升阻力耦合Savonuis垂直風機之數(shù)值研究

升阻力耦合Savonuis垂直風機之妻攵值研究NumericalStudiesofaSavonuisVerticalAxis

WindTurbinewithcoupledOuterLift/InnerDrag摘要題目：升阻力耦合Savonuis垂直風機之數(shù)值研究摘要內容：本研究為模擬小型升阻力型耦合式垂直風機流場特性為主，風機結合了阻力型與升力型集片，其中阻力型集片形狀為半圓弧型，升力型的集片翼型分別有NACA0018和NACA4412分布于不同半徑。研究方法采用CFD計算流體力學有限體積法求解Navier-Stokes方程式，以不可壓縮流Coupled算則為主，結合非定常隱式二階上風法，再配合經網(wǎng)格獨立性測試之網(wǎng)格及具解析過渡流特征之紊流模式，另結合滑動網(wǎng)格法。研究在不同風速下，分析新型風機在入口流與旋轉流二項之交互作用下之氣動力特性。其結果發(fā)現(xiàn)阻力型風機加了NACA0018和NACA4412集片時，其效能比原本只有阻力型的狀態(tài)下之扭力輸出值可以高出3.4倍，本研究復合式風機的流場較為復雜，因為在流場的運算以Coupled法則為最佳方法。關鍵詞：有限體積法、垂直軸式風機、導風板、功率。AbstractTitleofThesis:NumericalStudiesofaSavonuisVerticalAxisWindTurbine

withcoupledOuterLift/InnerDragBladesTheContentsofAbstractinthisThesis:Theaimofpresentthesisistoinvestigatetheaerodynamicperformanceofanovelvertical-axiswindturbine(VAWT)withCFDmethod.ThenovelwindturbinebladessystemiscomposedofoneortwoouterringsofNACAbladesandinnerringofsemi-circularplates.TheNACAseriesbladeswithhighlift/dragratiowereusedtogenerateenoughtorqueforcewhenthewindturbineisstarted.Theinnerportionofwindturbineisequippedwiththreetofourpiecesofcurvedplateswhichwasconsideredtobeworkedatlowwindspeedenvironment.TwoprofilesofNACAseriesbladesasNACA0018andNACA4412weresettledonouterringsofturbinebladesandtheireffectontheaerodynamicdataweretested.TheunsteadyflowstructurearoundthewindturbinebladeswereobtainedbysolvingtheReynolds-averagedNavier-StokesequationsinFluentsoftware.Aftertestingvariousschemetodiscretethepressureterminmomentumequation,the“Coupled“schemeisselected.TheMRFschemeisappliedtomodelthedynamicmotionofmulti-layersofwindblades.Thepowercoefficientwithrespecttothetipvelocityratioisprovidedanddiscussed.ResultsindicatedthatthewindturbinewithadditionedbladeofNACA0018andNACA4412cangenerate3.4timesofpoweroutputascomparedwiththatonlyequippedofcurved-platesincentralportion.Keywords:CFD>Vertical-AxisWindTurbine、Profiledblades>PowerCoefficient目嚏親TOC\o"1-5"\h\z\o"CurrentDocument"摘要 IAbstract II謝志 IV目^ V表目￡親 VII\o"CurrentDocument"圖目^ 皿\o"CurrentDocument"符號索引 IX\o"CurrentDocument"第1章前言 1風機基本介紹 1文獻回顧 5研究動機與內容 6\o"CurrentDocument"第2章研究方法 8數(shù)學模式 8統(tǒng)御方程式 8紊流模型 11數(shù)值方法 13壁面函數(shù) 14滑動格點 15\o"CurrentDocument"第3章幾何構型、格點系統(tǒng)與邊界條件 17幾何構型 17格點系統(tǒng) 21邊界條件設定 24程序驗證分析 26\o"CurrentDocument"法則選擇驗證 27\o"CurrentDocument"第4章結果與討^ 32阻力型風機unsteady與quasi-steady分析 32阻力型風機外型比較分析 33三片式扭力曲線分析 36風機扭距圈數(shù)選擇分析 43阻力型與升力型風機扭距分析 43復合式風機各集片的Cm值分析 49第一1組翼片Cm分析 51第二組翼片Cm分析 54第三組翼片Cm分析 57風機在不同尖速比下效能分析 60風機在不同轉速下效能分析 65第5章結言俞 68\o"CurrentDocument"參考文獻 70作者簡介 72圖目^TOC\o"1-5"\h\z圖1-1 水平式風機 1圖1-2 垂直軸式風機 1圖1-3 水平軸風機型式 2圖1-4垂直軸風機型式 2圖2-1控制體積及雕散化示意圖 14圖2-2 滑動格點技術圖解示意圖 16圖3-1 三片式(Tri-Bladed)之Savonius垂直軸式風機原型示意圖 17圖3-2 二維風機模塊之幾何構型示意圖 18圖3-3 NACA4412翼剖面圖 18圖3-4 NACA0018翼剖面圖 19圖3-5 二維三片式垂直風機幾何構型示意圖 19圖3-6 二維三片式風機與NACA0018幾何構型示意圖 20圖3-7 二維三片式風機與NACA0018、NACA4412二種翼型幾何示意圖 20圖3-8 Model-3二維風機模塊格點示意圖 21圖3-9 二維阻力型風機模塊格點局部放大示意圖 22圖3-10二維升力型風機模塊格點局部放大示意圖 22圖3-11 Model-2二維風機模塊格點示意圖 23圖3-12 Model-3二維風機網(wǎng)格驗證圖 23圖3-13 Model-2二維風機網(wǎng)格驗證圖 24圖3-14邊界條件設置示意圖 25圖3-15不同法則模擬風機Cm分析 28圖3-16不同法則模擬風機第10圈下的Cm分析 28\o"CurrentDocument"圖3-17 SIMPLE法則模擬Cm頻普分析 29\o"CurrentDocument"圖3-18 PISO法則測試復合式風機流場速度向量圖 29圖3-19 SIMPLEC法則測試復合式風機流場速度向量圖 30圖3-20 SIMPLE法則測試復合式風機流場速度向量圖 30圖3-21 Coupled法則測試復合式風機流場速度向量圖 31圖4-1二維(quasi-steady)與二維(unsteady)三片式風機模擬于不同風TOC\o"1-5"\h\z速結果之輸出扭力比較圖 31圖4-2二維(quasi-steady)與三維(quasi-steady)三片式風機模擬于不同風速結果之輸出扭力比較圖 32圖4-3雨種不同的垂直式風機改變外形弧度之研究矩陣 33圖4-4 三片式垂直式風機改變外形弧度扭力分析圖 33圖4-5二片式垂直式風機改變外形弧度扭力分析圖 34圖4-6三片式風扇不同導流板角度示意圖與效能曲線圖 34圖4-7三片式與二片式在未加導板時的流場分部圖 35圖4-8比較二片式與三片式Cm曲線圖 36圖4-9三片式加導板與三片式未加導板時的Cm曲線圖 36圖4-10三片式加導與三片式未加導板時的流場分部圖 37圖4-11二片式加導板與二片式未加導板時的Cm曲線圖 38圖4-12二片式加導板與二片式未加導板時的流場分部圖 39圖4-13三片式未加導流板與三片式加導流板時的Cm曲線圖 39圖4-14三片式弧度50、導板30°型垂直風扇效能曲線圖 40圖4-15風機壓力分布與速度向量比較圖(Vin=5m/s,co=0.5rad/s) 41圖4-16Coupled法則在不同圈數(shù)下比較分析 42圖4-17阻力型風機收斂曲線分析 43圖4-18阻力型與升力型NACA4412風機收斂曲線分析 44圖4-19阻力型與升力型NACA4412及NACA0018風機收斂曲線分析 45圖4-20不同的幾何Model扭矩系數(shù)比 47圖4-21復合式風機各個翼片的扭距變化分析圖 47圖4-22風機翼片第一組蕖片分析圖 48圖4-23風機翼片第二組集片分析圖 49圖4-24風機翼片第三組集片分析圖 49圖4-25第一組翼片峰值位置圖 50\o"CurrentDocument"圖4-26第一組翼片NACA0018集片流場分析 51圖4-27第一組翼片NACA4412集片流場分析 51圖4-28第一組翼片阻力型蕖片流場分析 52圖4-29第二組翼片峰值位置圖 53\o"CurrentDocument"圖4-30第二組翼片NACA0018蕖片流場分析 54圖4-31第二組翼片NACA4412蕖片流場分析 54圖4-32第二組翼片阻力型集片流場分析 55圖4-33第三組翼片峰值位置圖 56\o"CurrentDocument"圖4-34第三組翼片NACA0018集片流場分析 57圖4-35第三組翼片NACA4412集片流場分析 57圖4-36第三組翼片阻力型蕖片流場分析 58圖4-37尖速比在不同風速下之曲線圖 60圖4-38Model-2壓力流場可視化分析 61圖4-39Model-3壓力流場可視化分析 62圖4-40Model-3速度流場可視何分析 63圖4-41在不同的轉速與風速下之功率曲線分析 65圖4-42在不同的轉速與風速下之功率曲線分析 65圖4-43VAWT最大功率曲線分析 66號索引X尖速比Tipspeedratio(Rco/V)C弦長3風機角速度(rad/s)V入口風速(m/s)0風機集片轉動角(degree)(p風機集片有效攻角(degree)x/cX方向單位弦長y/cy方向單位弦長Cm力矩系重攵(moment/0.5pAV2)Cp功率系數(shù)(T?/0.5pAV2)Re雷^妻攵w,在七方向上的速度分量P密度(Density)P靜國StaticPressure)〃動力黏滯系數(shù)(DynamicViscosity)T"黏滯剪應力張量(viscousstresstensor)s源項(Source Terms),本研究為旋轉機械所以其中包括科氏力第1章前言近年來受溫室氣體的影響，全球的氣候變遷，世界各國都開始采用天然的資源與再生能源，這些包括了太陽能、風能、水利能、潮汐能、地熱能及生質能等資源。而本研究針對風的能量來加以運用，利用風經過集片產生動能的特性，并帶動發(fā)電機產生所需要的能電源。風機基本介紹現(xiàn)今全世界都在倡導使用自然能源[1],而風能帶動的風力發(fā)電也是一種不需要任何的化學反應就能滿足自給自足電力的自然能源之一。在風機上又可以分成水平風機(圖1-1)跟垂直風機(圖1-2)這雨種構型。圖1-1圖1-1水平式風機圖1-2垂直軸式風機這雨種構型在細分如下，水平式風機(HorizontalAxisWindTurbines)主要的構型可以分為單集片式、雙集片式、三集片式或多集片式，對于風向來又可以分為上風型(Upwind)與下風型(Downwind)南種(圖1-3)。

