JP2000265801A - ラジアルタービン用動翼 - Google Patents
ラジアルタービン用動翼Info
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- JP2000265801A JP2000265801A JP7191599A JP7191599A JP2000265801A JP 2000265801 A JP2000265801 A JP 2000265801A JP 7191599 A JP7191599 A JP 7191599A JP 7191599 A JP7191599 A JP 7191599A JP 2000265801 A JP2000265801 A JP 2000265801A
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- arc
- blades
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Abstract
(57)【要約】
【課題】 作動ガスの持つエネルギを回転仕事として最
大限に取り出すべく動翼出口角を小さく設定した場合に
も、機械的安定性や空力性能の低下を招くことのないラ
ジアルタービン用動翼を得ること。 【解決手段】 複数の翼２２と１個のディスク部２１を
有し、半径方向から流入した流体が軸方向に流出するラ
ジアルタービン用動翼２０において、半径一定断面にお
ける各翼２２の翼形中心線が円弧と放物線とで与えられ
ている。
大限に取り出すべく動翼出口角を小さく設定した場合に
も、機械的安定性や空力性能の低下を招くことのないラ
ジアルタービン用動翼を得ること。 【解決手段】 複数の翼２２と１個のディスク部２１を
有し、半径方向から流入した流体が軸方向に流出するラ
ジアルタービン用動翼２０において、半径一定断面にお
ける各翼２２の翼形中心線が円弧と放物線とで与えられ
ている。
Description
【０００１】
【発明の属する技術分野】本発明は、小形汎用ガスター
ビンとして広範に用いられている内向半径流式ラジアル
タービンの主構成要素であるラジアルタービン用動翼
（ラジアルタービンロータ）に関するものである。
ビンとして広範に用いられている内向半径流式ラジアル
タービンの主構成要素であるラジアルタービン用動翼
（ラジアルタービンロータ）に関するものである。
【０００２】
【従来の技術、及び発明が解決しようとする課題】図３
はラジアルタービンの構造を示す図で、（ａ）は縦断面
図、（ｂ）は要部正面図である。内向半径流式のラジア
ルタービンは、渦巻室１３、ノズル（図例では羽根付き
ノズル）１４及び後述のラジアルタービン用動翼（以
下、単に動翼という）１０を主構成要素とし、回転軸Ｓ
に対し外側より直角に流入したガスを半径方向内向きに
向かわせて仕事をさせ、しかる後、回転軸Ｓ方向に流出
させるタービンである。すなわち、渦巻室１３に導かれ
たガスは、渦巻室１３から、羽根付きノズル１４により
回転方向の高速旋回流となって流出し、動翼１０に入
る。動翼１０に流入したガスは、該動翼１０中では外側
（外周側）より内側（内周側）に向かうにつれて回転方
向速度を減じることで該動翼１０に連結された回転軸Ｓ
にトルクを与え、回転軸Ｓと平行な方向に流出する。
はラジアルタービンの構造を示す図で、（ａ）は縦断面
図、（ｂ）は要部正面図である。内向半径流式のラジア
ルタービンは、渦巻室１３、ノズル（図例では羽根付き
ノズル）１４及び後述のラジアルタービン用動翼（以
下、単に動翼という）１０を主構成要素とし、回転軸Ｓ
に対し外側より直角に流入したガスを半径方向内向きに
向かわせて仕事をさせ、しかる後、回転軸Ｓ方向に流出
させるタービンである。すなわち、渦巻室１３に導かれ
たガスは、渦巻室１３から、羽根付きノズル１４により
回転方向の高速旋回流となって流出し、動翼１０に入
る。動翼１０に流入したガスは、該動翼１０中では外側
（外周側）より内側（内周側）に向かうにつれて回転方
向速度を減じることで該動翼１０に連結された回転軸Ｓ
にトルクを与え、回転軸Ｓと平行な方向に流出する。
【０００３】図４は従来の動翼を示す図であって、
（ａ）は縦断面図であり、（ｂ）は（ａ）におけるＡ−
