JP5425192B2 - Propeller fan - Google Patents
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Description
本発明は、換気扇やエアコン等に用いられるプロペラファンに関する。 The present invention relates to a propeller fan used for a ventilation fan, an air conditioner, or the like.
従来、回転軸に取り付けられるボスの外周部に複数枚の翼が設けられたプロペラファンにおいて、前記回転軸から任意の半径に沿って切断した前記翼の円筒断面において反り量が最大となる位置は、半径が大きくなるに従い翼の後縁側に位置されたプロペラファンが開示されている(例えば、特許文献1参照)。 Conventionally, in a propeller fan in which a plurality of blades are provided on the outer peripheral portion of a boss attached to a rotating shaft, the position where the amount of warpage becomes the maximum in the cylindrical cross section of the blade cut from the rotating shaft along an arbitrary radius is A propeller fan positioned on the trailing edge side of a blade as the radius increases is disclosed (see, for example, Patent Document 1).
また、駆動力を受けて回転するハブと、このハブの周囲に連結された翼とを具備する軸流ファンにおいて、前記翼は、薄肉翼で、かつ反りを備え、この反りは、最大キャンバが、翼弦長の5〜8%の範囲内に設けられるとともに、最大キャンバ位置が、翼弦長の20〜40%の範囲に設けられた軸流ファンが開示されている(例えば、特許文献2参照)。 Further, in the axial fan including a hub that rotates by receiving a driving force and blades connected to the periphery of the hub, the blades are thin-walled blades and have warpage. In addition, an axial fan is disclosed that is provided within a range of 5 to 8% of the chord length and has a maximum camber position within a range of 20 to 40% of the chord length (for example, Patent Document 2). reference).
しかしながら、上記従来の技術によれば、翼外縁に大きな翼外縁渦が発生する。そのため、送風−騒音特性が悪化する、という問題があった。 However, according to the conventional technique, a large blade outer edge vortex is generated at the blade outer edge. Therefore, there has been a problem that the air blowing-noise characteristics are deteriorated.
本発明は、上記に鑑みてなされたものであって、プロペラファンの翼外縁に発生する翼外縁渦を抑え、送風−騒音特性を改善したプロペラファンを得ることを目的とする。 The present invention has been made in view of the above, and an object of the present invention is to obtain a propeller fan that suppresses a blade outer edge vortex generated at a blade outer edge of the propeller fan and has improved air blowing-noise characteristics.
上述した課題を解決し、目的を達成するために、本発明は、回転軸に嵌合されるハブと、前記ハブに放射状に設けられ回転軸方向に送風する複数の翼と、を備えるプロペラファンにおいて、前記回転軸から所定の半径までの前記翼の第1領域では、前記回転軸から任意の半径に沿って切断した前記翼の円筒断面における最大キャンバの稜線が、翼前縁から翼弦長の35%の位置にあり、前記所定の半径から翼外縁までの前記翼の第2領域では、前記回転軸から任意の半径に沿って切断した前記翼の円筒断面における最大キャンバの稜線が、前記所定の半径位置では前記第1領域の最大キャンバの稜線に接続し、半径が大きくなるのに比例して翼後縁側に位置し、翼外縁において翼前縁から翼弦長の50%の位置にある、ことを特徴とする。 In order to solve the above-described problems and achieve the object, the present invention provides a propeller fan including a hub fitted to a rotating shaft and a plurality of blades provided radially on the hub for blowing air in the rotating shaft direction. In the first region of the blade from the rotation axis to a predetermined radius, the ridge line of the largest camber in the cylindrical section of the blade cut along the arbitrary radius from the rotation axis is the chord length from the blade leading edge. of it is in the 35% position, wherein in the second region of the wing from the given radius to blade edge, ridge of maximum camber in the cylindrical section of the blade taken along any radius from the axis of rotation, said in a predetermined radial position connected to the ridge line of maximum camber of the first region, in proportion to the radius increases located blade trailing edge side, the 50% position of the chord length from the leading edge at the wing edge It is characterized by that.
