JP2003176702A - ラジアルタービンの動翼 - Google Patents
ラジアルタービンの動翼Info
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- JP2003176702A JP2003176702A JP2001376050A JP2001376050A JP2003176702A JP 2003176702 A JP2003176702 A JP 2003176702A JP 2001376050 A JP2001376050 A JP 2001376050A JP 2001376050 A JP2001376050 A JP 2001376050A JP 2003176702 A JP2003176702 A JP 2003176702A
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Abstract
(57)【要約】
【課題】 タービン動翼入口におけるガス流入角度を該
動翼の高さ方向において一様に構成することにより、前
記ガス流入角度のばらつきに起因するガスの衝突損失及
び動翼内部における２次流れ損失を抑制してタービン効
率を上昇し得るラジアルタービンの動翼を提供する。 【解決手段】 作動ガスを渦巻状のスクロールから該ス
クロールの内側に位置するタービンロータの動翼へと半
径方向に流入させて該動翼に作用させた後軸方向に流出
させることにより該タービンロータを回転駆動するよう
に構成されたラジアルタービンにおいて、前記動翼は、
前記作動ガスが流入する入口端面のシュラウド側及びハ
ブ側に角部を一定量切り落とした切落し部を形成し、前
記切落し部を、少なくともその半径方向切落し長さが前
記入口端面の高さの１０％〜２０％に構成する。
動翼の高さ方向において一様に構成することにより、前
記ガス流入角度のばらつきに起因するガスの衝突損失及
び動翼内部における２次流れ損失を抑制してタービン効
率を上昇し得るラジアルタービンの動翼を提供する。 【解決手段】 作動ガスを渦巻状のスクロールから該ス
クロールの内側に位置するタービンロータの動翼へと半
径方向に流入させて該動翼に作用させた後軸方向に流出
させることにより該タービンロータを回転駆動するよう
に構成されたラジアルタービンにおいて、前記動翼は、
前記作動ガスが流入する入口端面のシュラウド側及びハ
ブ側に角部を一定量切り落とした切落し部を形成し、前
記切落し部を、少なくともその半径方向切落し長さが前
記入口端面の高さの１０％〜２０％に構成する。
Description
【０００１】
【発明の属する技術分野】本発明は、内燃機関の過給機
（排気ターボチャージャ）、小型ガスタービン、膨張タ
ービン等に用いられ、作動ガスを渦巻状のスクロールか
らタービンロータの動翼へと半径方向に流入させて該動
翼に作用させた後軸方向に流出させることにより該ター
ビンロータを回転駆動するように構成されたラジアルタ
ービンにおける動翼の構造に関する。
（排気ターボチャージャ）、小型ガスタービン、膨張タ
ービン等に用いられ、作動ガスを渦巻状のスクロールか
らタービンロータの動翼へと半径方向に流入させて該動
翼に作用させた後軸方向に流出させることにより該ター
ビンロータを回転駆動するように構成されたラジアルタ
ービンにおける動翼の構造に関する。
【０００２】
【従来の技術】自動車用内燃機関等に用いられる比較的
小型の過給機（排気ターボチャージャ）には、作動ガス
をタービンケーシング内に形成された渦巻状のスクロー
ルから該スクロールの内側に位置するタービンロータの
動翼へと半径方向に流入させて該動翼に作用させた後軸
方向に流出させることにより該タービンロータを回転駆
動するように構成されたラジアルタービンが多く採用さ
れている。図７はかかるラジアルタービンを用いた過給
機の１例を示し、図において１はタービンケーシング、
４は該タービンケーシング１内に形成された渦巻状のス
クロール、５は前記タービンケーシング１の内周に形成
されたガス出口通路、６はコンプレッサケーシング、９
は前記タービンケーシング１及びコンプレッサケーシン
グ６を連結する軸受ハウジングである。
小型の過給機（排気ターボチャージャ）には、作動ガス
をタービンケーシング内に形成された渦巻状のスクロー
ルから該スクロールの内側に位置するタービンロータの
動翼へと半径方向に流入させて該動翼に作用させた後軸
方向に流出させることにより該タービンロータを回転駆
動するように構成されたラジアルタービンが多く採用さ
れている。図７はかかるラジアルタービンを用いた過給
機の１例を示し、図において１はタービンケーシング、
４は該タービンケーシング１内に形成された渦巻状のス
クロール、５は前記タービンケーシング１の内周に形成
されたガス出口通路、６はコンプレッサケーシング、９
は前記タービンケーシング１及びコンプレッサケーシン
グ６を連結する軸受ハウジングである。
【０００３】１０はタービンロータで外周に複数のター
ビン動翼３が円周方向等間隔に固着されてなる。７はコ
ンプレッサ、８は該コンプレッサ７の空気出口に設けら
れたディフューザ、１２は該タービンロータ１０とコン
