JP2008151063A - インペラの翼構造、タービン、過給機 - Google Patents

Abstract

【課題】タービンインペラの翼に発生する振動を効果的に抑えることができるインペラの翼構造等を提案する。
【解決手段】ラジアルタービンのインペラの翼Ｂの構造であって、ハブとチップを含む断面形状が、ハブからチップに向かうに従ってインペラの円周方向に徐々に屈曲するように形成される。翼弦方向に沿った断面がハブからチップに向かうに従ってインペラの半径方向に沿った位置から後縁近傍の翼弦方向に徐々に移動させた位置に形成される。
【選択図】図７

Description

本発明は、ラジアルタービン（輻流式タービン）のインペラの翼構造、これを用いたタービン、過給機に関する。

過給機（ターボチャージャ）は、内燃機関の排気ガスにより回転軸を回転させ、その回転軸に連結した圧縮機（コンプレッサ）を作動させて気体を圧縮し、高圧になった気体を内燃機関に供給することで、エンジンの出力や効率を向上させるものである。
近年の過給機では、タービンインペラの上流に複数の可変翼等の前置翼を配置して、低速から高速域まで広い範囲での性能向上させて、低公害化と低燃費の改善を図っている。
特開２００６−１２５５８８号公報

低公害と低燃費の更なる向上を図るため、複数の前置翼とタービンインペラとがより近接するようになってきた。これに伴って、前置翼の後流がタービンインペラの翼（ブレード）を振動させる現象が見受けられるようになってきている。
従来、タービンインペラの翼形状は、半径方向の荷重に対して強くするために、翼のハブ（Hub：翼基端）とチップ(Tip：翼先端)を含む断面形状が、半径方向に対して真っ直ぐに伸びるように形成されている。このため、タービンインペラの振動を抑えるためには、翼の厚みを厚くする方法が主に採られていた。
しかしながら、タービンインペラには、空力的な制約があり、また慣性モーメントの低減が要請されている。このため、翼の厚みを厚くする方法では、空力的な損失や慣性モーメントが増大してしまうため、その調整限界があり、前置翼に起因するタービンインペラの翼の振動を十分に抑えることができない、という問題がある。

本発明は、上述した事情に鑑みてなされたもので、タービンインペラの翼に発生する振動を効果的に抑えることができるインペラの翼構造、タービン、過給機を提案することを目的とする。

本発明に係るインペラの翼構造、タービン、過給機では、上記課題を解決するために以下の手段を採用した。
第一の発明は、ラジアルタービンのインペラの翼構造であって、ハブとチップを含む断面形状がハブからチップに向かうに従って前記インペラの円周方向に徐々に屈曲するように形成されることを特徴とする。

また、前記円周方向は、前記インペラの回転方向又は反回転方向であることを特徴とする。
また、前記翼の前縁側が後縁側よりも屈曲するように形成されることを特徴とする。

また、前記翼は、ハブからチップに向かう翼高さ方向の中間位置よりもチップ側または前記翼の後縁の半径よりも外側のいずれかにおいて、屈曲するように形成されることを特徴とする。

ラジアルタービンのインペラの翼の構造であって、翼弦方向に沿った断面がハブからチップに向かうに従って前記インペラの半径方向に沿った位置から後縁近傍の翼弦方向に徐々に移動させた位置に形成されることを特徴とする。

また、前記後縁近傍の翼弦方向は、前記後縁近傍の翼面に沿って流れる流体の流れ方向又は反流れ方向であることを特徴とする。

第二の発明は、タービンが、第一の発明に係るインペラの翼構造を備えたタービンインペラと、前記タービンインペラに流体を流入させるノズルの断面積を調整する複数の前置翼と、を備えることを特徴とする。

第三の発明は、内燃機関からの排気ガスにより駆動される排気タービンと、前記排気タービンにより回転駆動されるコンプレッサインペラにより前記内燃機関に向けて圧縮空気を供給するコンプレッサと、を有する過給機において、前記排気タービンとして、第二の発明に係るタービンを用いたことを特徴とする。

本発明によれば以下の効果を得ることができる。
本発明に係るインペラの翼構造では、タービンインペラの重量の増大を招くことはなく、翼の翼弦方向前縁側のチップ近傍の剛性を従来例に比べて増大させることができる。このため、翼の共振のうち二次モードの周波数を従来例よりも高い周波数に変移させることができる。そして、二次モードの周波数をタービンインペラの運転領域を越える周波数領域に変移させることで、前置翼に起因する振動周波数と二次モードの共振周波数が一致して翼が励振されて損傷・破壊するという不具合を確実に解消することができる。

