JP2008095580A

JP2008095580A - ターボ機械の羽根

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Publication number: JP2008095580A
Application number: JP2006276672A
Authority: JP
Inventors: Takuji Tsugawa; 卓司津川
Original assignee: Torishima Pump Manufacturing Co Ltd
Current assignee: Torishima Pump Manufacturing Co Ltd
Priority date: 2006-10-10
Filing date: 2006-10-10
Publication date: 2008-04-24
Anticipated expiration: 2026-10-10
Also published as: JP4837515B2

Abstract

【課題】先端が十分や強度を有し翼面形状が滑らかなターボ機械の羽根を提供する。
【解決手段】修正厚み分布関数Ｆ’（ｘ）は、前縁ＬＥから修正円弧ＡＰと修正円ＣＰ’の接点Ｐまでが修正円ＣＰにより構成され、接点Ｐから修正基準点ＳＴまでが修正円弧ＡＰにより構成され、かつ修正基準点から後縁までがＮＡＣＡ６５系の厚み分布関数Ｆ（ｘ）により規定される曲線で構成される。修正円ＣＰ’は弦長Ｌの０．００６８７倍を上回り０．０３倍以下の半径を有する。修正基準点ＳＴは前縁から弦長Ｌの０．５倍以下の範囲にある。修正円弧ＡＰは修正基準点ＳＴでＮＡＣＡ６５系の厚み分布関数Ｆ（ｘ）に接し、かつ接点Ｐで修正円ＣＰに接する。
【選択図】図３

Description

本発明は、ターボ機械の羽根に関する。

ポンプ、タービン等のターボ機械の羽根（例えば羽根車の羽根や案内羽根）の設計では、ＮＡＣＡ（National Advisory Committee on Aeronautics）６５系の翼型（翼断面）が広く採用されている。ＮＡＣＡ６５系の翼型及びその選定手法は広く知られており、例えば非特許文献１に記載されている。ＮＡＣＡ６５系の翼型に関しては、多大な翼列実験資料や設計資料が蓄積され利用可能である。

しかし、ＮＡＣＡ６５系の翼型は前縁を含む先端部分の肉厚が薄い。具体的には、ＮＡＣＡ６５系の厚み分布関数では、前縁は弦長の０．００６８７倍の曲率半径を有する非常に小さい円弧である。このように先端の肉厚が薄いために、ＮＡＣＡ６５系の翼型をターボ機械の羽根に採用した場合、先端に衝突する異物に対する強度が低い。また、先端の肉厚が薄いと、鋳造により羽根を製造する場合に引け巣等の不具合発生の原因となる。

また、単に翼型先端の肉厚を厚くするだけでは、翼型を翼幅方向に変化させて３次元翼形状とした場合に滑らかな翼面形状が得られない。また、ＮＡＣＡ６５系の翼型から翼型が大きく変化してしまうと、ＮＡＣＡ６５系の翼型に関する翼列実験資料や設計資料を利用できなくなる。

今市憲作他著、「ポンプ設計の基礎」、日本工業出版株式会社、昭和５８年３月

本発明は、先端が十分や強度を有し、翼面形状が滑らかであると共に、ＮＡＣＡ６５系の翼型に関する多大な実験資料や設計資料を有効利用できるターボ機械の羽根を提供することを課題とする。

本発明は、ターボ機械の羽根であって、前記羽根の翼型はＮＡＣＡ６５系の厚み分布関数を修正して得られた修正厚み分布関数により肉厚が規定され、前記ＮＡＣＡ６５系の厚み分布関数における弦、肉厚、及び前縁を、それぞれ横軸、縦軸、及び原点とする直交座標系を設定し、この直交座標系において、弦長の０．００６８７倍を上回り０．０３倍以下の半径を有し、前記弦上に中心を有し、かつ前縁と接する円を修正円とし、前記ＮＡＣＡ６５系の厚み分布関数により規定される曲線上にあり、かつ前記前縁から前記弦長の０．５倍以下の位置にある点を修正基準点とし、かつ前記修正基準点で前記ＮＡＣＡ６５系の厚み分布関数により規定される曲線と接すると共に、前記修正円と接する円弧を修正円弧とすると、前記修正厚み分布関数は、前記直交座標系において、前記前縁から前記修正円弧と前記修正円の接点までが前記修正円により構成され、前記接点から前記修正基準点までが前記修正円弧により構成され、かつ前記修正基準点から後縁までが前記ＮＡＣＡ６５系の厚み分布関数により規定される曲線で構成されたものであることを特徴とする、ターボ機械の羽根を提供する。

