JP2005337028A - Turbo-molecular pump - Google Patents

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Abstract

<P>PROBLEM TO BE SOLVED: To provide a turbo-molecular pump capable of forming overlap of adjacent turbine blades even if the blades are fixed blade made by bending. <P>SOLUTION: The turbine blade 21 is formed by etching or stamping a metallic plate, and an angle is added on the turbine blade 21 by pressing and the like to form a blade plate 9a. A blade plate 9b is made by vertically reversing the blade plate 9a. These blade plates 9a, 9b are vertically superimposed, thereby forming a divided fixed blade 9. At that time, the turbine blade 21 of the blade plate 9a and the turbine blade 21 of the blade plate 9b are superimposed at even intervals, and superimposed so as to generate overlap between the turbine blades adjacent with each other when viewed from a rotation shaft direction. <P>COPYRIGHT: (C)2006,JPO&NCIPI

Description

本発明は、半導体製造装置等の真空排気に用いられるターボ分子ポンプに関する。   The present invention relates to a turbo molecular pump used for evacuation of a semiconductor manufacturing apparatus or the like.

高真空排気に用いられるターボ分子ポンプは、交互に配置された複数段の回転翼と複数段の固定翼とを備えている。各回転翼および固定翼は複数のタービンブレードから成り、回転翼はモータにより回転駆動されるロータに形成されており、固定翼はポンプのベースに固定されている。   A turbo molecular pump used for high vacuum evacuation includes a plurality of stages of rotating blades and a plurality of stages of fixed blades arranged alternately. Each of the rotor blades and the stationary blades is composed of a plurality of turbine blades. The rotor blades are formed in a rotor that is driven to rotate by a motor, and the stationary blades are fixed to the base of the pump.

従来、固定翼の加工方法としては、厚板材を切削加工して角度の付いた複数のタービンブレードを形成する方法と（例えば、特許文献１参照）、薄板材にエッチング法によりタービンブレード形状のスリットを複数形成し、曲げ加工により各タービンブレードに角度を付ける方法とがある（例えば、特許文献２参照）。曲げ加工による方法はプレス曲げ用の金型が必要なため初期費用がかかるが、加工単価が切削加工に比べて非常に安いため量産に適している。   Conventionally, fixed blade processing methods include a method of cutting a thick plate material to form a plurality of angled turbine blades (see, for example, Patent Document 1), and a blade-shaped slit by etching on a thin plate material. Are formed, and each turbine blade is angled by bending (for example, see Patent Document 2). The bending method requires an initial cost because it requires a die for press bending, but is suitable for mass production because the processing unit price is very low compared to cutting.

特開２０００−９０８６号公報Japanese Patent Laid-Open No. 2000-9086 特開平５−１５７０９０号公報JP-A-5-157090

ところで、固定翼をロータ回転軸方向すなわちポンプ吸気口側から見た場合に、タービンブレードの周方向両端が隣接するタービンブレードと重なるようになっている方が排気効率が優れている。しかしながら、曲げ加工による固定翼では、平板にスリット加工した後に翼を曲げるため上述した翼同士の重なりが無く、ガスの逆流を防止することができず排気効率の低下が避けられなかった。   By the way, when the fixed blade is viewed from the rotor rotation axis direction, that is, from the pump intake port side, the exhaust efficiency is better when both circumferential ends of the turbine blade overlap with adjacent turbine blades. However, in the fixed wing by bending, since the wing is bent after slitting into a flat plate, there is no overlap between the wings described above, and it is not possible to prevent the backflow of gas and a reduction in exhaust efficiency is inevitable.

