STAR-CCM+による 垂直軸風車の３次元解析

Three-Dimensional Analysis of Vertical Axis Wind Turbines by STAR-CCM+

STAR Japanese Conference 2016 (横浜ロイヤルパークホテル 2016.6.9-10)

鳥取大学大学院 工学研究科 機械宇宙工学専攻

原 豊 (准教授)

1

プレゼン内容

• 直線翼垂直軸風車の翼端板効果のシミュレーション

2

< 事例：１ >

< 事例：2 >

• 傾斜した円形翼を持つ風車のシミュレーション

直線翼垂直軸風車の翼端板効果 のシミュレーション

事例 : 1

3

4

研究目的１

直線翼垂直軸風車における翼端板が出力に及ぼす効果を調べ，翼端損失の抑制に関して最適な翼端板サイズを求める．

３次元 CFD による解析

※ 特に翼端周りの流れ場に注目

5

計算対象

U

Endplate

Blade1

Blade2

ψ

90° 270°

180°

0° H

R

X

Y

Z

デルフト工科大学の２枚翼の H型ダリウス風車：DU-H2-5075

項目 値

ロータ直径：D=2R 0.75m

翼スパン：H 0.5m

翼弦長：c 0.08m

翼型 NACA 0018

項目 値

風速：U 7m/s

回転数：N 579 rpm

先端周速比：λ 3.25

レイノルズ数：Reb 1.2×105

計算条件

6

翼端板

項目 値

板厚 : t (mm) 1

張り出し距離 : s (mm) 0 3 5 7.5 10 15 20

相対長さ : s/c (%) 0 3.75 6.25 9.375 12.5 18.75 25

※翼端板無しを s = 0 とする．

t NACA 0018

𝑥𝑏

𝑧𝑏

𝑦𝑏 O

(c = 80 mm)

7

計算方法

8

使用ソフトウェア ： STAR-CCM+ ver.9.02

基礎方程式 ： レイノルズ平均 Navier-Stokes 方程式 (RANS)

３次元

非定常

非圧縮

乱流モデル ： SST k-ω

時間進行 ： 2次精度

計算領域と境界条件

9

流入面

風速一定

U=7 [m/s]

流出面 圧力一定 P=0 [Pa]

側面 スリップ条件

風車近傍

10

計算は6回転まで実行．

(ただし、連続画像出力は7回転目)

赤道面における計算格子

11

ポリヘドラルメッシュ (非構造格子) 総セル数：約771万セル (s/c=18.75% [s=15mm] の場合)

プリズムレイヤーメッシュ (構造格子) 20層 最小格子幅： 1.4×10-5c

)5.0( y

出力係数の端板サイズ依存性

( )内の数値は翼端板無し(s=0)

に対する出力の増加率．

0 6.25 12.5 18.75 250.16

0.17

0.18

0.19

0.200 5 10 15 20

s/c (％)

s (mm)

Cp

without endplates

(4.32％)

(7.54％)

(4.80％)

(3.05％)

(3.04％)

(1.67％)

12

13

14

翼端周りの流れ場 (渦度等値面: |ω|= 5000s-1)

s/c=0

s/c=6.25%

U

U

U

U

ψ=90°

s/c=18.75%

U

15

翼端周りの流れ場 (翼端断面内渦度分布)

U

xb/c=0.75

U

ψ=90°

U

U

s/c=0

s/c=6.25%

s/c=18.75%

16

翼端周りの流れ場 (翼端断面内渦度分布)

xb/c=0.5

s/c=6.25%，ψ=45°

s/c=6.25%，ψ=0°

U

U

U

渦度等値面: |ω|= 5000s-1

ψ=45°

ψ=0°

17

ωuH e ωuH e

18

19

30°

60°

90°

120°

150°

180°

210°

240°

270°

300°

330°

0°(360°)

端板無し状態

上流側 下流側

75%cの断面における渦度分布

20

30°

60°

90°

120°

150°

180°

210°

240°

270°

300°

330°

0°(360°)

