JP2000110785A - 軸流ファン - Google Patents

Abstract

(57)【要約】 【課題】 本発明は、ボス部の外周に所定角度を置いて
複数の翼を配置してなる軸流ファンに関し、翼の前進化
による高効率化，低騒音化を維持しながら、翼をひねり
起こす力を従来より大幅に低減することを目的とする。 【解決手段】 ボス部１１の外周に所定角度を置いて複
数の翼１３を配置してなる軸流ファンにおいて、前記翼
１３を、前進翼１５を所定の半径位置で複数に分割し、
ボス部１１に連続する分割部１７を除いた各分割部１
９，２１，２３，２５を、前記前進翼１５が位置する仮
想位置に対して後退する形状に形成してなることを特徴
とする。

Description

【発明の詳細な説明】

【０００１】

【発明の属する技術分野】本発明は、ボス部の外周に所
定角度を置いて複数の翼を配置してなる軸流ファンに関
する。

【０００２】

【従来の技術】従来、ボス部の外周に所定角度を置いて
複数の翼を配置してなる軸流ファンとして、例えば、特
開平５−２４００４２号公報等に開示されるものが知ら
れている。そして、従来、このような軸流ファンの翼形
状として、台形翼，前進翼等が知られている。

【０００３】一般に、図５に実線で示すような台形翼１
において、任意の半径ｒにおける断面をとり、この断面
を回転角度θ方向に展開すると、図６に示すようにな
り、台形翼１の回転による空気の流れは、飛行機の翼の
流れと同じような流れになる。従って、基本的には、こ
の翼断面を回転方向にずらせて、前進翼、あるいは図５
に二点鎖線で示したように超前進翼２としても、台形翼
１と同じ性能になるはずである。

【０００４】しかしながら、実際には、翼素間の相対的
な位置の違いにより三次元の流れが生じ、各翼素を前進
させるほど、高効率，低騒音になるという前進翼、超前
進翼２としての効果が生じる。図７は、数値流体解析に
より求められた、超前進翼２の負圧面側速度ベクトルを
示しており、図８は圧力面側速度ベクトルを示してい
る。

【０００５】すなわち、図７は、図９の上側面の速度ベ
クトルを、図８は、図９の下側面の速度ベクトルを示し
ている。そして、図７から、翼表面上の流れが、符号Ａ
で示す領域に集まろうとしているのが解る。図９は、超
前進翼２の任意の半径における翼断面の空気の流れを、
翼と一緒に回転する座標系から見た状態を示しており、
翼の後部では、流れは、翼面から剥離して剥離渦Ｂが生
じている。

【０００６】また、翼面上では、ａ点を境にして流れの
方向が変わり、ａ点では、翼面に静止した流れとなって
いる。そして、このように静止した流れが生じると、こ
の付近の空気は、半径外側方向に流されて、図７に示し
たように、領域Ａに集まる流れとなる。すなわち、一般
に、翼面上では、空気は翼と一緒に回転するため、空気
には遠心力が作用している。

【０００７】そして、通常は、空気の流れが支配的であ
り、遠心方向の力は目立たないが、空気の流れが静止あ
るいは小さくなると、遠心力のみが作用することにな
り、空気は、半径外側方向に流されて、領域Ａに集まる
流れとなる。なお、翼の外周縁部に近ずくと、圧力面側
からの流れ込みがあるため、空気は領域Ａの近傍に止ま
る。

【０００８】このように、翼表面の領域Ａに、運動エネ
ルギを持たない流れが集まるということは、剥離層が厚
くなるということであり、図７に示したように、内側半
径部分から速度欠損部分が集まると、剥離層が厚くなっ
て早い段階で気流が翼面から剥離することになる。

【０００９】そして、このように早い段階で気流が翼面
から剥離すると、空気に対して充分な曲げ圧力を作用さ
せることができなくなり送風性能が低下する。しかも、
剥離層の厚さが気流騒音に対して支配的であることか
ら、騒音も増大することになる。このメカニズムを台形
翼１で考えてみると、図１０に示すように、各翼素の剥
離点ａは、内側から放射状に流れ、図１０の領域Ｃに集
合することになり、領域Ｃの翼素は厚い剥離層になった
まま、翼後縁まで更に成長した剥離層を形成していくこ
とになり、有効な空気曲げ圧力は大きく減少し、さらに
剥離層が厚くなるため、発生騒音も大きくなる。