請求項１の発明は、複数段の回転翼と複数段の固定翼とが回転翼の回転軸方向に交互に配設されたターボ分子ポンプに適用され、複数段の固定翼の各々は一対の分割固定翼から成り、分割固定翼は、金属板材に曲げ加工を施してそれぞれに複数のタービンブレードが形成された少なくとも２枚のブレード板を、回転軸方向から見たときに隣接するタービンブレード同士に重なりが生じるように重ね合わせて形成したことを特徴とする。
請求項２の発明は、請求項１に記載のターボ分子ポンプにおいて、複数のブレード板を同一形状としたものである。
請求項３の発明は、請求項１または２に記載のターボ分子ポンプにおいて、複数のブレード板の重ね合わせ位置を位置決めする位置決め部材を設けた。
請求項４の発明は、請求項１〜３のいずれかに記載のターボ分子ポンプにおいて、複数のブレード板を結合手段により一体としたものである。 The invention of claim 1 is applied to a turbo-molecular pump in which a plurality of stages of rotating blades and a plurality of stages of fixed blades are alternately arranged in the rotation axis direction of the rotating blades, and each of the plurality of stages of fixed blades is a pair of The fixed stator blades are formed by splitting at least two blade plates each formed by bending a metal plate material to form a plurality of turbine blades when viewed from the rotational axis direction. It is characterized by being formed so as to overlap with each other.
A second aspect of the present invention is the turbomolecular pump according to the first aspect, wherein the plurality of blade plates have the same shape.
According to a third aspect of the present invention, in the turbomolecular pump according to the first or second aspect, a positioning member is provided for positioning the overlapping positions of the plurality of blade plates.
According to a fourth aspect of the present invention, in the turbomolecular pump according to any one of the first to third aspects, a plurality of blade plates are integrated by a coupling means.

本発明によれば、少なくとも２枚のブレード板を重ね合わせることにより、曲げ加工による固定翼であっても隣接したタービンブレード同士の重なりを形成することが可能となる。その結果、低コストで排気効率に優れた固定翼を得ることができる。   According to the present invention, by overlapping at least two blade plates, it is possible to form an overlap between adjacent turbine blades even with a fixed blade by bending. As a result, it is possible to obtain a fixed blade having excellent exhaust efficiency at low cost.

以下、図を参照して本発明を実施するための最良の形態について説明する。図１は本発明によるターボ分子ポンプの概略構成を示す断面図である。図１に示したターボ分子ポンプ１は磁気軸受式のポンプであり、ロータ２はベース３に設けられた磁気軸受４ａ〜４ｃによって非接触支持されている。４ａ，４ｂはラジアル磁気軸受であり、４ｃはアキシャル磁気軸受である。   Hereinafter, the best mode for carrying out the present invention will be described with reference to the drawings. FIG. 1 is a sectional view showing a schematic configuration of a turbo molecular pump according to the present invention. The turbo molecular pump 1 shown in FIG. 1 is a magnetic bearing type pump, and the rotor 2 is supported in a non-contact manner by magnetic bearings 4 a to 4 c provided on the base 3. 4a and 4b are radial magnetic bearings, and 4c is an axial magnetic bearing.

ベース３には、ロータ２を回転駆動するモータ６、タッチダウンベアリング７ａ，７ｂおよびロータ２の浮上位置を検出するためのギャップセンサ５ａ，５ｂ，５ｃがそれぞれ設けられている。タッチダウンベアリング７ａ，７ｂにはメカニカルベアリングが用いられ、磁気軸受４ａ〜４ｃによるロータ２の磁気浮上がオフされたときにロータ２を支持する。   The base 3 is provided with a motor 6 that rotationally drives the rotor 2, touchdown bearings 7a and 7b, and gap sensors 5a, 5b, and 5c for detecting the floating position of the rotor 2, respectively. Mechanical bearings are used for the touchdown bearings 7a and 7b, and the rotor 2 is supported when the magnetic levitation of the rotor 2 by the magnetic bearings 4a to 4c is turned off.

ロータ２には、回転軸方向に複数段の回転翼８が形成されている。上下に並んだ回転翼８の間には固定翼９がそれぞれ配設されている。これらの回転翼８と固定翼９とにより、ターボ分子ポンプ１のタービン翼段が構成される。各固定翼９は、スペーサ１０によって上下に挟持されるように保持されている。スペーサ１０は、固定翼９の保持機能とともに、固定翼９間のギャップを所定間隔に維持する機能を有している。   The rotor 2 is formed with a plurality of stages of rotating blades 8 in the direction of the rotation axis. Fixed wings 9 are respectively disposed between the rotating wings 8 arranged vertically. These rotor blades 8 and fixed blades 9 constitute a turbine blade stage of the turbo molecular pump 1. Each fixed wing 9 is held by a spacer 10 so as to be sandwiched up and down. The spacer 10 has a function of maintaining a gap between the fixed wings 9 at a predetermined interval as well as a function of holding the fixed wings 9.

