JP2012047085A - タービンインペラ - Google Patents
タービンインペラ Download PDFInfo
- Publication number
- JP2012047085A JP2012047085A JP2010189064A JP2010189064A JP2012047085A JP 2012047085 A JP2012047085 A JP 2012047085A JP 2010189064 A JP2010189064 A JP 2010189064A JP 2010189064 A JP2010189064 A JP 2010189064A JP 2012047085 A JP2012047085 A JP 2012047085A
- Authority
- JP
- Japan
- Prior art keywords
- turbine
- impeller
- axis
- trailing edge
- shape
- 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
Abstract
【課題】応力が集中する部分の応力の増大を避けながら、かつ、ウェークの発生による損失の発生を避けるタービンインペラを提供する。
【解決手段】回転軸11に直角な半径方向から流入する流体を回転軸11の方向に放出するタービンに搭載されるタービンインペラ10であって、回転軸11回りに複数設置されるタービン翼12を備え、タービン翼12の羽根の厚さがハブ面15からチップ面16に向けて薄くなっており、タービン翼12の後縁14形状は断面が半楕円形状になっている。
【選択図】図3
【解決手段】回転軸11に直角な半径方向から流入する流体を回転軸11の方向に放出するタービンに搭載されるタービンインペラ10であって、回転軸11回りに複数設置されるタービン翼12を備え、タービン翼12の羽根の厚さがハブ面15からチップ面16に向けて薄くなっており、タービン翼12の後縁14形状は断面が半楕円形状になっている。
【選択図】図3
Description
本発明は、回転軸に垂直または垂直に近い方向に流入する流体を軸方向に流出させるタービンインペラに関する。
ラジアルタービンのインペラ(羽根車)は、マイクロガスタービン、エキスパンダタービン、過給機等に用いられる。かかるインペラは、例えば特許文献1に開示されている。
図1は、従来の過給機において、可変ノズルを有する場合の模式的断面図であり、図2は、従来のインペラの説明図であり、子午面投影図(半断面)である。
図1において、1は可変ノズル、2はインペラであり、可変ノズル1でインペラ2に流入する流体流量を可変制御するようになっている。
図2において、3はインペラを構成するタービン翼であり、タービン翼3の上流端を「前縁」、下流端を「後縁」、翼3の内方端を「ハブ」、外方端と「チップ」と呼ぶ。
従来のインペラ2の場合、後縁形状が円弧形状であるものが一般的である。
これに対して、例えば特許文献2では、後縁の先端部を薄くする方法が提案されている。
特許文献2においては、後縁の先端部をかかる形状にすることによって、後縁形状を円弧形状にした場合と比較して、ウェークの発生を抑制させて、損失の低減を図っている。
これに対して、例えば特許文献2では、後縁の先端部を薄くする方法が提案されている。
特許文献2においては、後縁の先端部をかかる形状にすることによって、後縁形状を円弧形状にした場合と比較して、ウェークの発生を抑制させて、損失の低減を図っている。
ここで、インペラ2において、後縁の先端形状を薄くすることによって、ウェークの発生を低減させることは可能になるが、薄くされた先端部に応力が集中することによって、損傷する可能性が増すといった問題点が発生した。
そこで本発明は、上述した問題点を解決するために創案されたものである。すなわち、本発明の目的は、応力が集中する部分の応力の増大を避けながら、かつ、ウェークの発生による損失の発生を避けるタービンインペラを提供することにある。
本発明によれば、回転軸に直角な半径方向から流入する流体を回転軸の方向に放出するタービンに搭載されるタービンインペラであって、
前記回転軸回りに複数設置されるタービン翼を備え、
該タービン翼の羽根の厚さがハブ面からチップ面に向けて薄くなっており、
該タービン翼の後縁形状は断面が半楕円形状になっている、ことを特徴とするタービンインペラが提供される。
前記回転軸回りに複数設置されるタービン翼を備え、
該タービン翼の羽根の厚さがハブ面からチップ面に向けて薄くなっており、
該タービン翼の後縁形状は断面が半楕円形状になっている、ことを特徴とするタービンインペラが提供される。
また、本発明によると、前記半楕円形状は、流れ方向の長軸の長さが厚さ方向の短軸の長さに対して2倍から4倍である。
この構成によって、後縁の先端部形状を円弧に比べて厚さが薄くすることにより、ウェークの発生を抑制されることによって発生する損失が低減され、また、半楕円の短軸位置を所定の条件を満たす場所に特定することによって応力集中を抑えることができる。
以下、本発明の好ましい実施形態を添付図面に基づいて詳細に説明する。なお、各図において共通する部分には同一の符号を付し、重複した説明を省略する。
図3は、本発明によるインペラの説明図である。
図3(A)は、子午面投影図であり、図3(B)は、B−B断面図、図3(C)は、C−C矢視図、図3(D)は、図3(C)における後縁先端形状についての拡大図である。
