JP2004092482A

JP2004092482A - Centrifugal compressor, diffuser blade and its manufacturing method

Info

Publication number: JP2004092482A
Application number: JP2002253522A
Authority: JP
Inventors: Hirotaka Higashimori; 東森　弘高; Keiji Hisama; 久間　啓司; Akihiro Hida; 飛田　晃宏; Shiro Yoshida; 吉田　史郎
Original assignee: Mitsubishi Heavy Industries Ltd
Current assignee: Mitsubishi Heavy Industries Ltd
Priority date: 2002-08-30
Filing date: 2002-08-30
Publication date: 2004-03-25
Anticipated expiration: 2022-08-30
Also published as: JP3752210B2

Abstract

<P>PROBLEM TO BE SOLVED: To prevent the diffuser performance from lowering by reducing an incidence and to manufacture a blade shape to achieve this with a simple method. <P>SOLUTION: A rotor 104 and a plurality of diffuser blades 1 placed fixedly around a rotation area of the rotor 104 are formed. Each diffuser blade 1 has a front edge portion 3 formed on the upstream side. The front edge portion 3 is formed on a front edge shape line 4 formed in a projected manner toward the downstream side. The line 4 is shown by a function of the height position defined in the axial direction of the rotor 104. Parabola having a vertex is preferably illustrated as the line 4. Accordingly the diffuser performance is prevented from lowering by reducing an incidence and a blade shape to achieve this can be manufactured with a simple method. <P>COPYRIGHT: (C)2004,JPO