圖1-3水平軸風機型式而本文選擇了垂直風機來加以研究，垂直式軸向風力機(VerticalAxisWindTurbinesVAWT)主要有SavoniusRotonDarrieusRotor以及HRotor等形式(圖1-4),其中除了SavoniusRotor是靠阻力轉動之外，其余均為升力型[2,20]o圖1-4垂直軸風機型式以上雨種型式的風機各有其優(yōu)缺點：如（表1-1）,水平風機適合雕岸或是偏遠地區(qū)比較不易受到噪音影響，但是風速大于25m/s時，一定要停止運轉，避免運轉速度過快而造成風集斷裂。垂直風機則適合市區(qū)，因垂直風機產生的噪音較小，在低風速時只有機械方面的噪音，缺點為形狀各方面的技術較不成熟。表1T水平軸式風機與垂直軸式風機優(yōu)缺點水平軸式風力機垂直軸式風力機優(yōu)點.輸出扭力較平穩(wěn).發(fā)展技術成熟.旋轉軸心垂直風向，不需風向調整器.發(fā)電機位于風翰下方或地面，便于安裝與維護.所產生之噪音較低.對生態(tài)環(huán)境的影響低缺點.旋轉軸心需平行風向，必需有風向調整器.安裝與維護不易，因發(fā)電機位于高空.所產生之噪音較大.對生態(tài)環(huán)境的影響高.輸出扭力有周期性.發(fā)展技術較不成熟本次選用了垂直風機來當這次的研究，主要是水平風機并不適合臺灣地形，外加臺灣氣候關系，以造成大多數(shù)的水平風機損壞。如今臺灣產業(yè)正基極的投入垂直風機的開發(fā)與設計，而改善風機因風速過快時所造成損壞，也因此在垂直軸式風機大至上又可以分成兩種如（表1-2）:一為升力型是靠著上升氣流產生動能，二為阻力型是靠著風直接推動而產生動力。表1-2升力型垂直風機與阻力型垂直風機的優(yōu)缺點垂直軸式風力機升力型阻力型優(yōu)點.風速增加時力矩值亦隨之增大.機型小，重量輕.便宜簡單堅固.起動風速小.無蕖翼攻角之問題.有氣動煞事效果不易壞.適用于偏遠地區(qū)缺點.動態(tài)失速及突然轉向之現(xiàn)象明顯.起動風速大.會因集翼面攻角不同而相互影響.風機重量較重.不會因風速增加而力矩增大升力型，其優(yōu)點為：當風速增加時力矩值亦隨之增大，機型小重量較輕。缺點:動態(tài)失速及轉性之現(xiàn)象明顯，起動風速比阻力型大，也會因為M翼面攻角不同，而相互影響。另一種為阻力型，優(yōu)點：IbrahimA12009年提到［3］,盡管垂直風機的效率低，為了增加垂直式風機阻力型的性能而做了以下的討由于垂直式風機是全方位并無特定的方向，安裝上無太多的限制，結構更簡易，超低噪音的特性，便于市中心高模屋頂，以及偏僻地區(qū)漁市碼頭上之應用。對于隼輛來者兌也能將風機系統(tǒng)轉換在事輛運用上使用，如:大貨事常常會因冷流上的關系浪費太多燃料，現(xiàn)行已有許多人將風機按裝在隼頭頂部來進行發(fā)電，提供冷凍室所需發(fā)電，故垂直式風機有相當大的市場存在。風的產生是由地球自轉、太陽熱幅射不均、地球公轉影響所形成的空氣動力現(xiàn)象，所產生的空氣循環(huán)。藉由空氣流動的氣動力作用來轉動集片，以擷取風的動能，進而轉換成電能，即稱為風能。風能與風速的三次方成正比關系，即風速越高相對的風能也越大［4］。文獻回顧「垂直式」軸向風力機，因旋轉軸心垂直風向，不需風向調整器，且基座設計不需承受如承受水平式風力機產生之強大扭矩，故成本相較于低，且所產生之噪音較低，對生態(tài)環(huán)境的影響亦低；但一般此^風機于低風速下之啟動需克服靜摩差系數(shù)，需具備啟動器及風速偵測器，且由于扇集翼形并非優(yōu)化(大多使用NACA0015及NACA0018),故其輸出功率較差，但其技術改善存有大幅空間［6,8］。垂直式風機發(fā)展迄今不如水平式風機廣泛，主要是其效率不佳之問題［5］,其作用主要為升力產生間歇性扭矩慣性力，帶動風機完成周期性作動；但負扭矩的產生使其效率降低，故由改善負扭矩或增加正扭矩之設計為提升垂直式風機效率方法之一，經由扭矩之分析可作為風機集片構型設計之重要參考依據(jù)［5-7］o動態(tài)失速現(xiàn)象常發(fā)生于旋集翼面攻角迅速之改變，亦常伴隨重失速遲滯現(xiàn)象，而其升力、阻力及力矩之變化亦隨翼面攻角之增減而擾動。旋蕖翼面動態(tài)失速會有渦元溢放及渦流生成于低壓區(qū)第一個VAWT風力機流場可視化文獻發(fā)表于1986年Brochier等人［10］,使用水洞實驗利用LDV及液泡技術執(zhí)行觀察，其設定條件：雷^數(shù)Re=10,000,變速比九=1?8,雙旋集模NACA0018模型；于入=2.14之動態(tài)失速流場觀測，第一個渦形成于翼前緣，當尾緣轉至相對位置，第二個渦則生成，并與第一個渦發(fā)生互耦合作用，此雙渦元會逸放于至下游，進而影響下一級旋集流場。此現(xiàn)象于2001年，F(xiàn)ujisawa及Shibuya等人［9］以PIV技術實驗觀察載到相同情況，并由實驗發(fā)現(xiàn)較低變速比Z其渦元發(fā)生逾早，且產生之渦元較大，當X>4時動態(tài)失速之情況較為降低。由于風力機之控制器會隨入流風速而變換旋轉速度，一般以變速比X(tipspeedratio)為探討參數(shù)，于不同之入口風速下，均存在一最佳變速比［11］。風機之設計探討參數(shù)除變速比X外，另需比對雷^數(shù)Re及功率系數(shù)Cp之相依性［21］,小型風力機之設計其雷^數(shù)范圍Re<1.0xl()6, Sheldahletal.,在1980年提出，其實驗之雷^數(shù)范圍均高于此值(Re<3.0xl()6),旋蕖為NACA0018翼型之典型之功率系數(shù)分布，最大Cp值約0.46,若以平板為旋集其Cp值約0.20,而理想水平軸式(HAWT)風力機其Cp值為0.593,故旋蕖翼形之最佳設計有助于Cp值之提升。VAWT風力機于運轉時旋集與入口流發(fā)生交互耦合作用，故旋集會產生大幅之攻角變化，風力機由靜止啟動時，初期會發(fā)生逆流現(xiàn)象［12］。垂直式風機旋集與入口流交互耦合下，于逆風面時風機蕖片轉動雷^數(shù)與入口流雷^數(shù)產生相減作用,鑒于以往之CFD動態(tài)研究［5-7,13］大多以某固定轉速下去探求流場特性，并無法將風機動態(tài)響應之流固耦合流場特性精確模擬，本研究的重點將利用CFD之技術以探討垂直式軸向風機之氣動設計特性，在不同尖速比(tipspeedratio)下比較三片式(tri-bladed)之Savonius垂直軸式風機(VAWT/VerticalAxisWindTurbine)與加入NACA0018翼型、NACA4412翼型。相關分析之設計參敦可供風機風翰設計之工程參考。研究動機與內容本文的目的主要是為了研究風機流場的特性并運用CFD技術，來探討復合式垂直軸向風力機復雜流場特性，與增加不同的升力型翼片來提高扭力，進而得到在低風速時能快速起動之特性。然而大部份的學者都只討言俞二片式或多片式風機較多，較少人研究復合式風力機，以致于選用復合式風機來加以探討，研究中主要是探討導流板的最佳外型與不同的風機翼片相互搭配，得到優(yōu)化的風機外型，以作為風力發(fā)電領域應用上的參考。第2章描述本研究所使用之方法，使用有限體積法(FiniteVolumeMethod)離隹散統(tǒng)御方程式，采用壓力基(PressureBasedScheme)運算法則處理壓力速度偶合運算問題(Pressure-VelocityCoupling)求解壓力方程式，統(tǒng)御方程式之空間離隹散在對流項界面(ControlSurface)上的物理量采用二階上風法來計算，擴散項皆則采用中央差分法雕散，并于旋轉接口上采用滑動網(wǎng)格法，而風機轉動模式亦以外掛角動量守恒方程副程分析，本研究于流力計算之結果可得知其氣動力產生之扭矩。第3章結果與討^的部分，首先對本文所使用的程序做驗證，以確保數(shù)值方法的結果是具有可信度。要對流場分析研究，必定要先了解所有現(xiàn)象之前因后果，隨后才能夠對各案例進行定性和定量的分析及探討，并找出之間的影響關系。第4章主要在研討風機性能與優(yōu)化設計，首先會先討^阻力型的優(yōu)化與性能曲線，其次加入NACA0018升力型與NACA4412升力型風機整片，并研究加入升力型風機時，各集片所輸出的功能，并加以分析各蕖片相互的影響，得出最好的尖速比與最大功率值。第5章將所有結果做一統(tǒng)整的敘述，且提出此種研究的優(yōu)化設計及結果，并于風力發(fā)電應用上有良好的貢獻。第2章研究方法本研究使用計算流體力學(ComputationalFluidDynamics,CFD)的方法來分析復合式垂直風機的流場現(xiàn)象與氣動力參數(shù)，利用滑移格點(SlidingMesh)讓格點產生滑移現(xiàn)象來帶動集片旋轉。研究首先使用商用軟件GAMBIT來繪制風機的幾何構型與格點布置，再利用分析軟件FLUENT進行流場分析，后處理TECPLOT與FIELDVIEW軟件進行流場可視化。2.1數(shù)學模式本研究使用CFD算則進行數(shù)值模擬分析，使用有限體積法(FiniteVolumeMethod)再隹散統(tǒng)御方程式，采用壓力基(PressureBasedScheme)運算法則處理壓力速度偶合運算問題(Pressure-Velocity Coupling)求解壓力方程式，統(tǒng)御方程式之空間再隹散在對流項界面(Control Surface)上的物理量采用二階上風法來計算，擴散項皆則采用中央差分法蹄散，而時間之步階采用隱式法(ImplicitMethod)計算與Coupled算法［15T7］,并搭配紊流模型(k-epsilon)進行流場分析，亦即以動量插值法(MomentumInterpolationMethod/MIM)方式處理［7］,并于旋轉接口上采用滑動網(wǎng)格法，而風機轉動模式亦以外掛角動量守恒方程副程分析，本研究于流力計算之結果可得知其氣動力產生之扭矩，再以外掛子程序方法將其代入結構運動角動量守恒方程［6］：2.1.1統(tǒng)御方程式本研究的流場基本假設為二維黏性不可壓縮流流場，不考慮能量方程序，故其統(tǒng)御方程式(Governing Equation)為，其張量表示如下：m_L(p%)=0dta%(2-1)dd dp(p〃)+(pwm)=-3tdt'dx：(2-2)網(wǎng)s,