プレッサ７とを連結するロータシャフトである。１１は
前記軸受ハウジング９に取り付けられて前記ロータシャ
フト１２を支持する１対の軸受である。２０は前記ター
ビンロータ１０、コンプレッサ７及びロータシャフト１
２の回転中心である。
ビン動翼３が円周方向等間隔に固着されてなる。７はコ
ンプレッサ、８は該コンプレッサ７の空気出口に設けら
れたディフューザ、１２は該タービンロータ１０とコン
プレッサ７とを連結するロータシャフトである。１１は
前記軸受ハウジング９に取り付けられて前記ロータシャ
フト１２を支持する１対の軸受である。２０は前記ター
ビンロータ１０、コンプレッサ７及びロータシャフト１
２の回転中心である。
【０００４】かかるラジアルタービンを備えた過給機に
おいて、内燃機関（図示省略）からの排気ガスは前記ス
クロール４に入り、該スクロール４の渦巻きに沿って周
回しながら複数のタービン動翼３の外周側の入口端面か
ら該タービン動翼３に流入し、タービンロータ１０中心
側に向かい半径方向に流れて該タービンロータ１０に膨
張仕事をなした後、軸方向に流出してガス出口通路５か
ら機外に送出される。
おいて、内燃機関（図示省略）からの排気ガスは前記ス
クロール４に入り、該スクロール４の渦巻きに沿って周
回しながら複数のタービン動翼３の外周側の入口端面か
ら該タービン動翼３に流入し、タービンロータ１０中心
側に向かい半径方向に流れて該タービンロータ１０に膨
張仕事をなした後、軸方向に流出してガス出口通路５か
ら機外に送出される。
【０００５】
【発明が解決しようとする課題】かかるラジアルタービ
ンにおいては、前記スクロール４の渦巻きに沿って周回
しながらタービン動翼３に流入したガスのガス流入速度
は、タービン動翼３の高さ方向（Ｚ方向）に異なる速度
分布を持つ。即ち、図５及び図６に示すように、前記ガ
ス流入速度Ｃは、前記タービン動翼３の入口端面３１
（図４参照）近傍に形成され前記入口端面３１高さの１
０％〜２０％の幅を有する３次元境界層によって、前記
ガス速度Ｃの周方向成分である周方向速度Ｃθは前記入
口端面３１の中央部が大きく両端の角部つまりシュラウ
ド側３６及びハブ側３４が小さくなる。また半径方向成
分である半径方向速度Ｃ Ｒは図５及び図６（Ｂ）に示す
ように、前記入口端面３１の中央部が小さく両端の角部
つまりシュラウド側３６及びハブ側３４が大きくなるよ
うな高さ方向分布となっている。
ンにおいては、前記スクロール４の渦巻きに沿って周回
しながらタービン動翼３に流入したガスのガス流入速度
は、タービン動翼３の高さ方向（Ｚ方向）に異なる速度
分布を持つ。即ち、図５及び図６に示すように、前記ガ
ス流入速度Ｃは、前記タービン動翼３の入口端面３１
（図４参照）近傍に形成され前記入口端面３１高さの１
０％〜２０％の幅を有する３次元境界層によって、前記
ガス速度Ｃの周方向成分である周方向速度Ｃθは前記入
口端面３１の中央部が大きく両端の角部つまりシュラウ
ド側３６及びハブ側３４が小さくなる。また半径方向成
分である半径方向速度Ｃ Ｒは図５及び図６（Ｂ）に示す
ように、前記入口端面３１の中央部が小さく両端の角部
つまりシュラウド側３６及びハブ側３４が大きくなるよ
うな高さ方向分布となっている。
【０００６】一方、前記タービン動翼３の形状は、入口
端面３１の外径が、図４（Ｂ）に示すようにシュラウド
側３６、中央部、ハブ側３４の全高に亘って同一である
ため、動翼周速度Ｕ２＝Ｕ１となる。このため、該動翼
３の高さ方向にガス流入相対角度βが異なり、図４
（Ｅ）に示す中央部のガス流入相対角度β１を最適にな
るように調整すると、図４（Ｄ）に示す壁側つまり前記
ハブ側３４及びシュラウド側３６のガス流入相対角度β
２が、前記スクロール４からの流動歪みにより中央部の
ガス流入相対角度β１よりも大きくなる。尚、Ｗ１、Ｗ
２はガス流入相対速度、Ｃ１、Ｃ２はガス流入絶対速度
である。
端面３１の外径が、図４（Ｂ）に示すようにシュラウド
側３６、中央部、ハブ側３４の全高に亘って同一である
ため、動翼周速度Ｕ２＝Ｕ１となる。このため、該動翼
３の高さ方向にガス流入相対角度βが異なり、図４
（Ｅ）に示す中央部のガス流入相対角度β１を最適にな
るように調整すると、図４（Ｄ）に示す壁側つまり前記
ハブ側３４及びシュラウド側３６のガス流入相対角度β
２が、前記スクロール４からの流動歪みにより中央部の
ガス流入相対角度β１よりも大きくなる。尚、Ｗ１、Ｗ
２はガス流入相対速度、Ｃ１、Ｃ２はガス流入絶対速度
である。
【０００７】このため、かかる従来技術にあっては、前
記ハブ側３４及びシュラウド側３６においてガスが前記
動翼３の背側（負圧面側）に衝突角度（インシデンス角
度）を持って流入することとなって動翼入口の衝突損失
を生じるとともに、前記ハブ側３４及びシュラウド側３
６における衝突角度（インシデンス角度）の増加は動翼
３内部における２次流れ損失の増加を助長し、タービン
効率の低下を招く。等の問題点を有している。
記ハブ側３４及びシュラウド側３６においてガスが前記
動翼３の背側（負圧面側）に衝突角度（インシデンス角
度）を持って流入することとなって動翼入口の衝突損失
を生じるとともに、前記ハブ側３４及びシュラウド側３
６における衝突角度（インシデンス角度）の増加は動翼