さらに、固定翼９の後段（図示下方）にはドラッグポンプ段を構成するネジステータ１１が設けられており、ネジステータ１１の内周面はロータ２の円筒部１２と所定間隔で対向している。ロータ２およびスペーサ１０によって保持された固定翼９は、吸気口１３ａが形成されたケーシング１３内に納められている。   Further, a screw stator 11 constituting a drag pump stage is provided at the rear stage (lower side in the figure) of the fixed blade 9, and the inner peripheral surface of the screw stator 11 faces the cylindrical portion 12 of the rotor 2 at a predetermined interval. The fixed wing 9 held by the rotor 2 and the spacer 10 is housed in a casing 13 in which an air inlet 13a is formed.

次に、固定翼９について説明する。図１に示した各段の固定翼９は一般的に半円状の分割固定翼に２分割されている。本実施の形態では、後述する図４（ｂ）に示すように、２枚のブレード板９ａ，９ｂを上下に重ねて分割固定翼を形成する。重ねられた各ブレード板は曲げ加工によって形成される。以下では分割固定翼も符号９を用いて表す。   Next, the fixed wing 9 will be described. The fixed wing 9 at each stage shown in FIG. 1 is generally divided into two semicircular divided fixed wings. In the present embodiment, as shown in FIG. 4B, which will be described later, two blade plates 9a and 9b are vertically stacked to form a split fixed blade. The stacked blade plates are formed by bending. Hereinafter, the divided fixed wings are also denoted by reference numeral 9.

まず、図２に示すように円形の金属板材２０をエッチング加工または抜き打ち加工してタービンブレード２１を複数形成する。各タービンブレード２１は、連結部２２を介して内側リング２３と外側リング２４とにより支持された構造となっている。なお、各タービンブレード２１は連結部２２に関して対称となっておらず、右側の部分は角度θ４に設定され、左側部分はより大きな角度θ３に設定されている。   First, as shown in FIG. 2, a plurality of turbine blades 21 are formed by etching or punching a circular metal plate material 20. Each turbine blade 21 is supported by an inner ring 23 and an outer ring 24 via a connecting portion 22. Each turbine blade 21 is not symmetrical with respect to the connecting portion 22, the right part is set to an angle θ4 and the left part is set to a larger angle θ3.

その後、プレス等により各タービンブレード２１の曲げ加工を行うと、連結部２２が捻れて各タービンブレード２１に所定の角度が付与される。その後、金属板２０を図２の分割線ＤＬに沿って２つに等分割することにより２枚のブレード板９ａが形成される（図３参照）。図３は曲げ加工および等分割加工後のブレード板９ａを示す斜視図である。分割して形成された２枚のブレード板９ａは全く同一形状となっている。ここでは、エッチングによってタービンブレード２１の周囲の部材を抜き取ったが、打ち抜き加工により抜き取っても良い。さらに、打ち抜き加工時にタービンブレード２１の曲げ加工を同時に行っても良い。   Thereafter, when each turbine blade 21 is bent by a press or the like, the connecting portion 22 is twisted to give a predetermined angle to each turbine blade 21. Then, the two blade plates 9a are formed by equally dividing the metal plate 20 into two along the dividing line DL in FIG. 2 (see FIG. 3). FIG. 3 is a perspective view showing the blade plate 9a after bending and equally dividing. The two blade plates 9a formed by division have exactly the same shape. Here, the members around the turbine blade 21 are extracted by etching, but may be extracted by punching. Further, the turbine blade 21 may be bent at the same time as the punching process.