本発明にかかるプロペラファンは、翼外縁に発生する翼外縁渦を抑え、送風−騒音特性を改善することができる、という効果を奏する。 The propeller fan according to the present invention has an effect of suppressing the blade outer edge vortex generated at the blade outer edge and improving the blowing-noise characteristics.
以下に、本発明にかかるプロペラファンの実施の形態を図面に基づいて詳細に説明する。なお、この実施の形態によりこの発明が限定されるものではない。 Embodiments of a propeller fan according to the present invention will be described below in detail with reference to the drawings. Note that the present invention is not limited to the embodiments.
実施の形態1.
図1は、一般的なプロペラファンを示す斜視図であり、図2−1は、本発明の実施の形態1のプロペラファンの平面図であり、図2−2は、実施の形態1の翼の第一領域の円筒断面図である。
1 is a perspective view showing a general propeller fan, FIG. 2-1 is a plan view of the propeller fan according to the first embodiment of the present invention, and FIG. 2-2 is a blade according to the first embodiment. It is a cylindrical sectional view of the 1st field.
図1に示すプロペラファンは3枚翼であるが、本発明においては、翼の枚数は制限されず、他の複数の枚数であってもよい。以下の説明では、主に1枚の翼の形状について述べるが、他の翼の形状も同一の形状である。 The propeller fan shown in FIG. 1 has three blades. However, in the present invention, the number of blades is not limited and may be other plural numbers. In the following description, the shape of one wing is mainly described, but the shapes of the other wings are the same.
図1に示す、3次元立体形状を有する翼1が、図示しないモータに回転駆動されて回転軸3回りに回転方向Bの方向に回転する円柱状のハブ2の外周部に放射状に取付けられている。なお、ハブ2は円柱状であるが、板金を折り曲げて形成されたボスの外周部に、放射状に翼1を形成してもよい。翼1の回転によって気流の方向Aの気流が発生する。翼1の上流側の面が負圧面となり、下流側の面が正圧面となる。
A
図1に示す翼1を回転軸3に直交する平面に投影すると、図2−1に示す翼1のような形状となる。図2−1に示す破線CLは、翼1の従来の最大キャンバの稜線(キャンバの頂点の軌跡)であり、翼1の翼前縁1bと翼後縁1cの中央に位置している。翼1のキャンバは、いずれの半径R1の円筒断面においても、図2−2に示す破線CLD(従来のキャンバ)のような円弧形状となっている。
When the
実施の形態1の翼1では、最大キャンバの稜線CL´を、所定の半径R2を境に、半径R2より内周側では最大キャンバの稜線をCL1´に位置させ、半径R2より外周側では最大キャンバの稜線をCL2´に位置させるようにしている。すなわち、半径R2より内周側では、翼1の翼前縁1bと翼後縁1cの中央に位置する従来の最大キャンバの稜線CLよりも翼前縁1b側に、最大キャンバの稜線CL1´が位置し、図2−2に示す実線CLD´(実施の形態1のキャンバ)のような非円弧形状となっている。
In the
図3−1は、実施の形態1の翼の負圧面側の気流を模式的に示す斜視図であり、図3−2は、図3−1のF−F線に沿う断面図である。翼1が回転方向Bの方向に回転すると、気流の方向Aに空気が流れる。翼1の負圧面1fと正圧面1gとの間には圧力差が生じ、図3−2に示すように、翼外縁1dにおいて、正圧面1g側から負圧面1f側に向かう漏れ流れ及び翼外縁渦Gが発生する。一方、翼内周側には、ほぼ負圧面1fに沿った翼内周流れEが生じている。このように、実施の形態1のプロペラファン91の負圧面1f側の気流は、大別すると、翼外周流れDと翼内周流れEの形態の異なる2つの気流となる。
FIG. 3A is a perspective view schematically showing an air flow on the suction surface side of the blade according to the first embodiment, and FIG. 3B is a cross-sectional view taken along line FF in FIG. When the
図4−1は、図2−2の従来のキャンバCLDを有する翼の翼周りの気流を示す図であり、図4−2は、図2−2の実施の形態1のキャンバCLD´を有する翼の翼周りの気流を示す図である。 FIG. 4A is a diagram illustrating the airflow around the blade of the wing having the conventional camber CLD of FIG. 2B. FIG. 4B includes the camber CLD ′ of the first embodiment of FIG. It is a figure which shows the airflow around the wing | blade of a wing | blade.
