JP2008133765A - タービンインペラ - Google Patents
タービンインペラ Download PDFInfo
- Publication number
- JP2008133765A JP2008133765A JP2006320172A JP2006320172A JP2008133765A JP 2008133765 A JP2008133765 A JP 2008133765A JP 2006320172 A JP2006320172 A JP 2006320172A JP 2006320172 A JP2006320172 A JP 2006320172A JP 2008133765 A JP2008133765 A JP 2008133765A
- Authority
- JP
- Japan
- Prior art keywords
- turbine
- angle
- mean
- tip
- blade
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Pending
Links
Images
Landscapes
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Abstract
【課題】タービン容量が小さくなることを抑制しつつ損失成分を減少させることでラジアルタービンの性能向上を図る。
【解決手段】主軸に直角な半径方向から流入する流体を主軸方向に吐出するラジアルタービンに搭載されるタービンインペラであって、前記主軸周りに複数設置されるタービン翼を備え、該タービン翼の流体出口後縁部の羽根角のうち、ミーン部の羽根角βMEANが、チップ部の羽根角βTIP、前記主軸から前記ミーン部までの距離RMEAN、及び、前記主軸からチップ部までの距離RTIPに基づく下式(1)に基づく角度に設定されていることを特徴とするタービンインペラ。
βMEAN>tan−1{tanβTIP・RMEAN/RTIP}……(1)
【選択図】図4
【解決手段】主軸に直角な半径方向から流入する流体を主軸方向に吐出するラジアルタービンに搭載されるタービンインペラであって、前記主軸周りに複数設置されるタービン翼を備え、該タービン翼の流体出口後縁部の羽根角のうち、ミーン部の羽根角βMEANが、チップ部の羽根角βTIP、前記主軸から前記ミーン部までの距離RMEAN、及び、前記主軸からチップ部までの距離RTIPに基づく下式(1)に基づく角度に設定されていることを特徴とするタービンインペラ。
βMEAN>tan−1{tanβTIP・RMEAN/RTIP}……(1)
【選択図】図4
Description
本発明は、主軸に直角な半径方向から流入する流体を主軸方向に吐出するラジアルタービンに搭載されるタービンインペラに関するものである。
従来から、タービンの性能向上等を目的として、タービンインペラが備える複数のタービン翼のキャンバー面を三次元化する場合がある。
例えば、特許文献1には、軸流タービンのタービン翼のキャンバー面を三次元化することによってタービンの性能向上を図る技術が記載されている。
特開平6−272504号公報
例えば、特許文献1には、軸流タービンのタービン翼のキャンバー面を三次元化することによってタービンの性能向上を図る技術が記載されている。
ところで、主軸に直角な半径方向から流入する流体を主軸方向に吐出するラジアルタービンのなかには、タービン翼の羽根角(主軸に対するキャンバー面の角度)がラジアル要素に基づく角度に設定されているものがある。なお、ラジアル要素とは、タービン翼を主軸に対して直交する面で切断した場合に、タービン翼の高さ方向の所定箇所とチップ部との位置関係が、主軸を通る直線上に位置する条件を満たすことを示す。
このようなラジアル要素に基づいて羽根角が設定されるタービン翼においては、ある一箇所(例えばチップ部)の羽根角が決定されれば、チップ部からハブ部に渡る全ての箇所の羽根角すなわちキャンバー面形状が主軸からの距離に応じて一義的に決定される。
しかしながら、ラジアルタービンのタービンインペラにおけるタービン翼の羽根角をラジアル要素に基づいて設定する最大の理由は製造性を向上させるためであり、タービンの性能向上を図るためではない。タービン翼の羽根角をラジアル要素に基づいて設定した場合には、タービンインペラから吐出される流体の絶対流れに旋回速度が生じ、損失成分が生じることとなる。