ＮＡＣＡ６５系の厚み分布関数の先端は弦長の０．００６８７倍の半径を有する円で構成されている。これに対して本発明にかかるターボ機械の羽根の肉厚を規定する修正厚み分布関数は、前縁を含む先端付近（前縁から接点まで）が弦長の０．００６８７倍を上回り０．０３倍以下の半径を有する修正円により構成されている。換言すれば、修正厚み分布関数における前縁を含む先端付近の肉厚は、ＮＡＣＡ６５系の厚み分布関数よりも十分大きい。従って、本発明にかかるターボ機械の羽根の先端は十分な肉厚を有しており、異物に対して十分な強度を有すると共に、鋳造により製造する場合に引け巣等の不具合が発生しにくい。

また、修正厚み分布関数はＮＡＣＡ６５系の厚み分布関数の前縁付近だけを部分的に修正したものであるので、この修正厚み分布関数を利用して得られる翼型を翼幅方向に変化させて３次元翼形状とした場合にも、滑らかな翼面形状が得られる。

さらに、修正厚み分布関数はＮＡＣＡ６５系の厚み分布関数の前縁付近だけを部分的に修正したものであるので、ＮＡＣＡ６５系の翼型に関する多大な翼列実験資料や設計資料を利用可能である。

修正円の半径を弦長の０．００６８７倍よりも大きく設定しているのは、少なくともＮＡＣＡ６５系の厚み分布関数（弦長の０．００６８７倍）よりも前縁付近の肉厚を大きく設定するためである。また、修正円の半径を弦長の０．０３倍以下に設定しているのは、修正円の半径が弦長の０．０３倍よりも大きくなると、前縁の肉厚が過度に大きくなって衝突損失が増加するからである。また、修正円の半径が弦長の０．０３倍よりも大きくなると、ＮＡＣＡ６５系の厚み分布関数との近似性が大幅に損なわれ、ＮＡＣＡ６５系の翼型に関する翼列実験資料や設計資料を利用することが困難となるからである。

前記修正円弧は真円の一部でも楕円の一部であってもよい。

本発明にかかるターボ機械の羽根は、ＮＡＣＡ６５系の厚み分布関数の前縁付近だけを部分的に修正した修正厚み分布関数によって肉厚が規定された翼型を有するので、先端が十分な肉厚を有する。従って、先端が異物に対して十分な強度を有すると共に、鋳造により製造する場合に引け巣等の不具合が発生しにくい。また、翼型を翼幅方向に変化させて３次元翼形状とした場合にも、滑らかな翼面形状が得られる。さらに、ＮＡＣＡ６５系の翼型に関する翼列実験資料や設計資料を利用可能である。

図１は、本発明の実施形態にかかる羽根９を有する羽根車１を備える軸流ポンプ２を示す。この軸流ポンプ２は、その内部が流路３を構成する両端開口の筒状である外部ケーシング４と、流路３中に延びる固定ベーン５と、この固定ベーン５に支持された軸受部６とを備えている。軸受部６によって回転自在に支持された水平方向に延びる回転軸７の先端に、羽根車１のボス部８が固定されている。このボス部８に複数の羽根９の基端側が固定されている。原動機１０の回転出力は封水装置を介して回転軸７に伝達される。回転軸７と共に回転する羽根車１の羽根９が流路３中の水に揚力を与え、それによって圧力が生じる。羽根９は図２から図６を参照して後に詳述するように、ＮＡＣＡ６５系の翼型の厚み分布関数を修正して得られる修正厚み分布関数により厚みが規定されている。

