JP2012528979A - Centrifugal impeller for compressor - Google Patents

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Abstract

流体が通過する圧縮機用遠心インペラであって、インペラ（１８）が、それぞれ前縁と後縁（２４Ｆ、２５Ｆ）とを有するブレード（２４、２５）を備え、インペラ（１８）の回転がインペラの前方部から流体を吸い込み、前記流体がインペラ（１８）の外周を通ってインペラ（１８）から出るようにし、ブレード（２４、２５）の後縁部（２４Ｆ、２５Ｆ）は、前記ブレードの後縁（２４Ｆ、２５Ｆ）を横断する半径方向断面において、インペラの回転方向と反対方向に湾曲しており、流体の流れの向きを半径方向に向けることで偏向させる各端部フィン（２６、２７）を形成するように、ブレード（２４、２５）の後縁部の向きはインペラの回転方向に向けられる。  A centrifugal impeller for a compressor through which fluid passes, wherein the impeller (18) includes blades (24, 25) each having a leading edge and a trailing edge (24F, 25F), and the rotation of the impeller (18) is impeller. The fluid is sucked from the front part of the blade so that the fluid passes through the outer periphery of the impeller (18) and exits from the impeller (18), and the rear edges (24F, 25F) of the blades (24, 25) End fins (26, 27) that are curved in a radial cross-section across the edges (24F, 25F) in a direction opposite to the direction of rotation of the impeller and deflected by directing the direction of fluid flow in the radial direction So that the rear edge of the blade (24, 25) is oriented in the direction of rotation of the impeller.

Description

本発明は、流体、特に、ガスが通過可能である遠心インペラに関する。インペラは、特に、ターボ機械の圧縮機用インペラである。インペラは、定置用または航空機用の任意のタイプのターボ機械、特に、ヘリコプタのタービンエンジンに取り付けられ得る。   The present invention relates to a centrifugal impeller through which a fluid, particularly a gas, can pass. The impeller is in particular a turbomachine compressor impeller. The impeller may be mounted on any type of turbomachine, stationary or aircraft, in particular a helicopter turbine engine.

より詳細には、本発明は、回転軸と、断面が小さい前方部と、断面が大きい後方部とを有するタイプの遠心インペラであって、前縁と後縁とを有するブレードを備えるインペラに関する。インペラの回転は、インペラの前方部から流体を吸い込み、インペラを通過する流体の軸方向速度は次第に半径方向速度に変換され、流体はブレードの後縁でインペラの外周を通ってインペラから出る。前記ブレードは、前記ブレードの後縁を横断する半径方向断面において、インペラの回転方向と反対方向に湾曲している。   More particularly, the present invention relates to a centrifugal impeller of a type having a rotating shaft, a front portion having a small cross section, and a rear portion having a large cross section, and comprising an blade having a leading edge and a trailing edge. The impeller rotation draws fluid from the front of the impeller, the axial velocity of the fluid passing through the impeller is gradually converted to radial velocity, and the fluid exits the impeller at the trailing edge of the blade through the outer periphery of the impeller. The blade is curved in a direction opposite to the direction of rotation of the impeller in a radial cross section traversing the trailing edge of the blade.

本出願において、用語「上流側」および「下流側」は、インペラを流れる流体の正常方向に対して定義されている。   In this application, the terms “upstream” and “downstream” are defined relative to the normal direction of fluid flowing through the impeller.

また、インペラの回転軸は、もっと簡単に、「インペラ軸」と呼ばれることが多い。軸方向はインペラ軸の方向に対応し、半径方向は前記インペラ軸に垂直で前記軸に交差する方向である。同様に、軸方向面はインペラの軸を含む面であり、半径方向面は前記軸に垂直な面である。副詞「軸方向に」および「半径方向に」は、それぞれ軸方向および半径方向を指す。   Further, the rotation shaft of the impeller is more simply called an “impeller shaft”. The axial direction corresponds to the direction of the impeller axis, and the radial direction is a direction perpendicular to the impeller axis and intersecting the axis. Similarly, the axial plane is a plane including the impeller axis, and the radial plane is a plane perpendicular to the axis. The adverbs “axially” and “radially” refer to axial and radial directions, respectively.