図4−1に示すように、翼1が、回転方向Bに向って回転すると、翼前縁1bから翼後縁1cに向かう流れが生じる。最大キャンバの稜線CLを有する従来のキャンバCLDにおける負圧面気流Hは、翼後縁1cに近づくに従って不安定となって渦が発生し、翼後縁1cでは、圧力面気流と合流して大きな翼後縁渦Jが発生する。このような、負圧面気流H中の渦や翼後縁渦Jにより、騒音が発生する。
As shown in FIG. 4A, when the
一方、図4−2に示すように、最大キャンバの稜線CL´を有する実施の形態1のキャンバCLD´における負圧面気流H´は、翼前縁1bから流入する空気が、従来のキャンバCLDよりも負圧面1fに沿うように流れ、渦の発生が抑えられ、翼後縁1cで発生する翼後縁渦J´の規模も小さくなり、従来のキャンバCLDを有する翼に比べ、騒音は小さくなる。
On the other hand, as shown in FIG. 4B, the negative pressure surface airflow H ′ in the camber CLD ′ of the first embodiment having the maximum camber ridge line CL ′ is such that the air flowing from the
以上のように、翼1の形状を、キャンバCLD´のような形状とすることにより、負圧面気流H´の乱れが小さくなって騒音が小さくなるが、図3−1に示すように、プロペラファン91では、翼外周流れDにおいて大きな翼外縁渦Gが生じるため、翼内周流れEとは流れの状態が大きく異なる。そのため、翼外周部のキャンバを一様にキャンバCLD´とすると、翼外縁渦Gが大きく変化し、送風−騒音特性が悪化する場合がある。
As described above, the
そこで、実施の形態1のプロペラファン91では、図2−1に示すように、翼1の最大キャンバの稜線CL´をCL1´とCL2´の形態の異なる稜線とし、最大キャンバの稜線CL1´を、翼前縁1bから翼弦長の50%以内に位置させ、翼外周部の最大キャンバの稜線CL2´を、最大キャンバの稜線CL1´に接続する位置から半径が大きくなるに従い翼後縁1c側に位置させ、翼外縁1dにおいて翼弦長の50%以内に位置させるようにする。図2−1に示す符号CLtは、翼外縁における最大キャンバ位置であり、符号CLbは、従来の翼の翼内縁における最大キャンバ位置であり、符号CLb´は、実施の形態1の翼の翼内縁における最大キャンバ位置である。
Therefore, in the
図5は、図2−1に示す、実施の形態1の最大キャンバの稜線CL´を有する翼の比騒音特性と、従来の最大キャンバの稜線CLを有する翼の比騒音特性を比較して示す図である。図5に示す実施の形態1の最大キャンバの稜線CL´は、翼内縁1eから翼の半径R2=0.675×Rt(Rtは翼外縁半径)までの第1領域では、翼前縁1bから翼弦長の35%の位置に位置させ、R2=0.675×Rtから翼外縁1dまでの第2領域では、翼前縁1bから翼弦長の35%の位置から半径が大きくなるに従い翼後縁1c側に位置させ、翼外縁1dにおいて翼弦長の50%の位置に位置させている。比較に用いた従来の翼は、翼前縁1bから翼弦長の50%の位置に最大キャンバの稜線CLが位置する翼である。
FIG. 5 shows a comparison between the specific noise characteristic of the blade having the ridge line CL ′ of the maximum camber of the first embodiment shown in FIG. 2 and the specific noise characteristic of the blade having the ridge line CL of the conventional maximum camber. FIG. In the first region from the blade
なお、比騒音KTは、次の式で定義される。
KT=SPLA−10Log(Q・PT 2.5)
Q :風量[m3/min]
PT :全圧[Pa]
SPLA :騒音特性(A補正後)[dB]The specific noise KT is defined by the following equation.