Ａ断面図で、半径一定断面での翼（ブレード）の形状を
示す図である。
（ａ）は縦断面図であり、（ｂ）は（ａ）におけるＡ−
Ａ断面図で、半径一定断面での翼（ブレード）の形状を
示す図である。
【０００４】動翼１０は、截頭円錐体状のディスク部１
１に複数枚、一般に８〜１８枚程度の湾曲させた翼（ブ
レード）１２を配してなるものである。図４の（ｂ）に
示すように、従来、半径一定断面における各翼１２の翼
形中心線は、放物線（二次曲線）で与えられており、Ｌ
B は翼１２の湾曲部分の軸方向長さを示している。ま
た、β3bは動翼出口角で、半径一定断面において、動翼
出口端における翼形中心線の接線と回転軸Ｓに直交する
面とのなす角度である。
１に複数枚、一般に８〜１８枚程度の湾曲させた翼（ブ
レード）１２を配してなるものである。図４の（ｂ）に
示すように、従来、半径一定断面における各翼１２の翼
形中心線は、放物線（二次曲線）で与えられており、Ｌ
B は翼１２の湾曲部分の軸方向長さを示している。ま
た、β3bは動翼出口角で、半径一定断面において、動翼
出口端における翼形中心線の接線と回転軸Ｓに直交する
面とのなす角度である。
【０００５】さて、動翼１０が作動ガスから得る単位重
量当たりの仕事Ｌは、オイラーの式より次式のように
与えられる。ここで、U ：動翼の周速、C ：ガスの絶対
速度、W ：ガスの相対速度、添字２：動翼入口における
状態、添字３：動翼出口における状態、をそれぞれ示す
ものである。式の右辺第１項（１／２）（U2 2 −
U3 2 ）は遠心作用により作動ガスが動翼に与える運動エ
ネルギを表し、第２項（１／２）（W2 2 −W3 2 ）は動翼
流路内の相対速度の増加により作動ガスが動翼に与える
運動エネルギである。第３項（１／２）（C2 2 −C3 2 ）
は絶対速度の減少により作動ガスが動翼に与える運動エ
ネルギである。
量当たりの仕事Ｌは、オイラーの式より次式のように
与えられる。ここで、U ：動翼の周速、C ：ガスの絶対
速度、W ：ガスの相対速度、添字２：動翼入口における
状態、添字３：動翼出口における状態、をそれぞれ示す
ものである。式の右辺第１項（１／２）（U2 2 −
U3 2 ）は遠心作用により作動ガスが動翼に与える運動エ
ネルギを表し、第２項（１／２）（W2 2 −W3 2 ）は動翼
流路内の相対速度の増加により作動ガスが動翼に与える
運動エネルギである。第３項（１／２）（C2 2 −C3 2 ）
は絶対速度の減少により作動ガスが動翼に与える運動エ
ネルギである。
【０００６】
【数１】
【０００７】作動ガスからより大きな仕事Ｌを得るため
には、動翼出口でのいわゆる速度三角形から、動翼１０
を通った作動ガスを可能な限り回転軸Ｓ方向と平行に流
出させ、これによってガス動翼出口絶対速度C3が最小に
なるようにすればよい。該速度C3が最小となるようにす
ることで同時にガス動翼出口相対速度W3が大きくなるの
で、式の第３項が大で第２項が小となり、より大きな
仕事Ｌを得ることができる。
には、動翼出口でのいわゆる速度三角形から、動翼１０
を通った作動ガスを可能な限り回転軸Ｓ方向と平行に流
出させ、これによってガス動翼出口絶対速度C3が最小に
なるようにすればよい。該速度C3が最小となるようにす
ることで同時にガス動翼出口相対速度W3が大きくなるの
で、式の第３項が大で第２項が小となり、より大きな
仕事Ｌを得ることができる。
【０００８】このように作動ガスの持つエネルギを回転
仕事として最大限に取り出すには、作動ガスを可能な限
り回転軸Ｓ方向と平行に流出させる必要があり、そのた
めには、動翼１０の各翼１２に湾曲を与え、動翼出口角
β3bをなるべく小さくとる必要がある。従来は、前述の
図４の（ｂ）に示すように、翼形中心線を放物線で与え
て湾曲させている。
仕事として最大限に取り出すには、作動ガスを可能な限
り回転軸Ｓ方向と平行に流出させる必要があり、そのた
めには、動翼１０の各翼１２に湾曲を与え、動翼出口角
β3bをなるべく小さくとる必要がある。従来は、前述の
図４の（ｂ）に示すように、翼形中心線を放物線で与え
て湾曲させている。
【０００９】このように前記従来の動翼では、半径一定
断面における各翼の翼形中心線を放物線（二次曲線）で
与えるようにしたものであるから、動翼出口角β3bを小
さくするには、翼の軸方向長さを長くすること（後述す