そこで、ラジアルタービンの性能向上を図ることが可能なタービン翼の形状が求められている。
このようなラジアル要素に基づいて羽根角が設定されるタービン翼においては、ある一箇所(例えばチップ部)の羽根角が決定されれば、チップ部からハブ部に渡る全ての箇所の羽根角すなわちキャンバー面形状が主軸からの距離に応じて一義的に決定される。
しかしながら、ラジアルタービンのタービンインペラにおけるタービン翼の羽根角をラジアル要素に基づいて設定する最大の理由は製造性を向上させるためであり、タービンの性能向上を図るためではない。タービン翼の羽根角をラジアル要素に基づいて設定した場合には、タービンインペラから吐出される流体の絶対流れに旋回速度が生じ、損失成分が生じることとなる。
そこで、ラジアルタービンの性能向上を図ることが可能なタービン翼の形状が求められている。
本発明は、上述する問題点に鑑みてなされたもので、ラジアルタービンの性能向上を図れるタービン翼形状を提供することを目的とする。
上記目的を達成するために、本発明は、主軸に直角な半径方向から流入する流体を主軸方向に吐出するラジアルタービンに搭載されるタービンインペラであって、前記主軸周りに複数設置されるタービン翼を備え、該タービン翼の流体出口後縁部の羽根角のうち、ミーン部の羽根角βMEANが、チップ部の羽根角βTIP、前記主軸から前記ミーン部までの距離RMEAN、及び、前記主軸からチップ部までの距離RTIPに基づく下式(1)に基づく角度に設定されていることを特徴とする。
βMEAN>tan−1{tanβTIP・RMEAN/RTIP}……(1)
βMEAN>tan−1{tanβTIP・RMEAN/RTIP}……(1)
式(1)は、ミーン部の羽根角βMEANが、所定の角度に設定されたチップ部の羽根角βTIPからラジアル要素に基づいた場合の角度よりも大きな角度に設定されることを示している。つまり、上述のような特徴を有する本発明によれば、タービン翼の流体出口後縁部のミーン部の羽根角が、チップ部からラジアル要素に基づいた場合の角度よりも大きな角度に設定されている。
また、本発明においては、ミーン部の羽根角βMEANが、下式(2)に基づく角度に設定されているという構成を採用する。
βMEAN≧tan−1{tanβTIP・RMEAN/RTIP}+5°……(2)
βMEAN≧tan−1{tanβTIP・RMEAN/RTIP}+5°……(2)
また、本発明においては、ハブ部の羽根角βHUBが、下式(3)に基づく角度に設定されているという構成を採用する。
βHUB=tan−1{tanβTIP・RHUB/RTIP}……(3)
βHUB=tan−1{tanβTIP・RHUB/RTIP}……(3)
本発明によれば、タービン翼の流体出口後縁部のミーン部の羽根角が、チップ部からラジアル要素に基づいた場合の角度よりも大きな角度に設定されている。
タービン翼のチップ部近傍ではミーン部近傍と比較して相対的に流体の流量が多いが、周速度が速いために流体の流れが羽根面から剥離し、羽根角に沿って流れる量が少ない(流れの方向性が弱い)。また、タービン翼のミーン部近傍ではチップ部近傍と比較して相対的に流量が少ないが、周速度が遅いために剥離は生じず羽根面に沿って流れる量が多い(流れの方向性が強い)。また、羽根角を大きく設定すれば、相対流れ角が大きくなるもののスロート面積が減少し、タービン容量が低減する。
そこで、本発明のように、流量が少なく流れの方向性が強いミーン部の羽根角を、チップ部からラジアル要素に基づいた場合の角度よりも大きな角度に設定することによって、スロート面積の減少を抑制しつつ、相対流れ角を大きくすることができる。すなわち、タービン容量の低減を抑制しつつ、絶対流れの旋回速度を小さくして損失成分を小さくすることができる。
したがって、本発明によれば、タービン容量が小さくなることを抑制しつつ損失成分を減少させることができるため、ラジアルタービンの性能向上を図ることができる。
タービン翼のチップ部近傍ではミーン部近傍と比較して相対的に流体の流量が多いが、周速度が速いために流体の流れが羽根面から剥離し、羽根角に沿って流れる量が少ない(流れの方向性が弱い)。また、タービン翼のミーン部近傍ではチップ部近傍と比較して相対的に流量が少ないが、周速度が遅いために剥離は生じず羽根面に沿って流れる量が多い(流れの方向性が強い)。また、羽根角を大きく設定すれば、相対流れ角が大きくなるもののスロート面積が減少し、タービン容量が低減する。