なお、図２において、タービンブレード２１の間隔を角度θ０とすると、分割線ＤＬとその右側のタービンブレード２１（Ａ）との角度はθ１＝（１／４）θ０で、左側のタービンブレード２１（Ｂ）との角度はθ２＝（３／４）θ０に設定される。分割固定翼９はこのようにして形成したブレード板９ａを図４（ｂ）のように２枚重ねることにより形成するが、その際に，一方のブレード板９ａを上下反転して重ねる。以下では、上下反転しブレード板９ａを、符号９ｂを用いてブレード板９ｂと称することにする。   In FIG. 2, when the interval between the turbine blades 21 is an angle θ0, the angle between the dividing line DL and the right turbine blade 21 (A) is θ1 = (1/4) θ0, and the left turbine blade 21 ( The angle with B) is set to θ2 = (3/4) θ0. The split fixed blades 9 are formed by stacking two blade plates 9a formed in this way as shown in FIG. 4B. At that time, one blade plate 9a is turned upside down and stacked. Hereinafter, the upside down blade plate 9a will be referred to as a blade plate 9b with reference numeral 9b.

図４は、分割固定翼９の一部を周方向に断面した展開断面図である。図４の（ａ）は上下に重ねる前のブレード板９ａ，９ｂを示したものであり、（ｂ）は重ねた状態を示している。図４（ａ）において上側のブレード板９ａは、図３に示す右側のブレード板９ａを示したものである。一方、図４（ａ）の下側のブレード板９ｂは、前述したように図３のブレード板９ａを上下反転して配設したものである。   FIG. 4 is a developed cross-sectional view in which a part of the divided fixed blade 9 is cut in the circumferential direction. FIG. 4A shows the blade plates 9a and 9b before being stacked one above the other, and FIG. 4B shows a state where they are stacked. In FIG. 4A, the upper blade plate 9a is the right blade plate 9a shown in FIG. On the other hand, the lower blade plate 9b shown in FIG. 4A is provided by turning the blade plate 9a shown in FIG. 3 upside down as described above.

そのため、上側のブレード板９ａの場合、タービンブレード２１（Ａ）はリング２３の左端から角度θ１に配置されているが、下側のブレード板９ｂではタービンブレード２１（Ｂ）はリング２３の左端から角度θ２に配置されている。また、図２に示したようにタービンブレード２１の左右の角度をθ３，θ４のように異なって設定しているので、リング２３からの翼高さは上下で異なっている。ブレード板９ａの場合には上側の翼高さはＡ１で下側の翼高さはＡ２（＞Ａ１）であり、上下反転したブレード板９ｂの場合には上側の翼高さはＡ２で下側の翼高さはＡ１である。   Therefore, in the case of the upper blade plate 9 a, the turbine blade 21 (A) is arranged at an angle θ 1 from the left end of the ring 23, but in the lower blade plate 9 b, the turbine blade 21 (B) is moved from the left end of the ring 23. Arranged at an angle θ2. Further, as shown in FIG. 2, the left and right angles of the turbine blade 21 are set differently as θ3 and θ4, so that the blade height from the ring 23 is different vertically. In the case of the blade plate 9a, the upper blade height is A1 and the lower blade height is A2 (> A1). In the case of the blade plate 9b upside down, the upper blade height is A2 and lower. The blade height is A1.

ここで、板厚をｔとしたとき、翼高さＡ１とＡ２とが次式（１）を満たすようにタービンブレード２１の角度θ３，θ４（図３参照）を設定する。
Ａ２＝Ａ１＋ｔ …（１）
この場合、タービンブレード２１の形状は略台形状であって翼高さＡ１，Ａ２は半径方向の位置によって異なることになるので、例えば、リング２３，２４の中間位置での翼高さＡ１，Ａ２が式（１）を満たすように角度θ３，θ４を設定する。 Here, when the plate thickness is t, the angles θ3 and θ4 (see FIG. 3) of the turbine blade 21 are set so that the blade heights A1 and A2 satisfy the following expression (1).
A2 = A1 + t (1)
In this case, the shape of the turbine blade 21 is substantially trapezoidal, and the blade heights A1 and A2 are different depending on the positions in the radial direction. Therefore, for example, the blade heights A1 and A2 at the intermediate positions of the rings 23 and 24 are used. Are set to satisfy the expression (1).