端板有り状態

上流側 下流側

75%cの断面における渦度分布

(s/c = 6.25%)

21

まとめ１

22

(1) 出力係数は, 張り出し距離sが5mm (s/c = 6.25%)の場合に最も高く， 翼端板無しに比べて7.54%増加した． (2) 翼端板が存在することにより、赤道面近傍において翼後縁から放出される 渦が抑制される徴候が観察された． (3) 翼端板の有無に依らず，翼端の左右のエッジから各々1つの主要な渦が 形成される．後縁近くのエッジからは別の渦も発生する． (4) アジマス角 0°では翼端の左右のエッジから発生する渦の回転方向は逆であるが、 アジマス角が 45°以上になると同じ回転方向になり，主流に対して下流側にある 渦は 翼端よりも赤道面側に形成される． （なお、下流側の半周期領域では、翼に対する相対流れの方向は反転する） (5) 翼端板の有無で、１回転にわたっての、渦度およびヘリシティの分布挙動を比較 したが、基本的には両ケースにおける流れ場の挙動は同様と考えられる.

傾斜した円形翼を持つ風車 のシミュレーション

事例 : 2

23

背景２

ツイスト無し

ツイスト状態

ロータ半径, R 1.58 m

ロータ高さ, H 1.1 m

翼弦長, c 0.2285 m

翼枚数, B 4

翼型 NACA 0018

受風面積, A 3.23 m2

ソリディティ, σ (=Bc/2πR ) 0.0917

翼の材質 アルミ合金

翼１枚の重さ 10.7 kg

翼傾斜による過回転抑制機構を備えた 『アルミ円形翼バタフライ風車』の実験機

翼の傾斜による空力ブレーキで、 強風状態でも回転を止めずに

発電が可能

稼働率の増加によって、発電単価 の減少を期待

24

研究目的２

• ３次元数値解析(CFD)によって翼ツイスト時の 円形翼バタフライ風車の特性および流れ場を 明らかにすること

• 翼素運動量理論(BEM)予測とCFD解析の比較

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CFD計算対象

STAR-CCM+ ver.9.02 計算ソフト

基礎方程式

乱流モデル

レイノルズ平均ナビエ・ストークス方程式

計算対象

SST k-ω

ロータ直径，D 3.1 m

ロータ高さ，H 1.1 m

翼弦長，c 0.228 m

翼枚数，B 4

翼型 NACA0018

受風面積，A 3.16

ソリディティ，σ

(σ = Bc/πD) 0.0933

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座標系とツイスト角の定義

ζ=0 deg ζ=10 deg

N

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計算領域と境界条件

Φ48D

静止領域 3 静止領域 1

V∞

圧力出口 ゲージ圧 0 Pa

側面 スリップ条件

速度入口 V∞=12 m/s 一定

静止領域 1 静止領域 3

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風車ロータまわりの領域

回転条件 先端周速比 λ=2.0, 2.5, 3.0の3つの回転状態

静止領域 2

回転領域 1

回転領域 2

静止領域 3

回転方向 風車を上から見て反時計方向

29

計算格子

翼面法線方向の

最小格子幅 約3.2×10-6 m

y+ (無次元壁距離） 約0.4

層状格子 15 層

総セル数 約2000万セル

計算領域全体

翼表面近傍 プリズムレイヤーメッシュ

水平面

鉛直面

ポリヘドラルメッシュ

30

31

出力特性の予測 (V=12m/s)

25.0%減少(BEM)

34.1%減少(CFD)

（注意：BEMの結果につい ては、参考文献(3),(4)から 改善）

32

1つの翼に作用する半径方向力FN の アジマス依存性 (λ=2.5)

ζ=0° ζ=10°

V∞

FN

0 90 180 270 360−250

−200

−150

−100

−50

0

50

100

ψ [deg]

FN

[N

]