そこで、本発明のように、流量が少なく流れの方向性が強いミーン部の羽根角を、チップ部からラジアル要素に基づいた場合の角度よりも大きな角度に設定することによって、スロート面積の減少を抑制しつつ、相対流れ角を大きくすることができる。すなわち、タービン容量の低減を抑制しつつ、絶対流れの旋回速度を小さくして損失成分を小さくすることができる。
したがって、本発明によれば、タービン容量が小さくなることを抑制しつつ損失成分を減少させることができるため、ラジアルタービンの性能向上を図ることができる。
以下、図面を参照して、本発明に係るタービンインペラの一実施形態について説明する。なお、以下の図面において、各部材を認識可能な大きさとするために、各部材の縮尺を適宜変更している。
図1は、本実施形態のタービンインペラ1の斜視図である。
タービンインペラ1は、ラジアルタービンに設置され、半径方向から流入する流体を主軸L方向に吐出するものである。このタービンインペラ1は、例えば鋳物として形成されており、主軸L周りにタービン翼2が複数設置されている。
タービンインペラ1は、ラジアルタービンに設置され、半径方向から流入する流体を主軸L方向に吐出するものである。このタービンインペラ1は、例えば鋳物として形成されており、主軸L周りにタービン翼2が複数設置されている。
図2は、タービンインペラ1の要部側面図である。また、図3はタービンインペラ1の要部側面を模式的に示した図である。
タービン翼2は、タービンインペラ1の半径方向をタービン翼2の高さ方向とした場合に、タービン翼2の高さ方向における主軸L側の端部がハブ部21、高さ方向における主軸Lと反対側の端部がチップ部22、ハブ部21からチップ部22までの距離の中央に位置する箇所がミーン部23とされている。
そして、ハブ部21からチップ部22に亘って形成されるキャンバー面24においてタービンインペラ1の周方向から流れてきた流体を受けることによって、タービンインペラ1が主軸L周りに回転される。また、キャンバー面24において受けた流体は、一方のタービン翼2,2間を通過し、タービン翼2の流体出口後縁部25側から吐出される。
なお、本実施形態のタービンインペラ1において、タービン翼2,2間の最小開口部位(一方のタービン翼2の流体出口後縁部25と他方のタービン翼2の略中央部26との間)がスロート27とされている。このスロート27の面積が広いほどより多量の流体を通過させることができ、タービンインペラ1が搭載されるラジアルタービンの容量が大きくなる。
タービン翼2は、タービンインペラ1の半径方向をタービン翼2の高さ方向とした場合に、タービン翼2の高さ方向における主軸L側の端部がハブ部21、高さ方向における主軸Lと反対側の端部がチップ部22、ハブ部21からチップ部22までの距離の中央に位置する箇所がミーン部23とされている。
そして、ハブ部21からチップ部22に亘って形成されるキャンバー面24においてタービンインペラ1の周方向から流れてきた流体を受けることによって、タービンインペラ1が主軸L周りに回転される。また、キャンバー面24において受けた流体は、一方のタービン翼2,2間を通過し、タービン翼2の流体出口後縁部25側から吐出される。
なお、本実施形態のタービンインペラ1において、タービン翼2,2間の最小開口部位(一方のタービン翼2の流体出口後縁部25と他方のタービン翼2の略中央部26との間)がスロート27とされている。このスロート27の面積が広いほどより多量の流体を通過させることができ、タービンインペラ1が搭載されるラジアルタービンの容量が大きくなる。
そして、本実施形態のタービンインペラ1においては、タービン翼2の流体出口後縁部25におけるミーン部23の羽根角が、上式(2)に基づいて設定されている。式(2)は、ミーン部23の羽根角βMEANが、所定の角度に設定されたチップ部22の羽根角βTIPからラジアル要素に基づいた場合の角度に対して5°以上大きな角度設定されていることを示している。
また、本実施形態のタービンインペラ1においては、タービン翼2の流体出口後縁部25におけるハブ部21の羽根角が、上式(3)に基づいて設定されている。式(3)は、ハブ部21の羽根角βHUBが、所定の角度に設定されたチップ部22の羽根角βTIPからラジアル要素に基づいた場合の角度に設定されていることを示している。