別の指定がない限り、形容詞「内側の」および「外側の」は半径方向に対して使用されており、要素の内側部分（すなわち、半径方向内側部分）は、当該要素の外側部分（すなわち、半径方向外側部分）よりインペラ軸に近い。   Unless otherwise specified, the adjectives “inner” and “outer” are used in the radial direction, and the inner portion of an element (ie, the radially inner portion) is the outer portion of the element (ie, the outer portion (ie, It is closer to the impeller shaft than the radially outer part.

最後に、別の指定がない限り、形容詞「前方の」および「後方の」は軸方向に対して使用されており、流体はインペラの前方を通って流入する。   Finally, unless otherwise specified, the adjectives “front” and “rear” are used in the axial direction and fluid flows through the front of the impeller.

遠心式または軸流遠心式の航空機ターボ機械（例えば、ヘリコプタのタービンエンジン）の圧縮機は、上述のタイプの遠心インペラ（遠心ホイールまたはロータとも呼ばれる）を有する一段または複数段の圧縮段を含み、ケーシングが外側でインペラのブレードを囲撓し、１つまたは複数のディフューザがインペラから下流側に位置する。ガス（通常は、空気）の流体は、このような圧縮機を通過する。   A compressor of a centrifugal or axial-flow centrifugal aircraft turbomachine (eg, a helicopter turbine engine) includes one or more compression stages having a centrifugal impeller (also referred to as a centrifugal wheel or rotor) of the type described above, A casing surrounds the impeller blades on the outside and one or more diffusers are located downstream from the impeller. A gas (usually air) fluid passes through such a compressor.

インペラ内では、ガスの絶対速度は遠心加速度により速くなり、ガスの圧力はインペラのブレード間に画定されるチャネルの末広がり断面により高くなる。したがって、ガスはブレードの下流側端部、すなわち、ブレードの後縁から非常に速い速度で流出する。   Within the impeller, the absolute velocity of the gas increases with centrifugal acceleration, and the pressure of the gas increases with the divergent cross section of the channel defined between the blades of the impeller. Thus, the gas exits at a very fast rate from the downstream end of the blade, ie the trailing edge of the blade.

圧縮機用遠心インペラの知られている例は、米国特許第３９７３８７２号明細書に開示されている。   A known example of a centrifugal impeller for a compressor is disclosed in US Pat. No. 3,973,872.

米国特許第３９７３８７２号明細書U.S. Pat. No. 3,973,872

本発明の目的は、所与の幾何学的寸法および補正流量に対して、上述のタイプのインペラの性能（すなわち、全圧力比および等エントロピー効率）を向上させることである。   An object of the present invention is to improve the performance (ie, total pressure ratio and isentropic efficiency) of an impeller of the type described above for a given geometric dimension and corrected flow rate.

上述の目的は、インペラブレードの後縁を横断する前記半径方向断面において、流体の流れの向きを半径方向に変えることでこの流れを偏向させることができるそれぞれの端部フィンを形成するように、ブレードの後縁部（すなわち、ブレードの後方部分の外側端に位置する部分）の向きがインペラの回転方向に変えられるインペラによって達成される。   The above objective is to form respective end fins in the radial cross section that traverse the trailing edge of the impeller blade so that the flow direction can be deflected by changing the direction of the fluid flow in the radial direction. This is achieved by an impeller in which the orientation of the trailing edge of the blade (ie, the portion located at the outer end of the rear portion of the blade) is changed in the direction of rotation of the impeller.

一般に、このような流体流れを偏向させることにより、インペラの等エントロピー効率を下げずに全圧力比を大きくすることができる。   In general, by deflecting such fluid flow, the total pressure ratio can be increased without reducing the isentropic efficiency of the impeller.