本発明のインペラ10は、流体が回転軸11に対して流入し軸方向に流出するタービンインペラであり、回転軸11周りに配置される複数のタービン翼12を備える。
このタービン翼12は、この図において、13はタービン翼の前縁、14はタービン翼の後縁、15はタービン翼のハブ、16はタービン翼のチップ、17は短軸、17aは短軸の集合体、18は長軸である。
図3(A)は、子午面投影図であり、図3(B)は、B−B断面図、図3(C)は、C−C矢視図、図3(D)は、図3(C)における後縁先端形状についての拡大図である。
本発明のインペラ10は、流体が回転軸11に対して流入し軸方向に流出するタービンインペラであり、回転軸11周りに配置される複数のタービン翼12を備える。
このタービン翼12は、この図において、13はタービン翼の前縁、14はタービン翼の後縁、15はタービン翼のハブ、16はタービン翼のチップ、17は短軸、17aは短軸の集合体、18は長軸である。
後縁14は、先端部の形状が図3(C)及び図3(D)に示すように、短軸と長軸を有する半楕円形状になっている。
この半楕円形状は、長軸18と短軸17の長さの比が2:1〜4:1であることが望ましい。
この場合において、長軸18が短軸17の長さの2倍以下である場合は、後縁形状の先端を円弧形状などにした場合の問題点であったウェークの発生による損失を解消する効果が小さい。
また、長軸が短軸の長さの4倍以上である場合は、タービン翼12において、長軸18が前縁13に近い部分から始まることになり、後縁14の先端部を半楕円形状にすることによって、タービン翼12の厚さが薄くなりすぎる部分が多くなり、翼の付け根部に遠心力による引っ張り応力が集中するからである。
この半楕円形状は、長軸18と短軸17の長さの比が2:1〜4:1であることが望ましい。
この場合において、長軸18が短軸17の長さの2倍以下である場合は、後縁形状の先端を円弧形状などにした場合の問題点であったウェークの発生による損失を解消する効果が小さい。
また、長軸が短軸の長さの4倍以上である場合は、タービン翼12において、長軸18が前縁13に近い部分から始まることになり、後縁14の先端部を半楕円形状にすることによって、タービン翼12の厚さが薄くなりすぎる部分が多くなり、翼の付け根部に遠心力による引っ張り応力が集中するからである。
上記問題点に対し、本実施例によって、後縁下流においてウェークの発生による損失を防止し、また、先端部を薄くすることによって生じる、応力集中による損傷の発生を抑制することができる。
また、後縁の先端部を極端に薄い形状にした場合には、鋳造が難しくなるため、製造性が悪化するという問題もあったが、この構造によって、かかる問題点も解消することが可能となる。
図3(A)において、短軸の集合体17aは、後縁14に向けて半楕円形状が始まる点を集合させたものである。
よって、定められた長軸18と短軸17の比を満たすように後縁14の位置及び短軸の集合体17aの位置は設定される。
よって、定められた長軸18と短軸17の比を満たすように後縁14の位置及び短軸の集合体17aの位置は設定される。
ここで、長軸18の長さと短軸17の長さの比に従って、短軸17の位置及び後縁14の位置を定めていった場合に、図4(A)のように短軸の集合体17aが、ハブ15側において、後縁14とは反対方向に曲がる曲線形状となることが考えられる。
かかる場合、ハブ15側の方が後縁14に対して奥側の位置から半楕円形状が始まるため、図4(B)のようにB−B断面をとった場合に、図3(B)のようにチップ16側からハブ15側に向けて、タービン翼12の厚みが厚くなっていく形状ではなく、チップ側16とハブ側15の中間部分よりもハブ15側の方の厚みが薄くなってしまう場合がある。
この結果、タービン翼12において、厚みが薄い根元部分であるハブ15側に応力が集中し、破損する可能性が高くなると考えられる。
かかる場合、ハブ15側の方が後縁14に対して奥側の位置から半楕円形状が始まるため、図4(B)のようにB−B断面をとった場合に、図3(B)のようにチップ16側からハブ15側に向けて、タービン翼12の厚みが厚くなっていく形状ではなく、チップ側16とハブ側15の中間部分よりもハブ15側の方の厚みが薄くなってしまう場合がある。
この結果、タービン翼12において、厚みが薄い根元部分であるハブ15側に応力が集中し、破損する可能性が高くなると考えられる。
そのため、タービン翼12を子午面から見た場合に、短軸の集合体17aの形状は、ハブ15側において後縁14方向に曲がる曲線形状となるように設定する必要がある。
よって、短軸の集合体17aの形状についてこの要件を満たし、かつ、定められた長軸18と短軸17の長さの比を満たすように短軸の集合体17aの位置と後縁14の位置の調整を行う必要がある。
よって、短軸の集合体17aの形状についてこの要件を満たし、かつ、定められた長軸18と短軸17の長さの比を満たすように短軸の集合体17aの位置と後縁14の位置の調整を行う必要がある。
この結果、タービン翼12の断面形状は、図3(B)で示すように、いずれの位置の断面形状についても、チップ16側からハブ15側に向けて広くなるように設定されることとなる。
なお、この例において、子午面投影図(図3(A))における後縁14の形状は曲線形状になっているが、直線になっていてもよい。
また、この例において、後縁14の先端の半楕円形状は、楕円を短軸17に沿って切断した半楕円形状であるが、短軸以外において切断した形状であってもよい。