CFD ζ=0deg

BEM ζ=0deg

upwind downwind

0 90 180 270 360−250

−200

−150

−100

−50

0

50

100

ψ [deg]

FN

[N

]

CFD ζ=10deg

BEM ζ=10deg

upwind downwind

33

1つの翼に作用するトルクQ の アジマス依存性 (λ=2.5)

ζ=0° ζ=10°

V∞ Q

0 90 180 270 360−20

0

20

40

60

80

ψ [deg]

Q [

Nm

]

CFD ζ=0deg

BEM ζ=0deg

upwind downwind

0 90 180 270 360−20

0

20

40

60

80

ψ [deg]

Q [

Nm

]

CFD ζ=10deg

BEM ζ=10deg

upwind downwind

34

MT

ω

ζ

N

1つの翼に作用するツイストモーメントMT の アジマス依存性 (λ=2.5)

ζ=0° ζ=10°

0 90 180 270 360−4

−2

0

2

4

6

8

ψ [deg]

MT

[N

m]

CFD ζ=0deg

BEM ζ=0deg

upwind downwind

0 90 180 270 360−4

−2

0

2

4

6

8

ψ [deg]

MT

[N

m]

CFD ζ=10deg

BEM ζ=10deg

upwind downwind

0.53Nm (BEM)

2.21Nm (CFD)

（注意：BEMの結果につい ては、参考文献(3),(4)から 改善）

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まとめ２

(1) ツイスト角 0 °では、翼の上端・下端から均等に翼端渦が放出される．

一方、ツイスト角 10 °では、上流側では翼の下端から、下流側では、 翼の上端から高い渦度の渦が放出される．

(2) 出力特性に関して，CFDとBEMにおいて定性的な一致が見られた． 最大出力状態におけるツイストに伴う出力減少率は、CFDの場合が 約34.1%，BEMの場合が約25.0%であった.

(3) １翼に作用する半径方向力と回転トルクについて，CFDとBEMに

ある程度の一致が見られたが，ツイスト角変化(0°→10°)に対する

挙動に相違があった

(4) ツイストモーメントについては、BEMとCFDでやや大きな差異が見られ

たが、平均としては、どちらも正の値(ツイスト促進の方向)となった．

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参考文献

事例：１

(1) 古川裕樹, 原 豊, 住 隆博, 秋元博路, 吉田茂雄，直線翼垂直軸風車の特性に与える

端板の効果に関する数値シミュレーション，日本機械学会 第93期 流体工学部門講演会

講演論文集, (東京理科大学，2015.11.7-8), No.0504.

(2) 原 豊, 古川裕樹, 住 隆博, 秋元博路, 吉田茂雄, 直線翼垂直軸風車における翼端板の

最適なサイズに関する数値解析，日本機械学会 中国四国支部第54期総会・講演会,

(愛媛大学，2016.3.9), No.1218.

事例：２

(3) 奥谷将裕, 横山睦子, 原 豊, 住 隆博, 吉田茂雄，円形翼バタフライ風車の翼傾斜時の

３次元数値解析，第37回風力エネルギー利用シンポジウム，

(科学技術館，2015.11.26-27), pp. 339-342.

(4) 原 豊, 奥谷将裕, 三嶋一生, 斎藤栄徳, 塩谷啓介, 塩崎 明, 西小野寛明, 川端俊亮,

吉田茂雄，翼傾斜による垂直軸風車用過回転抑制機構の実証実験，

第37回風力エネルギー利用シンポジウム, (科学技術館，2015.11.26-27), pp. 343-346.

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謝 辞

事例：１ • 平成27年度九州大学応用力学研究所 一般研究(27ME-9) 事例：２ • 鳥取県環境学術研究等振興事業費補助金 • 平成27年度九州大学応用力学研究所 一般研究(27ME-8)

本講演で紹介した事例の研究については、以下の助成金や共同研究費から、 補助を頂いています。ここに明記し、謝意を表します。

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