K T = SPL A -10Log (Q · P T 2.5)
Q: Air volume [m 3 / min]
P T : Total pressure [Pa]
SPL A : Noise characteristics (after A correction) [dB]
図5は、縦軸が比騒音を示し、破線で示す1目盛が1[dBA]の差を表しており、横軸が風量を示している。図5に示すように、実施の形態1の最大キャンバの稜線CL´を有する翼の方が、最大−1[dBA]程度騒音が低い。 In FIG. 5, the vertical axis represents specific noise, one scale indicated by a broken line represents a difference of 1 [dBA], and the horizontal axis represents the air volume. As shown in FIG. 5, the blade having the maximum camber ridge line CL ′ of the first embodiment has a noise level of about −1 [dBA] at maximum.
実施の形態2.
図6は、実施の形態1の最大キャンバの稜線CL´を有する翼の翼内周部前縁側を波形21mに形成した実施の形態2の翼21を有するプロペラファン92を示す斜視図である。翼前縁21bの波形を最大波形とし、翼中央部に向って徐々に小波形とする。
FIG. 6 is a perspective view showing a
図7は、図6に示す実施の形態2の翼21の負圧面側の気流を模式的に示す斜視図である。図7に示すように、翼前縁21bに流入する空気に、翼21の波形21mにより縦渦を発生させ、翼内周流れEを、さらに乱れの少ない気流E2とし、気流の乱れに起因する騒音を低減することができる。
FIG. 7 is a perspective view schematically showing the airflow on the suction surface side of the
実施の形態3.
図8は、実施の形態1の最大キャンバの稜線CL´を有する翼の翼内周部後縁側を波形31nに形成した実施の形態3の翼31を有するプロペラファン93を示す斜視図である。翼後縁31cの波形を最大波形とし、翼中央部に向って徐々に小波形とする。
FIG. 8 is a perspective view showing a
図9は、図8に示す実施の形態3の翼31の負圧面側の気流を模式的に示す斜視図である。図9に示すように、翼後縁31cに発生する渦による空気の乱れを、翼31の波形31nにより発生させた縦渦によって低減させ、さらに乱れの少ない気流E3とし、気流の乱れに起因する騒音を低減することができる。
FIG. 9 is a perspective view schematically showing the airflow on the suction surface side of the
図10は、図6及び図8に示す翼21、31の比騒音を示す図である。図10に示すように、風量が大きい領域では、翼内周側を波形とした翼21、31の方が、最大−0.5[dBA]程度騒音が低い。
FIG. 10 is a diagram illustrating the specific noise of the
実施の形態4.
図11は、翼外周側が気流の上流側に屈曲した翼を有するプロペラファンを示す斜視図であり、図12は、図11に示す翼の負圧面側の気流を模式的に示す斜視図である。図11及び図12に示す翼外周側が気流の上流側に屈曲した翼を有するプロペラファンは、翼外縁負圧面で発生する翼外縁渦を弱め、翼外縁渦に起因する騒音を低減することができるが、翼外周側が気流の上流側に屈曲していることにより、翼の回転によって生じる昇圧成分が、一部、負圧面側に漏れ、若干、ファン効率が低下している。Embodiment 4 FIG.