図４（ａ）に示した各ブレード板９ａ，９ｂを図４（ｂ）のように重ね合わせ、溶接や接着やビス止め等の結合手段により互いを結合することで、一体となった分割固定翼９が形成される。このとき、タービンブレード２１はリング２３の左端から２１（Ａ）、２１（Ｃ）、２１（Ｂ）、２１（Ｄ）の順に配列しており、ブレード板９ａとブレード板９ｂのタービンブレード２１が交互に並ぶことになる。   The blade plates 9a and 9b shown in FIG. 4 (a) are overlapped as shown in FIG. 4 (b) and joined together by means of joining such as welding, adhesion, screwing, etc., so as to be integrated and fixed. Wings 9 are formed. At this time, the turbine blades 21 are arranged in the order of 21 (A), 21 (C), 21 (B), 21 (D) from the left end of the ring 23, and the turbine blades 21 of the blade plate 9a and the blade plate 9b are arranged. They will be lined up alternately.

その結果、タービンブレード２１は角度（１／２）θ０の間隔で配列することになり、タービンブレード２１同士の重なりＢが形成されるようになる。また、式（１）のように翼高さＡ１，Ａ２を設定することにより、図４（ｂ）のようにブレード板９ａ，９ｂを重ねたときに、分割固定翼９の高さ中心からの上下翼高さはそれぞれＡ２となる。もちろん、Ａ１＝Ａ２のように形成しても良いが、この場合には、周方向に並んだタービンブレード２１が板厚ｔだけ交互に上下にずれ、このずれが排気性能に影響する。ブレード板９ａ，９ｂを重ねた分割固定翼９は、図５に示すように上下に設けられたスペーサ１０の間に挟持される。   As a result, the turbine blades 21 are arranged at intervals of an angle (1/2) θ0, and an overlap B between the turbine blades 21 is formed. Further, by setting the blade heights A1 and A2 as shown in Expression (1), when the blade plates 9a and 9b are overlapped as shown in FIG. The height of the upper and lower blades is A2. Of course, it may be formed as A1 = A2, but in this case, the turbine blades 21 arranged in the circumferential direction are alternately shifted up and down by the plate thickness t, and this shift affects the exhaust performance. As shown in FIG. 5, the divided fixed wing 9 in which the blade plates 9 a and 9 b are overlapped is sandwiched between spacers 10 provided vertically.

このように、本実施の形態では、同一形状のブレード板９ａ，９ｂの一方を反転して上下に重ね合わせることにより、曲げ加工の分割固定翼９であってもタービンブレード２１の重なりを形成することができる。その結果、ガス逆流を防止できる排気性能に優れた分割固定翼９を、低コストで容易に形成することが可能となった。   As described above, in the present embodiment, one of the blade plates 9a and 9b having the same shape is reversed and overlapped vertically so that the turbine blades 21 are overlapped even in the split fixed blade 9 that is bent. be able to. As a result, it is possible to easily form the split fixed blade 9 with excellent exhaust performance capable of preventing gas backflow at low cost.

上述した実施の形態では、ブレード板９ａ，９ｂを溶接、接着、ビス止め等により結合して一体としてから、図１に示すように組み付けるような構成としたが、ブレード板９ａ，９ｂを一体とせずに、組み付け段階で重ね合わせるようにしても良い。その場合、図６に示すようにリング２４の部分に位置決めピン用の孔３０を形成し、図７に示すようにスペーサ１０の上面に位置決めピン３１を設けておく。   In the above-described embodiment, the blade plates 9a and 9b are joined and integrated by welding, bonding, screwing or the like, and then assembled as shown in FIG. 1, but the blade plates 9a and 9b are integrated. Instead, they may be superposed at the assembly stage. In this case, a positioning pin hole 30 is formed in the ring 24 as shown in FIG. 6, and a positioning pin 31 is provided on the upper surface of the spacer 10 as shown in FIG.