る図２の翼１２”参照）、あるいは、翼形中心線をより
曲がりの大きい放物線で与え、動翼入口直後から急激に
湾曲させた翼形状（図２の翼１２’参照）とすることが
必要となる。
断面における各翼の翼形中心線を放物線（二次曲線）で
与えるようにしたものであるから、動翼出口角β3bを小
さくするには、翼の軸方向長さを長くすること（後述す
る図２の翼１２”参照）、あるいは、翼形中心線をより
曲がりの大きい放物線で与え、動翼入口直後から急激に
湾曲させた翼形状（図２の翼１２’参照）とすることが
必要となる。
【００１０】ところが、翼の軸方向長さを増やし、つま
り動翼の軸方向長さを長くすると、当然ながら、回転軸
Ｓが長くなる。回転軸Ｓが長くなると、いわゆる「オー
バーハング」が大きくなり、回転振れで機械的安定性が
悪くなる。また、動翼入口直後から急激に湾曲させた翼
では、該翼面によるガスの流れの渦やハクリが発生して
空力性能が低下し、所要のトルクが得られないことにな
る。
り動翼の軸方向長さを長くすると、当然ながら、回転軸
Ｓが長くなる。回転軸Ｓが長くなると、いわゆる「オー
バーハング」が大きくなり、回転振れで機械的安定性が
悪くなる。また、動翼入口直後から急激に湾曲させた翼
では、該翼面によるガスの流れの渦やハクリが発生して
空力性能が低下し、所要のトルクが得られないことにな
る。
【００１１】本発明の目的は、作動ガスの持つエネルギ
を回転仕事として最大限に取り出すべく動翼出口角を小
さく設定した場合にも、機械的安定性の低下や空力性能
の低下を回避することができるラジアルタービン用動翼
を提供することにある。
を回転仕事として最大限に取り出すべく動翼出口角を小
さく設定した場合にも、機械的安定性の低下や空力性能
の低下を回避することができるラジアルタービン用動翼
を提供することにある。
【００１２】
【課題を解決するための手段】前記の目的を達成するた
めに、本発明によるラジアルタービン用動翼は、複数の
翼と１個のディスク部を有し、半径方向から流入した流
体が軸方向に流出するラジアルタービン用動翼におい
て、半径一定断面における各翼の翼形中心線が円弧と放
物線とで与えられていることを特徴としている。
めに、本発明によるラジアルタービン用動翼は、複数の
翼と１個のディスク部を有し、半径方向から流入した流
体が軸方向に流出するラジアルタービン用動翼におい
て、半径一定断面における各翼の翼形中心線が円弧と放
物線とで与えられていることを特徴としている。
【００１３】本発明によるラジアルタービン用動翼で
は、各翼を円弧と放物線とでなる翼形中心線を持つ翼形
状としたものであるから、動翼出口角β3bを小さく設定
した場合、動翼の軸方向長さを増加させずに適正に保ち
つつ、動翼入口直後の曲がりを比較的緩やかにすること
ができる。
は、各翼を円弧と放物線とでなる翼形中心線を持つ翼形
状としたものであるから、動翼出口角β3bを小さく設定
した場合、動翼の軸方向長さを増加させずに適正に保ち
つつ、動翼入口直後の曲がりを比較的緩やかにすること
ができる。
【００１４】
【発明の実施の形態】図１は本発明の一実施形態による
動翼を示す図であって、（ａ）は縦断面図、（ｂ）は
（ａ）におけるＡ−Ａ断面図で、半径一定断面での翼
（ブレード）の形状を示す図である。
動翼を示す図であって、（ａ）は縦断面図、（ｂ）は
（ａ）におけるＡ−Ａ断面図で、半径一定断面での翼
（ブレード）の形状を示す図である。
【００１５】図１に示すように、本実施形態の動翼２０
は、截頭円錐体状のディスク部２１に１２枚の湾曲させ
た翼２２を配してなるものである。ＬBAは翼２２の湾曲
部分の軸方向長さを示している。そして、作動ガスの持
つエネルギを回転仕事として最大限に取り出せるように
動翼出口角β3bを小さく設定した翼２２とするために、
図１の（ｂ）に示すように、半径一定断面における各翼
２２の翼形中心線は、放物線のみでなく、円弧と放物線
（二次曲線）とからなっている。
は、截頭円錐体状のディスク部２１に１２枚の湾曲させ
た翼２２を配してなるものである。ＬBAは翼２２の湾曲
部分の軸方向長さを示している。そして、作動ガスの持
つエネルギを回転仕事として最大限に取り出せるように
動翼出口角β3bを小さく設定した翼２２とするために、
図１の（ｂ）に示すように、半径一定断面における各翼