dxj其中，TI3m,.,UjI2du,xT=mI1+1\-u1oijI加詼！13dxt1式中，孫：在七方向上的速度分量P:密度(Density)P：靜壓(StaticPressure)〃:動力黏滯系數(shù)(DynamicViscosity)T,；:黏滯剪應力張量(viscousstresstensor)S：源項(SourceTerms),本研究為旋轉機械所以其中包括科氏力(CoriolisForce)。 ；二公、Si=-2Qx[/-Qx\§lxr)為了探討紊流對物理量造成擾動的影響，并節(jié)省微小擾動的計算量，使用雷^平均法(Reynolds-AveragedApproach),將求解之任一變量中分解成時間平均量W (Time-Averaged)和擾動量中(Fluctuation)南部分，(P=(p+q)其中山定義如下：—1，+△，.(P=—[M (2-3)帶入Navier-Stokes方程式便可得雷^平均Navier-Stokes方程式(RANS)如下：其中，-pM,w;為雷^應力(Reynoldsstresses)需搭配紊流模型仿真。本文將在下節(jié)敘述之。又統(tǒng)御方程式可由以下通用型式表示以便于數(shù)值方法分析：+V?(p呷)=V.(「V(p)+Sdt(2-6)其四項依次為非定常項、對流項、擴散項和源項。2紊流模型紊流模式假設分析流場為完全發(fā)展紊流(FullyTurbulent),為一種以模擬運輸方程式(Transportequation)求解紊流動能ft值(TurbuleceKineticEnergy)和紊流能量消散率式DissipationRateofTurbulenceEnergy)的半經驗模型，并搭配壁面函重攵(WallFunction)求解不可壓縮流動量方程式中的雷^應力。雷應力使用BoussinesqHypothesis可得Ma”」2[八—Ou：uJL1(2-7)—Ou：uJL1(2-7)dxj而運輸方程式(Transportequation)為紊流動能方程式：工(做)+。(PM)=W[Je|+g+G,-P￡+s4%網(wǎng)加式aj^.|j(2-8)紊流能量消散率方程式：TOC\o"1-5"\h\zad上”“八兆1 ￡ E=-(pe)+—(peuf)=_II?+_I—I+Q-(Gj+c3￡+Gb)~c2E_+s￡aaa px. Id?E)dxiIJk k(2-9)其中，m；=左~,為紊流黏滯系數(shù)(turbulentviscosity)pc,.dujGk=-QUjU 為紊流動能乘積(productionofturbulencekineticenergy)JG,為浮力造成之紊流動能sk,sE為源項k-e紊流模型的常數(shù)設定如下：Q=l.44,。2￡=1.92,?！?0.09,5=1.0,5=1.3由k-￡紊流模式求得動量方程式中的雷^應力帶回(2.5)式中可順利求解戶，u,v,師可得到壓力場及速度場的物理現(xiàn)象進而達到分析之目的。2.3數(shù)值方法FLUENT以控制體基的方法為基礎，將統(tǒng)御方程式轉換成幾何代數(shù)方程序再利用適當?shù)牡臄?shù)值方法來求解之?？刂企w積法是將每個經過離隹散化后的統(tǒng)御方程式達到其物理量的守恒考慮一物理量中的穩(wěn)態(tài)守恒方程式，其統(tǒng)御方程式以控制體積表示可由下列所示，V為一控制體積。(2-10)其中，?:速度向量，了:表面積向量，1:9的擴散系室攵，s9：每單位控制體積的源項。而將(2T0)雕散化后如下式：Nfaces 'facesNp〃/P/a=zrjv(p)/,-A/+5$(2-11)此處，N加：控制體積面的數(shù)量，CP/：通過控制體積面/的管值，］：/的面積。經過(2T1)式雕散化后的中值將會儲存至每個控制體積內，如圖2-1的(Pw、(Pc和卬E，但在控制體積面的年心和＜P/e實際上是未知數(shù)，這些值必須利用9來內差求解在實際問題中必須考量流體流動的方向來做數(shù)值內差的方向指標，于是發(fā)展了上風法(upwindscheme)針對對流項進行離隹散。目前廣泛使用的有一階上風法(first-orderupwind)、二階上風法(second-orderupwind)、powerlaw和QUICK(quadraticupstreaminterpolationforconvectivekinetics)o本研究為求有較精準的數(shù)值，空間蹄散使用二階上風法，而在時間蹄散方面采用二階上風隱式法迭帶計算(iteration)oQw(Pc/controlvolumecontrolvolumecontrolvolume圖2-1控制體積即雕散化示意圖4壁面函數(shù)由于標準k-￡紊流模式(standardk-emodel)是假設分析流場為完全發(fā)展紊流，為一高雷^數(shù)流場，但在接近壁面邊界時，由于黏滯力的影響，必須滿足無滑移(NoSlip)邊界條件，此時黏滯效應遠大于紊流效應，為一低雷^數(shù)區(qū)域，因此完全發(fā)展紊流的假設不再成立，必須對鄰近壁面區(qū)(Near-WallRegion)另外處理。在此區(qū)域內的流體速度梯度較大，并可大致區(qū)分為三個子區(qū)域，包括由黏滯力主導得黏滯層、紊流剪應力主導的對敦律層和兩者間的過渡層。若要準確預測邊界層影響，必須于鄰近壁面需局部加密相當龐大的邊界格點，造成龐大的計算量；加上黏滯層流動幾乎屬于層流并不適用紊流模式求解因此壁面函數(shù)(WallFunction)不對黏滯力影響較明顯的子區(qū)域求解，而用半經驗公式和函數(shù)將完全紊流區(qū)跟此區(qū)關系速接，提供解決此問題的方法，并能運用較少之格點數(shù)目即能準確的預測壁面附近的速度場，大幅增進數(shù)值預算的效率。本文采用壁面函數(shù)來簡化此區(qū)域的計算，其基本設定是取標準對數(shù)律區(qū)(Low-LawRegion)且為高雷iO攵模塊(High-ReModels)。其式如下：=di"*，+dn'+dn+d4n230〃*=pw*An〃+代表無因次化后平行壁面的速度、代表雕壁面的距蹄、K為紊流動能、P為密度、〃*、"*皆為無因次參數(shù)、A為光滑表面的VonKarman常數(shù)，而C為常數(shù)，其值大小隨表面粗糙度而改變，在此本文假設是光滑，所以取K=0.41、C=5.2、另外4=64264X107、d2=-5.2113 、d3—1.4729>d4——1.1422ox105滑動格點由于本研究著重在于探討有關風機旋轉時，利用中心格點旋轉帶動集片，因此在數(shù)值方法中心必須采用動態(tài)移動格點技術(MovingMeshTechnique)中的滑移格點(SlidingMesh),讓中心格點產生滑移現(xiàn)象。在使用所謂的動態(tài)移動格點技術時，必須先將格點區(qū)分為移動區(qū)塊(Slidingzone)以及非移動區(qū)塊(Non-Slidingzone),并且將其交接面設定為適當之邊界。有關移動格點技術大致^明并配合圖解；以圖2-2為例，滑移交接面一方由A-B和B-C等組成，則另一方由D-E和E-F所組成，因此成為a-d、d-b、b-e、e-c^c-f等的面；此相交區(qū)域重復的部分d-b、b-e、e-c