また、本実施形態のタービンインペラ1においては、タービン翼2の流体出口後縁部25におけるハブ部21の羽根角が、上式(3)に基づいて設定されている。式(3)は、ハブ部21の羽根角βHUBが、所定の角度に設定されたチップ部22の羽根角βTIPからラジアル要素に基づいた場合の角度に設定されていることを示している。
つまり、本実施形態のタービンインペラ1においては、図4に示すように、タービン翼2の流体出口後縁部25のミーン部23の羽根角が、チップ部22からラジアル要素に基づいた場合の角度に対して5°以上大きな角度に設定されている。また、本実施形態のタービンインペラ1によれば、タービン翼2の流体出口後縁部25のハブ部21の羽根角が、チップ部22からラジアル要素に基づいた場合の角度に設定されている。
なお、図4において、横軸がタービン翼の位置を示し、縦軸が羽根角を示している。また、羽根角とは、主軸Lに対するキャンバー面24の角度である。また、ラジアル要素に基づいて設定される角度とは、タービン翼2を主軸Lに対して直交する面で切断した場合に、タービン翼2の高さ方向の所定箇所とチップ部22との位置関係が、主軸Lを通る直線上に位置する条件を満たすように設定された角度のことを示す。つまり、本実施形態のタービンインペラ1においては、タービン翼2を主軸Lに対して直交する面で切断した場合に、チップ部22とハブ部21とを結ぶ直線が主軸Lを通る。
なお、図4において、横軸がタービン翼の位置を示し、縦軸が羽根角を示している。また、羽根角とは、主軸Lに対するキャンバー面24の角度である。また、ラジアル要素に基づいて設定される角度とは、タービン翼2を主軸Lに対して直交する面で切断した場合に、タービン翼2の高さ方向の所定箇所とチップ部22との位置関係が、主軸Lを通る直線上に位置する条件を満たすように設定された角度のことを示す。つまり、本実施形態のタービンインペラ1においては、タービン翼2を主軸Lに対して直交する面で切断した場合に、チップ部22とハブ部21とを結ぶ直線が主軸Lを通る。
従来のラジアルタービンに設置されるタービンインペラでは、タービン翼の流体出口後縁部の羽根角がチップ部からハブ部に亘って全て上記ラジアル要素に基づいて設定されている。このような従来のタービンインペラでは、ハブ部側からチップ部側に向かうにつれて羽根角が徐々に大きくなっていく。
なお、タービンインペラにおいて、タービン翼のチップ部近傍では、タービン翼間が相対的に広いことから流体の流量が多いが、周速度が速いために流体の流れが羽根面から剥離し、羽根角に沿って流れる量が少ない(流れの方向性が弱い)。また、ミーン部近傍では、タービン翼間が相対的に狭いことから流体の流量は少ないが、周速度が遅いために剥離は生じず羽根面に沿って流れる量が多い(流れの方向性が強い)。また、ハブ部近傍においては、タービン翼間が極めて狭いため、相対的に極めて少量の流体のみが流れる。
なお、タービンインペラにおいて、タービン翼のチップ部近傍では、タービン翼間が相対的に広いことから流体の流量が多いが、周速度が速いために流体の流れが羽根面から剥離し、羽根角に沿って流れる量が少ない(流れの方向性が弱い)。また、ミーン部近傍では、タービン翼間が相対的に狭いことから流体の流量は少ないが、周速度が遅いために剥離は生じず羽根面に沿って流れる量が多い(流れの方向性が強い)。また、ハブ部近傍においては、タービン翼間が極めて狭いため、相対的に極めて少量の流体のみが流れる。
このような従来のタービンインペラにおけるミーン部から吐出される流体は、図5の速度三角形に示すように、主軸Lに対する相対流れ速度w11の角度βが十分に大きくない。このため、タービンインペラの周速度u11により、流体の絶対流れ速度v11に主軸方向流れ速度v12及び旋回速度v13が含まれることとなる。この旋回速度v13は、損失成分となるため、ラジアルタービンの効率が低下することとなる。
このような旋回速度v13は、上述のように主軸に対する相対流れ速度w11の角度が十分に大きくないことにその発生原因がある。相対流れ速度w11は、タービン翼のキャンバー面に沿う方向である。このため、タービン翼の流体出口後縁部全体の羽根角をラジアル要素に基づく角度よりも均一に大きく設定し、相対流れ速度を主軸と直交する面に対して大きくすることによって、主軸に対する相対流れ速度w11の角度を大きくし旋回速度v13の発生を抑制することができる。しかしながら、このような場合には、タービン翼同士が接近することとなり、スロート27の面積が減少する。このため、タービンインペラが搭載されるラジアルタービンの容量が小さくなってしまう。