以下、図２を参照して羽根９の翼型を設計する手順を概説する。図２において、Ｒは羽根９の回転方向、ＦＬ_ｉｎは羽根９の入口である前縁９ａにおける水の流れの方向、ＦＬ_ｏｕｔは羽根９の出口である後縁９ｂにおける水の流れの方向を示す。また、符号９ｃは羽根９の正圧面（腹面）を示し、符号９ｄは負圧面（背面）を示す。さらに、図２の直交座標系は、羽根９の前縁を原点として、弦長方向にｘ’軸を設定し、弦長方向と直交する方向、すなわちそり方向をｙ’軸に設定している。

まず、キャンバラインＣを決定する。詳細には、流入角（前縁９ａにおいて回転軸と水の流入方向ＦＬ_ｉｎとのなす角度）β_１と、転向角θ（前縁９ａにおける流入方向ＦＬ_ｉｎの方向と後縁９ｂにおける流出方向ＦＬ_ｏｕｔの方向とのなす角度；θ＝β_１−β_２）を、羽根車９の仕様等に基づいて決定する。また、図７及び図８を参照すると、ピッチｔ（ｔ＝πＤ／Ｎ；πは円周率、Ｄは翼断面上の円筒の直径、Ｎは羽根枚数）と弦長Ｌの比である弦節比Ｌ／ｔを決める。そして、流入角β_１、転向角θ、及び弦節比Ｌ／ｔを決めれば、ＮＡＣＡ６５系のキャンバ選定のカーペット線図からキャンバラインＣが与えられる。

次に、キャンバラインＣ、弦節比Ｌ／ｔ、及び流入角β_１からＮＡＣＡ６５系の迎え角選定のカーペット線図を使用して食違い角ξを決定する。

次に、強度等を考慮して肉厚ｗを決定する。肉厚ｗは修正厚み分布関数に基づいて決定される。以下、図３を参照して修正厚み分布関数の求め方を説明する。

図３の直交座標系は、ＮＡＣＡ６５系の厚み分布関数Ｆ（ｘ）における弦長方向をｘ軸（横軸）、肉厚をｙ軸（縦軸）に設定している。また、ＮＡＣＡ６５系の厚み分布関数Ｆ（ｘ）における前縁ＬＥを原点に設定している。図３では、ＮＡＣＡ６５系の厚み分布関数Ｆ（ｘ）を破線で示し、修正厚み分布関数Ｆ’（ｘ）を実線で示している。

ＮＡＣＡ６５系の厚み分布関数Ｆ（ｘ）の前縁ＬＥは、弦長Ｌの０．００６８７倍の小径の円ＣＲにより構成されており、前縁ＬＥを含む先端部分の肉厚が非常に薄い。そこで、羽根の先端の肉厚を増加させるために、修正円ＣＲ’を設定する。この修正円ＣＲ’は弦長Ｌの０．００６８７倍を上回り弦長Ｌの０．０３倍以下の半径を有する（０．００６８７Ｌ＜ＣＲ’≦０．０３Ｌ）。また、修正円ＣＲ’はオリジナルの円ＣＲと同様にｘ軸（弦）上に中心を有する。

次に、ＮＡＣＡ６５系の厚み分布関数Ｆ（ｘ）により規定される曲線上に修正基準点ＳＴ（＝（ＳＴｘ，ＳＴｙ））を設定する。この修正基準点ＳＴよりも後縁ＴＥ(図６参照)側ではＮＡＣＡ６５系の厚み分布関数Ｆ（ｘ）をそのまま使用する。一方、この修正基準点ＳＴよりも前縁ＬＥ側ではＮＡＣＡ６５系の厚み分布関数を修正して使用する。換言すれば、修正基準点ＳＴはＮＡＣＡ６５系の厚み分布関数Ｆ（ｘ）をそのまま使用する領域とＮＡＣＡ６５系の厚み分布関数Ｆ（ｘ）に修正を加える領域の境界を定める。修正基準点ＳＴが過度に後縁ＴＥ側に設定されていると、修正厚み分布関数Ｆ’（ｘ）とＮＡＣＡ６５系の厚み分布関数Ｆ（ｘ）との近似性が大きく損なわれる。近似性を損なわないためには、前縁ＬＥを含む先端部分のみについてＮＡＣＡ６５系の厚み分布関数Ｆ（ｘ）を部分的に修正することが好ましい。従って、修正基準ＳＴは、前縁ＬＥから少なくとも弦長Ｌの０．５倍以下の位置に設定する必要がある（ＳＴｘ≦０．５Ｌ）。また、修正基準点ＳＴは前縁ＬＥから少なくとも弦長Ｌの０．２倍以下の位置に設定することがより好ましい。