さらに、このような偏向をより十分に制御することで、温度を上昇させずに全圧力比を大きくすることができる。したがって、全圧力比が大きくなると、多かれ少なかれ、インペラの等エントロピー効率を高めることにもなる。   Furthermore, by fully controlling such deflection, the total pressure ratio can be increased without increasing the temperature. Therefore, increasing the total pressure ratio more or less increases the isentropic efficiency of the impeller.

つまり、端部フィンは、インペラの性能を向上させるのに役立つ。   That is, the end fins help to improve the impeller performance.

このような圧縮機用遠心インペラは、いわゆる「主」ブレードと、いわゆる「中間」ブレードとの２つのタイプのブレードを有する場合がある。任意の中間ブレードは、主ブレード間に配置され、軸方向に短いという点で主ブレードとは異なり、該中間ブレードは、短い前方部を有し、中間ブレードの前縁が主ブレードの後縁に対して後退している（すなわち、後方にある）。   Such a centrifugal impeller for a compressor may have two types of blades, a so-called “main” blade and a so-called “intermediate” blade. An optional intermediate blade is different from the main blade in that it is located between the main blades and is short in the axial direction, the intermediate blade has a short front part, the leading edge of the intermediate blade being the trailing edge of the main blade It is retracting (i.e. backward).

一実施形態では、インペラは、主ブレードのみを有し（すなわち、中間ブレードがない）、主ブレードは上述のタイプの端部フィンを有する。   In one embodiment, the impeller has only a main blade (ie, no intermediate blade), and the main blade has an end fin of the type described above.

別の実施形態では、インペラは、主ブレードと中間ブレードとを有する。このような状況で、主ブレードのみが上述のタイプの端部フィンを有するブレードであるか、中間ブレードのみが上述のタイプの端部フィンを有するブレードである、または主ブレードと中間ブレードの両方が上述のタイプの端部フィンを有する。   In another embodiment, the impeller has a main blade and an intermediate blade. In this situation, only the main blade is a blade having end fins of the type described above, or only the intermediate blade is a blade having end fins of the type described above, or both the main blade and the intermediate blade are It has end fins of the type described above.

一実施形態では、インペラのブレードの後縁を横断する前記半径方向断面において、前記端部フィンは、そのすぐ上流側に位置するブレードの部分と１５５°以上で、１８０°より真に小さい鈍角を成すために働く。   In one embodiment, in the radial cross section across the trailing edge of the blade of the impeller, the end fin has an obtuse angle greater than 155 ° and less than 180 ° with the portion of the blade located immediately upstream thereof. Work to make.

一実施形態では、インペラの主ブレードが端部フィンを有する場合、端部フィンは、インペラの主ブレードの後縁から、主ブレードの（曲線）外縁に沿って測定した時に、前記外縁の全長の１５％未満、特に、前記外縁の全長の２％より長く１０％より短い長さにわたって延在する。   In one embodiment, if the impeller main blade has an end fin, the end fin is measured from the trailing edge of the impeller main blade along the (curved) outer edge of the main blade. It extends for less than 15%, in particular over a length of more than 2% and less than 10% of the total length of the outer edge.

一実施形態では、インペラの中間ブレードが端部フィンを有する場合、前記端部フィンは、中間ブレードの後縁から、中間ブレードの外縁に沿って測定した時に、前記外縁の全長の１５％未満、特に、前記外縁の全長の２％より長く１０％より短い長さにわたって延在する。   In one embodiment, if the impeller intermediate blade has an end fin, the end fin is less than 15% of the total length of the outer edge, as measured along the outer edge of the intermediate blade from the trailing edge of the intermediate blade; In particular, it extends over a length of more than 2% and less than 10% of the total length of the outer edge.

上述した角度値およびフィンの長さの範囲は、個々に、またはそれらを組み合わせて、インペラの性能をさらに向上させることができる。   The range of angle values and fin lengths described above can further improve impeller performance, either individually or in combination.