本発明に係るタービン、過給機では、タービンインペラの上流に複数の可変翼等の前置翼を配置して、低速から高速域まで広い範囲での性能向上させることができる。そして、低公害と低燃費の向上を図ることができる。

以下、本発明に係るインペラの翼構造、タービン、過給機の実施形態について、図面を参照して説明する。
図１は、本発明の実施形態に係る過給機（ターボチャージャ）１０の全体構成を示す断面図である。図２は、タービンインペラ１１を示す斜視図である。

過給機１０は、排気タービン部Ｔとコンプレッサ部Ｃとから構成される。具体的には、過給機１０は、タービンインペラ１１と、コンプレッサインペラ１２と、タービンインペラ１１とコンプレッサインペラ１２とを連結する回転軸としてのシャフト１３と、これらを囲むハウジング１４と、ハウジング１４内でシャフト１３を回転自在に支持する軸受１５等とを備えており、タービンインペラ１１側が排気タービン部Ｔを、コンプレッサインペラ１２側がコンプレッサ部Ｃを構成する。

タービンインペラ１１とシャフト１３とは溶接等により一体化され、コンプレッサインペラ１２とシャフト１３とはナット等を介して結合されている。
また、ハウジング１４は、タービンハウジング２１、ベアリングハウジング２２、シールプレート２３、及びコンプレッサハウジング２４等が順に連結された構成からなる。

タービンハウジング２１の外周側には、排気ガス入口３１が形成される。この排気ガス入口３１は内燃機関Ｅの排気口Ｅ２に接続されて、内燃機関Ｅから排気ガスが導かれる。
また、タービンハウジング２１には、シャフト１３と同軸上に、排気ガス出口３２が形成される。この排気ガス出口３２は、排気筒（図示せず）等に接続される。

コンプレッサハウジング２４には、シャフト１３と同軸上に、吸気口３３が形成される。この吸気口３３から外気が吸引される。
また、コンプレッサハウジング２４の円周所要位置には、吐出口３４が形成される。この吐出口３４は、内燃機関Ｅの給気口Ｅ１に接続されて、加圧空気を内燃機関Ｅに向けて導く。

このような構成により、内燃機関Ｅから、高温・高圧の排気ガスＧが排気ガス入口３１よりタービンハウジング２１内に流入し、タービンインペラ１１を回転させた後に、排気ガス出口３２より外部に排気される。そして、タービンインペラ１１の回転は、シャフト１３を介して、コンプレッサインペラ１２を伝達される。
これにより、吸気口３３より外気がコンプレッサハウジング２４内に吸入され、更に圧縮された後に、吐出口３４を経て内燃機関Ｅに供給される。なお、シャフト１３の回転数は、例えば数万〜数１０万ｒｐｍ程度となる。

図３は、排気ガス入口３１に配置される可変容量装置５０を示す図である。
可変容量装置５０は、図２に示すように、環状の排気ガス入口３１の円周上に配置された複数のノズルベーン５１によって構成されたベーンノズル５２を備えている。各ノズルベーン５１は、タービンインペラ１１の回転軸と平行に配置された中心軸を中心にして、回動可能に設けられている。
そして、各ノズルベーン５１を同期して回動することで、ベーンノズル５２の流路の大きさを変化させることができ、タービンインペラ１１に向けて供給される排気ガスＧの流速を変えることが可能となっている。

低公害と低燃費の要請から、過給機全体のサイズアップ、即ち重量増加を抑えるとともにタービンでの流れの損失増加を抑えて過給機全体の効率低下を避けるため、各ノズルベーン５１とタービンインペラ１１との距離がより近接する傾向にある。これに伴って、各ノズルベーン５１の後流のタービンインペラ１１の各翼Ｂへの加振力が増加するようになってきた。タービンインペラ１１の各翼Ｂには、タービンインペラ１１の回転数とノズルベーン５１の数に応じた加振力が作用する。
なお、以下、ノズルベーン５１に起因するタービンインペラ１１の翼Ｂの振動を、前置翼励振振動という。