３内部における２次流れ損失の増加を助長し、タービン
効率の低下を招く。等の問題点を有している。
【０００８】本発明はかかる従来技術の課題に鑑み、タ
ービン動翼入口におけるガス流入相対角度を該動翼の高
さ方向において一様に構成することにより、前記ガス流
入相対角度のばらつきに起因するガスの衝突損失及び動
翼内部における２次流れ損失を抑制してタービン効率を
上昇し得るラジアルタービンの動翼を提供することを目
的とする。
ービン動翼入口におけるガス流入相対角度を該動翼の高
さ方向において一様に構成することにより、前記ガス流
入相対角度のばらつきに起因するガスの衝突損失及び動
翼内部における２次流れ損失を抑制してタービン効率を
上昇し得るラジアルタービンの動翼を提供することを目
的とする。
【０００９】
【課題を解決するための手段】本発明はかかる課題を解
決するため、請求項１記載の発明として、作動ガスをタ
ービンケーシング内に形成された渦巻状のスクロールか
ら該スクロールの内側に位置するタービンロータの動翼
へと半径方向に流入させて該動翼に作用させた後軸方向
に流出させることにより該タービンロータを回転駆動す
るように構成されたラジアルタービンにおいて、前記動
翼は、前記作動ガスが流入する入口端面のシュラウド側
及びハブ側に、角部を一定量切り落とした切落し部を形
成してなることを特徴とするラジアルタービンの動翼を
提案する。
決するため、請求項１記載の発明として、作動ガスをタ
ービンケーシング内に形成された渦巻状のスクロールか
ら該スクロールの内側に位置するタービンロータの動翼
へと半径方向に流入させて該動翼に作用させた後軸方向
に流出させることにより該タービンロータを回転駆動す
るように構成されたラジアルタービンにおいて、前記動
翼は、前記作動ガスが流入する入口端面のシュラウド側
及びハブ側に、角部を一定量切り落とした切落し部を形
成してなることを特徴とするラジアルタービンの動翼を
提案する。
【００１０】請求項２記載の発明は、前記入口端面形状
の具体的構成に係り、請求項１において、前記切落し部
は、少なくともその半径方向切落し長さが前記入口端面
の幅の１０％〜２０％に構成されてなることを特徴とす
る。
の具体的構成に係り、請求項１において、前記切落し部
は、少なくともその半径方向切落し長さが前記入口端面
の幅の１０％〜２０％に構成されてなることを特徴とす
る。
【００１１】前記切落し部は、請求項３記載のように、
断面形状が丸みを有する曲線状の切落し部に形成されて
なる。あるいは、請求項４記載のように、前記切落し部
は断面形状が直線状の切落し部に形成されてなる。
断面形状が丸みを有する曲線状の切落し部に形成されて
なる。あるいは、請求項４記載のように、前記切落し部
は断面形状が直線状の切落し部に形成されてなる。
【００１２】かかる発明によれば、動翼の入口端面が、
シュラウド側及びハブ側において角部に切落し部を形成
することにより、前記入口端面の両端部半径が中央部よ
りも小さくなる。これにより、前記切落し部の切落し量
を変化させることによって、動翼入口におけるガスの流
動分布に合わせて動翼の入口端面の両端部つまり前記シ
ュラウド側及びハブ側を内周側に後退させ、動翼に流入
するガスの相対流入角度（β）を動翼の高さ方向におい
て最適角度になるように調整することが可能となる。
シュラウド側及びハブ側において角部に切落し部を形成
することにより、前記入口端面の両端部半径が中央部よ
りも小さくなる。これにより、前記切落し部の切落し量
を変化させることによって、動翼入口におけるガスの流
動分布に合わせて動翼の入口端面の両端部つまり前記シ
ュラウド側及びハブ側を内周側に後退させ、動翼に流入
するガスの相対流入角度（β）を動翼の高さ方向におい
て最適角度になるように調整することが可能となる。
【００１３】従って、かかる発明によれば、動翼入口に
おけるガスの衝突角度（インシデンス角度）を動翼の高
さ方向において一定にすることができて、従来技術のよ
うな動翼の高さ方向におけるガス相対流入角度の不均一
に伴う動翼入口の衝突損失や動翼内部における２次流れ
損失の増加が回避され、かかる損失によるタービン効率
の低下を防止できる。
おけるガスの衝突角度（インシデンス角度）を動翼の高
さ方向において一定にすることができて、従来技術のよ
うな動翼の高さ方向におけるガス相対流入角度の不均一
に伴う動翼入口の衝突損失や動翼内部における２次流れ
損失の増加が回避され、かかる損失によるタービン効率
の低下を防止できる。
【００１４】そして、前記のように、動翼の入口端面近
傍に該入口端面高さの１０％〜２０％の幅を有する３次
元境界層が形成され、該３次元境界層によって動翼入口
における高さ方向のガス相対流入角度の不均一が発生す
るが、請求項２記載のように、前記入口端面における切
落し部の切落し量を少なくとも前記３次元境界層の形成
幅に合わせて、該切落し部の半径方向切落し長さが前記
入口端面の高さの１０％〜２０％に構成することによ
り、該３次元境界層の影響による動翼入口の中央部と両
端部（シュラウド側及びハブ側）とのガス相対流入角度
の不均一が解消され、前記のように動翼入口におけるガ