歸^于一般計算區(qū)域，而其余的面則以周期性條件視之；而通量的計算則利用交接面?zhèn)鬟f，例如IV通量計算則以其邊界d-b、b-e傳遞計算而忽略其原有D-E。圖2-2滑動格點技術圖解示意圖第3章幾何構型、格點統(tǒng)與邊界條件3.1幾何構型本研究復合式風機為三集片式(Tri-Bladed)阻力型與升力型垂直軸式風機(圖3T),幾何構型尺寸如(圖3-2),集片弦長為D,風機旋轉半徑為3.2D。垂直軸式風機的集片翼型不同，所產生的升、阻力與扭力也會不一樣，本研究之構型與格點是利用Gambit軟件包繪制而成，采用的翼型分別為垂直軸式阻力型蕖片及NACA4412翼型(圖3-3)與對稱翼NACA0018翼型(圖3-4)三種。NACA4412第一個數(shù)字代表機翼弦長至機翼弧線最大弧度的長度為4%弦長，第二個數(shù)字4代表機翼最大弧度位置距離隹機翼前緣40%弦長處，最后雨個數(shù)字12代表機翼最大厚度為12%弦長。NACAOO18的前雨個數(shù)字為0代表是對稱翼，而機翼最大厚度為18%弦長。而二維復合式風機模塊分為三個模塊，Model-1翼型為阻力型S.R.(SavoniusRotor)(圖3-5),Mode1-2翼型為阻力型S.R.(SavoniusRotor)外加升力型NACA0018H.R.(HRotor)二種翼型(圖3-6)。Model-3翼型為阻力型S.R.(SavoniusRotor)外加升力型NACA0018H.R.(HRotor)與NACA4412H.R.(HRotor)三種翼型(圖3-7)。圖3-2二維風機模塊之幾何構型示意圖圖3-3NACA4412翼剖面圖圖3-4NACA0018翼剖面圖圖3-5二維三片式垂直風機幾何構型示意圖2格點系統(tǒng)本研究使用Gambit軟件來建構格點，均米用結構性網(wǎng)格，其主要以Model-3為主，Model-3二維模塊格點示意圖如（圖3-8）所示。格點分布因考慮集片邊界層厚度，在其集片壁面周圍作加密格點動作，壁面第一層格點大小為0.03,集片邊界格點示意圖如圖3-9,3To所示，本研究二維風機模塊Mode1-1格點系統(tǒng)總網(wǎng)格數(shù)約有90,000個網(wǎng)格，而Mode1-2二維風機模塊總網(wǎng)格數(shù)約有110,000個網(wǎng)格（圖3-1QMode1-3二維風機模塊總網(wǎng)格數(shù)約有160,000個網(wǎng)格?？紤]風機轉動之邊界條件，以滑動網(wǎng)格方式處理內層轉動網(wǎng)格與外層固定網(wǎng)格之通量計算。圖3-8Model-3二維風機模塊格點示意圖圖3-9二維阻力型風機模塊格點局部放大示意圖圖3To二維升力型風機模塊格點局部放大示意圖圖3-11Model-2二維風機模塊格點示意圖1.425-Velocity1.424-VelocityV1.423-1.422-0 1020 30 40Gridnumber（離）圖3-12Model-3二維風機網(wǎng)格驗證圖Gridnumber(寓)圖3-13Mode1-2二維風機網(wǎng)格驗證圖3.3邊界條件設定本研究的入口邊界條件設定為速度入口(Velocityinlet),五個不同入口風速分別為3m/s、5m/s、10m/s、15m/s>20m/s,雷^數(shù)為205,375、342,293、684,587、1,026,879、1,369,174,模擬空氣流經垂直式軸向風機后至無限大空間，入口風速不會隨時間而有所改變。出口及上下邊界設定為壓力出口，因此出口邊界條件采用一大氣壓力。翼型為壁面邊界，在黏性流體中，流體流經壁面除了滿足不可穿透的條件外，還必須滿足無滑動條件(No-SlipCondition),也就是壁面上流體的速度與壁面的速度相等。要使風機旋轉，在模擬風機跟一般外界的風機一樣，所以需在圓表面設為(SlipBoundaryCondition),圓內設為移動區(qū)塊，圓外則是非移動區(qū)塊，兩者的交界面設為Interfaces,內部格點可以產生滑移，使風扇集片旋轉。邊界條件設置示意圖如(圖3-14),風機翼型分成三種不同的Model,并以不同的研究模型矩陣作分類直如(表3T)。