図４は、翼Ｂに発生する振動の周波数を示す図であって、図４（ａ）は翼Ｂのキャンベル線図、図４（ｂ）は従来例のキャンベル線図を示す。キャンベル線図は、縦軸に周波数、横軸にタービンインペラ１１の回転数を示す。
なお、従来例とは、タービンインペラの翼形状が半径方向に対して真っ直ぐに伸びる断面形状（ハブとチップを含む断面）の例をいう（図７，図８の破線参照）。

タービンインペラ１１の翼Ｂは、固有共振周波数を有している。周波数が低いものから、一次モード、二次モード、三次モード（の振動）と呼び、更に高次の振動モードも存在する。これら固有共振周波数は、翼Ｂの形状により定まる。
したがって、図４（ａ），（ｂ）に示すように、タービンインペラ１１の回転数の変化に関わらず、一次モード、二次モードの周波数は、殆ど一定或いは回転数が高くなるに従ってやや低い値を示す。

一方、前置翼励振振動は、タービンインペラ１１の回転数に応じて変動する。このため、タービンインペラ１１の回転数によっては、前置翼励振振動の周波数と固有共振周波数とが一致してしまう場合がある（図４（ａ），図４（ｂ）の丸印部分）。
このような場合には、タービンインペラ１１の翼Ｂが激しく共振するので、インペラの強度を確保するためにタービン効率を犠牲にして、翼の厚みを増やしたり、ノズルとベーンの距離を離したりしなければならなくなる。

タービンインペラ１１の回転数は、翼Ｂの機械的強度等に応じて、上限（使用範囲）が設定される。このため、翼Ｂの固有共振周波数のうち、前置翼励振振動の周波数と一致する可能性があるのは、一次モード及び二次モードである（図４（ａ），図４（ｂ）参照）。
特に、二次モードの周波数と前置翼励振振動の周波数とが一致する場合には、タービンインペラ１１の翼Ｂの強度を十分確保するか、ノズルベーン後流の加振力を十分に低減する必要が生じる（図４（ｂ）参照）。タービンインペラ１１の回転数が高い場合には、翼Ｂには、既に半径方向に大きな力（遠心力）が加わっているため、更に翼Ｂが激しく共振した場合には、容易に翼Ｂの機械的強度を越える力が加わってしまうからである。

このような事情に鑑みて、本実施形態に係るタービンインペラ１１では、図４（ａ）に示すように、翼Ｂの二次モードの周波数と前置翼励振振動の周波数とが一致しないように翼Ｂの形状を規定している。

図５は、タービンインペラ１１の断面図（正中線断面）であって、共振する部位（領域）を示す図である。
タービンインペラ１１は、複数の翼Ｂを備えている（図２参照）。これらの翼Ｂに発生する固有共振振動は、振動モードによって出現する場所が異なっている。
具体的には、図５に示すように、一次モードの振動は、コード方向ＴＥ側のチップ近傍に出現する。一方、二次モードの振動は、コード方向ＬＥ側のチップ近傍に出現する。特に、二次モードの振動は、翼Ｂのハブからチップに向かう翼高さ方向の略中間位置よりもチップ側（矢印Ｐ側）、または翼Ｂの後縁の半径よりも外側（矢印Ｑ側）に出現する。

なお、コード（chord）方向とは翼弦方向（排気ガスＧが翼面に沿って流れる方向、矢印Ｇの方向）を意味する。また、コード方向ＬＥ側は前縁（leading edge）側、コード方向ＴＥ側は後縁（trailing edge）側を示す。

翼Ｂの共振による損傷を回避するためには、一次モードの周波数は、より低く抑えることが好ましい。しかしながら、機械的強度を確保する必要があるため、翼Ｂの剛性を替えずに、一次モードの周波数を従来例とほぼ変わらないようにする。つまり、一次モードの振動が発生する箇所では、翼Ｂは、従来例と同じ形状として、剛性が変化しないようにする（なお、タービンインペラ１１の形成材料は従来例と同一）。

一方、二次モードの周波数は、より高い周波領域に変移させる。具体的には、タービンインペラ１１の運転領域（回転周波数）を越える領域まで上昇させる。二次モードの周波数を、タービンインペラ１１の運転領域を越える領域に変移させることで、前置翼励振振動の周波数と二次モードの振動周波数が一致する可能性がなくなる。
したがって、タービンインペラ１１の翼Ｂの二次モードの周波数における共振を避けることになる。