Description

【０００１】
【発明の属する技術分野】
本発明は、遠心圧縮機、及び、ディフューザ翼、及び、その製造方法に関する。
【０００２】
【従来の技術】
気体を圧縮する圧縮機として、遠心圧縮機が知られている。遠心圧縮機は、図１０に示されるように、インペラ１０３が取り付けられた回転軸１０１とケーシング１０２とから構成される。インペラ１０３には回転翼１０４が取り付けられ、ケーシング１０２には、遠心方向成分を持つ旋回流１０５を半径方向に導くための通路を形成する旋回流形成対向壁として輪状円盤１０６とケーシング本体１０７が構成されている。この輪状円盤１０６とケーシング本体１０７の対向面間に複数のディフューザ翼１０８が固定されて同一角度間隔で同一円周状に配列されている。輪状円盤１０６が取り付けられている側のケーシングは、シュラウドケーシングといわれる。ディフューザ翼１０８は輪状円盤１０６に溶接により接合され、又は、ディフューザ翼１０８と輪状円盤とは削りだし成形により一体に形成されている。
【０００３】
回転軸１０１と同体に回転する複数の回転翼１０４は、インペラ１０３とケーシング１０２との間の環状空間の気体に仕事を与える。回転翼１０４の出口端部の近傍で遠心方向成分流１０５は、その圧力が上昇するとともに、周方向成分が増大してインペラ１０３の回転方向に高速に旋回する旋回流を形成する。回転翼１０４から遠心方向成分と周方向成分を持って吐き出される気体の旋回流１０５は、図１１に示されるように、旋回方向流速成分１０９と半径方向流速成分１１０とを有している。流れ角αは、旋回流１０５と旋回方向流速成分１０９との間の角度として定義される。旋回流１０５は、ディフューザ翼１０８から力を受けて減速し高圧化する高圧流１１１に変換される。遠心圧縮機は、このような高圧化により気体を圧縮する。
【０００４】
図１０に示される公知の代表的なディフューザ翼１０８は、輪状円盤１０６の基準平面１１２に平行な任意の軸方向位置で切断された断面形状が軸方向１１３に同じである柱状体として形成されている。このように２次元平面上で定義されるディフューザ翼１０８は、図１２（ａ），（ｂ），（ｃ）に示されるように、左右の端面１１６と１１７が円筒状刃物１１４でＮＣにより削り出されて形状化される。円筒状刃物１１４の端面１１８が旋削能力を持つ場合には、両側翼面１１６，１１７の面形状を形成する際に同時的に、輪状円盤面である基準面１１２を形成することができ、輪状円盤１０６に一体化されたディフューザ翼１０８を製作することができる。円筒状刃物１１４の回転軸心線の移動軌跡をＮＣにより制御することにより、翼面１１６と１１７を形成する。これにより、図１２（ａ），（ｂ），（ｃ）に見られるように、ディフューザ翼１０８に既述の２次元面形状を与えることができる。このように製作されて柱状に２次元面形状を持つディフューザは、２次元ディフューザと名付けられる。
【０００５】
図１３（ａ），（ｂ）は、大流量対応圧縮機と小流量対応圧縮機のインペラ出口部形状の比較を示している。大流量と小流量は、回転翼１０４の出口側幅ｂとインペラ直径Ｄとの比（＝ｂ／Ｄ）に基づいて比較される。この比の相対的大小により、大流量型と小流量型とが相対的に比較される。図１３（ａ），（ｂ）の２つの圧縮機の間では、図１３（ａ）の圧縮機は図１３（ｂ）の圧縮機に対して相対的に大流量型であると言われ、図１３（ｂ）の圧縮機は図１３（ａ）の圧縮機に対して相対的に小流量型であると言われる。多くの圧縮機は、０．０５〜０．１を比の中心として分布している。
【０００６】
図１４（ａ），（ｂ）は、図１３（ａ）の圧縮機の流れ角と図１３（ｂ）の圧縮機の流れ角αの空間分布を示している。図１４（ａ），（ｂ）の横軸は、それぞれにディフューザ翼１０８の軸方向距離（図１１に示される軸方向１１３の高さ位置）を示し、図１４（ａ），（ｂ）の縦軸は、それぞれにディフューザ翼１０８の流れ角αを示している。位置Ａは輪状円盤側位置（ディフューザ翼１０８の低位置）を示し、位置Ｂは位置Ａの反対側位置（ディフューザ翼１０８の高位置）を示している。流れ角分布は、位置Ａと位置Ｂに対応する壁面位置では境界層が発達して、位置Ａと位置Ｂに近い高さ領域で放物線状に分布する放物線分布領域Ｋを有している。大流量型圧縮機の流れ角分布は、位置Ａの側の境界層の端部Ｃと位置Ｂの側の境界層の端部Ｄとの間の中位領域で直線状に分布する直線状分布領域Ｊを有することがある。小流量型圧縮機では、位置Ａの側の境界層の端部Ｃと位置Ｂの側の境界層の端部Ｄとが一致し、流れ角αの直線状分布領域は存在しない。
【０００７】
公知の圧縮機では、その翼角（ディフューザ翼１０８の中心線と円周方向線との間の角度）は、図中に１点鎖線で示されているように一定である。インシデンスＩｎは、翼角と流れ角αとの差として定義される。インシデンスは、図中に斜線で示されている。インシデンスＩｎが、位置Ａの壁面近傍と、位置Ｂの壁面近傍と、位置Ａと位置Ｂとの間の中央高さ領域とで大きくなることは、大流量型圧縮機と小流量型圧縮機とで共通している。インシデンスＩｎがより大きい圧縮機では、翼角形状に起因する損失がより大きく、そのディフューザ性能がより低下する。
【０００８】
インシデンスの改良は、位置Ａと位置Ｂとの間の任意の位置（輪状円盤１０６の基準平面１１２からの距離）Ｈの関数で表現され得る。翼角がαＬＥで表されれば、インシデンス（αＬＥ−α）は、（αＬＥ（Ｈ）−α（Ｈ）で一般的に表現される。図１４に示されるインシデンスの積分がより小さくなれば、翼角の関数形と流れ角の関数形に基づく積分に対応する翼形状起因損失がより小さくなる。このような観点に基づく翼形状の改良は、特開平１０−７７９９７号で知られている。公知のこのような改良技術は、翼の前縁形状線を曲線状化することにより、流れ角と翼角のうち、翼角（特に、翼入り口角又は翼前縁角度）α（Ｈ）を曲線化したものである。
【０００９】
損失は、インシデンスの積分値に強く影響されることは既述の公知文献で示唆されているように確かであるが、インシデンスの翼高さ方向の分布に関する考慮が性能改良のために求められる。
【００１０】
インシデンスの翼高さ方向の分布を考慮することにより、ディフューザ性能の低下をより有効に抑制する技術を確立することが求められる。更に、インシデンスの翼高さ方向の分布を有する遠心流の構造に基づいて翼形状を補正することが求められ、特に、そのように求められるディフューザ形状の形成方法を確立することが求められる。
【００１１】
【発明が解決しようとする課題】
本発明の課題は、インシデンスの翼高さ方向の分布を考慮することにより、ディフューザ性能の低下をより有効に抑制することができる遠心圧縮機、ディフューザ翼、及び、その製造方法を提供することにある。
本発明の他の課題は、インシデンスの翼高さ方向の分布に基づいてディフューザ翼形状を補正することにより、ディフューザ性能の低下を更により有効に抑制することができるることができる遠心圧縮機、ディフューザ翼、及び、その製造方法を提供することにある。
本発明の更に他の課題は、そのようなディフューザ形状の生成の技術を確立することができるディフューザ翼の製造方法を提供することにある。
【００１２】
【課題を解決するための手段】
その課題を解決するための手段が、下記のように表現される。その表現中に現れる技術的事項には、括弧（）つきで、番号、記号等が添記されている。その番号、記号等は、本発明の実施の複数の形態又は複数の実施例のうちの少なくとも１つの実施の形態又は複数の実施例を構成する技術的事項、特に、その実施の形態又は実施例に対応する図面に表現されている技術的事項に付せられている参照番号、参照記号等に一致している。このような参照番号、参照記号は、請求項記載の技術的事項と実施の形態又は実施例の技術的事項との対応・橋渡しを明確にしている。このような対応・橋渡しは、請求項記載の技術的事項が実施の形態又は実施例の技術的事項に限定されて解釈されることを意味しない。
【００１３】
本発明による遠心圧縮機のディフューザ翼を図１に示している。複数のディフューザ翼（１）は、図１０と同様の回転翼（１０４）の回転領域の周囲に固定的に配置される。ディフューザ翼（１）は、上流側に前縁部位（３）を形成している。前縁部位（３）は下流側に向かって凸状に形成される前縁形状線（４）に形成されている。前縁形状線（４）は、回転翼（１０４）の軸方向に定義される高さ位置の関数で表現され、下流側に向かって凸状に形成される放物線の形状である。頂点は少なくとも１つが存在し、頂点が多点化されることは否定されない。
【００１４】
前縁形状線（４）は、回転翼（１０４）の軸方向に定義される高さ方向に分割される２領域の形状線を有する。前縁形状線（４）は、高さ方向に低位である領域の低位側前縁形状線（１１）と、高さ方向に高位である領域の高位側前縁形状線（１２）とから構成されている。低位側前縁形状線（１１）と高位側前縁形状線（１２）とは、旋回流（１０５）の非対称に対応して高さ方向に非対称であることが圧縮効率の改善のために重要である。
【００１５】
低位側前縁形状線（１１）の高さ方向幅は高位側前縁形状線の高さ方向幅より大きいという点で、既述の通りに非対称である。低位側前縁形状線（１１）の流線方向長さは高位側前縁形状線（１２）の流線方向長さより長いという点で、非対称である。
【００１６】
ディフューザ翼（１）の回転方向に対向する側面は円弧又は円弧状曲線の集合である。ディフューザ翼（１）の回転方向及び回転と逆方向に対向する２つの側面は、流れ方向に垂直な断面において、高さ方向の２分割高さを境に、低位方向と高位方向に側面形状を円弧又は円弧状曲線で構成することで、最下位部と最高部の翼厚がその２分割部分に比べて厚くなるという断面形状を有する。形状面が円弧で形成されることは、その形状面の製作を容易化す点は、公知の製造方法に同じである。
【００１７】
本発明によるディフューザ翼は、下流側に向かって凸状に形成される前縁形状線を有する。凸状に形成される前縁形状線は、既述の通り、放物線の形状を持つ。凸状に形成される前縁形状線は、対称形状でも非対称形状であってもよい。
【００１８】
２次元翼の翼角は一定でありインシデンスの調整が不可能であるが、本発明による遠心圧縮機の曲線状に分布する翼角αＬＥ（Ｈ）と流れ角α（Ｈ）は、インシデンスを最小化する方向に調整することができる。関数α（Ｈ）としては、放物線状であることが好適であることは既述の通りである。
【００１９】
低位側前縁形状線（１１）と高位側前縁形状線（１２）との間に直線又は他の曲線が介設されることは流量の変更に対応してインシデンスを全体的に（全域的に）軽減する調整を容易にする。
【００２０】
翼（１）は、流路を形成する輪状円盤（２）に固定されている。輪状円盤（２）は円盤面（６）を有し、円盤面（６）は高さＨが零に設定される基準面である。ディフューザ翼（１）は、ケーシング（１０７）と輪状円盤（２）との間に介設され、ディフューザ翼（１）は、輪状円盤（２）に一体的に又は別体的に固着される。
【００２１】
本発明によるディフューザ翼の製造方法は、既述のディフューザ翼の製造方法である。ワーク母材に対してボールエンドミル２６を第１軌跡上で数値制御により移動させる第１ステップと、ワーク母材に対してボールエンドミル（２６）を第２軌跡上で数値制御により移動させる第２ステップとから構成されている。第１軌跡と第２軌跡は前縁形状線を形成するために互いに接近する。
【００２２】
第１軌跡と第２軌跡を接近させる公知の製造方法は、本発明の既述の形状線を持つディフューザ翼の放物線を形成するために好適に流用される。既述の第１ステップと第２ステップとは、低位側前縁形状線（１１）を有する第１ディフューザ翼部分を形成するステップと、高位側前縁形状線（１２）を有する第２ディフューザ翼部分を形成するステップとから構成されている。共通の母材に一挙に（同時的に）低位側前縁形状線（１１）と高位側前縁形状線（１２）とを形成することと、その製造方法を容易化することとが本発明の目的である。
【００２３】
【発明の実施の形態】
図１０の従来例と同様に、本発明による遠心圧縮機の実施の形態は、図１において３次元ディフューザ翼１が輪状円盤に接合している。その３次元ディフューザ翼１は、輪状円盤２に一体に又は溶接により接合している。３次元ディフューザ翼１の翼前縁部位３の前縁線形状は、放物線や楕円の一部の曲線で形成されている。前縁線形状がボールエンドミルの円弧状の先端による切削軌跡で形成される場合には、インペラの回転方向と逆の面（圧力面４１）と回転方向の面（負圧面４２）の２つの切削軌跡での２つの曲面の交線として定義される。
【００２４】
翼前縁部位３は、３次元ディフューザ翼１の内周側の部位である。輪状円盤２の翼前縁部位３の前縁線形状４は、この実施例では放物線で形成されている。本明細書で、軸方向（高さ方向）ａに輪状円盤２の円盤面６により近い位置を低位置と呼ぶことにする。軸方向ａにその円盤面６からより遠い位置を高位置と呼ぶことにする。輪状円盤２の円盤面６のＨは零である。
【００２５】
前縁形状線４は、下流側に向かって凸状に形成される前縁形状線４の凸状の頂点１５を境に、インペラの回転軸方向に定義される高さ方向に対して上下に分割される２領域の前縁形状線それぞれ上方部位の前縁放物線１２と下方部位の前縁放物線１１を有している。頂点１５を含む中央面７を境に低位の領域である下方部位８と高位の領域である上方部位９とから構成されている。中央面７の高さ方向位置座標は、翼高さＨの１／２で限定されない。下方部位８と上方部位９はそれぞれ、中央面７より下方にある下方部位の前縁形状面１３と、中央面７より上方にある上方部位の前縁形状面１４とから構成されている。
【００２６】
前縁形状線４の特徴である放物線は、下方部位の前縁放物線１１については、下方部位の前縁放物線１１を円盤面６に対して直角に投影したときに頂点１５から上流側に進む距離のＨ（輪状円盤１０６の基準平面１１２からの距離）に対する関数として定義できる。上方部位の前縁放物線１２については、上方部位の前縁放物線１２を円盤面６に対して直角に投影したときに頂点１５から上流側に進む距離のＨ（輪状円盤１０６の基準平面１１２からの距離）に対する関数として定義できる。下方部位の前縁放物線１１の終点１６までの距離１９は、上方部位の前縁放物線１２の終点１８までの距離２１よりも長いことが好ましい。この前縁放物線４は上記のように数学的に規定される放物線に限られることはなく、楕円の一部であっても、高次の関数であっても、これらに近似した形状であってもよい。
【００２７】
図２は、流れ方向に垂直な断面Ｉで切断された翼断面形状を示している。インペラの回転方向及び回転の逆方向の２つの側面は、それぞれに圧力面３１、負圧面３２と呼ばれる。この翼断面形状は、高さ方向の中央面７を境に、低位方向、高位方向に側面形状を円弧又は円弧状の曲線で構成する。また、最下位部と最高位部の翼厚が中央面７の翼厚に比べて厚くなるという断面形状を有する。
【００２８】
図１０に示されるように、回転翼１０４により初動的に生成される旋回流１０５は、回転翼１０４の軸方向位置（高さ方向位置に対応）でその速度と向きが異なっていて、回転軸方向に関して完全に対称ではなく、非対称である。長さ１９と長さ２１は、このような旋回流の流れ角の非対称性に対応して非対称化されている。
【００２９】
翼前縁の翼角αＬＥについて、図１にて定義する。任意の高さ位置で円盤面６に平行である面で切断した面２２で、翼前縁の翼角αＬＥは先端点２３を通り回転軸心線上の１点を中心点とする円２４の先端点２３での接線と、断面２２の中心線（圧力面と負圧面の中心を結んだ線）を上流側に延長した延長線２５との角度で示されている。一方、流れ角αは、図１１に示されるように、旋回方向流速成分１０９と半径方向流速成分１１０とを有している。流れ角αは、旋回流１０５と旋回方向流速成分１０９との間の角度として定義される。
【００３０】
翼前縁流れ角αは、前縁形状線４の上で旋回方向流速成分１０９と半径方向流速成分１１０とのなす角で定義され、翼前縁流れ角αの翼高さＨに関する角度分布α（Ｈ）は、図３（ａ）と図４（ａ）に示されている。
【００３１】
図３（ａ）は大流量タイプの圧縮機の翼前縁流れ角α（Ｈ）と翼前縁の翼角αＬＥ（Ｈ）を示し、図４（ａ）は小流量タイプ圧縮機の翼前縁流れ角α（Ｈ）と翼前縁の翼角αＬＥ（Ｈ）を示す。図３（ｂ）と図４（ｂ）は、前縁形状線４と高さＨの方向を示している。図３（ａ）と図４（ａ）で、α１５は前縁形状線４の頂点１５の流れ角を示し、α１６は前縁形状線４の終端点１６における流れ角を示し、α１８は終端点１８における流れ角を示している。