スの衝突角度を動翼の高さ方向において一定にすること
ができる。
傍に該入口端面高さの１０％〜２０％の幅を有する３次
元境界層が形成され、該３次元境界層によって動翼入口
における高さ方向のガス相対流入角度の不均一が発生す
るが、請求項２記載のように、前記入口端面における切
落し部の切落し量を少なくとも前記３次元境界層の形成
幅に合わせて、該切落し部の半径方向切落し長さが前記
入口端面の高さの１０％〜２０％に構成することによ
り、該３次元境界層の影響による動翼入口の中央部と両
端部（シュラウド側及びハブ側）とのガス相対流入角度
の不均一が解消され、前記のように動翼入口におけるガ
スの衝突角度を動翼の高さ方向において一定にすること
ができる。
【００１５】
【発明の実施の形態】以下、本発明を図に示した実施例
を用いて詳細に説明する。但し、この実施例に記載され
ている構成部品の寸法、材質、形状、その相対配置など
は特に特定的な記載がない限り、この発明の範囲をそれ
のみに限定する趣旨ではなく、単なる説明例にすぎな
い。
を用いて詳細に説明する。但し、この実施例に記載され
ている構成部品の寸法、材質、形状、その相対配置など
は特に特定的な記載がない限り、この発明の範囲をそれ
のみに限定する趣旨ではなく、単なる説明例にすぎな
い。
【００１６】図１は本発明の第１実施例に係るタービン
ロータの回転軸心に沿う上半分の断面図、図２は第２実
施例を示す図１対応図である。図３は前記各実施例にお
ける翼内２次流れの抑制効果を示す作用説明図、図４は
動翼入口における速度三角形を示す作用説明図、図５は
動翼入口における３次元境界層の影響によるガス流速の
変化を示す作用説明図、図６は動翼入口の周方向及び高
さ方向におけるガス流速の変化を示す作用説明図であ
る。図７は本発明が適用されるラジアルタービンを用い
た過給機の回転軸心に沿う断面図である。
ロータの回転軸心に沿う上半分の断面図、図２は第２実
施例を示す図１対応図である。図３は前記各実施例にお
ける翼内２次流れの抑制効果を示す作用説明図、図４は
動翼入口における速度三角形を示す作用説明図、図５は
動翼入口における３次元境界層の影響によるガス流速の
変化を示す作用説明図、図６は動翼入口の周方向及び高
さ方向におけるガス流速の変化を示す作用説明図であ
る。図７は本発明が適用されるラジアルタービンを用い
た過給機の回転軸心に沿う断面図である。
【００１７】本発明が適用されるラジアルタービンを用
いた過給機の全体構造を示す図７において、１はタービ
ンケーシング、４は該タービンケーシング１内に形成さ
れた渦巻状のスクロール、５は前記タービンケーシング
１の内周に形成されたガス出口通路、６はコンプレッサ
ケーシング、９は前記タービンケーシング１及びコンプ
レッサケーシング６を連結する軸受ハウジングである。
いた過給機の全体構造を示す図７において、１はタービ
ンケーシング、４は該タービンケーシング１内に形成さ
れた渦巻状のスクロール、５は前記タービンケーシング
１の内周に形成されたガス出口通路、６はコンプレッサ
ケーシング、９は前記タービンケーシング１及びコンプ
レッサケーシング６を連結する軸受ハウジングである。
【００１８】１０はタービンロータで外周に複数のター
ビン動翼３が円周方向等間隔に固着されてなる。７はコ
ンプレッサ、８は該コンプレッサ７の空気出口に設けら
れたディフューザ、１２は該タービンロータ１０とコン
プレッサ７とを連結するロータシャフトである。１１は
前記軸受ハウジング９に取り付けられて前記ロータシャ
フト１２を支持する１対の軸受である。２０は前記ター
ビンロータ１０、コンプレッサ７及びロータシャフト１
２の回転中心である。以上に示すラジアルタービン付き
過給機の基本構成は従来技術と同様である。本発明にお
いては、タービン動翼のガス入口部を改良している。
ビン動翼３が円周方向等間隔に固着されてなる。７はコ
ンプレッサ、８は該コンプレッサ７の空気出口に設けら
れたディフューザ、１２は該タービンロータ１０とコン
プレッサ７とを連結するロータシャフトである。１１は
前記軸受ハウジング９に取り付けられて前記ロータシャ
フト１２を支持する１対の軸受である。２０は前記ター
ビンロータ１０、コンプレッサ７及びロータシャフト１
２の回転中心である。以上に示すラジアルタービン付き
過給機の基本構成は従来技術と同様である。本発明にお
いては、タービン動翼のガス入口部を改良している。
【００１９】即ち、タービン動翼の第１実施例を示す図
１において、１０はタービンロータで外周に複数のター
ビン動翼３が円周方向等間隔に固着されてなる。該ター
ビン動翼３は次のように構成されている。３１はガス入
口を構成する入口端面、３５はハブ、３７はシュラウ
ド、３２は出口端面である。前記入口端面３１は中央部
を平面に形成するとともに高さ方向両端部を構成するシ
ュラウド側３６及びハブ側３４に、角部を一定量切落し
てなる切落し部３３を形成している。図３の（Ａ）に前
記切落し部３３形成部の斜視形状を示す。該切落し部３
３は、断面形状が丸みを有する曲線状に形成されて入口
端面３１とシュラウド３６及びハブ３５とを滑らかに接
続している。
１において、１０はタービンロータで外周に複数のター
ビン動翼３が円周方向等間隔に固着されてなる。該ター