Pressure-outlet圖3-14Pressure-outlet圖3-14邊界條件設置示意圖p2YDRe=Mp:流體密度v:入口風速D:特征長度

表3-1研究風機翼型矩陣圖\SavoniusRoterHRotorHRotorModel1三片式;Model2三片式;NACA0018dModel3三片式NACA00188NACA44123.4程序驗證分析為了確保分析結果之準確性，必須驗證不同計算域與不同機翼壁面格點，以找出最佳的計算域尺寸與壁面格點大小，并選用正確紊流模式，本研究室多年來都在研究垂直風機，在程序驗證方面選用林健耀碩士言俞文與林永堂碩士t^文垂直式軸向風機數(shù)值研究，得知研究之驗證成果。5法則選擇驗證主要是探討垂直式軸向風力發(fā)電機機構為主，結合了阻力型與升力型（NACA0018、NACA4412）翼型構造，軸向風機阻力型幾何尺寸半徑為0.14mx翼片厚度0.003m,翼片弧度為50度為最佳外型，導流板角度為30度效果最好，以上阻力型的軸向垂直風機以在幾年前所計算出而得到最佳的外型結果。而升力型NACAOO18翼型半徑為0.28m,厚度0.02x長O.lm,NACA4412翼型半徑為0.42m,厚度0.Olx長0.1m。以不同的法則下，計算后得出如（圖3T5）本研究之復雜網(wǎng)格較適合Coupled法則來研究此復雜的流場現(xiàn)象，在以風機運轉到第10圈時（圖3-16）,可以看出Coupled法則，在模擬分析過程中扭矩收斂較為快速（圖3-15）,而其它法則在此復合式模型扭矩系數(shù)較難以看出收斂狀況，在于收斂方面以SIMPLE法則的系數(shù)分析來看如（圖3-17）,較難以找出相同的圈數(shù)來作比較。旋轉后以相同的第10圈下在可視化流場中比較后，我們可以發(fā)現(xiàn)PISO法則（圖3-18）與SIMPLEC法則（圖3-19）及SIMPLE法則（圖3-20）,三種流場在復合式風機上的流場現(xiàn)象較為不合理，其因風機上半部速度流場流經翼片速度場有誤，風會因阻力型風機所造成的阻力影響，使得上半部流場因產生負壓而造成流場往下流動，反之所以（圖3-21）Coupled法則的流場較為其他三種法則的流場現(xiàn)象都來的正確，所以復合式的風機系統(tǒng)，可以選用Coupled法則來作為本次研究進行模擬與計算。圖3T5不同法則模擬風機Cm分析圖3-16不同法則模擬風機第10圈下的Cm分析50 100 150Time圖3T7SIMPLE法則模擬Cm頻普分析1.46e+011.39e-H)11.31e+011.24e+011.17e+011.09e-H)11.02e+019.48e+008.75e+008.02e+007.29e+006.56e+006.83e-H)05.10e+004.38eM03.65e+002.92e+002.19e+001.46e-*O07.32e-013.63+031.46e+011.38e+01L17e+011.09e+019.47e+005.83e+002.19e+001.46e+007.33e-015.16/031.31e+011.24e+015.10e+004.38e+003.65e+002.92e+00圖3-19SIMPLEC法則測試復合式風機流場速度向量圖1.456+011.386+011.166+011.09e+011.02e+019.44e+008.72e+€07.99e+007.26e+006.54e+005.81e+005.09e+002.91e+002.18e+00146e+007.32e-016.45e-031.31e+011.23e+014.36e+003.G4e+00圖3-21Coupled法則測試復合式風機流場速度向量圖第4章結果與討^本章主要在研討風機性能與優(yōu)化設計，首先會先討^阻力型的優(yōu)化與性能曲線，其次加入NACA0018升力型與NACA4412升力型風機集片，并研究加入升力型風機時，各集片所輸出的功能，并加以分析各集片相互的影響，得出最好的尖速比與最大功率值。1阻力型風機unsteady與quasi-steady分析研究分析三片式風機時如(圖4T)以二維(quasi-steady)與二維(unsteady)三片式風機模擬于不同風速結果之輸出扭力比較圖，風速越快其扭力值越大，結果發(fā)現(xiàn)雨者相較下其差值都在20%以下，所以在模擬二維阻力型垂直風機時也可用quasi-steady的方式來進行模擬。比較了二維阻力型垂直風機當然也要比較一下二維跟三維對阻力型垂直風機有何影響，(圖4-2)比較二維(quasi-steady)與三維(quasi-steady)三片式風機模擬于不同風速結果之輸出扭力比較圖，在低風速時并不適合用二維(quasi-steady)來進行模擬，反而在高風速時，其差值都在10%以下。0 5 10 15 20 25—2d(noHerdy)2d(quasi-sterdy)0 5 10 15 20 25—2d(noHerdy)2d(quasi-sterdy)Winspeed(ra/s)圖4-1二維(quasi-steady)與二維(unsteady)三片式風機模擬于不同風速結果之輸出扭力比較圖。