本発明はさらに、本発明の遠心インペラを含む圧縮機に関する。それは、遠心式の圧縮機、すなわち、遠心インペラが取り付けられた少なくとも一段の圧縮段を有する圧縮機、または軸流遠心式の圧縮機、すなわち、軸流インペラが取り付けられた少なくとも一段の圧縮段および遠心インペラが取り付けられた少なくとも一段の圧縮段を有する圧縮機とすることができる。   The present invention further relates to a compressor including the centrifugal impeller of the present invention. It is a centrifugal compressor, i.e. a compressor having at least one compression stage fitted with a centrifugal impeller, or an axial centrifugal compressor, i.e. at least one compression stage fitted with an axial impeller and A compressor having at least one compression stage to which a centrifugal impeller is attached may be provided.

また、本発明は、ターボ機械、より詳細には、本発明の圧縮機を含むヘリコプタのタービンエンジンに関する。   The present invention also relates to a turbomachine, and more particularly to a helicopter turbine engine including the compressor of the present invention.

本発明および本発明の利点は、限定的でない例として挙げられた本発明の一実施形態の以下の詳細な説明を読めば、よりよく理解される。添付図面を参照しながら説明する。   The invention and its advantages will be better understood when the following detailed description of one embodiment of the invention, given by way of non-limiting example, is read. This will be described with reference to the accompanying drawings.

本発明の遠心インペラを含む圧縮機を有するヘリコプタタービンエンジンの部分軸方向断面図である（遠心インペラとエンジンのタービンは断面図でなく、側面図である）。1 is a partial axial sectional view of a helicopter turbine engine having a compressor including a centrifugal impeller of the present invention (the centrifugal impeller and the engine turbine are not sectional views but are side views). エンジンの残りの部分から切り離された図１の遠心インペラの図である。FIG. 2 is a view of the centrifugal impeller of FIG. 1 separated from the rest of the engine. 図１の遠心インペラの２つのブレードの後方部分を示した部分斜視図である。FIG. 2 is a partial perspective view showing a rear part of two blades of the centrifugal impeller of FIG. 1. 図３のブレードの一方の後方部分の部分図で、ブレードの後縁を横断する半径方向断面（図２の断面ＩＶ−ＩＶ）における断面図である。FIG. 4 is a partial view of one rear portion of the blade of FIG. 3 in a radial cross section (cross section IV-IV in FIG. 2) across the trailing edge of the blade.

図１に示されている例のヘリコプタタービンエンジン１０は、一段の圧縮段を有する遠心タイプの圧縮機１６を備える。圧縮機１６は、本発明の遠心インペラ１８と、インペラ１８のブレード２４、２５の外側を囲撓するケーシング１５とを備える。ディフューザ１９は、インペラ１８から下流側に位置する。   The example helicopter turbine engine 10 shown in FIG. 1 includes a centrifugal compressor 16 having a single compression stage. The compressor 16 includes a centrifugal impeller 18 according to the present invention and a casing 15 surrounding the outside of blades 24 and 25 of the impeller 18. The diffuser 19 is located downstream from the impeller 18.

エンジン１０は、空気取入口１２を有し、空気は前記取入口１２を通って圧縮機１６に達する。回転軸Ａを中心としたインペラ１８の回転は、インペラの前方部から空気を吸い込み、インペラ１８を通過する流体の軸方向速度は次第に半径方向速度に変換され、流体はインペラ１８の外周を通ってインペラ１８から出る。空気は、図１の断面図の矢印Ｆ１で示されるように、インペラ１８の回転軸Ａにほぼ平行な方向に向かってインペラ１８に入り込み、矢印Ｆ２で示されるように、軸Ａにほぼ垂直な方向に向かってインペラ１８から出る。   The engine 10 has an air intake 12, and the air reaches the compressor 16 through the intake 12. The rotation of the impeller 18 around the rotation axis A sucks air from the front portion of the impeller, the axial velocity of the fluid passing through the impeller 18 is gradually converted to the radial velocity, and the fluid passes through the outer periphery of the impeller 18. Exit from impeller 18. Air enters the impeller 18 in a direction substantially parallel to the rotational axis A of the impeller 18 as indicated by the arrow F1 in the cross-sectional view of FIG. 1, and is substantially perpendicular to the axis A as indicated by the arrow F2. Exit from impeller 18 in the direction.