ブレード板９ａ，９ｂを組み付ける際には、孔３０にスペーサ１０に設けられた位置決めピン３１が挿入されるようにブレード板９ｂ、ブレード板９ａの順に載置する。次いで、重ねられたブレード板９ａ，９ｂの上にスペーサ１０を載置する。スペーサ１０の下面には、位置決めピン３１と干渉しないように孔１０ａが形成されている。このようにして交互に積層された分割固定翼９およびスペーサ１０は、ケーシング１３によって下方に押圧され、ケーシング１３とベース３との間に挟持される。   When the blade plates 9a and 9b are assembled, the blade plate 9b and the blade plate 9a are placed in this order so that the positioning pins 31 provided in the spacer 10 are inserted into the holes 30. Next, the spacer 10 is placed on the blade plates 9a and 9b that are overlapped. A hole 10 a is formed in the lower surface of the spacer 10 so as not to interfere with the positioning pin 31. The split fixed blades 9 and the spacers 10 stacked alternately in this way are pressed downward by the casing 13 and are sandwiched between the casing 13 and the base 3.

なお、図７に示した例では位置決めピン３１をスペーサ１０の上面に設けてブレード板９ａ，９ｂを別々に載置したが、上下に重ねた状態のブレード板９ａ，９ｂの孔３０に位置決めピン３１を打ち込んでそれらを一体としても良い。そして、一体となったブレード板９ａ，９ｂをスペーサ１０上に載置する。その場合、スペーサ１０の上下両面にピンを逃げるための孔を形成しておく。   In the example shown in FIG. 7, the positioning pins 31 are provided on the upper surface of the spacer 10 and the blade plates 9a and 9b are separately mounted. However, the positioning pins 31 are positioned in the holes 30 of the blade plates 9a and 9b that are stacked one above the other. 31 may be driven in to unite them. Then, the integrated blade plates 9 a and 9 b are placed on the spacer 10. In that case, holes for escaping the pins are formed on both upper and lower surfaces of the spacer 10.

上述した実施の形態では、２枚のブレード板９ａ，９ｂを重ねて分割固定翼９を形成したが、３枚以上のブレード板９ａ，９ｂを重ねて分割固定翼９を形成しても良い。また、ブレード板９ａ，９ｂを同一形状としたが、形状の異なるブレード板９ａ，９ｂを使用しても良い。さらに、図４に示した分割固定翼９ではブレード板９ａのタービンブレード２１とブレード板９ｂのタービンブレード２１とが交互に等間隔で配列するように重ね合わせたが、図８に示すようにブレード板９０ａ，９０ｂを重ね合わせても良い。   In the above-described embodiment, the two fixed blades 9a and 9b are overlapped to form the divided fixed blade 9. However, the three fixed blades 9a and 9b may be stacked to form the divided fixed blade 9. Moreover, although the blade plates 9a and 9b have the same shape, blade plates 9a and 9b having different shapes may be used. Further, in the divided fixed blade 9 shown in FIG. 4, the turbine blades 21 of the blade plate 9a and the turbine blades 21 of the blade plate 9b are superposed so as to be alternately arranged at equal intervals, but as shown in FIG. The plates 90a and 90b may be overlapped.

まず、図８（ａ）に示すようなブレード板９０ａ，９０ｂを形成する。そして、図８（ｂに示すように、ブレード板９０ａのタービンブレード２１とブレード板９０ｂのタービンブレード２１とが重なるようにブレード板９０ａ，９０ｂを重ね合わせて、分割固定翼９を形成する。このような構成としても、隣り合うタービンブレード２１同士に重なりが形成される。   First, blade plates 90a and 90b as shown in FIG. 8A are formed. Then, as shown in FIG. 8 (b), the blade plates 90a and 90b are overlapped so that the turbine blade 21 of the blade plate 90a and the turbine blade 21 of the blade plate 90b overlap to form the split fixed blade 9. Even in such a configuration, the adjacent turbine blades 21 are overlapped.

なお、上述した実施の形態では、磁気軸受式のターボ分子ポンプを例に説明したが、メカニカルベアリング式のターボ分子ポンプにも同様に適用することができる。また、本発明は、ドラッグポンプ段が無くタービン翼段のみのターボ分子ポンプにも適用することができる。さらに、本発明の特徴を損なわない限り、本発明は上記実施の形態に何ら限定されるものではない。   In the above-described embodiment, the magnetic bearing type turbo molecular pump has been described as an example. However, the present invention can be similarly applied to a mechanical bearing type turbo molecular pump. The present invention can also be applied to a turbo molecular pump having only a turbine blade stage without a drag pump stage. Furthermore, the present invention is not limited to the above-described embodiment as long as the characteristics of the present invention are not impaired.