4500400035003000e2500z2000150010005000-^-idlquasi-sterdy)-1-2d(quasi-steady)0 5 10 15 20-^-idlquasi-sterdy)-1-2d(quasi-steady)0 5 10 15 20圖4-2二維(quasi-steady)與三維(quasi-steady)三片式風機模擬于不同風速結果之輸出扭力比較圖。4.1.1阻力型風機外型比較分析分析分雕式(split)及三片式(tri-bladed)之Savonius垂直軸式風機(VAWT/VerticalAxisWindTurbine)風扇弧度的比較，三片式和分雕式則弧度由：30、40、50、55、60、70來作相關之比較，而外圍導流板不改變任何角度，研究矩陣如(圖4-3)所示。比較時改變風速來運算出其扭力，風速以：1、3、5、10、15、20(m/s)來作比較。分析分雕式(split)(圖4-4)及三片式(tri-bladed)(圖4-5)之Savonius垂直軸式風機風扇弧度的比較，由圖可知三片式之風扇構型以弧度50度構型可產生較佳之扭力值，而分雕式以弧度40度構型為最佳，二種風扇之構型風機于固定轉速之條件下，其扭力值會隨風速增加而增加，但其增加之倍率不為線性。(圖4-6).為三片式風扇在不同導流板角度示意圖與三片式風扇在不同導流板角度裝設之效能曲線圖，由圖可以看出好的導流板角度正確，其進風量越大阻力型風機效率越好，反之導流板角度設越差，其風機效率也會越差，從圖中發(fā)現(xiàn)在阻力型風機上加了導

流板最差與最佳的導流板，其差值相差了30%左右。導流板導角角度

太小反而會影響扭力的輸出值，太小也反而更容易使得風機產生肓L流。Winspeed(m■$)圖4-4、三片式垂直式風機改變外形弧度扭力分析圖

600Winspeed(mZs)圖4-5、二片式垂直式風機改變外形弧度扭力分析圖Winspeed(m/s)圖4-6三片式風扇不同導流板角度示意圖與三片式風扇于不同導流板角度裝設之效能曲線圖

1.2三片式扭力曲線分析所以（圖4-7）為三片式與二片式在未加導板時的流場分部，因為三片式受阻面積較大所以成紅色區(qū)塊面積也較大這對推動阻力型風機是一件相當好的事情，但是相對的產生藍色區(qū)塊也較大，當藍色區(qū)塊越大時，風機的效率越不好，因為藍色區(qū)塊會阻擋風機推力。（圖4-8）比較二片式與三片式Cm曲線，由于三片式掃過的面積大于二片式，所以扭力值大于二片式，所以從此數(shù)據(jù)中入=0.14,風速5m/s三片式積分面積為69.428,二片式積分面積為53.089,其雨者差值相差23.5%,可看出在低風速時三片式較二片式佳。三片式加導板與三片式未加導板時的Cm曲線（圖4-9）,有時未加導板時可能會比鼠加導流板來的好，所以導流板的好壞也是需經過數(shù)值模擬的計算，得出優(yōu)化的參數(shù)，由圖中發(fā)現(xiàn)了這一點，未加導流板比一般未設計過的導流板還好的原因可由（圖4-10）流場分部來者兌明,加了導流板（圖4T0b）讓每一片風扇都有相同的風壓其受到紅色區(qū)塊推動面積較小，在未加裝導流板時（圖4-10a）,其所受到的紅色區(qū)塊面積較多，但是不平均受力，容易影響風扇機構的問題。(a)tri-bladedtype(b)splittypePressure(a)tri-bladedtype(b)splittypePressure圖4-7三片式與二片式在未加導板時的流場分部圖4-8比較二片式與三片式Cm曲線圖0 90 180 270 360angle圖4-9三片式加導板與三片式未加導板時的Cm曲線(a)垂直風機 (b)加入導板之垂直風機圖4-10三片式加導板與三片式未加導板時的流場分部二片式剛好相反如(圖4-11)沒加導流板與加了導流板的比較，反而是加了導流板后Cm積分面積大于未加導流板面積，(圖4T2)流場分部看來，所以加裝導流板對二片式來^是相當有用的。所以比較完三片式流場與二片式流場，結果從(圖4T3)所示的三片式來看，當沒有加裝導流板的風機因為沒有導流板的關系所以第一集片所接觸風推力的時較短，所以大部份的推力都給了第二集片，久了很容易使集片破損或折斷。在有加裝導板時最佳的角度為30度，也不能隨易的裝置導流板，會因為導流的流動速度成正比，順著風向導流會加快風機的推動力與轉速，阻力型垂直風機不管是二片式或是三片式，想增加其動力導流板是不可少的，而且加了導流板從圖中可發(fā)現(xiàn)風的推力會以較平均的方式落在每一片的集片上。三片式弧度50導板30°型垂直風扇效能曲線圖(4-14),本模擬還未給予摩擦力，所以此曲線圖為靜摩擦垂直風扇效能，目前可以跟大部份垂直阻力型的風機效率是雷同的，目前加裝導流板后其三片式的效能為0.33左右，阻力型風力機有加裝導流板時，可提升40%-50%的扭力輸出效率。由于水平軸式風機之模擬分析一般均以擬穩(wěn)態(tài)方式(quasi-steady),而垂直軸式風機流場同時存在層流、過渡流及紊流場，而溢放之渦流亦會影響風扇集片流場，形成轉性(translated)及緩失速(delaystall)等動態(tài)失速現(xiàn)象，VAWT風機依受力方式分為升力型及阻力型，另以三維動態(tài)仿真方式求解NPUST原型SavoniusVAWT完成風機風扇效能曲線圖，發(fā)現(xiàn)加裝導片之風機其功率值CP于風速7m/s可達0.33,隨風速之增加CP值趨降，于風速12m/s以上CP值維持0.15,形成高速阻尼之現(xiàn)象，猶如氣動剎隼，于高風速時維依定額低功率，以確保速軸電機設備安全。風機壓力分布與速度向量比較（圖4T5a）為無導板三片式阻力型風機，從壓力圖可以知道蕖片側面尾端會產生低壓區(qū)，而造成阻力型后半部負壓力區(qū)變大，能降低推動力量。從速度圖來看，側面尾部速度流通較愧使得風機在運轉時，造成風機運轉的阻力原因，所以為了克服這種原因，加裝了導片（圖4-15b）,從壓力圖看加裝導板能有效的提升壓力區(qū)，也因為導流板的關系，造成過多的壓力留下而無法排出，從速度圖分析阻力型風機運轉的范圍內，因風流經風機候被導板擋住，而流通不順。所以導流板的角度是很重要的，如（圖4-15c）從壓力圖來分析，良好的導流板不僅可增加了壓力區(qū)，也可以增加負壓區(qū)，且在速度流場方面，良好的導流板不會使流場產生阻力現(xiàn)象。圖4-11二片式加導板與二片式未加導板時的Cm曲線圖4-12二片式加導板與二片式未加導板時的流場分部圖4-13三片式未加導流板與三片式加導流板時的流場分部圖4-14.三片式弧度50導板30°型垂直風扇效能曲線圖(a)Radian50-Gnidevane(b)Radian50-WithtabslO°.2 0 2 4 -2 0 2 4X X(c)Radian50-Withtabs30圖4T5風機壓力分布與速度向量比較圖(Vin=5m/s,6J=0.5rad/s)