修正基準点ＳＴと修正円ＣＲ’を真円の一部である修正円弧APで接続する。この修正円弧APは修正基準点ＳＴにおいてＮＡＣＡ６５系の厚み分布関数Ｆ（ｘ）で規定される曲線と接する。換言すれば、修正基準点ＳＴにおいて、ＮＡＣＡ６５系の厚み分布関数Ｆ（ｘ）で規定される曲線の傾きと修正円弧APの傾きが等しい。また、修正円弧APは修正円ＣＲ’と接している。修正円弧APと修正円ＣＲ’の接点を符号Ｐ（＝（Ｐｘ，Ｐｙ））で示す。

図３の直交座標系において、修正厚み分布関数Ｆ’（ｘ）は以下の３つの部分から構成されている。まず、前縁ＬＥ（ｘ＝０）から修正円弧APと修正円ＣＲ’の接点Ｐ（ｘ＝Ｐｘ）までは、修正円ＣＲ’により構成されている。また、接点Ｐ（ｘ＝Ｐｘ）から修正基準点ＳＴ（ｘ＝ＳＴｘ）までは、修正円弧APにより構成されている。さらに、修正基準点ＳＴ（ｘ＝ＳＴｘ）から後縁ＴＥ（ｘ＝Ｌ）までは、ＮＡＣＡ６５系の厚み分布関数により規定される曲線で構成されている。

修正円ＣＲ’の半径を０．０２Ｌに設定し、修正基準点ＳＴを前縁ＬＥから０．２Ｌの位置（ＳＴｘ＝０．２Ｌ）に設定した場合、修正円弧APと修正円ＣＲ’の接点Ｐは前縁ＬＥから０．０１６９２８８Ｌ（Ｐｘ＝０．０１６９２８８Ｌ）の位置にある。この場合、Ｌ＝１とすると修正厚み分布関数Ｆ’（ｘ）は以下の式（１）〜（５）で表される。

式（１）〜（５）で表される修正厚み分布関数Ｆ’（ｘ）の弦の片側のみを図４及び図５に示す。図４は弦長Ｌ全体を示しているが、図５は前縁付近の肉厚の分布がより明確となるように前縁ＬＥから０．２Ｌの範囲のみを示している。また、図６（Ａ）はＮＡＣＡ６５系の厚み分布関数Ｆ（ｘ）、図６（Ｂ）は修正円ＣＲ’の半径が０．０２Ｌの場合の修正厚み分布関数Ｆ’（ｘ）、図６（Ｃ）は修正円ＣＲ’の半径が０．０３Ｌの場合の修正厚み分布関数Ｆ’（ｘ）をそれぞれ示す。これらの図からも明らかなように、本実施形態の修正厚み分布関数Ｆ’（ｘ）における前縁を含む先端部分の肉厚は、ＮＡＣＡ６５系の厚み分布関数Ｆ（ｘ）における前縁を含む先端付近の肉厚よりも十分大きい。従って、修正厚み分布関数Ｆ’（ｘ）に基づいて肉厚を設定した羽根９は、前縁を含む先端が十分な肉厚を有し、異物に対して十分な強度を有する。また、修正厚み分布関数Ｆ’（ｘ）に基づいて肉厚を設定した羽根９は前縁付近が十分な肉厚を有するので、鋳造により製造する場合に引け巣等の不具合が発生しにくい。

修正厚み分布関数Ｆ’（ｘ）はＮＡＣＡ６５系の厚み分布関数Ｆ（ｘ）の前縁付近だけ（０．５Ｌよりも前縁側）を部分的に修正したものであるので、この修正厚み分布関数Ｆ’（ｘ）を利用して得られる翼型を翼幅方向に変化させて３次元翼形状とする場合にも、滑らかな翼面形状が得られる。

また、修正厚み分布関数Ｆ’（ｘ）はＮＡＣＡ６５系の厚み分布関数Ｆ（ｘ）の前縁付近だけを部分的に修正したものであるので、修正厚み分布関数Ｆ’（ｘ）により肉厚が規定される羽根９について、ＮＡＣＡ６５系の翼型に関する多大な翼列実験資料や設計資料を利用可能である。