このような旋回速度v13は、上述のように主軸に対する相対流れ速度w11の角度が十分に大きくないことにその発生原因がある。相対流れ速度w11は、タービン翼のキャンバー面に沿う方向である。このため、タービン翼の流体出口後縁部全体の羽根角をラジアル要素に基づく角度よりも均一に大きく設定し、相対流れ速度を主軸と直交する面に対して大きくすることによって、主軸に対する相対流れ速度w11の角度を大きくし旋回速度v13の発生を抑制することができる。しかしながら、このような場合には、タービン翼同士が接近することとなり、スロート27の面積が減少する。このため、タービンインペラが搭載されるラジアルタービンの容量が小さくなってしまう。
これに対し、本実施形態のタービンインペラ1においては、タービン翼2の流体出口後縁部25のミーン部23の羽根角のみが、チップ部22からラジアル要素に基づいた場合の角度よりも大きな角度に設定されている。
すなわち、本実施形態のタービンインペラ1においては、流体の流量が相対的に多くかつ流れの方向性が相対的に弱いチップ部22と、流体の流量が極めて少量のハブ部21の羽根角がラジアル要素に基づく角度に設定されている。一方、流体の流量がチップ部22と比較して少なくかつ流れの方向性がチップ部22近傍と比較して強いミーン部23の羽根角がラジアル要素に基づく角度よりも大きく設定されている。
すなわち、本実施形態のタービンインペラ1においては、流体の流量が相対的に多くかつ流れの方向性が相対的に弱いチップ部22と、流体の流量が極めて少量のハブ部21の羽根角がラジアル要素に基づく角度に設定されている。一方、流体の流量がチップ部22と比較して少なくかつ流れの方向性がチップ部22近傍と比較して強いミーン部23の羽根角がラジアル要素に基づく角度よりも大きく設定されている。
このような本実施形態のタービンインペラ1によれば、流量が少なく流れの方向性が強いミーン部23の羽根角を、チップ部22からラジアル要素に基づいた場合の角度よりも大きな角度に設定することによって、スロート27の面積の減少を抑制しつつ、相対流れ角を大きくすることができる。すなわち、タービン容量の低減を抑制しつつ、絶対流れの旋回速度を小さくして損失成分を小さくすることができる。
したがって、本実施形態のタービンインペラ1によれば、タービン容量が小さくなることを抑制しつつ損失成分を減少させることができるため、ラジアルタービンの性能向上を図ることができる。
したがって、本実施形態のタービンインペラ1によれば、タービン容量が小さくなることを抑制しつつ損失成分を減少させることができるため、ラジアルタービンの性能向上を図ることができる。
図6は、ミーン部23の羽根角を、チップ部22からラジアル要素に基づく角度βよりも5°大きく設定した場合の速度三角形である。
この図に示すように、ミーン部23の羽根角を、チップ部22からラジアル要素に基づく角度βよりも5°大きく設定した場合には、図5と比較することから分かるように、ミーン部の羽根角を、チップ部22からラジアル要素に基づく角度に設定した場合と比較して絶対流れ速度の旋回速度が小さくなっている。具体的には、ミーン部23の羽根角を、チップ部22からラジアル要素に基づく角度βよりも5°大きく設定した場合には、従来と比較して、絶対流れ速度の旋回速度を80%程度とすることができる。
この図に示すように、ミーン部23の羽根角を、チップ部22からラジアル要素に基づく角度βよりも5°大きく設定した場合には、図5と比較することから分かるように、ミーン部の羽根角を、チップ部22からラジアル要素に基づく角度に設定した場合と比較して絶対流れ速度の旋回速度が小さくなっている。具体的には、ミーン部23の羽根角を、チップ部22からラジアル要素に基づく角度βよりも5°大きく設定した場合には、従来と比較して、絶対流れ速度の旋回速度を80%程度とすることができる。
また、図7は、ミーン部23の羽根角を、チップ部22からラジアル要素に基づく角度βよりも10°大きく設定した場合の速度三角形である。