ビン動翼３は次のように構成されている。３１はガス入
口を構成する入口端面、３５はハブ、３７はシュラウ
ド、３２は出口端面である。前記入口端面３１は中央部
を平面に形成するとともに高さ方向両端部を構成するシ
ュラウド側３６及びハブ側３４に、角部を一定量切落し
てなる切落し部３３を形成している。図３の（Ａ）に前
記切落し部３３形成部の斜視形状を示す。該切落し部３
３は、断面形状が丸みを有する曲線状に形成されて入口
端面３１とシュラウド３６及びハブ３５とを滑らかに接
続している。
【００２０】図２に示す、タービン動翼の第２実施例に
おいては、前記切落し部３３を、断面形状が直線状にな
るように形成している。その他の構成は図１に示す第１
実施例と同様であり、これと同一の部材は同一の符号で
示す。この実施例の場合は切落し部３３の断面形状が直
線状であるので、後述するようなハブ側３４の径Ｄ１及
びシュラウド側３６の径Ｄ２の調整が容易となる。
おいては、前記切落し部３３を、断面形状が直線状にな
るように形成している。その他の構成は図１に示す第１
実施例と同様であり、これと同一の部材は同一の符号で
示す。この実施例の場合は切落し部３３の断面形状が直
線状であるので、後述するようなハブ側３４の径Ｄ１及
びシュラウド側３６の径Ｄ２の調整が容易となる。
【００２１】前記切落し部３３の翼高さ方向の切落し量
ｃ及び半径方向の切落し量ｄ１及びｄ２は、図５に示す
ように、前記３次元境界層の形成幅が前記入口端面３１
の高さＢの２０％未満であるため、該３次元境界層の形
成幅に合わせて前記入口端面３１の高さＢの１０％〜２
０％に構成される。Ｄ０は前記入口端面３１の中央部直
径、Ｄ１はハブ側３４の切落し部直径、Ｄ２はシュラウ
ド側３６の切落し部直径である。前記切落し部３３の切
落し量は次のようにして設定する。
ｃ及び半径方向の切落し量ｄ１及びｄ２は、図５に示す
ように、前記３次元境界層の形成幅が前記入口端面３１
の高さＢの２０％未満であるため、該３次元境界層の形
成幅に合わせて前記入口端面３１の高さＢの１０％〜２
０％に構成される。Ｄ０は前記入口端面３１の中央部直
径、Ｄ１はハブ側３４の切落し部直径、Ｄ２はシュラウ
ド側３６の切落し部直径である。前記切落し部３３の切
落し量は次のようにして設定する。
【００２２】図４において、入口端面３１高さの中央部
におけるガス相対流入角度β１が最適値になるように調
整した該入口端面３１中央部の径（直径）Ｄ０に対し、
ハブ側３４及びシュラウド側３６の径を前記中央部に対
して前記切落し量ｄ１及びｄ ２だけ後退させて夫々Ｄ１
及びＤ２とする。前記ハブ側３４の径Ｄ１及びシュラウ
ド側３６の径Ｄ２は、図５に示される動翼入口における
ガス絶対流速Ｃの周方向成分Ｃθと動翼入口における周
速度Ｕとの関係から求める。即ち、前記絶対流速の周方
向成分Ｃθは、動翼入口径が減少すると自由渦の法則
（Ｃθ・Ｒ＝一定）により増速する一方、逆に周速度Ｕ
（Ｕ＝πＤＮ／６０ Ｎはタービンロータの回転数）は
減少するため、前記切落し部３３により前記ハブ側３４
の径Ｄ１及びシュラウド側３６の径Ｄ２つまり前記入口
端面３１の両端部の径を中央部の径Ｄ０よりも前記切落
し量ｄ１及びｄ２だけ後退させ、絶対流速の周方向成分
Ｃθを増速するとともに周速度Ｕを減少することにより
前記両端部におけるガス相対流入角度β２を中央部にお
けるガス相対流入角度β１まで減少させて最適値とする
ことができる。
におけるガス相対流入角度β１が最適値になるように調
整した該入口端面３１中央部の径（直径）Ｄ０に対し、
ハブ側３４及びシュラウド側３６の径を前記中央部に対
して前記切落し量ｄ１及びｄ ２だけ後退させて夫々Ｄ１
及びＤ２とする。前記ハブ側３４の径Ｄ１及びシュラウ
ド側３６の径Ｄ２は、図５に示される動翼入口における
ガス絶対流速Ｃの周方向成分Ｃθと動翼入口における周
速度Ｕとの関係から求める。即ち、前記絶対流速の周方
向成分Ｃθは、動翼入口径が減少すると自由渦の法則
（Ｃθ・Ｒ＝一定）により増速する一方、逆に周速度Ｕ
（Ｕ＝πＤＮ／６０ Ｎはタービンロータの回転数）は
減少するため、前記切落し部３３により前記ハブ側３４
の径Ｄ１及びシュラウド側３６の径Ｄ２つまり前記入口
端面３１の両端部の径を中央部の径Ｄ０よりも前記切落
し量ｄ１及びｄ２だけ後退させ、絶対流速の周方向成分
Ｃθを増速するとともに周速度Ｕを減少することにより
前記両端部におけるガス相対流入角度β２を中央部にお
けるガス相対流入角度β１まで減少させて最適値とする
ことができる。
【００２３】ここで、入口端面３１の中央部及び両端部
（ハブ側３４及びシュラウド側３６）での前記絶対流速
の周方向成分Ｃθと半径方向成分ＣＲとの比が、図４に
示される速度三角形及び図５から分かっているので、か
かる関係から前記両端部（ハブ側３４及びシュラウド側
３６）における動翼入口径Ｄ１及びＤ２は中央部の径Ｄ
０よりも９０％〜９９％になるように後退させ、前記両
端部におけるガス相対流入角度β２の最適値が得られ
る。
（ハブ側３４及びシュラウド側３６）での前記絶対流速
の周方向成分Ｃθと半径方向成分ＣＲとの比が、図４に
示される速度三角形及び図５から分かっているので、か