【００１０】一方、上述した図７に示したように、翼を
前進化すると、領域Ａに空気が集まるため、この領域Ａ
から翼の後端までの距離が少なくなり、剥離層は成長し
ないで流れ去り、翼が有効に働き送風効率が増大し、ま
た、剥離層が薄くなるため、薄い後流（ウェーク）によ
り発生騒音が少なくなる。従って、翼を前進化する程、
効率を向上し、騒音を低減することができる。

【００１１】

【発明が解決しようとする課題】しかしながら、このよ
うな軸流ファンでは、翼には、図１１に示すように、空
気加圧の反力として、翼を圧力面側から起こそうとする
力が作用するため、翼を前進化させる程、加力重心は、
翼の付け根ｂを通る曲げモーメントの軸Ｓから離れた点
に移動し、曲げモーメントが先端（チップ）に行くに従
い急に増大することになる。

【００１２】そして、翼全体には、図１１に示したよう
に、翼をひねり起こす力Ｆ１が大きく作用し、翼が破壊
に至るおそれがある。また、遠心力の関係から見ても、
翼素の重心は、翼の付け根ｂを通る軸Ｓから離れて行く
ため、合力Ｆ２は、翼の付け根ｂを通る軸Ｓを中心にし
て付け根ｂの前方より引き裂く作用をして、益々簡単に
破壊に至るおそれがある。

【００１３】本発明は、かかる従来の問題を解決するた
めになされたもので、翼の前進化による高効率化，低騒
音化を維持しながら、翼をひねり起こす力を従来より大
幅に低減することができる軸流ファンを提供することを
目的とする。

【００１４】

【課題を解決するための手段】請求項１の軸流ファン
は、ボス部の外周に所定角度を置いて複数の翼を配置し
てなる軸流ファンにおいて、前記翼を、前進翼を所定の
半径位置で複数に分割し、ボス部に連続する分割部を除
いた各分割部を、前記前進翼が位置する仮想位置に対し
て後退する形状に形成してなることを特徴とする。

【００１５】（作用）請求項１の軸流ファンでは、翼の
形状を、前進翼を所定の半径位置で複数に分割した形状
にしたので、前進翼としての高効率，低騒音が維持され
る。そして、翼の形状を、ボス部に連続する分割部を除
いた各分割部が、前進翼が位置する仮想位置に対して後
退する形状にしたので、翼をひねり起こす力が通常の前
進翼より小さくなる。

【００１６】

【発明の実施の形態】以下、本発明の詳細を図面に示す
実施形態について説明する。図１は、本発明の軸流ファ
ンの一実施形態を示しており、この軸流ファンは、例え
ば、自動車のラジエータに冷却ファンとして配置されて
使用される。この軸流ファンでは、ボス部１１の外周に
所定角度を置いて４枚の翼１３が配置されている。

【００１７】この翼１３の任意の半径での回転角度θ方
向への展開断面は、図２に示すようになる。そして、こ
の翼１３は、図１に二点鎖線で示した前進翼１５を所定
の半径位置で複数に分割し、ボス部１１に連続する分割
部１７を除いた各分割部１９，２１，２３，２５を、前
進翼（超前進翼）１５が位置する仮想位置に対して後退
する形状に形成されている。

【００１８】すなわち、この実施形態では、形状の基と
なる翼が、図１に二点鎖線で示すように、翼の回転方向
に翼素が前進した形状の前進翼１５とされている。そし
て、この前進翼１５が、所定の半径位置で５分割されて
いる。ボス部１１に連続する分割部１７を除いた各分割
部１９，２１，２３，２５は、通常の前進翼１５が位置
する仮想位置（図１に二点鎖線で示した位置）に対して
後退する形状に形成されている。

【００１９】そして、この実施形態では、各分割部１
７，１９，２１，２３，２５の重心位置が、所定の径方
向軸２６上に位置するような形状とされている。また、
この径方向軸２６は、ボス部１１の中心Ｏと、ボス部１
１に連続する分割部１７の重心位置とを通る直線とされ
ている。図３は、図１の翼１３の詳細を示しており、各
分割部１９，２１，２３，２５は、段差状の連結部２７
を介して連結されている。