11 is a perspective view showing a propeller fan having a blade whose outer peripheral side is bent toward the upstream side of the airflow, and FIG. 12 is a perspective view schematically showing an airflow on the suction surface side of the blade shown in FIG. . The propeller fan having a blade whose outer peripheral side is bent toward the upstream side of the air flow shown in FIGS. 11 and 12 can weaken the blade outer edge vortex generated on the blade outer edge negative pressure surface and reduce noise caused by the blade outer edge vortex. However, since the outer peripheral side of the blade is bent toward the upstream side of the airflow, the pressure increase component generated by the rotation of the blade partially leaks to the negative pressure surface side, and the fan efficiency is slightly reduced.
また、図1及び図11に示すような翼の騒音源は、翼外縁に発生する翼外縁渦に起因するものと、翼負圧面流れの乱れに起因するものと、翼後縁渦に起因するものがある。翼外周側が気流の上流側に屈曲した翼では、翼外縁渦に起因する騒音の割合が小さくなり、相対的に、翼内周流れから発生する騒音の割合が大きくなる。そのため、翼内周流れを改善し、翼外周流れに影響を及ぼさない翼の形状を検討する必要がある。 The blade noise sources as shown in FIGS. 1 and 11 are caused by the blade outer edge vortex generated at the blade outer edge, the blade suction surface flow turbulence, and the blade trailing edge vortex. There is something. In a blade whose outer peripheral side is bent toward the upstream side of the airflow, the proportion of noise caused by the blade outer edge vortex is reduced, and the proportion of noise generated from the inner peripheral flow is relatively increased. Therefore, it is necessary to improve the inner peripheral flow of the blade and to examine the shape of the blade that does not affect the outer peripheral flow of the blade.
翼外周側が気流の上流側に屈曲した翼においても、図2−1に示すような最大キャンバの稜線CL´を形成することにより、翼外周流れに影響を与えず、翼外縁渦に起因する騒音を低減し、翼内周流れを改善して更なる低騒音化を図り、ファン効率を向上させることができる。 Even in a blade whose outer peripheral side is bent to the upstream side of the airflow, by forming a ridge line CL ′ of the maximum camber as shown in FIG. 2A, noise caused by the outer edge vortex without affecting the peripheral flow of the blade. Can be reduced, the flow inside the blade can be improved, noise can be further reduced, and fan efficiency can be improved.
図13は、図1に示すプロペラファンを回転軸に直交する平面に投影した平面図であり、図14は、図13における各翼弦中心点Prの軌跡を、回転軸と0X軸とを含む垂直平面に半径Rで回転投影した図であり、図15は、翼外周側が気流の上流側に屈曲した翼の翼弦中心線Pr1を示す図であり、図16は、翼外周側が気流の上流側に屈曲した翼の翼弦中心線Pr1の定義方法を示す図15と同様の図である。 13 is a plan view in which the propeller fan shown in FIG. 1 is projected onto a plane orthogonal to the rotation axis, and FIG. 14 shows the trajectory of each chord center point Pr in FIG. 13 including the rotation axis and the 0X axis. FIG. 15 is a diagram showing the blade chord centerline Pr1 of the blade whose outer peripheral side is bent toward the upstream side of the airflow, and FIG. 16 is a diagram showing the blade outer peripheral side upstream of the airflow. FIG. 16 is a view similar to FIG. 15 showing a method of defining a chord centerline Pr1 of a wing bent sideways.
