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1、LongWin 風扇與散熱模組設計,瑞領科技股份有限公司 Long Win Science & Technology Co., Ltd. 886 - 3 - 4986875 / 46432212007/07,目錄,2. 風扇簡介-Axial Fan,3. 風扇性能量測,4.流場型態與散熱模組效能,1. 風扇簡介-Blower,離心風機流體速度示意圖,1. 風扇簡介-Blower,Back,離心風機,葉輪作功,葉輪對流體之轉矩 (torque),Euler equation:,連續方程,流體進出葉輪 所產生之動量變化,葉輪入出口速度三角形,葉輪理論全壓,理論全壓:,速度三角形:,離心力,氣流
2、經過葉片後其相對速度在葉片間流道面積漸增下所降低流速後轉成靜壓之上升,葉輪旋轉所造成之動能增加,Pressure head,Velocity head,葉輪出口速度三角形,葉輪理論全壓與損失,有限葉片數下,出口相對速度之偏移 使出口絕對速度在切線方向投影變化 使理論全壓有 之損失,理論全壓:,理論有限葉片全壓:,統御方程式,三維Reynolds Average Navier-Stokes (RANS)方程式 並配以K-紊流模式來計算風扇及其相關幾何流場。 假設流場為不可壓縮及無溫度效應。,動量守恆方程式:,連續方程式:,: Turbulent kinetic energy : Dissipat
3、ion rate of :旋轉角速度 :位置向量,(1),(2),Coriolis force+centrifugal force,Turbulent Model,(3),(4),利用有限體積法(Finite Volume Method),數值方法,入口圓管、鐘形口(BM)、葉輪(R) 與渦殼(VLT)之壁面網格,後傾離心風機模擬與實驗比對,一般後傾離心風機內氣流運動(包括渦殼(volute)在內),1.上游入口: 鐘型口至葉輪之氣流路徑,2.葉輪出口: 低、高位置之流線圖,相對速度向量圖與速度等值圖,壓力等值圖,吸入側前緣,葉輪中間高度剖面(middle_R),接近葉輪上蓋板(near sh
4、roud_R),Suction side-near shroud(low velocity region),A. Kjrk, Hot-Wire 量測結果(實驗定性比對),Suction side,Pressure side,葉輪出口低、中、高在圓周方向之速度圖,葉輪出口切線速度會隨低、中、高位置(大約為28m/s、32m/s與38m/s)漸增葉輪出口正向速度則隨低、中、高位置(大約為15m/s、12m/s與8m/s)漸減輪出口角也隨低、中、高位置(大約為25、20與15)漸減,接近舌部附近葉片出口於低、高位置在之streamline圖 與葉輪出口風量整理,對風機而言，此再進入葉輪與鐘形口間縫之
5、氣流只是一內部循環氣流，葉輪將驅動較多氣流作無用的耗能虛功,Forward blower,葉輪表面壓力分布,上視圖,側視圖,A-A剖面之壓力與速度分布圖,B-B剖面之壓力與速度分布圖,C-C剖面之壓力與速度分布圖,出口局部速度分布圖,D-D剖面之壓力與速度分布圖,出口部分，將舌部遮蔽板去除並將出口形狀加大,因舌部遮蔽板被除去，同時風扇出口處被加大， 因此造成流體於出口處的速度分布較為均勻， 其流量亦明顯的增加。,Suction surface,Pressure surface,Ro,Ri,鼓風機,風機理論：風量Q，風壓P， 消耗功率W，轉速(rpm)=N，,軸流風機,Back,2. 風扇簡介-
6、Axial Fan,1903年12月17日，第一次飛行12秒鐘，距離36公尺，趴在飛機上的是弟弟(奧維爾)，右邊站著的是哥哥 第四次由(威爾伯)駕駛，共飛行了260米，留空59秒。,(Orville Wright),1901,(Wilbur Wright),1986年由魯坦和耶格爾飛行40,212公里 首先不著陸環繞地球一周的航行家號是前翼機,空重只有2000磅，卻載了7000磅的油料,動葉理論,飛機翼形升阻力,失速區,Vortex motion,Vane_axial fan 尺寸圖,D710 vane_axial fan_340cmm,1770rpm 之模擬結果(Rotor部份剖面),van
7、e_axial fan 之模擬結果 (Rotor+stator部份剖面),-100pa,Vout,stator=340cmm/(0.264)/60=21.41m/s,軸流扇性能測試圖,650rpm,葉片表面壓力圖-吸力面,葉片表面壓力圖-壓力面,葉片表面速度圖-壓力面,葉片出口中間流道剖面速度圖,葉片表面速度圖-壓力面,葉片表面速度與壓力圖-壓力面,Up flow,Out,In,In,Tip flow in at leading edge and out at trailing edge,軸流扇性能測試無因次化與 NS值下流場觀察圖,軸流風機在不同風量下之氣流運動型態(Eck),Wind ti