【００３２】
翼前縁流れ角α（Ｈ）は、図３（ａ）と図４（ａ）に実線で示す。図３の大流量タイプ圧縮機では、Ａ，Ｂの両壁面の中間部に直線的な分布を持つ領域がある。これに対して翼前縁の翼角αＬＥを平翼前縁形状に対応して放物線状の分布α１６−α１５−α１８に設定する。本発明による前縁領域翼角分布αＬＥ（Ｈ）は、図１３（ａ）と図１４（ａ）に示される公知の翼角分布（一定分布）に比べて、流れ角分布αにより接近している。従って、本発明によるインシデンス分布（斜線部分）は、公知のインシデンス分布に比べて概ね全高さ領域で小さくなっている。図４の小流量タイプ圧縮機に関しても同様であり、公知のインシデンス分布に比べて概ね全高さ領域で小さくなっている。
【００３３】
図５と図６は、本発明による遠心圧縮機の製造方法に関する実施の形態を示している。図６（ａ），（ｂ），（ｃ），（ｄ），（ｅ）は、図５に示される断面位置Ｘ，Ｉ，ＩＩ，ＩＩＩ，ＩＶで中心線２５にそれぞれに直交し、且つ、円盤面６にそれぞれに直交する平面で３次元ディフューザ翼１を切断したそれぞれの断面を示している。輪状円盤２を含む加工用母材を削り出して輪状円盤２と３次元ディフューザ翼１とを一体的に製作するために用いられる工具は、ボールエンドミル２６である。
【００３４】
ボールエンドミル２６は、半径ｒ１の球状刃面２７と直径２×ｒ１（＝ｄ１）の円筒刃面２８を持つ。ボールエンドミル２６の中心線と輪状円盤２の円盤面６との間の角度βは設定自在である。３次元ディフューザ翼１の中心線（既述の中心線２５に対応）を含む中心面２９と球状刃面２７の中心点との間の距離がｙｘで表され、３次元ディフューザ翼１の軸端面１７の端縁３１と中心面２９との間の距離がＺｘで表されている。球状刃面２７の中心点Ｏの軌跡がＮＣ装置（図示されず）に設定される。
【００３５】
図６（ｂ）は、図５の断面位置Ｉの３次元ディフューザ翼１の両側面の断面形状線３２を示している。断面位置では、ｙｘ＞ｒ１、である。断面位置Ｉのｙｘは、図中にはｙＩで表されている。断面位置Ｉの断面形状線３２は、球状刃面２７により形状化される円弧と円筒刃面２８により形状化される直線との合成曲線である。
【００３６】
図６（ａ）は、断面位置Ｘの３次元前縁形状面５の下方部位の前縁形状面１３と上方部位の前縁形状面１４の断面形状線を示している。断面位置Ｘは、頂点１５より上流側の位置であるので、下方部位の前縁形状面１３の下方部位の前縁断面形状線３３と、上方部位の前縁形状面１４の上方部位の前縁断面形状線３４とは、その断面で分離していて、ｙｘ＜ｒ１であり、且つ、ｚｘ＞０である。断面位置Ｘにて、下方部位の前縁断面形状線３３と上方部位の前縁断面形状線３４とはともに円弧である。ボールエンドミル２６が、断面位置Ｘに対応する位置から上流側に距離２１（図１参照）だけ進んだボールエンドミル２６の位置に対応する断面位置では、Ｚｘ＝０であり、終端点１８が現れる。
【００３７】
ボールエンドミル２６が、断面位置Ｘに対応する位置から上流側に距離１９（図１参照）だけ進んだボールエンドミル２６の位置に対応する断面位置では、仮想的にｚｘ＜０であり、且つ、ｙｘ＝０であり、終端点１６が現れる。ｙｘは、ボールエンドミル２６の進み長さＳの関数であり、ｙｘ＝ｙｘ（Ｓ）で表され、関数ｙｘが定められることにより、下方部位の前縁形状線１１にも上方部位の前縁形状線１２にも、既述の放物線が与えられる。
【００３８】
図６（ｃ）は、断面位置ＩＩの形状線を示している。この位置の断面形状は、円弧と直線とで形成されている点で、図６（ｂ）の断面形状に同じであるが、３次元ディフューザ翼１はより厚く形成され、既述の角度βＩＩはより大きくなっている。図６（ｄ）に示される断面位置ＩＩＩの断面形状は、円弧と直線の合成である点で、図６（ｂ），（ｃ）の断面形状に同じであるが、この位置の角度βＩＩＩは更に大きく、９０度である。図６（ｅ）に示される下流側の断面位置ＩＶの断面形状は、他のエンドミルにより形成され、円弧は実質的に存在しなが、公知の旋削と同じに、円盤面６を形成して、輪状円盤２を同時的に製作することができる。
【００３９】
図７は、ボールエンドミル２６の中心点Ｏの運動軌跡を示している。３次元ディフューザ翼１の両側面は、両側のボールエンドミル２６のそれぞれの運動軌跡に１対１に対応して規定される。頂点１５が現れる（形成される）時の翼前縁流れ角α（Ｈ）のα１５は、図７に再記されている。翼前縁流れ角α（Ｈ）がα１５である時のボールエンドミル２６の中心点位置は、参照番号３５で示されている。ボールエンドミル２６の中心点Ｏの軌跡は、円盤面６に対して直交投影で円盤面６の面上に示されている。両側のボールエンドミル２６の中心投影点は、中心点位置３５から終端点１６まで円盤面６の面上で直線的に移動する。
【００４０】
この場合、翼前縁線４の円盤面６への投影線は直線になる。ｙｘ＝ｋ×Ｓのように線形関係が付与されるので、下方部位の前縁形状線１１は楕円状の形状になる。α１５は、この翼前縁線１１との円盤面６への投影点と点１５を通る円（既述の定義の円）との交点における角度である。α１６は、この直線１１と点１６を通る円との交点１６における角度である。幾何学的に知られるように、頂点１５から終端点１６に向かって進む位置が頂点１５により近くなれば（頂点１５と前縁放物線下方部位１１の上の点とで規定される中心角θがより大きくなれば）、α（Ｈ）はより小さくなり、その関数α（Ｈ）は図３（ａ）と図４（ａ）に示されるように、１つの頂点を有する曲線として放物線状の形状になる。
【００４１】
図８（ａ），（ｂ）は、本発明による遠心圧縮機の実施の他の形態を示している。３次元ディフューザ翼１の片側で２つのボールエンドミル２６が用いられている。２つのボールエンドミル２６は、異なる２つの一定高さで移動する。大流量圧縮機では、図１４に示されるように、境界層の厚さ（放物線分布領域Ｋに対応）が翼高さＨの２分の１以下になることがある。このような場合には、ボールエンドミル２６の半径ｄ１を適正に（小さく）選択することができ、インシデンスを小さくすることができる。
【００４２】
図９（ａ），（ｂ）は、本発明による遠心圧縮機の実施の更に他の形態を示している。３次元ディフューザ翼１の片側で２つのボールエンドミル２６が用いられている点で、実施の図８の形態に同じであるが、２つのボールエンドミル２６の高さの差３６が軌跡上で連続的に又は不連続的に可変である点で実施の図８の形態と異なっている。圧縮機の流量の大小に対応して、２つのボールエンドミル２６のそれぞれの高さ位置とそれぞれの半径が適正に変更され得る。実施の本形態では、下方部位の前縁形状線１１上方部位の前縁形状線１２との間に直線部分３４が介設される。
【００４３】
【発明の効果】
本発明による遠心圧縮機、及び、ディフューザ翼、及び、その製造方法は、インシデンス角の調整により圧縮効率を向上させることができる。
【図面の簡単な説明】
【図１】図１は、本発明による遠心圧縮機の実施の形態を示す斜軸投影図である。
【図２】図２は、図１の側面断面図である。
【図３】図３（ａ），（ｂ）は、ディフューザ翼の形状とインシデンスの関係を示す断面図とグラフである。
【図４】図４（ａ），（ｂ）は、他のディフューザ翼の形状とインシデンスの関係を示す断面図とグラフである。
【図５】図５は、ディフューザ翼の断面位置を示す斜軸投影図である。
【図６】図６（ａ），（ｂ），（ｃ），（ｄ），（ｅ）は、それぞれの位置のディフューザ翼を示す断面図である。
【図７】図７は、ボールエンドミルの軌跡示す平面断面図である。
【図８】図８（ａ），（ｂ）は、本発明による遠心圧縮機の実施の他の形態を示す斜軸投影図と側面断面図である。
【図９】図９（ａ），（ｂ）は、本発明による遠心圧縮機の実施の更に他の形態を示す斜軸投影図と側面断面図である。
【図１０】図１０は、公知の圧縮機を示す断面図である。
【図１１】図１１は、公知のディフューザ翼を示す斜軸投影図である。
【図１２】図１２（ａ），（ｂ），（ｃ）は、公知のディフューザ翼の製造方法をそれぞれに示す断面図である。
【図１３】図１３（ａ），（ｂ）は、公知のディフューザ翼の形状とインシデンスの関係を示す断面図とグラフである。
【図１４】図１４（ａ），（ｂ）は、公知の他のディフューザ翼の形状とインシデンスの関係を示す断面図とグラフである。
【符号の説明】
１…ディフューザ翼
２…輪状円盤
３…前縁部位
４…前端線
５…両側側面
６…円盤面
１１…下方側部位
１２…上方側部位
３４…直線
１０７…ケーシング[0001]
TECHNICAL FIELD OF THE INVENTION
The present invention relates to a centrifugal compressor, a diffuser blade, and a method for manufacturing the same.
[0002]
[Prior art]
A centrifugal compressor is known as a compressor for compressing gas. As shown in FIG. 10, the centrifugal compressor includes a rotating shaft 101 to which an impeller 103 is attached and a casing 102. A rotating blade 104 is attached to the impeller 103, and a circular disk 106 and a casing body 107 are formed in the casing 102 as swirling flow forming opposing walls that form a passage for guiding a swirling flow 105 having a centrifugal component in the radial direction. Have been. A plurality of diffuser blades 108 are fixed between opposed surfaces of the annular disk 106 and the casing main body 107, and are arranged in the same circumference at the same angular interval. The casing on which the annular disk 106 is attached is called a shroud casing. The diffuser blade 108 is joined to the circular disk 106 by welding, or the diffuser blade 108 and the circular disk are integrally formed by cutting and forming.
[0003]
The plurality of rotating blades 104 rotating coaxially with the rotating shaft 101 give work to the gas in the annular space between the impeller 103 and the casing 102. The centrifugal component flow 105 near the outlet end of the rotary blade 104 increases its pressure and the circumferential component increases to form a swirling flow that rotates at high speed in the rotation direction of the impeller 103. As shown in FIG. 11, the swirling flow 105 of the gas discharged from the rotor 104 having a centrifugal component and a circumferential component has a swirling flow velocity component 109 and a radial flow velocity component 110. The flow angle α is defined as the angle between the swirling flow 105 and the swirling direction flow velocity component 109. The swirling flow 105 is converted into a high-pressure flow 111 that receives a force from the diffuser blades 108 and decelerates to a high pressure. The centrifugal compressor compresses gas by such high pressure.
[0004]
The known representative diffuser blade 108 shown in FIG. 10 is formed as a columnar body having the same cross-sectional shape cut at an arbitrary axial position parallel to the reference plane 112 of the annular disk 106 in the axial direction 113. I have. As shown in FIGS. 12 (a), (b) and (c), the diffuser blade 108 defined on the two-dimensional plane has the left and right end surfaces 116 and 117 cut by the cylindrical cutter 114 by NC. Dispensed and shaped. When the end surface 118 of the cylindrical cutting tool 114 has a turning ability, the reference surface 112 which is a circular disk surface can be formed at the same time when the surface shapes of the both wing surfaces 116 and 117 are formed. A diffuser wing 108 integrated with the disk 106 can be made. The wing surfaces 116 and 117 are formed by controlling the movement trajectory of the rotation axis of the cylindrical blade 114 by the NC. Thereby, as described in FIGS. 12A, 12B, and 12C, the diffuser blade 108 can be given the two-dimensional surface shape described above. The diffuser manufactured in this way and having a columnar two-dimensional surface shape is named a two-dimensional diffuser.
[0005]