２２の翼形中心線は、放物線のみでなく、円弧と放物線
（二次曲線）とからなっている。
【００１６】図２は本発明による動翼の翼（ブレード）
の形状と従来動翼の翼（ブレード）の形状を示す図であ
る。翼形中心線が放物線である翼によりなるべく小さい
動翼出口角β3bを得ようとすると、図２の上段に示すよ
うに、軸方向長さＬBCが長い翼１２”となるか、あるい
は、図２の中段に示すように、翼形中心線をより曲がり
の大きい放物線で与え、動翼入口直後から急激に湾曲し
た翼１２’となる。
の形状と従来動翼の翼（ブレード）の形状を示す図であ
る。翼形中心線が放物線である翼によりなるべく小さい
動翼出口角β3bを得ようとすると、図２の上段に示すよ
うに、軸方向長さＬBCが長い翼１２”となるか、あるい
は、図２の中段に示すように、翼形中心線をより曲がり
の大きい放物線で与え、動翼入口直後から急激に湾曲し
た翼１２’となる。
【００１７】これに対して、図２の下段に示す本実施形
態の動翼２０では、各翼２２を円弧と放物線とでなる翼
形中心線を持つ翼形状としたものであるから、動翼の軸
方向長さを増加させずに適正に保ちつつ、動翼入口直後
の曲がりを比較的緩やかにすることができる。この結
果、前記の翼１２”とは違って、動翼の軸方向長さを増
加させずにすむので、ラジアルタービンと遠心圧縮機と
を軸連結して使用するような場合にも機械的安定性を良
好に保持することができ、また、円弧部分により動翼入
口直後の曲がりを緩やかにしてあるので、前記の翼１
２’とは違って、翼面でのガスの流れのハクリ等による
空力性能の低下を引き起こすようなことがない。
態の動翼２０では、各翼２２を円弧と放物線とでなる翼
形中心線を持つ翼形状としたものであるから、動翼の軸
方向長さを増加させずに適正に保ちつつ、動翼入口直後
の曲がりを比較的緩やかにすることができる。この結
果、前記の翼１２”とは違って、動翼の軸方向長さを増
加させずにすむので、ラジアルタービンと遠心圧縮機と
を軸連結して使用するような場合にも機械的安定性を良
好に保持することができ、また、円弧部分により動翼入
口直後の曲がりを緩やかにしてあるので、前記の翼１
２’とは違って、翼面でのガスの流れのハクリ等による
空力性能の低下を引き起こすようなことがない。
【００１８】なお、前記本実施形態の動翼２０では各翼
２２の翼形中心線が１つの円弧と１つの放物線（二次曲
線）とを連ねてなるものとしたが、これに限定されず、
本発明による動翼では、翼形中心線を、曲率半径の異な
る２つ以上の円弧と、放物線とを組み合わせて結合する
よう設定してもよい。例えば、動翼入口直後は曲率半径
の大なる円弧にしてガスの流れを滑らかに曲げ、流れが
安定したところで該円弧にそれより曲率半径の小なる円
弧を連ね、次いで放物線を連ねることにより、動翼の軸
方向長さを増加させずに適正に保ちつつ、動翼入口直後
の曲がりを滑らかに保持することができる。
２２の翼形中心線が１つの円弧と１つの放物線（二次曲
線）とを連ねてなるものとしたが、これに限定されず、
本発明による動翼では、翼形中心線を、曲率半径の異な
る２つ以上の円弧と、放物線とを組み合わせて結合する
よう設定してもよい。例えば、動翼入口直後は曲率半径
の大なる円弧にしてガスの流れを滑らかに曲げ、流れが
安定したところで該円弧にそれより曲率半径の小なる円
弧を連ね、次いで放物線を連ねることにより、動翼の軸
方向長さを増加させずに適正に保ちつつ、動翼入口直後
の曲がりを滑らかに保持することができる。
【００１９】
【発明の効果】以上述べたように、本発明によるラジア
ルタービン用動翼によると、半径一定断面における翼
（ブレード）の翼形中心線が円弧と放物線とで与えられ
るようにしたものであるから、作動ガスの持つエネルギ
を回転仕事として最大限に取り出すべく動翼出口角を小
さく設定した場合にも、動翼軸方向長さを増やす必要が
ないので機械的安定性を保持することができ、かつ、翼
における動翼入口直後の曲がりを緩やかにすることでガ
ス流れのハクリ等による空力性能の低下を回避すること
ができる。
ルタービン用動翼によると、半径一定断面における翼
（ブレード）の翼形中心線が円弧と放物線とで与えられ
るようにしたものであるから、作動ガスの持つエネルギ
を回転仕事として最大限に取り出すべく動翼出口角を小