図13〜図16を参照して、翼外周側が気流の上流側に屈曲した翼の形状の定義について説明する。図1に示す翼1を回転軸3に直交する平面Sc(図14参照)に投影すると、図13に示す翼1の形状となる。図13に示す点Pbは、ハブ2の外周における翼前縁1bから翼後縁1cまでの翼弦中心点(中点)を示す。
With reference to FIGS. 13 to 16, the definition of the shape of a blade whose outer peripheral side is bent toward the upstream side of the airflow will be described. When the
同様に、Ptは、翼外縁1dにおける翼前縁1bから翼後縁1cまでの翼弦中心点(中点)を示す。図13に示す線Prは、ハブの翼弦中心点Pbから翼外縁の翼弦中心点Ptまでの任意の半径Rにおける各翼弦中心点の軌跡(翼弦中心線)を示す。
Similarly, Pt indicates the chord center point (midpoint) from the
図14は、図13におけるハブの翼弦中心点Pbから翼外縁の翼弦中心点Ptまでの各翼弦中心点の軌跡(翼弦中心線)、すなわち翼弦中心点Pb−Pr−Ptについて、任意の半径Rにおける各翼弦中心点Prを、回転軸3と0X軸とを含む垂直平面に半径Rで回転投影した各翼弦中心点Prの軌跡(翼弦中心線)を示す図である。
FIG. 14 shows the trajectory (blade chord center line) of each chord center point from the chord center point Pb of the hub to the chord center point Pt of the outer edge of FIG. 13, that is, the chord center point Pb-Pr-Pt. FIG. 5 is a diagram showing a locus (chord chord centerline) of each chord center point Pr obtained by rotating and projecting each chord center point Pr at an arbitrary radius R on the vertical plane including the
図14に示すように、回転軸3と0X軸とを含む垂直平面に回転投影された翼弦中心線Pr(各翼弦中心点Prの軌跡)は、ハブ2の翼弦中心点Pbから翼外縁の翼弦中心点Ptまで、気流の上流側に傾斜する前傾角δzが、回転軸3に直交する平面Scと一定角度を成す線として表すことができる。
As shown in FIG. 14, the chord centerline Pr (the trajectory of each chord center point Pr) that is rotationally projected onto a vertical plane including the
図15に破線で示す翼弦中心線Prは、図14に示す、前傾角δzが一定角度の翼1の翼弦中心点の軌跡であり、翼外周部が気流の上流側に屈曲した翼の翼弦中心点の軌跡を表す翼弦中心線Pr1は、ハブの翼弦中心点Pbから翼外縁の翼弦中心点Ptまでの領域で前傾角一定の場合の翼弦中心線Prと、ハブの翼弦中心点Pbを通り回転軸3に直交する0X軸(前傾角=0°)とに挟まれた領域内に位置している。
The chord centerline Pr indicated by a broken line in FIG. 15 is a locus of the chord center point of the
翼弦中心線Prと翼弦中心線Pr1とは、ハブの翼弦中心点Pbと翼外縁の翼弦中心点Ptとが同一位置にあり、翼外縁の翼弦中心点Ptの平面Scからの距離は、Hとなっている。 The chord centerline Pr and the chord centerline Pr1 are such that the chord center point Pb of the hub and the chord center point Pt of the blade outer edge are at the same position, and the chord center point Pt of the blade outer edge from the plane Sc of the chord center point Pt. The distance is H.
図16に、翼外周部が、気流Aの上流側に屈曲した実施の形態4の翼の各翼弦中心点Pr2の軌跡と前傾角を示す。回転軸3から任意の半径Rでの翼弦中心点をPr2とし、翼弦中心線Pr1上に位置する翼弦中心点Pr2の、回転軸3に直交する平面Scからの距離をLsとする。
FIG. 16 shows the trajectory and forward tilt angle of each chord center point Pr2 of the blade of the fourth embodiment in which the blade outer periphery is bent toward the upstream side of the airflow A. A chord center point at an arbitrary radius R from the
図16に示す実施の形態4の翼41は、ハブ2(半径Rb)から径方向中間部の屈曲点Pwまでの第1領域は、一定の第1前傾角δzwで上流側に傾斜させ、屈曲点Pwから翼外縁までの第2領域は、前記第1領域よりもさらに上流側に傾斜させている。
In the
翼弦中心線Pr1上の屈曲点Pwの半径をRw、翼外縁における翼弦中心点Ptとハブ2の外周における翼弦中心点Pbとを結ぶ線Prの上流側への傾斜角である第2前傾角をδztとする。第1前傾角δzwは、次の式で表わされる。
δzw=tan−1(Ls/(R−Rb))
(Rb<R≦Rw)The radius of the bending point Pw on the chord center line Pr1 is Rw, and the second inclination angle is the upstream angle of the line Pr connecting the chord center point Pt on the outer edge of the blade and the chord center point Pb on the outer periphery of the