FIGS. 13 (a) and 13 (b) show a comparison of the shape of the impeller outlet between the large flow rate compressor and the small flow rate compressor. The large flow rate and the small flow rate are compared based on the ratio (= b / D) between the outlet side width b of the rotary blade 104 and the impeller diameter D. The large flow rate type and the small flow rate type are relatively compared based on the relative magnitude of this ratio. Between the two compressors of FIGS. 13 (a) and 13 (b), the compressor of FIG. 13 (a) is said to be of a relatively large flow type with respect to the compressor of FIG. 13 (b), The compressor of FIG. 13B is said to be of a relatively small flow type relative to the compressor of FIG. Many compressors have a ratio distribution centered between 0.05 and 0.1.
[0006]
FIGS. 14A and 14B show the spatial distribution of the flow angle of the compressor of FIG. 13A and the flow angle α of the compressor of FIG. 13B. 14A and 14B show the axial distance of the diffuser blade 108 (the height position in the axial direction 113 shown in FIG. 11), respectively. The vertical axis indicates the flow angle α of the diffuser blade 108, respectively. Position A indicates a circular disk-side position (low position of the diffuser blade 108), and position B indicates a position opposite to the position A (high position of the diffuser blade 108). The flow angle distribution has a parabolic distribution region K in which a boundary layer develops at a wall surface position corresponding to the position A and the position B and is distributed in a parabolic shape in a height region close to the position A and the position B. The flow angle distribution of the large flow compressor is linearly distributed in a middle region between the end C of the boundary layer on the side of the position A and the end D of the boundary layer on the side of the position B. There may be a region J. In the small flow type compressor, the end C of the boundary layer on the side of the position A coincides with the end D of the boundary layer on the side of the position B, and there is no linear distribution region of the flow angle α.
[0007]
In the known compressor, the blade angle (the angle between the center line of the diffuser blade 108 and the circumferential line) is constant as shown by a chain line in the figure. The incident In is defined as the difference between the blade angle and the flow angle α. The incidents are indicated by oblique lines in the figure. The fact that the incidence In increases in the vicinity of the wall surface at the position A, the vicinity of the wall surface at the position B, and the central height region between the position A and the position B is caused by the large flow type compressor and the small flow type compressor. In common. In a compressor with a higher incident In, the loss due to the blade angle shape is larger, and the diffuser performance is further reduced.
[0008]
The improvement of the incident can be expressed as a function of an arbitrary position H (distance of the annular disk 106 from the reference plane 112) between the position A and the position B. If the blade angle is represented by αLE, the incident (αLE−α) is generally represented by (αLE (H) −α (H). If the integral of the incident shown in FIG. A blade shape-induced loss corresponding to the integral based on the function form of the blade angle and the flow angle is smaller, and the improvement of the blade shape based on this viewpoint is known from Japanese Patent Application Laid-Open No. 10-77997. Such a known improvement technique is to curve the leading edge shape line of the blade so that the blade angle (particularly the blade entrance angle or blade leading edge angle) α (H) of the flow angle and the blade angle is determined. It is a curve.
[0009]
It is certain that the loss is strongly influenced by the integral value of the incident, as suggested in the above-mentioned known literature. However, it is necessary to consider the distribution of the incident in the height direction of the blade in order to improve the performance.
[0010]
It is required to establish a technique for more effectively suppressing a decrease in diffuser performance by considering the distribution of incidents in the blade height direction. Further, it is required to correct the blade shape based on the structure of the centrifugal flow having the distribution of the incident height in the blade height direction. In particular, it is required to establish a method for forming the diffuser shape required as described above.
[0011]
[Problems to be solved by the invention]
An object of the present invention is to provide a centrifugal compressor, a diffuser blade, and a method of manufacturing the same, which can more effectively suppress a decrease in diffuser performance by considering the distribution of incidents in the blade height direction. is there.
Another object of the present invention is to correct the diffuser blade shape based on the distribution of the blade height direction of the incident, so that the centrifugal compressor that can more effectively suppress the decrease in diffuser performance, An object of the present invention is to provide a diffuser blade and a manufacturing method thereof.
It is still another object of the present invention to provide a method for manufacturing a diffuser blade that can establish a technique for generating such a diffuser shape.
[0012]
[Means for Solving the Problems]
Means for solving the problem are expressed as follows. The technical items appearing in the expression are appended with numbers, symbols, etc. in parentheses (). The numbers, symbols, and the like are technical items that constitute at least one embodiment or a plurality of embodiments of the embodiments or the embodiments of the present invention, in particular, the embodiments or the embodiments. Corresponds to the reference numbers, reference symbols, and the like assigned to the technical matters expressed in the drawings corresponding to. Such reference numbers and reference symbols clarify the correspondence and bridging between the technical matters described in the claims and the technical matters of the embodiments or examples. Such correspondence / bridge does not mean that the technical matters described in the claims are interpreted as being limited to the technical matters of the embodiments or the examples.
[0013]
FIG. 1 shows a diffuser blade of a centrifugal compressor according to the present invention. The plurality of diffuser blades (1) are fixedly arranged around the rotation area of the rotary blade (104) similar to FIG. The diffuser wing (1) forms a leading edge portion (3) on the upstream side. The leading edge portion (3) is formed on a leading edge shape line (4) that is formed in a convex shape toward the downstream side. The leading edge shape line (4) is expressed as a function of a height position defined in the axial direction of the rotor (104), and is a parabolic shape that is formed convex toward the downstream side. At least one vertex exists, and it is not denied that the vertex is multipointed.
[0014]