4.2風機扭距圈數(shù)選擇分析在Coupled法則下比較圈數(shù)后得到的結果（圖3-16）,比較在第10圈之后頻普值相同，所以本研究主要選擇第10圈杰作數(shù)值分析。圖3-16Coupled法則在不同圈敦下比較分析4.3阻力型與升力型風機扭距分析在架構上我們以三種不同結構風機仿真于不同風速與周速比。其各頻普分析狀況如下，第一種風機結構為三片式阻力型翼片（圖4-17）,從頻普分析中秒數(shù)于6秒，在第3圈數(shù)之后時可看出以收穗之狀況第二種風機結構為三片式阻力型翼片加上升力型NACA0018翼片，所形成的二種不同翼片的垂直風機結構（S.R.+H.R.NACA0018）（圖4-18）,從頻普分析中秒數(shù)于20秒，在第10圈數(shù)之后時可以看出收斂之汰況，第三種風機為上一種風機型式在加上NACA4412翼片所形成的三種不同翼型的垂直風機結構（S.R.+H.R.NACA0018+H.R.NACA4412）（圖4T9）。Time圖4-17阻力型風機收^曲線分析TimeEO圖4-18阻力型與升力型NACA4412風機收幺束曲線分析圖4-19阻力型與升力型NACA4412及NACA0018風機

收幺束曲線分析首先我們以風速5m/s的狀況下進行模擬分析，所得出的結果為（圖4-20）所示，三種不同的結構仿真出的扭距曲線圖，從中在進行比較可以看出在第10圈后的數(shù)值才是可以進行扭距的分析，不同結構的風機構成流場，S.R.+H.R.NACAOO18+H.R.NACA4412,因受風面積較大的關系，所受到的高壓區(qū)明顯的比S.R.+H.R.NACAOO18結構風機，的區(qū)域范圍來的大上許多，在低壓區(qū)上尾緣渦流也較早蹄開風機集面，使得集片更快的被帶動。其風速并未在集片上產生強大的而牽引，是有一段距離隹，但是主要的推力都來自阻力型蕖片上，從流場上所分析的結果可以看出，滯留在阻力型集片上的空氣速度，大過于NACA0018集片所產生的效益。在S.R.+H.R.NACAOO18+H.R.NACA4412的分析，因受風面積大于Sr+HrNACAOO18型式的關系，大部份的風壓都產生在NACA4412與NACAOO18之間，使得NACAOO18產生更大的動力，在風機后方其拉力方面，加強風機的帶動。從以上的分析結果得知垂直風機形式以S.R.+H.R.NACAOO18+H.R.NACA4412的機構效益最好。從這些特點上我得以確定，加了NACA4412確實有其可能存在的必要性。接下來為了在進一步的確定，我們做了以下的數(shù)據(jù)模擬，在S.R.+H.R.NACAOO18+H.R.NACA4412的功率分析中，在三片式風機上，其翼片的比較結果中，以第二組蕖片的效能高于其他雨組集片，當增加了升力型NACAOO18風機其增加了25.8%效能，增加了升力型NACA4412風機時其增加了70%的效能阻力型風機S.R.與雨種升力型風機H.R.（NACA0018+NACA4412）風機的結合下，比原本只有阻力型的狀態(tài)下之扭力輸出值可以高出3.4倍。在相同的圈數(shù)下其不同翼片分析結果可以看出，模擬圈數(shù)太少時，對整個系統(tǒng)運算的結果會有相對的出路，而風機模擬的圈數(shù)過多了，使得數(shù)據(jù)變成無意義，這是有待研究的重點之一，受風影響算是滿平均的一種風機。風幾各翼片對風機整體的影響頻普分析，復合式風機受風時各種翼型受力較多式較少，由以下的分析可以得知各翼片的結果（圖4-21）,每一集片受風后的扭矩系數(shù)，可以看出阻力型翼片受力是最