8、p vortex downwash,Wind Tip,1947年l0月14日 突破音障伊格駕駛貝爾 X-1火箭研究機進行第 9 次動力飛行。 上午8時，母機 B29 攜帶X-1飛機起飛。 計劃要求X-1飛行速度達到馬赫數 0.97 飛機加速，馬赫數表的指針已超過了1，但表的刻度只到1為止。 這時空中傳來了像打雷一樣的音爆巨響，這是人類第一次突破音障！,音障,結論,1.風機動葉是使流體得到能量(全壓) ，但風機之展現在於克服系統阻抗使系統得到所須之風量，亦即風機須將所得到全壓轉化成風機靜壓以克服系統阻抗。所以風機有高的全壓效率僅能代表其有足夠潛力(機械能轉到流體能量之多寡) ，靜壓才是真正表現風
9、機能力(達到系統所須之風量) 。2.軸流風機動葉出口氣流特性包括低阻抗時之軸向渦漩流與高阻抗時之徑向擴張渦漩流。3.軸流風機動葉出口氣流在高阻抗時之徑向擴張渦漩流時，依循氣流運動方向適當搭配出口流道可使系統損失最少。4.因應軸流風機動葉出口氣流在高阻抗時之徑向運動特性，扇葉設計從hub到tip擺置角度變化不可太大，原則上應維持徑向路徑平順以避免迴流氣流出現。,3.風扇性能量試,測試結果需描述當時測試設備（Fig.12 / Fig.15）及 環境狀態（溫度、濕度、大氣壓力）,Back,資料包括 當時環境狀態（Td、Tw、RH、Pb）及標準狀態， 相互比較測試結果，環境條件差異大時，可選用標準狀態
10、（STP）比較.,狀態PQ,標準狀態PQ,風量Q，風壓P，消耗功率W，轉速(rpm)=N，,考慮扇葉長度D，則,瑞領 AMCA 210 系列風洞,標準設備 流量範圍 0.23000CFM,AMCA210-99 Fig. 12,AMCA210-99 Fig. 15,風洞重現性測試,風扇串、併聯測試,高靜壓風扇,扇葉形狀不同時之觀測,A Blade,B Blade,C Blade,80*80*25mm,軸流風扇性能比較,Pt=p1+p2, Qt=Q1=Q2.,f1,f2,Gap,風扇串聯測試,A,B,7015串聯:1Fan Stop P-Q Chart,Nothing,Sink+mesh,7015
11、串聯:Impedance不同時之差異,A,B,Nothing,Sink+mesh,7015進風口有障礙物之差異,Blower風扇性能比較,4.流場型態(Flow Pattern)與散熱模組效能,A. 傳導B. 對流C. 輻射,熱阻,強制熱對流係數 h 與下列因素相關：1. 風速 2. 紊流強度 3. 熱交換表面性質、粗糙度 4. 熱交換器形狀 5. 散熱鰭片間距,流場型態(Flow Pattern),fin：32 mm (h) 76 mm width 26 gaps heat sink # 9 gap flow field,fin：32 mm (h) 76 mm width 26 gaps h
12、eat sink # 12 gap flow field,fin：32 mm (h) 76 mm width 26 gaps heat sink # 15 gap flow field,fin：32 mm (h) 76 mm width 26 gaps heat sink # 18 gap flow field,1. 鋁：散熱片以鋁擠型或是冷鍛加工為主,2. 銅底鋁鰭片：,鋁擠型中央銅柱,冷鍛鋁鰭片底部銅底,3. 銅製：,高溫錫焊、切削、刨削,散熱器依其散熱片材質可分為三類：,各種不同型態散熱器：,Fin高度由15mm變為20/25/30mm,風扇 : 7015 / 35 CFM / 5.5
13、MMAq 鰭片 : 70X70X15(H) mm 32 Fins 風量 : 16.4 CFM,鰭片高度對散熱性能影響：,鰭片間距對散熱性能影響：,散熱器性能測試,LW 9091IR,A,B,C,D,E,Sink不同的加工方式,69mm,83mm,45mm,流場型態與散熱模組效能,1,轉速最低,熱傳風洞或散熱模組,AMCA風洞做RQ實驗研究。提供：1. 多點設定流率產生。 2. 多點加熱功率控制。,AMCA風洞,風洞結合散熱模組性能測試,散熱模組性能與流量、壓降關係,系統流量測試,系統內 2 獨立模組， 模組A在系統之風量為10.5 CMM，模組B在系統之風量為10.5 CMM， 當A、B模組併聯，在系統之總流量為何不是31 CMM？ 而是12.9 CMM,不同種類風扇併聯,風扇A,風扇A+B併聯,風扇B,選擇風扇： 1.算出設備內部產生的熱量。 2.決定設備內部所能允許的 溫度上升範圍。 3.從方程式計算所需的風量。 4.估計設備用的系統阻抗。 5.根據目錄的特性曲線或 規格書來選擇所需的風扇。,Thank you !,
