0.1493                              
  50.00    0.961   0.8773  -0.1963                              
  60.00    0.733   1.0611  -0.2348                              
  70.00    0.490   1.2031  -0.2694                              
  80.00    0.239   1.2836  -0.2996                              
  90.00    0.000   1.2900  -0.3225                              
 100.00   -0.167   1.2836  -0.3499                              
 110.00   -0.343   1.2031  -0.3649                              
 120.00   -0.513   1.0611  -0.3730                              
 130.00   -0.673   0.8773  -0.3842                              
 140.00   -0.831   0.6763  -0.4166                              
 150.00   -1.025   0.4846  -0.5108                              
 160.00   -0.934   0.3267  -0.5644                              
 170.00   -0.467   0.2232  -0.5000                              
 180.00    0.000   0.1871   0.0000
0.20       Table ID parameter, Re in millions 
13.00     Stall angle (deg)                              
-12.1582  Zero Cn angle of attack (deg)                              
2.6822    Cn slope for zero lift (dimensionless)                              
1.1778    Cn extrapolated to value at positive stall angle of attack                              
-0.8000   Cn at stall value for negative angle of attack                              
-5.00     Angle of attack for minimum CD (deg)                              
-0.0742   Minimum CD value                     
-180.00    0.000   0.1887   0.0000                  
-170.00    0.498   0.2247   0.4000                  
-160.00    0.996   0.3282   0.5977                              
-150.00    1.085   0.4859   0.5344                              
-140.00    0.867   0.6775   0.4277                              
-130.00    0.694   0.8783   0.3892                              
-120.00    0.525   1.0618   0.3750                              
-110.00    0.348   1.2036   0.3655                              
-100.00    0.169   1.2839   0.3500                              
 -90.00    0.000   1.2900   0.3225                              
 -80.00   -0.169   1.2839   0.2968                              
 -70.00   -0.348   1.2036   0.2595                              
 -60.00   -0.525   1.0618   0.2159                              
 -50.00   -0.694   0.8783   0.1703                              
 -40.00   -0.867   0.6775   0.1221                              
 -30.00   -1.085   0.4859   0.0569                              
 -20.00   -0.846   0.2825  -0.0627                              
 -10.00   -0.047   0.0447  -0.0224                              
  -5.00    0.352   0.0100   0.0000                              
  -4.00    0.396   0.0100   0.0000                              
  -3.00    0.440   0.0100   0.0000                              
  -2.00    0.485   0.0100   0.0000                              
  -1.00    0.530   0.0100   0.0000                              
   0.00    0.575   0.0100   0.0000                              
   1.00    0.621   0.0075   0.0000                              
   2.00    0.666   0.0136   0.0000                              
   3.00    0.711   0.0171   0.0000                              
   4.00    0.757   0.0185   0.0000                              
   5.00    0.803   0.0183   0.0000                              
   6.00    0.849   0.0168   0.0000                              
   7.00    0.896   0.0158   0.0000                              
   8.00    0.943   0.0148   0.0000                              
   9.00    0.990   0.0139   0.0000                              
  10.00    1.038   0.0138   0.0000                              
  11.00    1.086   0.0151   0.0000                              
  12.00    1.134   0.0207   0.0000                              
  13.00    1.184   0.0327   0.0000                              
  14.00    1.233   0.0501   0.0000                              
  15.00    1.283   0.0693   0.0000                              
  16.00    1.332   0.0902   0.0000                              
  17.00    1.382   0.1168   0.0000                              
  18.00    1.431   0.1451   0.0000                              
  19.00    1.481   0.1752   0.0000                              
  20.00    1.531   0.2072   0.0000                              
  21.00    1.580   0.2422   0.0000                              
  22.00    1.630   0.2791   0.0000                              
  23.00    1.679   0.3179   0.0000                              
  24.00    1.729   0.3587   0.0000                              
  25.00    1.778   0.4014   0.0000                              
  30.00    1.550   0.4859  -0.0762                              
  40.00    1.238   0.6775  -0.1537                              
  50.00    0.992   0.8783  -0.1994                              
  60.00    0.749   1.0618  -0.2365                              
  70.00    0.497   1.2036  -0.2700                              
  80.00    0.241   1.2839  -0.2997                              
  90.00    0.000   1.2900  -0.3225                              
 100.00   -0.169   1.2839  -0.3500                              
 110.00   -0.348   1.2036  -0.3655                              
 120.00   -0.525   1.0618  -0.3750                              
 130.00   -0.694   0.8783  -0.3892                              
 140.00   -0.867   0.6775  -0.4277                              
 150.00   -1.085   0.4859  -0.5344                              
 160.00   -0.996   0.3282  -0.5977                              
 170.00   -0.498   0.2247  -0.5000                              
 180.00    0.000   0.1887   0.0000                              


Thank you for the help.

Sincerely,
Angadvir Paintal

Jason.Jonkman
Posts: 2951
Joined: Thu Nov 03, 2005 4:38 pm
Location: Boulder, CO
Contact:

Re: Reynolds number of the airfoil data

Postby Jason.Jonkman » Tue Aug 15, 2017 4:14 pm

Dear Angadvir,

Test15 through Test17 in the FAST v7.02 CertTest are models of the SWRT turbine that uses airfoil data across a range of Reynolds number. I suggest you use those examples for the required format.

Best regards,
Jason Jonkman, Ph.D.
Senior Engineer | National Wind Technology Center (NWTC)

National Renewable Energy Laboratory (NREL)
15013 Denver West Parkway | Golden, CO 80401
+1 (303) 384 – 7026 | Fax: +1 (303) 384 – 6901
nwtc.nrel.gov


Return to “Airfoils”

Who is online

Users browsing this forum: No registered users and 1 guest