大的，其產生的負壓值也相對大。? Mode1-1-——Modeh2-Model-3風機型式Cm倍數(shù)S.R.7.706S.R.+H.R.NACA001810.3901.34S.R.+H.R.NACA0018+H.R.NACA441225.7593.34圖4-20不同的絲何Model的扭矩系數(shù)比S.R.-Fan1S.R.-Fan2S.R.-Fan1S.R.-Fan2S.R.-Fan3H.R.-NACA0018-Fan1H.R.-NACA0018-Fan2H.R.-NACA0018-Fan3H.R.-NACA4412-Fan1H.R.-NACA4412-Fan2H.R.-NACA4412-Fan3二Angle圖4-21復合式風機各個翼片的扭距變化分析圖本研究的風機翼片為三片式，以(圖4-22)為第一組集片扭矩系數(shù)之比較，阻力型的集片在角30度時，受風力較大于NACAOO18與NACA4412集片，有個較佳的負壓質，能有效的帶動整體風機，在這組蕖片的NACAOO18(H.R.)負壓也較小，受風并不完全，NACA4412(H.R.)因禹隹軸心遠，所接受面積大的關系，所以在高速時NACA4412(H.R.)才會起動用，低風速時大部份的動力都是由阻力型(Sr)與來帶動，才能有效的發(fā)揮出復合式風機的功效。(圖4-23)為第二組集片扭矩系數(shù)之比較，阻力型的集片在角150度時，阻力型集片會產生負壓大于其他雨組翼片，NACAOO18(H.R.)于第一組的集片一樣效能保持不變，但使得NACA4412(H.R.)的效能降低，從線下積分可以得到阻力型的扭矩系數(shù)為0.2179大于第一組阻力型的扭矩系敦為0.2044。(圖4-24)阻力型的集片在角270度時才出現(xiàn)負壓，因為第二組翼片受風速轉動的關系大于其于兩組，阻力型集片相對的降低功效，這時NACA0018(H.R.)與NACA4412(H.R.)反而提升了整的效能，而原本在低速作用較小的NACAOO18(H.R.)因阻力型受力較小的關系，而提升了第三組翼片的功率。 S.R.-Fan2---H.R.-NACA0018-Fan2 H.R.-NACA4412-Fan290270圖4-23風機翼片第一組集片分析圖S.R.-Fan3H.R.-NACA0018-Fan32704.4.1第一組翼片Cm分析從第一組的翼片中來看(圖4-25)在同一條在線分析不同的峰值與各為何者集片，從圖中看出^色點的峰值為NACA0018(H.R.)所受力后對整體的效能，從(圖 4-26)可視化流場中可以發(fā)現(xiàn)，大部份的壓力都因愛NACA4412(H.R.)的影響，使得NACA0018(H.R.)在低風速并未發(fā)揮有效的功用，而藍色點的波峰為NACA4412(H.R.)在第一組翼片80度時最大的扭矩數(shù)，從(圖4-27)可視化流場中可以發(fā)現(xiàn)，阻力型集片受被壓小，NACA4412(H.R.)蕖片時尾部受到壓力大，能有效的帶動整體的翼片組，紅色波峰為阻力型(S.R.)在100度時有最大的峰值，(圖4-28)可視化流場中可以發(fā)現(xiàn)，因阻力型(S.R.)的受風面積變多了，進而推動整體風機，此時，其他二種集片并不太大的功用,而是讓阻力型風機帶動。以Fan]90 180 270 360圖4-25第一組翼片峰值位置圖348*4012.89H229e*011.69?+01109?401496e-H)0-103e*00-7.01e+00-130e401■1.90e+01?2490*01?309*401?3690Ml4.290XM-489e-H)1?548?-M)1-608e-M)1-7.28e+O1-788?+O1-847e401ContoursofStaticPressure(pascal)(Time=20250e*01)圖4-26第一組翼片NACA0018集片3.70e+013.07e+012.45e+011.82e+011.19e+015.68e+00-5.86e-01-6.85e-H)0-1.31e+01-1.94e+01-2.56e+01-3.19e+01-3.82e+01-4.44e-H)1-5.07e+01-5.70e+01-6.32e+01-6.95e+01-7.57e-H)1-8.20e-H)1-8.83e+01ContoursofStaticPressure(pascal)(Time=2.0400e+01)3.39e+01-6.19e+013.39e+01-6.19e+012.91e+012.43e+011.95e+011.48e+019.96e+005.17e+003.80)01-4.41e+00-9.20e+00-1.40e+01-1.88e+01-2.36e+01-2.84e+01-3.32e+01-3.80e+01-4.27e+01-4.75e+01-5.23e+01-5.71e+01ContoursofStaticPressure(pascal)(Time=2.0600e+01)圖4-28第一組翼片阻力型集片從第二組的翼片中來看(圖4-29)在同一條在線分析不同的峰值與各為何者集片，從圖中看出^色點的峰值為NACA0018(H.R.)所受力后對整體的效能，從(圖4-30)可視化流場中可以發(fā)現(xiàn)，大部份的壓力都因愛NACA4412(H.R.)的影響，使得NACAOO18(H.R.)在低風速并未發(fā)揮有效的功用，而藍色點的波峰為 NACA4412(H.R.)在第二組翼片190度時最大的扭矩數(shù)，從(圖4-31)可視化流場中可以發(fā)現(xiàn)，阻力型集片受被壓小，NACA4412(H.R.)蕖片時尾部受到壓力大，能有效的帶動整體的翼片組，紅色波峰為阻力型(S.R.)在240度時有最大的峰值，(圖4-32)可視化流場中可以發(fā)現(xiàn)，因阻力型(S.R.)的受風面積變多了，進而推動整體風機，此時，其他二種集片并不太大的功用,而是讓阻力型風機帶動。圖4-29第二組翼片峰值位置圖3.57e+013.02e-K)12.48e4011.93e+011.38e+018.34e-H)02.86e400-2.62e+00-8.09e+00-1.36e+01-1.90e+01-2.45e-H)1-3.00e+01-3.55e+01-4.09e-H)1-4.64e-H)1-5.19e+O1-5.74e+01-6.29e+01-6.83e-K)1-7.38e+O1ContoursofStaticPressure(pascal)(Time=2.0850e+01)圖4-30第二組翼片NACA0018集片3.76e+013.13e4012.50e-H)11.87e+011.24e-H)16.03e4C0-2.91e-01-6.61e-H)0-1.29e+01-1.93e+O1-2.56e-H)1-3.19e-H)1-3.82e+01445e+01-5.09e-H)1-5.72e+01-6.350401-6.98e+01-7.61e-H)1-8.25e-K)1-8.88e+01ContoursofStaticPressure(pascal)(Time=2.1050e+01)圖4-31第二組翼片NACA4412集片3.42e-H)1-5.10e+013.42e-H)1-5.10e+012.99e+012.56e+012.14e+011.71e+011.290401861e*004.3694009.86e-02-4.16e+00-8.42e+00?1.27e+01-1.69e+01-2.12e+01-2.54e+01-2.97e+01-3.40e+01-3.82e+01-4.25e+01-4.67e-H)1ContoursofStaticPressure(pascal)(Time=2.1250e+01)圖4-32第二組翼片阻力型集片從第三組的翼片中來看(圖4-33)在同一條在線分析不同的峰值與各為何者集片，從圖中看出^色點的峰值為NACA0018(H.R.)所受力后對整體的效能，從(圖4-34)可視化流場中可以發(fā)現(xiàn)，大部份的壓力都因愛NACA4412(H.R.)的影響，使得NACA0018(H.R.)在低風速并未發(fā)揮有效的功用而疊色點的波峰為NACA4412(H.R.)在第三組翼片310度時最大的扭矩數(shù)，從(圖4-35)可視化流場中可以發(fā)現(xiàn)，阻力型集片受被壓小，NACA4412(H.R.)集片時尾部受到壓力大，能有效的帶動整體的翼片組，紅色波峰為阻力型(S.R.)在350度時有最大的峰值，(圖4-36)可視化流場中可以發(fā)現(xiàn)，因阻力型(S.R.)的受風面積變多了，進而推動整體風機，此時，其他二種集片并不太大的功用，而是讓阻力型風機帶動。圖4-33第三組翼片峰值位置圖358?4013.05H252H1.990XM146,M19.27?400397e*00-1.34e+00-664e-H)0-1.19e+01-1.73e401-2.26*401-2.79e+01-3.32e+01-385e+O1438,M1-4.918401-5.97e+O1-650?-H)1-703eM1ContoursofStaticPressure(pascal)(Time=21500e*01)圖4-34第三組翼片NACA0018蕖片3.89e*013.25e*012.62e+011.98e+01135e+017.13e+007.81e-01-5.57e+00-1.19e+01-1.83e+01-2.46e+01-3.10e+01-3.73e+01<4.36e*01-5.00e+01-5.63e+01-6.27e+01?6.90e+01-7.54e+01-8.17e+01-8.81e+01ContoursofStaticPressure(pascal)(Time=2.1700e+01)3.46e-F01-5.33e+013.46e-F01-5.33e+013.02*4012.58e+012.14e+011.70e+011.26e+018.25e+003.85e+00-5.54e-01-4.95e-H)0-9.35e+00-1.38e+01-1.82e*01-2.26e*01-2.70e+01-3.13e+01-3.57e+01401e+01-4.45e+01-4.89e+01ContoursofStaticPressure(pascal)(Time=2.1900e+01)圖4-36第三組翼片阻力型集片結合了阻力型與升力型（NACA0018、NACA4412）翼型構造，軸向風機阻力型幾何尺寸半徑為0.14mx翼片厚度0.003m翼片弧度為50度為最佳外型，導流板角度為30度效果最好。而升力型NACA0018翼型半徑為0.28m,厚度0.02x長0.1m,NACA4412翼型半徑為0.42m,厚度0.Olx長0.1m。在架構上我們以不同結構風機仿真于不同風速與周速比。風機結構為三片式阻力型翼片加上升力型NACAOO18與NACA4412翼片，所形成三種不同翼型的垂直風機結構（S.R.+H.R.NACAOO18+H.R.NACA4412）,首先我們以風速5m/s的狀況下進行模擬分析，所得出的結果為（圖4-37）所示，三種不同的結構仿真出的功率曲線圖，而S.R.+H.R.NACA0018+H.R.NACA4412結構風機在0.528入時有最大功率值0.34。在不同的九下分析出加了NACAOO18與NACA4412翼型風機，其周速比值在于0到2之間，算是落在小型風機的周速比上。加了NACAOO18與NACA4412的風機的周速比的確是高于前者。將三種不同結構的風機構成流場可視化，結果可以很明顯的看到S.R.+H.R.NACAOO18結構風機（圖4-38）,高壓區(qū)較?。▓D4-38區(qū)f）,原因為Model-2S.R.+H.R.NACAOO18的風機受風面較小，還有翼型形狀也有關系在于風機后方所產生的低壓值區(qū)塊也是沒有明顯的變化（圖4-38b、c）,隨著風機集片的帶動下，受迎風面之影響，使低壓區(qū)消散的速度較慢，使得風機不能順利的帶動（圖4-38d、e）,相比較下于Model-3S.R.+H.R.NACA0018+H.R.NACA4412（圖4-39）,因受風面積較大的關系（圖4-39&所受到的高壓區(qū)明顯的比Model-2S.R.+H.R.NACAOO18結構風機，的區(qū)域范圍來的大上許多（圖4-39b、c）,在低壓區(qū)上尾緣渦流也較早蹄開風機集面（圖4-39d、e）,使得集片更快的被帶動。一樣在相同的5m/s風速下分析速度場，Model-2S.R.+H.R.NACAOO18速度的流場，風流經NACAOO18集