The leading edge shape line (4) has two shape lines divided in the height direction defined in the axial direction of the rotor (104). The leading edge shape line (4) is composed of a lower leading edge shape line (11) in a region that is lower in the height direction and a higher leading edge shape line (12) in a region that is higher in the height direction. Have been. It is important for the improvement of the compression efficiency that the lower leading edge shape line (11) and the upper leading edge shape line (12) are asymmetric in the height direction corresponding to the asymmetry of the swirling flow (105). It is.
[0015]
As described above, the lower leading edge shape line (11) is asymmetric in that the height direction width of the lower leading edge shape line (11) is larger than the height direction width of the higher leading edge shape line. The streamline length of the lower leading edge shape line (11) is asymmetric in that it is longer than the streamline length of the higher side leading edge shape line (12).
[0016]
The side face of the diffuser blade (1) facing in the rotation direction is a set of arcs or arc-shaped curves. In the section perpendicular to the flow direction, the two side surfaces opposed to each other in the rotation direction and the rotation direction of the diffuser wing (1) have side surface shapes in the lower direction and the higher direction at a boundary between two heights in the height direction. By being configured by an arc or an arc-shaped curve, the blade has a cross-sectional shape in which the lowermost portion and the uppermost portion have a larger thickness than the two divided portions. The fact that the shape surface is formed by an arc is the same as a known manufacturing method in that the manufacture of the shape surface is facilitated.
[0017]
The diffuser vane according to the present invention has a leading edge shape line that is formed convex toward the downstream side. The leading edge shape line formed in a convex shape has a parabolic shape as described above. The leading edge shape line formed in a convex shape may be a symmetric shape or an asymmetric shape.
[0018]
Although the blade angle of the two-dimensional blade is constant and the incident cannot be adjusted, the blade angle αLE (H) and flow angle α (H) of the centrifugal compressor according to the present invention, which are distributed in a curved line, minimize the incident. Can be adjusted in the direction in which As described above, the function α (H) preferably has a parabolic shape.
[0019]
The interposition of a straight line or another curve between the lower leading edge shape line (11) and the higher leading edge shape line (12) allows the incident to be totally (globally) changed in response to a change in the flow rate. 2) facilitate the adjustment to be reduced.
[0020]
The wing (1) is fixed to a circular disk (2) forming a flow path. The circular disk (2) has a disk surface (6), and the disk surface (6) is a reference surface on which the height H is set to zero. The diffuser blade (1) is interposed between the casing (107) and the annular disk (2), and the diffuser blade (1) is fixed to the annular disk (2) integrally or separately.
[0021]
The method for manufacturing a diffuser blade according to the present invention is the method for manufacturing a diffuser blade described above. A first step of moving the ball end mill 26 on the first trajectory with respect to the work base material by numerical control, and a second step of moving the ball end mill (26) with respect to the work base material on the second trajectory by numerical control It is composed of The first trajectory and the second trajectory approach each other to form a leading edge shape line.
[0022]
The known manufacturing method of bringing the first trajectory and the second trajectory closer together is preferably used to form a parabola of the diffuser blade having the above-mentioned shape line of the present invention. The first and second steps described above include forming a first diffuser wing portion having a lower leading edge shape line (11) and a second diffuser wing having a higher leading edge shape line (12). Forming a portion. It is an object of the present invention to form the lower leading edge shape line (11) and the upper leading edge shape line (12) at once (simultaneously) on a common base material and to facilitate the manufacturing method thereof. The purpose is.
[0023]
DETAILED DESCRIPTION OF THE INVENTION
As in the conventional example of FIG. 10, in the embodiment of the centrifugal compressor according to the present invention, the three-dimensional diffuser blade 1 in FIG. 1 is joined to a circular disk. The three-dimensional diffuser blade 1 is joined to the annular disk 2 integrally or by welding. The leading edge shape of the leading edge portion 3 of the three-dimensional diffuser blade 1 is formed by a parabola or a partial curve of an ellipse. When the leading edge shape is formed by a cutting trajectory formed by the arc-shaped tip of the ball end mill, two cutting operations are performed: a surface opposite to the rotation direction of the impeller (pressure surface 41) and a surface in the rotation direction (suction surface 42). It is defined as the intersection of two surfaces in the trajectory.
[0024]
The wing leading edge portion 3 is a portion on the inner peripheral side of the three-dimensional diffuser wing 1. In this embodiment, the leading edge line shape 4 of the wing leading edge portion 3 of the annular disk 2 is formed by a parabola. In this specification, a position closer to the disk surface 6 of the annular disk 2 in the axial direction (height direction) a is referred to as a low position. A position farther from the disk surface 6 in the axial direction a will be referred to as a high position. H of the disk surface 6 of the annular disk 2 is zero.
[0025]
The leading edge shape line 4 is vertically shifted with respect to a height direction defined in the rotation axis direction of the impeller, with a convex vertex 15 of the leading edge shape line 4 formed in a convex shape toward the downstream side as a boundary. Each of the two divided regions has a leading edge parabola 12 at the upper portion and a leading edge parabola 11 at the lower portion. A lower region 8 which is a lower region and an upper region 9 which is a higher region are constituted by a center plane 7 including a vertex 15 as a boundary. The height position coordinates of the center plane 7 are not limited to の of the blade height H. Each of the lower portion 8 and the upper portion 9 includes a front edge-shaped surface 13 of a lower portion below the center surface 7 and a front edge-shaped surface 14 of an upper portion above the center surface 7.
[0026]