また、この例において、後縁14の先端の半楕円形状は、楕円を短軸17に沿って切断した半楕円形状であるが、短軸以外において切断した形状であってもよい。
また、本発明は上述した実施形態に限定されず、特許請求の範囲の記載によって示され、さらに特許請求の範囲の記載と均等の意味および範囲内でのすべての変更を含むものである。例えば、本発明をノズル付のラジアルタービンのインペラを対象として説明したが、ノズルの有無を問わない。
さらに、斜流タービンにおいても同様に適用できる。
さらに、斜流タービンにおいても同様に適用できる。
10 インペラ、11 回転軸、12 タービン翼、13 前縁、
14 後縁、15 ハブ、16 チップ、17 短軸、
17a 短軸の集合体、18 長軸
14 後縁、15 ハブ、16 チップ、17 短軸、
17a 短軸の集合体、18 長軸
Claims (2)
- 回転軸に直角な半径方向から流入する流体を回転軸の方向に放出するタービンに搭載されるタービンインペラであって、
前記回転軸回りに複数設置されるタービン翼を備え、
該タービン翼の羽根の厚さがハブ面からチップ面に向けて薄くなっており、
該タービン翼の後縁形状は断面が半楕円形状になっている、ことを特徴とするタービンインペラ。 - 前記半楕円形状は、流れ方向の長軸の長さが厚さ方向の短軸の長さに対して2倍から4倍である、ことを特徴とするタービンインペラ。
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
JP2010189064A JP2012047085A (ja) | 2010-08-26 | 2010-08-26 | タービンインペラ |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
JP2010189064A JP2012047085A (ja) | 2010-08-26 | 2010-08-26 | タービンインペラ |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
JP2012047085A true JP2012047085A (ja) | 2012-03-08 |
Family
ID=45902228
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
JP2010189064A Pending JP2012047085A (ja) | 2010-08-26 | 2010-08-26 | タービンインペラ |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
JP (1) | JP2012047085A (ja) |
Cited By (6)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
WO2013162874A1 (en) * | 2012-04-23 | 2013-10-31 | Borgwarner Inc. | Turbocharger blade with contour edge relief and turbocharger incorporating the same |
WO2014128898A1 (ja) * | 2013-02-21 | 2014-08-28 | 三菱重工業株式会社 | タービン動翼 |
US9683442B2 (en) | 2012-04-23 | 2017-06-20 | Borgwarner Inc. | Turbocharger shroud with cross-wise grooves and turbocharger incorporating the same |
WO2017168765A1 (ja) * | 2016-03-31 | 2017-10-05 | 三菱重工業株式会社 | インペラ、ターボチャージャー、および、これらにおけるガスの流れ場の形成方法 |
US9896937B2 (en) | 2012-04-23 | 2018-02-20 | Borgwarner Inc. | Turbine hub with surface discontinuity and turbocharger incorporating the same |
DE102016222789A1 (de) * | 2016-11-18 | 2018-05-24 | Bosch Mahle Turbo Systems Gmbh & Co. Kg | Laufrad für einen Abgasturbolader |
-
2010
- 2010-08-26 JP JP2010189064A patent/JP2012047085A/ja active Pending
Cited By (12)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
WO2013162874A1 (en) * | 2012-04-23 | 2013-10-31 | Borgwarner Inc. | Turbocharger blade with contour edge relief and turbocharger incorporating the same |
CN104204444A (zh) * | 2012-04-23 | 2014-12-10 | 博格华纳公司 | 具有轮廓边缘离隙的涡轮增压器叶片和结合有该涡轮增压器叶片的涡轮增压器 |