この図に示すように、ミーン部23の羽根角を、チップ部22からラジアル要素に基づく角度βよりも10°大きく設定した場合には、図5と比較することから分かるように、ミーン部の羽根角を、チップ部22からラジアル要素に基づく角度に設定した場合と比較して絶対流れ速度の旋回速度がさらに小さくなっている。具体的には、ミーン部23の羽根角を、チップ部22からラジアル要素に基づく角度βよりも10°大きく設定した場合には、従来と比較して、絶対流れ速度の旋回速度を58%程度とすることができる。
この図に示すように、ミーン部23の羽根角を、チップ部22からラジアル要素に基づく角度βよりも10°大きく設定した場合には、図5と比較することから分かるように、ミーン部の羽根角を、チップ部22からラジアル要素に基づく角度に設定した場合と比較して絶対流れ速度の旋回速度がさらに小さくなっている。具体的には、ミーン部23の羽根角を、チップ部22からラジアル要素に基づく角度βよりも10°大きく設定した場合には、従来と比較して、絶対流れ速度の旋回速度を58%程度とすることができる。
図8は、ミーン部23の羽根角をチップ部22からラジアル要素に基づく角度βよりも5〜15°大きく設定した場合における、ラジアルタービンのタービン効率の変化について示すグラフである。
なお、図8のグラフにおいて、横軸が、羽根角のラジアル要素に基づく角度からの増加分(羽根角増加分)を示し、縦軸が、従来のタービン効率を1とするタービン効率比を示している。
そして、図8から分かるように、羽根角のラジアル要素に基づく角度からの増加分が5°以上の場合には、タービン効率比が1.01を越える性能向上を図ることが可能となる。すなわち、ミーン部23の羽根角が、上式(2)に基づく角度に設定されていることによって、タービン効率比が1.01を越える性能向上を図ることが可能となる。
なお、図8のグラフにおいて、横軸が、羽根角のラジアル要素に基づく角度からの増加分(羽根角増加分)を示し、縦軸が、従来のタービン効率を1とするタービン効率比を示している。
そして、図8から分かるように、羽根角のラジアル要素に基づく角度からの増加分が5°以上の場合には、タービン効率比が1.01を越える性能向上を図ることが可能となる。すなわち、ミーン部23の羽根角が、上式(2)に基づく角度に設定されていることによって、タービン効率比が1.01を越える性能向上を図ることが可能となる。
以上、図面を参照しながら本発明に係るタービンインペラの好適な実施形態について説明したが、本発明は上記実施形態に限定されないことは言うまでもない。上述した実施形態において示した各構成部材の諸形状や組み合わせ等は一例であって、本発明の主旨から逸脱しない範囲において設計要求等に基づき種々変更可能である。
例えば、上記実施形態においては、タービン翼2の流体出口後縁部25のハブ部21の羽根角が、チップ部22からラジアル要素に基づいた場合の角度に設定されている構成について説明した。しかしながら、本発明はこれに限定されるものではなく、図9に示すように、タービン翼2の流体出口後縁部25のハブ部21の羽根角が、チップ部22からラジアル要素に基づいた場合の角度に対して5°以上大きな角度に設定されている構成を採用する場合もある。
すなわち、ハブ部21の羽根角βHUBを、下式(4)に基づく角度に設定しても良い。
βHUB>tan−1{tanβTIP・RHUB/RTIP}……(4)
なお、ハブ部21の羽根角を式(3)、式(4)のいずれの式を用いて設定するかは、タービン翼の成形工程の容易度を考慮して決定すれば良い。
すなわち、ハブ部21の羽根角βHUBを、下式(4)に基づく角度に設定しても良い。
βHUB>tan−1{tanβTIP・RHUB/RTIP}……(4)
なお、ハブ部21の羽根角を式(3)、式(4)のいずれの式を用いて設定するかは、タービン翼の成形工程の容易度を考慮して決定すれば良い。
また、上記実施形態においては、主軸Lからチップ部22までの距離の半分に位置する部位であるミーン部23の羽根角が最大角度とされている構成について説明したが、本発明はこれに限定されるものではなく、主軸Lからチップ部22までの距離の半分からずれた位置の羽根角が最大角度とされていても良い。
また、上記実施形態においては、流体の流れの全成分が主軸に直角な半径方向から流入するタービンインペラについて説明した。