さく設定した場合にも、動翼軸方向長さを増やす必要が
ないので機械的安定性を保持することができ、かつ、翼
における動翼入口直後の曲がりを緩やかにすることでガ
ス流れのハクリ等による空力性能の低下を回避すること
ができる。
【図１】本発明の一実施形態による動翼を示す図であっ
て、（ａ）は縦断面図、（ｂ）は（ａ）におけるＡ−Ａ
断面図で、半径一定断面での翼（ブレード）の形状を示
す図である。
て、（ａ）は縦断面図、（ｂ）は（ａ）におけるＡ−Ａ
断面図で、半径一定断面での翼（ブレード）の形状を示
す図である。
【図２】本発明による動翼の翼（ブレード）の形状と従
来動翼の翼（ブレード）の形状を示す図である。
来動翼の翼（ブレード）の形状を示す図である。
【図３】ラジアルタービンの構造を示す図で、（ａ）は
縦断面図、（ｂ）は要部正面図である。
縦断面図、（ｂ）は要部正面図である。
【図４】従来の動翼を示す図であって、（ａ）は縦断面
図、（ｂ）は（ａ）におけるＡ−Ａ断面図で、半径一定
断面での翼（ブレード）の形状を示す図である。
図、（ｂ）は（ａ）におけるＡ−Ａ断面図で、半径一定
断面での翼（ブレード）の形状を示す図である。
１０，２０…ラジアルタービン用動翼 １１，２１…ディスク部 １２，１２’，１２”，２２…翼（ブレード） １３…渦巻室 １４…ノズル β3b…動翼出口角 Ｓ…
回転軸
回転軸
Claims (1)
- 【請求項１】 複数の翼と１個のディスク部を有し、半
径方向から流入した流体が軸方向に流出するラジアルタ
ービン用動翼において、半径一定断面における各翼の翼
形中心線が円弧と放物線とで与えられていることを特徴
とするラジアルタービン用動翼。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP7191599A JP2000265801A (ja) | 1999-03-17 | 1999-03-17 | ラジアルタービン用動翼 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP7191599A JP2000265801A (ja) | 1999-03-17 | 1999-03-17 | ラジアルタービン用動翼 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JP2000265801A true JP2000265801A (ja) | 2000-09-26 |
Family
ID=13474323
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP7191599A Pending JP2000265801A (ja) | 1999-03-17 | 1999-03-17 | ラジアルタービン用動翼 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JP2000265801A (ja) |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| WO2007117056A1 (en) * | 2006-04-10 | 2007-10-18 | Nam-Sik Ju | Centripetal turbine |
| KR101417921B1 (ko) | 2012-11-07 | 2014-07-10 | 정동백 | 수력 원동기 및 이를 이용한 동력발생장치 |
-
1999
- 1999-03-17 JP JP7191599A patent/JP2000265801A/ja active Pending
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| WO2007117056A1 (en) * | 2006-04-10 | 2007-10-18 | Nam-Sik Ju | Centripetal turbine |
| KR101417921B1 (ko) | 2012-11-07 | 2014-07-10 | 정동백 | 수력 원동기 및 이를 이용한 동력발생장치 |
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