図６〜図８は、タービンインペラ１１及び翼Ｂの断面図であって、図６は翼Ｂのコード方向に沿った断面図、図７は翼Ｂの半径方向に沿った断面図、図８は翼Ｂのコード方向に直交する方向に沿った断面図である。
図９は、タービンインペラ１１の翼Ｂの形状を示す図であって、従来例の翼形状（左側）と本実施形態の翼Ｂの形状（右側）を比較する図である。図９（ａ）は翼ＢをＬＥ側から見た図、図９（ｂ）は翼Ｂを翼側面から見た図、図９（ｃ）は翼ＢをＴＥ側から見た図である。一般に従来のタービンインペラの流線方向の翼形状は後縁近傍において、曲率変化が小さい。

図６〜図８に示すように、タービンインペラ１１の翼Ｂでは、コード方向ＴＥ側のチップ近傍の形状は変化させずに、コード方向ＬＥ側のチップ近傍の形状のみを変化させている。
具体的には、流線方向後縁側の翼形状の曲率変化が小さいことに着目して、図６に示すように、翼Ｂのコード方向の断面形状自体は従来例から変化させない（図６の断面ＡＡ−ＡＡ，ＡＢ−ＡＢの破線参照）で、翼Ｂのチップ近傍においてコード方向の断面形状を従来例の位置から回転方向に平行移動させたような形状としている。つまり、コード方向に沿った断面の位置がハブからチップに向かう（断面ＡＡ−ＡＡからＡＣ−ＡＣに向かう）に従ってタービンインペラ１１の半径方向に沿った位置からＴＥ近傍のコード方向（矢印Ｇの方向）に徐々に移動させた位置に形成される。
図９に示すように、翼Ｂのチップ近傍において、コード方向の断面形状をＴＥ近傍の翼面に沿って流れる排気ガスＧの流れ方向（図９（ａ）〜（ｃ）の矢印Ｇの方向）に平行移動させたような形状に形成される。

この翼形状を他の断面から見ると、図７及び図８に示すように、ハブとチップを含む断面形状がハブからチップに向かうに従ってタービンインペラ１１の円周方向に徐々に屈曲するように形成される。その円周方向は、タービンインペラ１１の回転方向である。また、翼Ｂのチップ近傍のうち、コード方向ＬＥ側の形状がコード方向ＬＥ側よりも屈曲するように形成される。

このため、翼Ｂの重量の増大を招くことはなく、翼Ｂのコード方向ＬＥ側のチップ近傍の半径方向の断面二次モーメントを増大させることができる。したがって、一次モードの振動が出現する翼Ｂのコード方向ＴＥ側のチップ近傍の形状と剛性を変化させないことで、一次モードの周波数は従来通り低く抑えることができる。
その一方で、二次モードの振動が出現するコード方向ＬＥ側のチップ近傍の剛性を向上させることで、二次モードの周波数のみを従来よりも高い周波数に変移させることができる。また、ＴＥ近傍の翼形状の曲率変化が小さいので、従来例の翼形状に対してＴＥ近傍の流れに与える影響が少なくなる。

図１０は、翼Ｂの他の翼形状を示す図であって、コード方向に沿った断面図である。
翼Ｂのチップ近傍においてコード方向の断面形状を従来例の位置から平行移動させる場合に、図１０に示すように、反回転方向（排気ガスＧの反流れ方向）に平行移動させたような形状としてもよい。言い換えれば、翼Ｂが、ハブとチップを含む断面形状がハブからチップに向かうに従ってタービンインペラ１１の反回転方向に徐々に屈曲するように形成してもよい。

このような形状であっても、図６〜図９に示した翼形状と同様に、翼Ｂの重量の増大を招くことはなく、翼Ｂのコード方向ＬＥ側のチップ近傍の半径方向の断面二次モーメントを増大させることができる。
したがって、一次モードの周波数を従来通り低く抑えつつ、二次モードの周波数を従来例よりも高い周波数に変移させることができる。

以上説明したように、本実施形態のタービンインペラ１１によれば、重量の増大を招くことはなく、また翼Ｂのコード方向ＴＥ側のチップ近傍の形状及び剛性を殆ど変化させずに、各翼Ｂのコード方向ＬＥ側のチップ近傍の剛性（半径方向の断面二次モーメント）を従来例に比べて増大させることができる。
このため、一次モードの周波数は従来例通り低く抑えることができ、その一方で二次モードの周波数のみを従来例よりも高い周波数に変移させることができる。そして、二次モードの周波数をタービンインペラ１１の運転領域を越える周波数領域に変移させることで、前置翼励振振動の周波数と二次モードの共振周波数が一致して翼Ｂが共振することを回避できる。