しかしながら、本発明はこれに限定されるものではなく、流体の流れの一部が主軸に直角な半径方向から流入する、すなわち、流入する流体の流れに主軸に直角な半径方向成分が含まれるタービンインペラに適用することができ、例えば、斜流タービンのタービンインペラに適用することも可能である。
しかしながら、本発明はこれに限定されるものではなく、流体の流れの一部が主軸に直角な半径方向から流入する、すなわち、流入する流体の流れに主軸に直角な半径方向成分が含まれるタービンインペラに適用することができ、例えば、斜流タービンのタービンインペラに適用することも可能である。
1……タービンインペラ、2……タービン翼、21……ハブ部、22……チップ部、23……ミーン部、27……スロート、L……主軸
Claims (3)
- 主軸に直角な半径方向から流入する流体を主軸方向に吐出するラジアルタービンに搭載されるタービンインペラであって、
前記主軸周りに複数設置されるタービン翼を備え、該タービン翼の流体出口後縁部の羽根角のうち、
ミーン部の羽根角βMEANが、チップ部の羽根角βTIP、前記主軸から前記ミーン部までの距離RMEAN、及び、前記主軸からチップ部までの距離RTIPに基づく下式(1)に基づく角度に設定されていることを特徴とするタービンインペラ。
βMEAN>tan−1{tanβTIP・RMEAN/RTIP}……(1) - ミーン部の羽根角βMEANが、下式(2)に基づく角度に設定されていることを特徴とする請求項1記載のタービンインペラ。
βMEAN≧tan−1{tanβTIP・RMEAN/RTIP}+5°……(2) - ハブ部の羽根角βHUBが、下式(3)に基づく角度に設定されていることを特徴とする請求項1または2記載のタービンインペラ。
βHUB=tan−1{tanβTIP・RHUB/RTIP}……(3)
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
JP2006320172A JP2008133765A (ja) | 2006-11-28 | 2006-11-28 | タービンインペラ |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
JP2006320172A JP2008133765A (ja) | 2006-11-28 | 2006-11-28 | タービンインペラ |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
JP2008133765A true JP2008133765A (ja) | 2008-06-12 |
Family
ID=39558784
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
JP2006320172A Pending JP2008133765A (ja) | 2006-11-28 | 2006-11-28 | タービンインペラ |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
JP (1) | JP2008133765A (ja) |
Cited By (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
WO2010150567A1 (ja) | 2009-06-26 | 2010-12-29 | 三菱重工業株式会社 | タービンロータ |
WO2020110257A1 (ja) * | 2018-11-29 | 2020-06-04 | 三菱重工エンジン&ターボチャージャ株式会社 | タービン動翼及びタービン |
-
2006
- 2006-11-28 JP JP2006320172A patent/JP2008133765A/ja active Pending
Cited By (12)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
WO2010150567A1 (ja) | 2009-06-26 | 2010-12-29 | 三菱重工業株式会社 | タービンロータ |
JP2011007141A (ja) * | 2009-06-26 | 2011-01-13 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | タービンロータ |