US9683442B2 (en) | 2012-04-23 | 2017-06-20 | Borgwarner Inc. | Turbocharger shroud with cross-wise grooves and turbocharger incorporating the same |
US9896937B2 (en) | 2012-04-23 | 2018-02-20 | Borgwarner Inc. | Turbine hub with surface discontinuity and turbocharger incorporating the same |
WO2014128898A1 (ja) * | 2013-02-21 | 2014-08-28 | 三菱重工業株式会社 | タービン動翼 |
JP6025961B2 (ja) * | 2013-02-21 | 2016-11-16 | 三菱重工業株式会社 | タービン動翼 |
US10006297B2 (en) | 2013-02-21 | 2018-06-26 | Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. | Turbine rotor blade |
WO2017168765A1 (ja) * | 2016-03-31 | 2017-10-05 | 三菱重工業株式会社 | インペラ、ターボチャージャー、および、これらにおけるガスの流れ場の形成方法 |
CN108884754A (zh) * | 2016-03-31 | 2018-11-23 | 三菱重工发动机和增压器株式会社 | 叶轮、涡轮增压器及它们中的气体流动场的形成方法 |
EP3412891A4 (en) * | 2016-03-31 | 2019-02-27 | Mitsubishi Heavy Industries Engine & Turbocharger, Ltd. | WING-WHEEL, TURBO-LOADER AND METHOD FOR PRODUCING A FLOW-FIELD FOR GAS IN A WING-WHEEL AND TURBO-LOADER |
US11313229B2 (en) | 2016-03-31 | 2022-04-26 | Mitsubishi Heavy Industries Engine & Turbocharger, Ltd. | Impeller, turbocharger, and method for forming flow field for gas in impeller and turbocharger |
DE102016222789A1 (de) * | 2016-11-18 | 2018-05-24 | Bosch Mahle Turbo Systems Gmbh & Co. Kg | Laufrad für einen Abgasturbolader |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
JP3836050B2 (ja) | タービン動翼 | |
JP6339794B2 (ja) | 遠心形ターボ機械 | |
EP2339115B1 (en) | Turbine rotor assembly and steam turbine | |
KR101383993B1 (ko) | 초음속 터빈 동익 및 축류 터빈 | |
US20100068028A1 (en) | Reduced tip clearance losses in axial flow fans | |
EP2097313B1 (en) | Axial fan casing design with circumferentially spaced wedges | |
JP2012047085A (ja) | タービンインペラ | |
JP2010196563A (ja) | 遷音速翼 | |
EP2096320B1 (en) | Cascade of axial compressor | |
US20150285080A1 (en) | Unknown | |
US8118558B2 (en) | Runner vane for axial-flow hydraulic machinery | |
JP2009133267A (ja) | 圧縮機のインペラ | |
WO2016129628A1 (ja) | タービン及びガスタービン | |
JP2009185733A (ja) | インペラ構造 | |
JP2020186649A (ja) | 遠心圧縮機のインペラ、遠心圧縮機及びターボチャージャ | |
JP2004263602A (ja) | 軸流タービンのノズル翼、動翼およびタービン段落 | |
JPH10331791A (ja) | 軸流圧縮機用翼およびその翼を適用する軸流圧縮機 | |
JP5705608B2 (ja) | 回転機械の翼体の設計方法 | |
JP2013181390A (ja) | インペラ、及び遠心圧縮機 | |
JP2012102745A (ja) | 斜流タービン | |
KR101710287B1 (ko) | 날개체 및 회전 기계 | |
JP4402503B2 (ja) | 風力機械のディフューザおよびディフューザ | |
JP2008202420A (ja) | ノズル翼および軸流タービン | |
JP2012036783A (ja) | ラジアルタービンインペラ | |
JP2005233057A (ja) | 遷音速流体用の圧縮機 |