かる関係から前記両端部（ハブ側３４及びシュラウド側
３６）における動翼入口径Ｄ１及びＤ２は中央部の径Ｄ
０よりも９０％〜９９％になるように後退させ、前記両
端部におけるガス相対流入角度β２の最適値が得られ
る。
【００２４】図３は、かかる実施例のタービン動翼３と
従来のタービン動翼との、該動翼３内における２次流れ
の状態の比較を示す。２次流れは主流に対し、垂直方向
に生じる流れである。図において、Ｓ１は従来のもの、
Ｓ２は本発明の実施例のものを示し、（Ａ）は、翼面の
２次流れ、（Ｂ）はシュラウド面の２次流れによる動翼
内部流れの影響を示す。図３（Ａ）において明らかなよ
うに、従来のものＳ１においては、負圧面Ｆ１側の翼出
口に向い、シュラウド側（翼頂方向）に上昇する２次流
れが発生していたのが、かかる実施例においては前記切
り落とし部３３を形成することにより、２次流れが抑制
され、ハブ側を流れる（Ｓ２）。また、図３（Ｂ）で明
らかなように、従来のものＳ１においては２次流れがシ
ュラウド面側に発生していたのが、かかる実施例におい
ては前記切落し部３３を形成することにより２次流れが
抑制され、圧力面Ｆ２側を流れる。このようにガスが動
翼３の入口側（シュラウド、ハブ）において負圧面Ｆ１
側への衝突角度（インシデンス角度）が小さくなり、動
翼入口の衝突損失が低減されるとともに、２次流れが抑
制され、２次流れ損失が低減される。
従来のタービン動翼との、該動翼３内における２次流れ
の状態の比較を示す。２次流れは主流に対し、垂直方向
に生じる流れである。図において、Ｓ１は従来のもの、
Ｓ２は本発明の実施例のものを示し、（Ａ）は、翼面の
２次流れ、（Ｂ）はシュラウド面の２次流れによる動翼
内部流れの影響を示す。図３（Ａ）において明らかなよ
うに、従来のものＳ１においては、負圧面Ｆ１側の翼出
口に向い、シュラウド側（翼頂方向）に上昇する２次流
れが発生していたのが、かかる実施例においては前記切
り落とし部３３を形成することにより、２次流れが抑制
され、ハブ側を流れる（Ｓ２）。また、図３（Ｂ）で明
らかなように、従来のものＳ１においては２次流れがシ
ュラウド面側に発生していたのが、かかる実施例におい
ては前記切落し部３３を形成することにより２次流れが
抑制され、圧力面Ｆ２側を流れる。このようにガスが動
翼３の入口側（シュラウド、ハブ）において負圧面Ｆ１
側への衝突角度（インシデンス角度）が小さくなり、動
翼入口の衝突損失が低減されるとともに、２次流れが抑
制され、２次流れ損失が低減される。
【００２５】かかる実施例によれば、タービン動翼３の
入口端面３１が、シュラウド側３６及びハブ側３４に角
部に切落し部３３を形成することにより、前記入口端面
３１の両端部径Ｄ１及びＤ２が中央部の径Ｄ０よりも小
さくなり、前記切落し部の切落し量を変化させることに
より動翼入口におけるガスの流動分布に合わせて動翼３
の入口端面３１の両端部つまり前記シュラウド側３６及
びハブ側３４を内周側に後退させ、動翼３に流入するガ
スの相対流入角度（β）を該動翼３の高さ方向において
最適角度になるように調整することが可能となる。これ
により、動翼入口におけるガスの衝突角度（インシデン
ス角度）を動翼３の高さ方向において一定にすることが
できる。
入口端面３１が、シュラウド側３６及びハブ側３４に角
部に切落し部３３を形成することにより、前記入口端面
３１の両端部径Ｄ１及びＤ２が中央部の径Ｄ０よりも小
さくなり、前記切落し部の切落し量を変化させることに
より動翼入口におけるガスの流動分布に合わせて動翼３
の入口端面３１の両端部つまり前記シュラウド側３６及
びハブ側３４を内周側に後退させ、動翼３に流入するガ
スの相対流入角度（β）を該動翼３の高さ方向において
最適角度になるように調整することが可能となる。これ
により、動翼入口におけるガスの衝突角度（インシデン
ス角度）を動翼３の高さ方向において一定にすることが
できる。
【００２６】
【発明の効果】以上記載の如く本発明によれば、動翼の
入口端面におけるシュラウド側及びハブ側の角部に切落
し部を形成することにより、動翼入口におけるガスの流
動分布に合わせて動翼の入口端面の両端部を内周側に後
退させ、動翼に流入するガスの相対流入角度（β）を動
翼の高さ方向において最適角度になるように調整するこ
とが可能となる。これにより、動翼入口におけるガスの
衝突角度（インシデンス角度）を動翼の高さ方向におい
て一定にすることができて、動翼の高さ方向におけるガ
スの相対流入角度の不均一に伴う動翼入口の衝突損失や
動翼内部における２次流れ損失の増加が回避され、かか
る損失によるタービン効率の低下を防止することができ
る。
入口端面におけるシュラウド側及びハブ側の角部に切落
し部を形成することにより、動翼入口におけるガスの流
動分布に合わせて動翼の入口端面の両端部を内周側に後
退させ、動翼に流入するガスの相対流入角度（β）を動
翼の高さ方向において最適角度になるように調整するこ
とが可能となる。これにより、動翼入口におけるガスの
衝突角度（インシデンス角度）を動翼の高さ方向におい
て一定にすることができて、動翼の高さ方向におけるガ
スの相対流入角度の不均一に伴う動翼入口の衝突損失や
動翼内部における２次流れ損失の増加が回避され、かか