The parabola which is a characteristic of the leading edge shape line 4 is a distance that travels upstream from the vertex 15 when the leading edge parabola 11 of the lower portion is projected at right angles to the disk surface 6 with respect to the leading edge parabola 11 of the lower portion. H (distance of the annular disk 106 from the reference plane 112). As for the leading edge parabola 12 of the upper portion, when the leading edge parabola 12 of the upper portion is projected at right angles to the disk surface 6, the distance H (the distance from the reference plane 112 of the annular disk 106 from the reference plane 112 Distance). The distance 19 to the end point 16 of the leading edge parabola 11 of the lower part is preferably longer than the distance 21 to the end point 18 of the leading edge parabola 12 of the upper part. The leading edge parabola 4 is not limited to a parabola defined mathematically as described above, and may be a shape similar to a part of an ellipse or a higher-order function. Is also good.
[0027]
FIG. 2 shows a blade cross-sectional shape cut along a cross section I perpendicular to the flow direction. The two side surfaces in the rotation direction and the reverse direction of the rotation of the impeller are called a pressure surface 31 and a suction surface 32, respectively. This wing cross-sectional shape is configured such that a side surface shape is formed by an arc or an arc-shaped curve in the lower direction and the higher direction with the center surface 7 in the height direction as a boundary. Further, it has a cross-sectional shape in which the blade thicknesses of the lowermost part and the highest part are larger than the blade thickness of the central surface 7.
[0028]
As shown in FIG. 10, the swirling flow 105 initially generated by the rotor 104 has a different speed and direction at the axial position (corresponding to the height position) of the rotor 104, and the rotational axis It is not perfectly symmetric but asymmetric with respect to the direction. The length 19 and the length 21 are asymmetrical corresponding to the asymmetry of the flow angle of the swirling flow.
[0029]
The blade angle αLE of the leading edge of the blade is defined in FIG. In a plane 22 cut at a plane parallel to the disk surface 6 at an arbitrary height position, the blade angle αLE of the leading edge of the blade passes through the leading point 23 and the tip of a circle 24 centered at one point on the axis of rotation. The angle between the tangent at the point 23 and the extension line 25 extending the center line of the cross section 22 (the line connecting the centers of the pressure surface and the suction surface) to the upstream side is shown. On the other hand, as shown in FIG. 11, the flow angle α has a swirl direction flow velocity component 109 and a radial flow velocity component 110. The flow angle α is defined as the angle between the swirling flow 105 and the swirling direction flow velocity component 109.
[0030]
The wing leading edge flow angle α is defined by the angle between the swirl velocity component 109 and the radial velocity component 110 on the leading edge shape line 4, and the angular distribution α of the wing leading edge flow angle α with respect to the blade height H. (H) is shown in FIGS. 3 (a) and 4 (a).
[0031]
FIG. 3 (a) shows the blade leading edge flow angle α (H) and the blade leading edge blade angle αLE (H) of the large flow type compressor, and FIG. 4 (a) shows the blade front of the small flow type compressor. The edge flow angle α (H) and the blade angle αLE (H) of the leading edge of the blade are shown. FIGS. 3B and 4B show the direction of the leading edge shape line 4 and the height H. FIG. 3 (a) and 4 (a), α15 indicates the flow angle at the vertex 15 of the leading edge shape line 4, α16 indicates the flow angle at the end point 16 of the leading edge shape line 4, and α18 indicates the end point. 18 shows the flow angle at 18.
[0032]
The leading edge flow angle α (H) is shown by a solid line in FIGS. 3 (a) and 4 (a). In the large flow type compressor of FIG. 3, there is a region having a linear distribution in the middle part between the two wall surfaces A and B. On the other hand, the blade angle αLE of the blade leading edge is set to a parabolic distribution α16−α15−α18 corresponding to the shape of the flat blade leading edge. The leading edge region blade angle distribution αLE (H) according to the present invention is closer to the flow angle distribution α than the known blade angle distribution (constant distribution) shown in FIGS. 13 (a) and 14 (a). I have. Therefore, the incident distribution (shaded portion) according to the present invention is smaller in the entire height region than the known incident distribution. The same applies to the small flow rate type compressor of FIG. 4, which is substantially smaller in the entire height region than the known incident distribution.
[0033]
5 and 6 show an embodiment relating to a method for manufacturing a centrifugal compressor according to the present invention. 6 (a), (b), (c), (d), and (e) are orthogonal to the center line 25 at the cross-sectional positions X, I, II, III, and IV shown in FIG. 5, respectively. 3 shows a cross section of the three-dimensional diffuser blade 1 cut along a plane orthogonal to the disk surface 6. A ball end mill 26 is used as a tool for shaping a processing base material including the annular disk 2 and integrally manufacturing the annular disk 2 and the three-dimensional diffuser blade 1.
[0034]
The ball end mill 26 has a spherical blade surface 27 having a radius r1 and a cylindrical blade surface 28 having a diameter 2 × r1 (= d1). The angle β between the center line of the ball end mill 26 and the disk surface 6 of the annular disk 2 can be set freely. The distance between the center plane 29 including the center line of the three-dimensional diffuser blade 1 (corresponding to the center line 25 described above) and the center point of the spherical blade surface 27 is represented by yx, and the axial end face of the three-dimensional diffuser blade 1 The distance between the edge 31 of 17 and the center plane 29 is represented by Zx. The locus of the center point O of the spherical blade surface 27 is set in an NC device (not shown).
[0035]
FIG. 6B shows the sectional shape lines 32 on both sides of the three-dimensional diffuser blade 1 at the sectional position I in FIG. At the cross-sectional position, yx> r1. Yx at the cross-sectional position I is represented by yI in the figure. The sectional shape line 32 at the sectional position I is a composite curve of an arc shaped by the spherical blade surface 27 and a straight line shaped by the cylindrical blade surface 28.
[0036]
FIG. 6A shows a sectional shape line of the leading edge-shaped surface 13 of the lower part of the three-dimensional leading edge-shaped surface 5 at the sectional position X and the leading edge-shaped surface 14 of the upper part. Since the cross-sectional position X is a position on the upstream side of the vertex 15, the front edge cross-sectional shape line 33 of the lower portion of the front edge-shaped surface 13 of the lower portion and the front edge of the upper portion of the upper edge of the front edge-shaped surface 14 of the upper portion The section shape line 34 is separated at the section, and yx <r1 and zx> 0. At the sectional position X, the leading edge sectional shape line 33 of the lower portion and the leading edge sectional shape line 34 of the upper portion are both arcs. At a cross-sectional position corresponding to the position of the ball end mill 26 in which the ball end mill 26 has advanced a distance 21 (see FIG. 1) upstream from the position corresponding to the cross-sectional position X, Zx = 0 and the terminal point 18 appears.