修正円ＣＲ’の半径を弦長Ｌの０．００６８７倍よりも大きく設定しているのは、少なくともＮＡＣＡ６５系の厚み分布関数Ｆ（ｘ）（円ＣＲの半径は弦長Ｌの０．００６８７倍）よりも前縁付近の肉厚を大きく設定するためである。また、修正円ＣＲ’の半径を弦長の０．０３倍以下に設定しているのは、修正円ＣＲ’の半径が弦長の０．０３倍よりも大きくなると、前縁ＬＥの肉厚が過度に大きくなって衝突損失が増加するからである。また、修正円ＣＲ’の半径が弦長Ｌの０．０３倍よりも大きくなると、ＮＡＣＡ６５系の厚み分布関数Ｆ（ｘ）との近似性が大幅に損なわれるのでＮＡＣＡ６５系の翼型に関する翼列実験資料や設計資料を利用することが困難となるからである。

本発明は前記実施形態に限定されず種々の変形が可能である。例えば、前記実施形態では修正円弧ＡＰは真円の一部であるが、修正円弧ＡＰは楕円の一部であってもよい。また、軸流ポンプの羽根車が備える羽根を例に本発明を説明したが、本発明はターボ機械の羽根であれば適用対象は特に限定されず、例えばタービンの案内羽根等にも適用できる。

羽根車が本発明の実施形態に係る羽根を有する軸流ポンプの縦断面図。図１のＩ-Ｉ線での断面図。修正厚み分布関数を求める方法を説明するための模式的な線図。ＮＡＣＡ６５系の厚み分布関数と修正厚み分布関数を示す線図（弦長全体）。ＮＡＣＡ６５系の厚み分布関数と修正厚み分布関数を示す線図（弦長の０．２倍まで）。（Ａ）はＮＡＣＡ６５系の厚み分布関数を示す線図、（Ｂ）は修正厚み分布関数（修正円の半径は弦長の０．０２倍）を示す線図、（Ｃ）は修正厚み分布関数（修正円は弦長の０．０３倍）。ピッチ及び弦長比を説明するための模式的な断面図。図３の要部展開図。

符号の説明

１羽根車
２軸流ポンプ
３流路
４外部ケーシング
５固定ベーン
６軸受部
７回転軸
８ボス部
９羽根
９ａ前縁
９ｂ後縁
９ｃ正圧面
９ｄ負圧面
１０原動機
ＣＲ’ 修正円
ＳＴ修正基準点
ＡＰ修正円弧
ＬＥ前縁
ＴＥ後縁

Claims

ターボ機械の羽根であって、
前記羽根の翼型はＮＡＣＡ６５系の厚み分布関数を修正して得られた修正厚み分布関数により肉厚が規定され、
前記ＮＡＣＡ６５系の厚み分布関数における弦、肉厚、及び前縁を、それぞれ横軸、縦軸、及び原点とする直交座標系を設定し、この直交座標系において、
弦長の０．００６８７倍を上回り０．０３倍以下の半径を有し、前記弦上に中心を有し、かつ前縁と接する円を修正円とし、
前記ＮＡＣＡ６５系の厚み分布関数により規定される曲線上にあり、かつ前記前縁から前記弦長の０．５倍以下の位置にある点を修正基準点とし、かつ
前記修正基準点で前記ＮＡＣＡ６５系の厚み分布関数により規定される曲線と接すると共に、前記修正円と接する円弧を修正円弧とすると、
前記修正厚み分布関数は、前記直交座標系において、前記前縁から前記修正円弧と前記修正円の接点までが前記修正円により構成され、前記接点から前記修正基準点までが前記修正円弧により構成され、かつ前記修正基準点から後縁までが前記ＮＡＣＡ６５系の厚み分布関数により規定される曲線で構成されたものであることを特徴とする、ターボ機械の羽根。
前記修正円弧は真円の一部であることを特徴とする、請求項１に記載のターボ機械の羽根。
前記修正円は楕円の一部であることを特徴する、請求項１に記載のターボ機械の羽根。