る損失によるタービン効率の低下を防止することができ
る。
【００２７】また、請求項２のように構成することによ
り、動翼の入口端面における切落し部の切落し量を少な
くとも３次元境界層の形成幅に合わせて、該切落し部の
半径方向切落し長さが前記入口端面の高さの１０％〜２
０％に構成することにより、該３次元境界層の影響によ
る動翼入口の中央部と両端部（シュラウド側及びハブ
側）とのガス相対流入角度の不均一が解消され、前記の
ように動翼入口におけるガスの衝突角度を動翼の高さ方
向において一定にすることができる。
り、動翼の入口端面における切落し部の切落し量を少な
くとも３次元境界層の形成幅に合わせて、該切落し部の
半径方向切落し長さが前記入口端面の高さの１０％〜２
０％に構成することにより、該３次元境界層の影響によ
る動翼入口の中央部と両端部（シュラウド側及びハブ
側）とのガス相対流入角度の不均一が解消され、前記の
ように動翼入口におけるガスの衝突角度を動翼の高さ方
向において一定にすることができる。
【図１】 本発明の第１実施例に係るタービンロータの
回転軸心に沿う上半分の断面図である。
回転軸心に沿う上半分の断面図である。
【図２】 第２実施例を示す図１対応図である。
【図３】 前記各実施例における翼内２次流れの抑制効
果を示す作用説明図である。
果を示す作用説明図である。
【図４】 動翼入口における速度三角形を示す作用説明
図である。
図である。
【図５】 動翼入口における３次元境界層の影響による
ガス流速の変化を示す作用説明図である。
ガス流速の変化を示す作用説明図である。
【図６】 動翼入口の周方向及び高さ方向におけるガス
流速の変化を示す作用説明図である。
流速の変化を示す作用説明図である。
【図７】 本発明が適用されるラジアルタービンを用い
た過給機の回転軸心に沿う断面図である。
た過給機の回転軸心に沿う断面図である。
１ タービンケーシング
３ タービン動翼
４ スクロール
５ ガス出口通路
６ コンプレッサケーシング
９ 軸受ハウジング
１０ タービンロータ
１２ ロータシャフト
３１ 入口端面
３３ 切落し部
３４ ハブ側
３５ ハブ
３６ シュラウド側
３７ シュラウド
ｃ 翼高さ方向の切落し量
ｄ１、ｄ２ 半径方向の切落し量
Ｄ０ 中央部の径
Ｄ１ ハブ側の径
Ｄ２ シュラウド側の径
β０、β１ ガス相対流入角度
─────────────────────────────────────────────────────
フロントページの続き
(72)発明者 御子神 隆
神奈川県相模原市田名3000番地 三菱重工
業株式会社汎用機・特車事業本部内
Ｆターム(参考） 3G002 BA01 BB01
Claims (4)
- 【請求項１】 作動ガスをタービンケーシング内に形成
された渦巻状のスクロールから該スクロールの内側に位
置するタービンロータの動翼へと半径方向に流入させて
該動翼に作用させた後軸方向に流出させることにより該
タービンロータを回転駆動するように構成されたラジア
ルタービンにおいて、前記動翼は、前記作動ガスが流入
する入口端面のシュラウド側及びハブ側に、角部を一定
量切り落とした切落し部を形成してなることを特徴とす
るラジアルタービンの動翼。 - 【請求項２】 前記切落し部は、少なくともその半径方
向切落し長さが前記入口端面の高さの１０％〜２０％に
構成されてなることを特徴とする請求項１記載のラジア
ルタービンの動翼。 - 【請求項３】 前記切落し部は、断面形状が丸みを有す
る曲線状の切落し部に形成されてなる特徴とする請求項
１または２記載のラジアルタービンの動翼。 - 【請求項４】 前記切落し部は、断面形状が直線状の切
落し部に形成されてなる特徴とする請求項１または２記
載のラジアルタービンの動翼。
Priority Applications (10)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP2001376050A JP3534730B2 (ja) | 2001-12-10 | 2001-12-10 | ラジアルタービンの動翼 |
| US10/270,541 US6742989B2 (en) | 2001-10-19 | 2002-10-16 | Structures of turbine scroll and blades |
| KR1020020063963A KR100755542B1 (ko) | 2001-10-19 | 2002-10-18 | 레이디얼 터빈의 스크롤 구조 |
| BRPI0204284-3A BR0204284B1 (pt) | 2001-10-19 | 2002-10-18 | estruturas de espiral e láminas de turbina. |
| CN2006101108663A CN1920257B (zh) | 2001-10-19 | 2002-10-18 | 透平涡形管道和动翼的构造 |
| EP02023381.3A EP1304445B1 (en) | 2001-10-19 | 2002-10-18 | Structure of radial turbine scroll and blades |