[0037]
At the cross-sectional position corresponding to the position of the ball end mill 26 in which the ball end mill 26 has advanced from the position corresponding to the cross-sectional position X by a distance 19 (see FIG. 1) on the upstream side, it is virtually zx <0 and yx = 0 and the end point 16 appears. yx is a function of the advance length S of the ball end mill 26, and is represented by yx = yx (S). When the function yx is determined, the leading edge shape line 11 of the lower portion also becomes the leading edge shape of the upper portion. The line 12 is also given the parabola described above.
[0038]
FIG. 6C shows a shape line at the sectional position II. The cross-sectional shape at this position is the same as the cross-sectional shape in FIG. 6B in that the cross-sectional shape is formed by an arc and a straight line. However, the three-dimensional diffuser blade 1 is formed to be thicker, and the above-described angle βII is It is getting bigger. The cross-sectional shape at the cross-sectional position III shown in FIG. 6D is the same as the cross-sectional shape of FIGS. 6B and 6C in that the cross-sectional shape is a combination of an arc and a straight line. Even larger, 90 degrees. The cross-sectional shape at the cross-sectional position IV on the downstream side shown in FIG. 6E is formed by another end mill, and substantially no arc exists, but forms the disk surface 6 in the same manner as in the known turning. , The annular disk 2 can be manufactured simultaneously.
[0039]
FIG. 7 shows a movement locus of the center point O of the ball end mill 26. Both side surfaces of the three-dimensional diffuser blade 1 are defined in one-to-one correspondence with the respective movement trajectories of the ball end mills 26 on both sides. The α15 of the wing leading edge flow angle α (H) when the apex 15 appears (is formed) is reprinted in FIG. The center point position of the ball end mill 26 when the blade leading edge flow angle α (H) is α15 is indicated by reference numeral 35. The locus of the center point O of the ball end mill 26 is shown on the surface of the disk surface 6 by orthogonal projection to the disk surface 6. The center projection points of the ball end mills 26 on both sides move linearly on the surface of the disk surface 6 from the center point position 35 to the terminal point 16.
[0040]
In this case, the projection line of the wing leading edge line 4 onto the disk surface 6 is a straight line. Since a linear relationship is given as yx = k × S, the leading edge shape line 11 of the lower part has an elliptical shape. α15 is the angle at the intersection of the point of projection of this wing leading edge line 11 onto the disk surface 6 and the circle passing through the point 15 (the previously defined circle). α16 is the angle at the intersection 16 between the straight line 11 and the circle passing through the point 16. As geometrically known, if the position from the vertex 15 toward the terminal point 16 is closer to the vertex 15 (the central angle θ defined by the vertex 15 and the point above the leading edge parabola lower portion 11 becomes Α) becomes smaller, the function α (H) becomes a parabolic shape as a curve having one vertex as shown in FIG. 3 (a) and FIG. 4 (a). become.
[0041]
FIGS. 8A and 8B show another embodiment of the centrifugal compressor according to the present invention. Two ball end mills 26 are used on one side of the three-dimensional diffuser blade 1. The two ball end mills 26 move at two different constant heights. In a large flow compressor, as shown in FIG. 14, the thickness of the boundary layer (corresponding to the parabolic distribution region K) may be equal to or less than half the blade height H. In such a case, the radius d1 of the ball end mill 26 can be appropriately (small) selected, and the incident can be reduced.
[0042]
FIGS. 9A and 9B show still another embodiment of the centrifugal compressor according to the present invention. 8 is the same as the embodiment of FIG. 8 in that two ball end mills 26 are used on one side of the three-dimensional diffuser blade 1, but the difference 36 in height between the two ball end mills 26 is continuous on the trajectory. 8 or in that it is variable discontinuously. The height position and the radius of each of the two ball end mills 26 can be appropriately changed according to the magnitude of the flow rate of the compressor. In the present embodiment, a straight portion 34 is interposed between the front edge shape line 11 of the lower portion and the front edge shape line 12 of the upper portion.
[0043]
【The invention's effect】
ADVANTAGE OF THE INVENTION The centrifugal compressor, the diffuser blade, and its manufacturing method by this invention can improve compression efficiency by adjusting an incident angle.
[Brief description of the drawings]
FIG. 1 is an oblique projection view showing an embodiment of a centrifugal compressor according to the present invention.
FIG. 2 is a side sectional view of FIG. 1;
FIGS. 3A and 3B are a cross-sectional view and a graph showing the relationship between the shape of the diffuser blade and the incident.
FIGS. 4 (a) and 4 (b) are a cross-sectional view and a graph showing the relationship between other diffuser blade shapes and incidents.
FIG. 5 is an oblique axis projection view showing a cross-sectional position of the diffuser blade.
6 (a), 6 (b), 6 (c), 6 (d) and 6 (e) are cross-sectional views showing the diffuser blade at each position.
FIG. 7 is a cross-sectional plan view showing the trajectory of the ball end mill.
8 (a) and 8 (b) are an oblique projection view and a side sectional view showing another embodiment of the centrifugal compressor according to the present invention.
FIGS. 9 (a) and 9 (b) are an oblique projection view and a side sectional view showing still another embodiment of the centrifugal compressor according to the present invention.
FIG. 10 is a sectional view showing a known compressor.
FIG. 11 is an oblique projection view showing a known diffuser blade.
12 (a), 12 (b) and 12 (c) are cross-sectional views each showing a known method for manufacturing a diffuser blade.
FIGS. 13 (a) and 13 (b) are a cross-sectional view and a graph showing the relationship between the shape and the incidence of a known diffuser blade.
FIGS. 14A and 14B are a cross-sectional view and a graph showing the relationship between the shape and the incidence of another known diffuser blade.
[Explanation of symbols]
1. Diffuser wings
2 ... Circular disk
3: Leading edge part
4: Front end line
5. Both sides
6 ... disk surface
11 Lower part
12: Upper part
34 ... straight line
107 ... casing