インペラ１８から出た空気は、燃焼室２０に達する前に、ディフューザ１９を通過する。燃焼室２０から出た燃焼ガスは、高圧タービン２２および低圧タービン２３を駆動する。   Air exiting the impeller 18 passes through the diffuser 19 before reaching the combustion chamber 20. The combustion gas exiting the combustion chamber 20 drives the high pressure turbine 22 and the low pressure turbine 23.

インペラ１８は、高圧タービン２２によって回転駆動されるシャフト２１に取り付けられる。   The impeller 18 is attached to a shaft 21 that is rotationally driven by a high-pressure turbine 22.

図２を参照すると、インペラ１８は、断面が小さい前方部と断面が大きい後方部とを有する。インペラ１８は、インペラ１８の前面１８Ａからインペラ１８の後方部に位置する半径方向プレート１７まで軸方向に延在し、インペラのハブからインペラの外周まで半径方向に延在する複数の主ブレード２４を有する。主ブレード２４のそれぞれは、インペラ１８の前端部に位置する前縁２４Ａと、半径方向プレート１７のすぐ前方のインペラ１８の外周に位置する後縁２４Ｆとを有する。   Referring to FIG. 2, the impeller 18 has a front part with a small cross section and a rear part with a large cross section. The impeller 18 extends in the axial direction from the front surface 18A of the impeller 18 to the radial plate 17 located at the rear portion of the impeller 18, and includes a plurality of main blades 24 extending radially from the hub of the impeller to the outer periphery of the impeller. Have. Each of the main blades 24 has a front edge 24A located at the front end of the impeller 18 and a rear edge 24F located on the outer periphery of the impeller 18 immediately in front of the radial plate 17.

インペラ１８はさらに、主ブレード２４間に配置され、軸方向に短いという点で主ブレードとは異なる中間ブレード２５を含み、これらのブレード２５の前縁２５Ａは主ブレード２４の前縁２４Ａに対して後退している（すなわち、後方にある）。一方、中間ブレード２５の後縁２５Ｆは、軸Ａからブレード２４の後縁２４Ｆと同じ半径方向間隔離間して位置する。   The impeller 18 further includes intermediate blades 25 that are disposed between the main blades 24 and differ from the main blades in that they are axially short, and the leading edges 25A of these blades 25 are relative to the leading edges 24A of the main blades 24A. Retreating (ie behind) On the other hand, the trailing edge 25F of the intermediate blade 25 is located at the same radial distance from the axis A as the trailing edge 24F of the blade 24.

図３は、インペラ１８の主ブレード２４および中間ブレード２５の後方部分を詳細に示した斜視図である。   FIG. 3 is a perspective view showing in detail the rear portions of the main blade 24 and the intermediate blade 25 of the impeller 18.

インペラ１８のブレード２４、２５の後縁２４Ｆ、２５Ｆを横断する、例えば、図２の断面ＩＶ−ＩＶなどの、半径方向断面（すなわち、軸Ａに垂直な面）において、ブレード２４、２５はインペラの回転方向と反対方向に湾曲しており、インペラ１８の回転方向は図３および図４の矢印Ｒで示される。   In a radial cross-section (ie, a plane perpendicular to axis A), eg, cross-section IV-IV of FIG. 2, that traverses the trailing edges 24F, 25F of the blades 24, 25 of the impeller 18, the blades 24, 25 are impellers. The rotation direction of the impeller 18 is indicated by an arrow R in FIGS. 3 and 4.

この同じ半径方向断面において、後縁部が空気流の向きを半径方向に変えることで空気流を偏向させる端部フィン２６、２７を形成するように、前記ブレード２４、２５の後縁部の向きはインペラの回転方向に変えられる。   In this same radial cross-section, the orientation of the trailing edge of the blades 24, 25 so that the trailing edge forms end fins 26, 27 that deflect the air flow by changing the direction of the air flow in the radial direction. Can be changed in the direction of rotation of the impeller.