本発明によるターボ分子ポンプの概略構成を示す断面図である。It is sectional drawing which shows schematic structure of the turbo-molecular pump by this invention. タービンブレード２１が抜き加工された金属板材２０の平面図である。It is a top view of the metal plate material 20 by which the turbine blade 21 was punched. ブレード板９ａ，９ｂの斜視図である。It is a perspective view of blade board 9a, 9b. 分割固定翼９の一部を周方向に断面した展開断面図であり、（ａ）は上下に重ねる前のブレード板９ａ，９ｂを示したものであり、（ｂ）は重ねた状態を示している。It is the expanded sectional view which sectioned a part of division fixed wing 9 in the peripheral direction, (a) shows blade board 9a, 9b before putting up and down, and (b) shows the state piled up. Yes. ケーシング１３内に組み込まれた分割固定翼９を示す断面図である。FIG. 3 is a cross-sectional view showing a split fixed blade 9 incorporated in a casing 13. 位置決めピン用孔３０が形成された金属板２０の平面図である。It is a top view of the metal plate 20 in which the positioning pin hole 30 is formed. 位置決めピン３１を用いた場合の固定翼組み付け状態を示す断面図である。It is sectional drawing which shows the fixed blade assembly | attachment state at the time of using the positioning pin 31. FIG. 分割固定翼９の変形例を示す図である。It is a figure which shows the modification of the division | segmentation fixed wing | blade 9. FIG.

符号の説明Explanation of symbols

１ ターボ分子ポンプ
２ ロータ
３ ベース
８ 回転翼
９ 固定翼（分割固定翼）
９ａ，９ｂ，９０ａ，９０ｂ ブレード板
１０ スペーサ
２０ 金属板材
２１，２１（Ａ）〜２１（Ｄ） タービンブレード
３０ 位置決めピン用孔
３１ 位置決めピン 1 turbo molecular pump 2 rotor 3 base 8 rotor blade 9 fixed blade (split fixed blade)
9a, 9b, 90a, 90b Blade plate 10 Spacer 20 Metal plate material 21, 21 (A) to 21 (D) Turbine blade 30 Positioning pin hole 31 Positioning pin

Claims (4)

複数段の回転翼と複数段の固定翼とが前記回転翼の回転軸方向に交互に配設されたターボ分子ポンプにおいて、
前記複数段の固定翼の各々は一対の分割固定翼から成り、
前記分割固定翼は、金属板材に曲げ加工を施してそれぞれに複数のタービンブレードが形成された少なくとも２枚のブレード板を、前記回転軸方向から見たときに隣接するタービンブレード同士に重なりが生じるように重ね合わせて形成したことを特徴とするターボ分子ポンプ。 In a turbo molecular pump in which a plurality of stages of rotating blades and a plurality of stages of fixed blades are alternately arranged in the rotation axis direction of the rotating blades,
Each of the plurality of stages of fixed wings comprises a pair of split fixed wings,
In the split fixed blade, when at least two blade plates each having a plurality of turbine blades formed by bending a metal plate material are viewed from the rotational axis direction, adjacent turbine blades are overlapped with each other. A turbo molecular pump characterized in that it is formed by superimposing. 請求項１に記載のターボ分子ポンプにおいて、
前記複数のブレード板を同一形状としたことを特徴とするターボ分子ポンプ。 The turbo-molecular pump according to claim 1,
A turbo molecular pump characterized in that the plurality of blade plates have the same shape. 請求項１または２に記載のターボ分子ポンプにおいて、
前記複数のブレード板の重ね合わせ位置を位置決めする位置決め部材を設けたことを特徴とするターボ分子ポンプ。 The turbo molecular pump according to claim 1 or 2,
A turbo-molecular pump comprising a positioning member for positioning an overlapping position of the plurality of blade plates. 請求項１〜３のいずれかに記載のターボ分子ポンプにおいて、
前記複数のブレード板を結合手段により一体としたことを特徴とするターボ分子ポンプ。 The turbo molecular pump according to any one of claims 1 to 3,
A turbo molecular pump characterized in that the plurality of blade plates are integrated by a coupling means.
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