| CNB021472297A CN100447373C (zh) | 2001-10-19 | 2002-10-18 | 透平涡形管道和动翼的构造 |
| CN2006101108659A CN1920260B (zh) | 2001-10-19 | 2002-10-18 | 透平涡形管道和动翼的构造 |
| KR1020050049030A KR100597118B1 (ko) | 2001-10-19 | 2005-06-08 | 레이디얼 터빈의 블레이드 구조체 |
| KR1020050049028A KR20050078249A (ko) | 2001-10-19 | 2005-06-08 | 레이디얼 터빈의 스크롤 구조 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP2001376050A JP3534730B2 (ja) | 2001-12-10 | 2001-12-10 | ラジアルタービンの動翼 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JP2003176702A true JP2003176702A (ja) | 2003-06-27 |
| JP3534730B2 JP3534730B2 (ja) | 2004-06-07 |
Family
ID=19184327
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP2001376050A Expired - Fee Related JP3534730B2 (ja) | 2001-10-19 | 2001-12-10 | ラジアルタービンの動翼 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JP3534730B2 (ja) |
Cited By (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2011132810A (ja) * | 2009-12-22 | 2011-07-07 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | ラジアルタービンの動翼 |
| CN107524631A (zh) * | 2017-09-27 | 2017-12-29 | 湖南天雁机械有限责任公司 | 降低增压器气动噪声的叶轮 |
| JP2018053806A (ja) * | 2016-09-29 | 2018-04-05 | 株式会社吉田製作所 | エアタービンハンドピースとそのヘッド部におけるタービンロータの回転方法 |
| US10072513B2 (en) | 2011-11-30 | 2018-09-11 | Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. | Radial turbine |
Family Cites Families (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPS5893992A (ja) | 1981-11-30 | 1983-06-03 | Toshiba Corp | 軸流回転装置およびその製造方法 |
-
2001
- 2001-12-10 JP JP2001376050A patent/JP3534730B2/ja not_active Expired - Fee Related
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| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2011132810A (ja) * | 2009-12-22 | 2011-07-07 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | ラジアルタービンの動翼 |
| US10072513B2 (en) | 2011-11-30 | 2018-09-11 | Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. | Radial turbine |
| JP2018053806A (ja) * | 2016-09-29 | 2018-04-05 | 株式会社吉田製作所 | エアタービンハンドピースとそのヘッド部におけるタービンロータの回転方法 |
| CN107524631A (zh) * | 2017-09-27 | 2017-12-29 | 湖南天雁机械有限责任公司 | 降低增压器气动噪声的叶轮 |
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| Publication number | Publication date |
|---|---|
| JP3534730B2 (ja) | 2004-06-07 |
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