この半径方向断面において、端部フィン２６、２７は、前記フィン２６、２７からすぐ上流側に位置するブレード２４、２５の部分と、１５５°以上で、１８０°より真に小さい鈍角を成すために働く。この角度Ｔは、図２の半径方向断面ＩＶ−ＩＶにおける主ブレード２４の断面図の図４に示されている。   In this radial section, the end fins 26, 27 form an obtuse angle with the part of the blades 24, 25 located immediately upstream from the fins 26, 27, more than 155 ° and truly smaller than 180 ° work. This angle T is shown in FIG. 4 of the cross-sectional view of the main blade 24 in the radial cross section IV-IV of FIG.

図示されている例では、主ブレード２４および中間ブレード２５の両方が端部フィン２６、２７を有する。図示されていない他の実施形態では、主ブレード２４のみ、または中間ブレード２５のみが、このような端部フィンを有する。   In the example shown, both the main blade 24 and the intermediate blade 25 have end fins 26, 27. In other embodiments not shown, only the main blade 24 or only the intermediate blade 25 has such end fins.

一実施形態では、端部フィン２６が主ブレード２４にある場合、前記ブレード２４の曲線外縁２４Ｅに沿って測定された各端部フィン２６の長さ（曲線の横軸）は、前記外縁２４Ｅの全長の１５％未満である。例えば、端部フィンの長さは、外縁２４Ｅの全長の少なくとも２％であり、１０％未満である。   In one embodiment, when the end fins 26 are on the main blade 24, the length (the horizontal axis of the curve) of each end fin 26 measured along the curved outer edge 24E of the blade 24 is the length of the outer edge 24E. Less than 15% of the total length. For example, the length of the end fin is at least 2% and less than 10% of the total length of the outer edge 24E.

一実施形態では、端部フィン２７が中間ブレード２５にある場合、前記ブレード２５の曲線外縁２５Ｅに沿って測定された各端部フィン２７の長さ（曲線の横軸）は、前記外縁２５Ｅの全長の１５％未満である。特に、端部フィンの長さは、外縁２５Ｅの全長の少なくとも２％であり、１０％未満である。   In one embodiment, when the end fins 27 are in the intermediate blade 25, the length of each end fin 27 (the horizontal axis of the curve) measured along the curved outer edge 25E of the blade 25 is the length of the outer edge 25E. Less than 15% of the total length. In particular, the length of the end fin is at least 2% and less than 10% of the total length of the outer edge 25E.

Claims (9)