そして、上述したような翼形状を有すタービンインペラ１１を用いることにより、タービンインペラ１１とノズルベーン５１をより近接させることが可能となる。したがって、過給機１０（排気タービン部Ｔ）では、タービンにおける流れの損失を抑え、過給機の効率を維持しながら、タービンのサイズアップすなわち重量の増加を抑えることができ、低公害と低燃費の向上を図ることができる。

なお、上述した実施の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。

上述した実施形態においては、タービンインペラ１１の翼Ｂのコード方向ＬＥ側において、チップ近傍の形状のみを変化させた形状としているが、これに限らない。タービンインペラ１１の翼Ｂのうち、よりハブ側まで翼形状を変化させてもよい。
また、タービンインペラ１１の翼Ｂのコード方向ＬＥ側のみに限らず、コード方向ＴＥ側まで翼形状を変化させる場合であってもよい。
いずれの場合であっても、翼Ｂに発生する二次モードの共振周波数をタービンインペラ１１の運転領域を越える周波数領域に変移させるために必要な範囲で翼形状を変化させればよい。そして、その翼形状としては、翼Ｂのハブとチップを含む断面形状がハブからチップに向かうに従ってタービンインペラ１１の円周方向に徐々に屈曲するように形成される。

本発明の実施形態に係る過給機１０の全体構成を示す断面図である。 本実施形態に係るタービンインペラ１１を示す斜視図である。 排気ガス入口３１に配置される可変容量装置５０を示す図である。 翼Ｂに発生する振動の周波数を示す図である。 タービンインペラ１１の断面図であって、共振する部位（領域）を示す図である。 翼Ｂのコード方向に沿った断面図である。 翼Ｂの半径方向に沿った断面図である。 翼Ｂのコード方向に直交する方向に沿った断面図である。 翼Ｂの形状を示す図（従来例の翼形状と本実施形態の翼Ｂの形状を比較する図）である。 翼Ｂの他の翼形状を示す図であって、コード方向に沿った断面図である。

符号の説明

１０…過給機
１１…タービンインペラ
１２…コンプレッサインペラ
５１…ノズルベーン
Ｃ…コンプレッサ部
Ｔ…排気タービン部
Ｅ…内燃機関
Ｇ…排気ガス
Ｂ…翼

Claims (8)

1. ラジアルタービンのインペラの翼構造であって、
   ハブとチップを含む断面形状がハブからチップに向かうに従って前記インペラの円周方向に徐々に屈曲するように形成されることを特徴とするインペラの翼構造。
2. 前記円周方向は、前記インペラの回転方向又は反回転方向であることを特徴とする請求項１に記載のインペラの翼構造。
3. 前記翼の前縁側が後縁側よりも屈曲するように形成されることを特徴とする請求項１又は請求項２に記載のインペラの翼構造。
4. 前記翼は、ハブからチップに向かう翼高さ方向の中間位置よりもチップ側または前記翼の後縁の半径よりも外側のいずれかにおいて、屈曲するように形成されることを特徴とする請求項１から請求項３のうちいずれか一項に記載のインペラの翼構造。
5. ラジアルタービンのインペラの翼の構造であって、
   翼弦方向に沿った断面がハブからチップに向かうに従って前記インペラの半径方向に沿った位置から後縁近傍の翼弦方向に徐々に移動させた位置に形成されることを特徴とするインペラの翼構造。
6. 前記後縁近傍の翼弦方向は、前記後縁近傍の翼面に沿って流れる流体の流れ方向又は反流れ方向であることを特徴とする請求項４に記載のインペラの翼構造。
7. 請求項１から請求項６のうちいずれか一項に記載のインペラの翼構造を備えたタービンインペラと、
   前記タービンインペラに流体を流入させるノズルの断面積を調整する複数の前置翼と、
   を備えることを特徴とするタービン。
8. 内燃機関からの排気ガスにより駆動される排気タービンと、
   前記排気タービンにより回転駆動されるコンプレッサインペラにより前記内燃機関に向けて圧縮空気を供給するコンプレッサと、を有する過給機において、
   前記排気タービンとして、請求項７に記載のタービンを用いたことを特徴とする過給機。

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