【００２０】この連結部２７は、分割部１９，２１，２
３，２５から突出され突出部２７ａ，２７ｂが形成され
ている。この実施形態では、ボス部１１および翼１３
は、例えば、ポリプロピレン，ナイロン等の樹脂からな
り一体に形成されている。また、翼１３を構成する分割
部１９，２１，２３，２５と連結部２７も一体に形成さ
れている。

【００２１】以上のように構成された軸流ファンでは、
翼１３の形状を、前進翼１５を所定の半径位置で複数に
分割した形状にしたので、前進翼１５としての高効率，
低騒音を確実に維持することができる。すなわち、上述
した軸流ファンでは、図４に示すように、各分割部１
７，１９，２１，２３，２５の負圧面では、前進翼１５
の効果により剥離層は余り発達することがなく連結部２
７を境にして流れ去るようになる。

【００２２】また、連結部２７に阻止され、内側からの
速度欠損流れが、隣接する分割部に流入しなくなるた
め、各分割部１９，２１，２３の剥離層がより薄くな
り、騒音が非常に少なくなる。さらに、上述した軸流フ
ァンでは、翼１３の形状を、ボス部１１に連続する分割
部１７を除いた各分割部１９，２１，２３，２５が、前
進翼１５が位置する仮想位置に対して後退する形状にし
たので、翼１３をひねり起こす力を通常の前進翼１５に
比較して大幅に低減することができる。

【００２３】従って、翼１３の前進が非常に大きい超前
進翼１５に対応する翼を容易に製造することが可能にな
る。また、上述した軸流ファンでは、突出部２７ａ，２
７ｂが壁となり、翼１３の分割部１７，１９，２１，２
３の負圧面側および圧力面側において、空気が半径方向
に流れることをより確実に阻止することができる。

【００２４】そして、圧力面側においても、突出部２７
ｂにより半径方向の流れが阻止されるため、これによ
り、チップからの流れ出しが抑制され、チップボルテッ
クスの低減にも効果があり、ボルテックスノイズを低減
することができる。なお、上述した実施形態では、ボス
部１１の中心と、ボス部１１に連続する分割部１７の重
心位置とを通る直線を径方向軸２６として、この径方向
軸２６上に各分割部１９，２１，２３，２５の重心位置
を配置した例について説明したが、本発明はかかる実施
形態に限定されるものではなく、例えば、上述した径方
向軸２６に対して所定角度回転方向に傾斜した軸線上
に、各分割部の重心位置を位置させるようにしても良
い。

【００２５】また、軸線を円弧状に形成し、この軸線上
に、各分割部の重心位置を位置させるようにしても良
い。

【００２６】

【発明の効果】以上述べたように、請求項１の軸流ファ
ンでは、翼の形状を、前進翼を所定の半径位置で複数に
分割した形状にしたので、前進翼としての高効率，低騒
音を確実に維持することができる。

【００２７】また、翼の形状を、ボス部に連続する分割
部を除いた各分割部が、前進翼が位置する仮想位置に対
して後退する形状にしたので、翼をひねり起こす力を通
常の前進翼に比較して大幅に低減することができる。

【図面の簡単な説明】

【図１】本発明の軸流ファンの一実施形態を示す正面図
である。

【図２】図１の翼の任意の半径での展開断面を示す断面
図である。

【図３】図１の翼を示す斜視図である。

【図４】図１の翼の作用を示す説明図である。

【図５】従来の台形翼および超前進翼を示す説明図であ
る。

【図６】図５の台形翼の展開断面を示す断面図である。

【図７】超前進翼の負圧面側の速度ベクトルを示す説明
図である。

【図８】超前進翼の圧力面側の速度ベクトルを示す説明
図である。

【図９】超前進翼の剥離層を示す説明図である。

【図１０】台形翼の剥離層を示す説明図である。

【図１１】超前進翼をひねり起こす力を示す説明図であ
る。

【符号の説明】

１１ ボス部 １３ 翼 １５ 前進翼 １７，１９，２１，２３，２５ 分割部

Claims (1)

【特許請求の範囲】
1. 【請求項１】 ボス部（１１）の外周に所定角度を置い
   て複数の翼（１３）を配置してなる軸流ファンにおい
   て、 前記翼（１３）を、前進翼（１５）を所定の半径位置で
   複数に分割し、ボス部（１１）に連続する分割部（１
   ７）を除いた各分割部（１９，２１，２３，２５）を、
   前記前進翼（１５）が位置する仮想位置に対して後退す
   る形状に形成してなることを特徴とする軸流ファン。