流体が通過可能である圧縮機用遠心インペラにして、回転軸（Ａ）と断面が小さい前方部と断面が大きい後方部とを有し、それぞれ前縁（２４Ａ、２５Ａ）と後縁（２４Ｆ、２５Ｆ）とを有するブレード（２４、２５）を備え、インペラ（１８）の回転がインペラの前方部から流体を吸い込み、インペラを通過する流体の軸方向速度が次第に半径方向速度に変換され、流体がブレードの後縁（２４Ｆ、２５Ｆ）でインペラ（１８）の外周を通ってインペラから出るようにし、ブレード（２４、２５）が、前記ブレードの後縁（２４Ｆ、２５Ｆ）を横断する半径方向断面において、インペラの回転方向と反対方向に湾曲しているインペラ（１８）であって、前記半径方向断面において、流体の流れの向きが半径方向に向けられることで偏向されるようにする端部フィン（２６、２７）を形成するように、前記ブレード（２４、２５）の後縁部の向きがインペラの回転方向に向けられること、および前記端部フィン（２６、２７）が、ブレードの後縁（２４Ｆ、２５Ｆ）から、前記ブレード（２４、２５）の外縁（２４Ｅ、２５Ｅ）に沿って測定した時に、前記外縁（２４Ｅ、２５Ｅ）の全長の１５％未満である長さにわたって延在することを特徴とする遠心インペラ（１８）。   The centrifugal impeller for a compressor through which fluid can pass has a rotating shaft (A), a front portion with a small cross section, and a rear portion with a large cross section, and a front edge (24A, 25A) and a rear edge (24F, 25F), the rotation of the impeller (18) sucks fluid from the front of the impeller, the axial velocity of the fluid passing through the impeller is gradually converted to radial velocity, In the radial cross section where the trailing edge of the blade (24F, 25F) passes out of the impeller through the outer periphery of the impeller (18) and the blade (24, 25) crosses the trailing edge of the blade (24F, 25F) An impeller (18) curved in a direction opposite to the direction of rotation of the impeller, wherein the flow direction of the fluid is deflected in the radial direction in the radial section. The rear edges of the blades (24, 25) are oriented in the direction of rotation of the impeller, and the end fins (26, 27). Is a length that is less than 15% of the total length of the outer edge (24E, 25E) when measured along the outer edge (24E, 25E) of the blade (24, 25) from the trailing edge (24F, 25F) of the blade Centrifugal impeller (18) characterized in that it extends over the length. 前記半径方向断面において、前記端部フィン（２６、２７）が、前記端部フィンからすぐ上流側に位置するブレードの部分と、１５５°以上で、１８０°より真に小さい鈍角（Ｔ）を成す、請求項１に記載の遠心インペラ。   In the radial section, the end fins (26, 27) form an obtuse angle (T) greater than 155 ° and less than 180 ° with the portion of the blade located immediately upstream from the end fin. The centrifugal impeller according to claim 1. 主ブレード（２４）と、主ブレード間に位置し主ブレードより軸方向に短い任意の中間ブレード（２５）とを有し、前記主ブレード（２４）および／または前記中間ブレード（２５）が、前記端部フィン（２６、２７）を有する、請求項１または２に記載の遠心インペラ。   A main blade (24) and an optional intermediate blade (25) positioned between the main blades and axially shorter than the main blade, wherein the main blade (24) and / or the intermediate blade (25) Centrifugal impeller according to claim 1 or 2, having end fins (26, 27). 主ブレード（２４）が、前記端部フィン（２６）を有する、請求項３に記載の遠心インペラ。   The centrifugal impeller according to claim 3, wherein a main blade (24) has the end fins (26). 前記端部フィン（２６）が、主ブレード（２４）の後縁（２４Ｆ）から、主ブレード（２４）の外縁（２４Ｅ）に沿って測定した時に、前記外縁（２４Ｅ）の全長の２％より長く１０％より短い長さにわたって延在する、請求項４に記載の遠心インペラ。   When the end fin (26) is measured along the outer edge (24E) of the main blade (24) from the rear edge (24F) of the main blade (24), it is more than 2% of the total length of the outer edge (24E). 5. The centrifugal impeller of claim 4, which extends over a length that is longer than 10%. 中間ブレード（２５）が、前記端部フィン（２７）を有する、請求項３から５のいずれか一項に記載の遠心インペラ。   The centrifugal impeller according to any one of claims 3 to 5, wherein an intermediate blade (25) has the end fins (27). 前記端部フィン（２７）が、中間ブレード（２５）の外縁（２５Ｅ）に沿って、中間ブレード（２５）の後縁（２５Ｆ）から、前記中間ブレードの外縁（２５Ｅ）に沿って測定した時に、前記外縁（２５Ｅ）の全長の２％より長く１０％より短い長さにわたって延在する、請求項６に記載の遠心インペラ。   When the end fin (27) is measured along the outer edge (25E) of the intermediate blade (25) from the rear edge (25F) of the intermediate blade (25) along the outer edge (25E) of the intermediate blade (25) The centrifugal impeller according to claim 6, which extends over a length of more than 2% and less than 10% of the total length of the outer edge (25E). 請求項１から７のいずれか一項に記載の遠心インペラ（１８）を含む圧縮機。   A compressor comprising a centrifugal impeller (18) according to any one of the preceding claims. 請求項８に記載の圧縮機を含むターボ機械。   A turbomachine including the compressor according to claim 8.
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