Claims

Rotating blades,
A plurality of diffuser wings fixedly arranged around a rotation area of the rotor,
The diffuser wing has a leading edge portion on the upstream side,
The centrifugal compressor, wherein the leading edge portion is formed in a leading edge shape line that is formed in a convex shape toward the downstream side.

The centrifugal compressor according to claim 1, wherein the convex leading edge shape line has a parabolic shape.

The leading edge shape line, in the height direction defined in the axial direction of the rotor blades, bordering on the convex vertex of the leading edge shape line where the leading edge portion is formed convex toward the downstream side It has a leading edge shape line of two areas to be divided,
The leading edge shape line is
A lower-side leading edge shape line of a region that is lower in the height direction,
A high-order leading edge shape line of a region that is high in the height direction,
The centrifugal compressor according to claim 1, wherein the lower leading edge shape line and the higher leading edge shape line are asymmetric or symmetric in the height direction with respect to the division line.

The centrifugal compressor according to claim 3, wherein a height width of the lower leading edge shape line is larger than a height width of the higher leading edge shape line.

5. The centrifugal compressor according to claim 3, wherein a length of the lower leading edge shape line in the streamline direction is longer than a length of the higher leading edge shape line in the streamline direction. 6.

The two sides facing each other in the direction of rotation and the direction opposite to the direction of rotation of the diffuser blade are arcuately shaped in a lower direction and a higher direction in a plane perpendicular to the flow direction, bordering on the two divided heights in the height direction. 6. The centrifugal centrifuge according to claim 1, wherein the centrifugal member has a cross-sectional shape in which the lowermost portion and the uppermost portion have a blade thickness greater than that of the two divided portions by being configured by an arc-shaped curve. Compressor.

A diffuser wing having a leading edge shape line formed convexly toward the downstream side.

The diffuser wing according to claim 7, wherein the convex leading edge shape line has a parabolic shape.

The leading edge shape line, in the height direction defined in the axial direction of the rotor blades, bordering on the convex vertex of the leading edge shape line where the leading edge portion is formed convex toward the downstream side It has a leading edge shape line of two areas to be divided,
The leading edge shape line is
A lower-side leading edge shape line of a region that is lower in the height direction,
A high-order leading edge shape line of a region that is high in the height direction,
The diffuser wing according to claim 7, wherein the lower-side leading edge shape line and the higher-side leading edge shape line are asymmetric or symmetric with respect to the division surface.

The diffuser blade according to claim 9, wherein the height width of the lower leading edge shape line is larger than the height width of the higher leading edge shape line.

The diffuser blade according to claim 9, wherein a length of the lower leading edge shape line in the streamline direction is longer than a length of the higher leading edge shape line in the streamline direction.

The two sides facing each other in the direction of rotation and the direction opposite to the direction of rotation of the diffuser blade are arcuately shaped in a lower direction and a higher direction in a plane perpendicular to the flow direction, bordering on the two divided heights in the height direction. The diffuser according to any one of claims 7 to 11, wherein the diffuser has a cross-sectional shape in which the lowermost portion and the uppermost portion have a blade thickness greater than that of the two divided portions by being configured by an arc-shaped curve. Wings.

A method for manufacturing a diffuser blade for manufacturing the diffuser blade according to claim 7,
A first step of moving the ball end mill on the first trajectory with respect to the workpiece base material by numerical control;
A second step of moving a ball end mill on a second trajectory with respect to the workpiece base material by numerical control,
The method for manufacturing a diffuser blade, wherein the first trajectory and the second trajectory approach each other to form the leading edge shape line.

The first step and the second step include:
A first step of forming a first diffuser wing portion having the lower leading edge shape line;
Forming a second diffuser wing portion having the high-order leading edge shape line in the fourth step.

When the third step and the second step have the same trajectory, a wing is formed only by the first step,
A method for manufacturing a diffuser blade according to claim 13.