δzw = tan −1 (Ls / (R−Rb))
(Rb <R ≦ Rw)
屈曲点Pwから翼外縁(半径Rt)までの間の第2領域における任意の半径Rでの翼弦中心点Pr2に対応する傾斜角δzdは、下記に示すように、半径Rのn次関数(1≦n)になるように形成する。
δzd=α(R−Rb)n+δzw
α=(δzt−δzw)/(Rt−Rw)n
(Rw<R≦Rt)
なお、上記の傾斜角δzdを半径Rのn次関数(1≦n)とせずに、第2領域における翼弦中心線Pr1を、一定の前傾角で直線状に上流側に傾斜させるようにしてもよい。The inclination angle δzd corresponding to the chord center point Pr2 at an arbitrary radius R in the second region between the bending point Pw and the blade outer edge (radius Rt) is an n-order function of the radius R ( 1 ≦ n).
δzd = α (R−Rb) n + δzw
α = (δzt−δzw) / (Rt−Rw) n
(Rw <R ≦ Rt)
It should be noted that the chord center line Pr1 in the second region is linearly inclined upstream at a certain forward tilt angle without using the tilt angle δzd as an n-order function (1 ≦ n) of the radius R. Also good.
図17は、図2−1に示す、実施の形態1の最大キャンバの稜線CL´を有する翼であって、翼外周部が気流の上流側に屈曲した翼41の、翼負圧面側の気流を模式的に示す図である。図17に示すように、実施の形態4の翼41によれば、翼外周流れ及び翼内周流れを同時に改善し、送風−騒音特性を改善することができる。
FIG. 17 is a wing having the ridge line CL ′ of the maximum camber of the first embodiment shown in FIG. 2A, and the airflow on the blade suction surface side of the
図18は、本発明の実施の形態4のプロペラファンの比騒音を示す図であり、図19は、実施の形態4のプロペラファンのファン効率を示す図である。実施の形態4のプロペラファンの翼41は、翼内縁からR=0.675×Rtの第1領域では、翼前縁から翼弦長の35%の位置に最大キャンバの稜線CL´が位置し、R=0.675×Rtから翼外縁までの第2領域では、最大キャンバの稜線CL´が、翼弦長の35%の位置から翼外縁で翼弦長の50%の位置に配置される。
FIG. 18 is a diagram illustrating specific noise of the propeller fan according to the fourth embodiment of the present invention, and FIG. 19 is a diagram illustrating fan efficiency of the propeller fan according to the fourth embodiment. In the first region of R = 0.675 × Rt from the blade inner edge, the maximum camber ridgeline CL ′ is located 35% of the chord length from the blade leading edge in the
なお、比較に用いた従来の最大キャンバの稜線CLを有する翼は、翼前縁から翼弦長の50%の位置に最大キャンバの稜線CLが位置し、屈曲点半径をRw=0.7×Rtとし、屈曲点Pwから翼外縁(半径Rt)までの第2領域における任意の半径Rでの翼弦中心点Pr2に対応する傾斜角δzdを、半径Rの2次関数により決定し、また、翼外縁の翼弦線中心点Ptにおける翼弦中心線Pr1の接線15の傾斜角がδzs=45°である(図16参照)。図18は、風量Qと比騒音KTの関係を実験的に求めた結果を示し、図19は、風量Qとファン効率ETの関係を実験的に求めた結果を示す。In the blade having the ridge line CL of the conventional maximum camber used for comparison, the ridge line CL of the maximum camber is located at a position of 50% of the chord length from the blade leading edge, and the bending point radius is Rw = 0.7 × Rt, an inclination angle δzd corresponding to the chord center point Pr2 at an arbitrary radius R in the second region from the bending point Pw to the blade outer edge (radius Rt) is determined by a quadratic function of the radius R, and The inclination angle of the
図17及び図18に示すように、実施の形態4のプロペラファン94は、翼外周部が気流の上流側に屈曲した従来のプロペラファンに比べ、実用上の範囲では、比騒音KTが低減(−1dBA)され、かつ、ファン効率ETが改善(最大+2〜3ポイント程度)されている。As shown in FIGS. 17 and 18, the
なお、ファン効率ETは、次の式で定義される。
ET=(PT・Q)/(60・PW)
Q :風量[m3/min]
PT :全圧[Pa]
PW :軸動力[W]Incidentally, the fan efficiency E T is defined by the following equation.