CN102459818A (zh) * | 2009-06-26 | 2012-05-16 | 三菱重工业株式会社 | 涡轮转子 |
KR101326470B1 (ko) | 2009-06-26 | 2013-11-07 | 미츠비시 쥬고교 가부시키가이샤 | 터빈 로터 |
CN102459818B (zh) * | 2009-06-26 | 2014-11-19 | 三菱重工业株式会社 | 涡轮转子 |
US9039374B2 (en) | 2009-06-26 | 2015-05-26 | Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. | Turbine rotor |
US9353630B2 (en) | 2009-06-26 | 2016-05-31 | Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. | Turbine rotor |
WO2020110257A1 (ja) * | 2018-11-29 | 2020-06-04 | 三菱重工エンジン&ターボチャージャ株式会社 | タービン動翼及びタービン |
CN111819347A (zh) * | 2018-11-29 | 2020-10-23 | 三菱重工发动机和增压器株式会社 | 涡轮机动叶片及涡轮机 |
JPWO2020110257A1 (ja) * | 2018-11-29 | 2021-09-02 | 三菱重工エンジン&ターボチャージャ株式会社 | タービン動翼及びタービン |
JP7024117B2 (ja) | 2018-11-29 | 2022-02-22 | 三菱重工エンジン&ターボチャージャ株式会社 | タービン動翼及びタービン |
CN111819347B (zh) * | 2018-11-29 | 2022-06-07 | 三菱重工发动机和增压器株式会社 | 涡轮机动叶片及涡轮机 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
US11085461B2 (en) | Centrifugal compressor and turbocharger | |
JP5300874B2 (ja) | 非軸対称プラットフォームならびに外輪上の陥没および突起を備えるブレード | |
US9394911B2 (en) | Axial flow fan | |
WO2011043125A1 (ja) | 遠心圧縮機のインペラ | |
JP4943817B2 (ja) | 軸流ファン | |
US7476081B2 (en) | Centrifugal compressing apparatus | |
JP5562566B2 (ja) | 流体機械用翼体 | |
JP7082948B2 (ja) | 遠心圧縮機、ターボチャージャ | |
EP3214317B1 (en) | Turbofan, and indoor unit for air conditioning device | |
JP2007113474A (ja) | 送風機 | |
JP4867950B2 (ja) | 送風機 | |
EP3299635A1 (en) | Scroll casing and centrifugal compressor | |
JP2009068361A (ja) | 送風機 | |
JP6559805B2 (ja) | 圧縮機インペラ及びその製造方法 | |
JP2008133765A (ja) | タービンインペラ | |
JP2012047085A (ja) | タービンインペラ | |
JP6746943B2 (ja) | 遠心圧縮機インペラ | |
WO2016181463A1 (ja) | 軸流送風機 | |
JP5011657B2 (ja) | 軸流型羽根車 | |
JP5905059B2 (ja) | 渦巻ポンプ | |
JP2008133766A (ja) | タービンインペラ | |
JP2007205230A (ja) | 送風機羽根車 | |
JP5233465B2 (ja) | 多段斜流ポンプ | |
JP2005220797A (ja) | タービン | |
JP5649608B2 (ja) | 軸流送風機 |