E T = (P T · Q) / (60 · P W )
Q: Air volume [m 3 / min]
P T : Total pressure [Pa]
P W : Shaft power [W]
以上のように、本発明にかかるプロペラファンは、換気扇やエアコン等に適している。 As described above, the propeller fan according to the present invention is suitable for a ventilation fan, an air conditioner, and the like.
1、21、31、41 翼
1b、21b 翼前縁
1c、31c 翼後縁
1d 翼外縁
1e 翼内縁
1f 負圧面
1g 正圧面
21m、31n 波形
2 ハブ
3 回転軸
A 気流の方向
B 回転方向
R1 翼第1領域における任意の半径
R2 翼第1領域と翼第2領域の境界半径
CL 従来の翼の最大キャンバの稜線
CL´ 実施の形態1の翼の最大キャンバの稜線
CLD 従来の翼のキャンバ
CLD´ 実施の形態1の翼のキャンバ
CL1´ 実施の形態1の翼第1領域の最大キャンバの稜線
CL2´ 実施の形態1の翼第2領域の最大キャンバの稜線
CLt 翼外縁における最大キャンバ位置
CLb 従来の翼の翼内縁における最大キャンバ位置
CLb´ 実施の形態1の翼の翼内縁における最大キャンバ位置
D 翼外周流れ
E 翼内周流れ
E2、E3 気流
G 翼外縁渦
H 従来の翼の負圧面流れ
H´ 実施の形態1の翼の負圧面流れ
J 従来の翼の翼後縁渦
J´ 実施の形態1の翼の翼後縁渦
91、92、93、94 プロペラファン1, 21, 31, 41
Claims (3)
前記回転軸から所定の半径までの前記翼の第1領域では、前記回転軸から任意の半径に沿って切断した前記翼の円筒断面における最大キャンバの稜線が、翼前縁から翼弦長の35%の位置にあり、
前記所定の半径から翼外縁までの前記翼の第2領域では、前記回転軸から任意の半径に沿って切断した前記翼の円筒断面における最大キャンバの稜線が、前記所定の半径位置では前記第1領域の最大キャンバの稜線に接続し、半径が大きくなるのに比例して翼後縁側に位置し、翼外縁において翼前縁から翼弦長の50%の位置にある、ことを特徴とするプロペラファン。 In a propeller fan comprising: a hub that is fitted to a rotation shaft; and a plurality of blades that are provided radially on the hub and blows air in the direction of the rotation shaft.
In the first region of the wing from the rotation axis to a predetermined radius, the ridge line of the largest camber in the cylindrical cross section of the wing cut along the arbitrary radius from the rotation axis is a chord length of 35 from the blade leading edge. % Position ,
In the second region of the blade from the predetermined radius to the blade outer edge, the ridge line of the largest camber in the cylindrical cross section of the blade cut along the arbitrary radius from the rotation axis is the first camber at the predetermined radius position. Propeller connected to the ridge line of the largest camber in the region, located on the trailing edge side of the blade in proportion to the increase in radius, and located at 50% of the chord length from the leading edge of the blade at the outer edge of the blade fan.
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