JP2023026028A

JP2023026028A - impeller and centrifugal compressor

Info

Publication number: JP2023026028A
Application number: JP2021131606A
Authority: JP
Inventors: 哲平桑田; Teppei Kuwata; 龍介沼倉; Ryusuke Numakura
Original assignee: IHI Corp
Current assignee: IHI Corp
Priority date: 2021-08-12
Filing date: 2021-08-12
Publication date: 2023-02-24

Abstract

To achieve both strength and aerodynamic performance of a blade.SOLUTION: A compressor impeller includes a hub which is provided on a shaft, and a blade 17 which is provided on an outer peripheral surface of the hub in such a manner that a blade thickness reduction ratio is the maximum value in a range of less than 40% in a length in the span direction from a root 20 to a distal end 21.SELECTED DRAWING: Figure 4

Description

本開示は、インペラ、および、遠心圧縮機に関する。 The present disclosure relates to impellers and centrifugal compressors.

特許文献１には、ハブと、ハブの外周面に設けられた複数の羽根を有するコンプレッサインペラについて開示がある。特許文献１に記載のコンプレッサインペラの羽根は、ハブと接続する根元部から先端部にかけて翼厚減少率が変化している。 Patent Document 1 discloses a compressor impeller having a hub and a plurality of blades provided on the outer peripheral surface of the hub. The blade of the compressor impeller described in Patent Document 1 has a blade thickness reduction rate that changes from the root portion connected to the hub to the tip portion.

特許第６３７２２０７号公報Japanese Patent No. 6372207

羽根の翼厚が薄くなるほど、空気抵抗が小さくなるため、空力性能が向上する。しかし、羽根の翼厚が薄くなるほど、羽根の固有振動数が低下し、羽根に加わる応力も上昇することから、羽根の強度が低下する。上記特許文献１に記載のコンプレッサインペラの羽根は、根元部から先端部にかけて翼厚減少率を変化させているが、羽根の強度と空力性能とのバランスを考慮すると、羽根の翼厚の設計に改善の余地があった。 As the thickness of the blade becomes thinner, the air resistance becomes smaller, so the aerodynamic performance improves. However, the thinner the blade thickness, the lower the natural frequency of the blade and the higher the stress applied to the blade, which reduces the strength of the blade. The blade of the compressor impeller described in Patent Document 1 has a blade thickness reduction rate that changes from the root to the tip. There was room for improvement.

本開示の目的は、羽根の強度と空力性能とを両立させることが可能なインペラ、および、遠心圧縮機を提供することである。 An object of the present disclosure is to provide an impeller and a centrifugal compressor that can achieve both blade strength and aerodynamic performance.

上記課題を解決するために、本開示のインペラは、シャフトに設けられるハブと、ハブの外周面に設けられ、根元部から先端部までのスパン方向の長さにおいて、４０％未満の範囲で翼厚減少率が最大値となる羽根と、を備える。 In order to solve the above problems, the impeller of the present disclosure is provided with a hub provided on a shaft, and an impeller provided on the outer peripheral surface of the hub. and a blade having a maximum thickness reduction rate.

根元部から先端部までのスパン方向の長さにおける８０％の位置の羽根の翼厚は、羽根の先端部の翼厚の１．２倍以上であってもよい。 The blade thickness of the blade at 80% of the length in the span direction from the root to the tip may be 1.2 times or more the blade thickness at the tip of the blade.

翼厚減少率は、スパン方向において極小値を含まなくてもよい。 The blade thickness reduction rate does not have to include a local minimum in the spanwise direction.

翼厚減少率は、スパン方向において連続性を有してもよい。 The blade thickness reduction rate may have continuity in the span direction.

上記課題を解決するために、本開示の遠心圧縮機は、上記インペラを備える。 In order to solve the above problems, the centrifugal compressor of the present disclosure includes the impeller.

本開示によれば、羽根の強度と空力性能とを両立させることができる。 According to the present disclosure, both strength and aerodynamic performance of the blade can be achieved.

図１は、過給機の概略断面図である。FIG. 1 is a schematic cross-sectional view of a supercharger. 図２は、コンプレッサインペラの斜視図である。FIG. 2 is a perspective view of a compressor impeller. 図３は、羽根の形状を説明するための説明図である。FIG. 3 is an explanatory diagram for explaining the shape of the blade. 図４は、羽根のリーディングエッジの翼厚を示すグラフである。FIG. 4 is a graph showing the thickness of the leading edge of a blade. 図５は、羽根のリーディングエッジの先端部近傍の翼厚を示すグラフである。FIG. 5 is a graph showing blade thickness near the tip of the leading edge of the blade. 図６は、羽根のｍ１／ｍ２（ｍ３／ｍ４）＝０．３５の位置における母線断面の翼厚を示すグラフである。FIG. 6 is a graph showing the blade thickness of the generatrix section at the position of m1/m2 (m3/m4)=0.35 of the blade. 図７は、羽根のｍ１／ｍ２（ｍ３／ｍ４）＝０．３５の位置における先端部近傍の翼厚を示すグラフである。FIG. 7 is a graph showing the blade thickness in the vicinity of the tip portion at the position of m1/m2 (m3/m4)=0.35 of the blade. 図８は、羽根のトレーリングエッジの翼厚を示すグラフである。FIG. 8 is a graph showing blade thickness at the trailing edge of a blade. 図９は、羽根のトレーリングエッジにおける先端部近傍の翼厚を示すグラフである。FIG. 9 is a graph showing blade thickness near the tip at the trailing edge of the blade. 図１０は、全羽根のスパン方向の長さと翼厚減少率との関係を表すグラフである。FIG. 10 is a graph showing the relationship between the length of all blades in the span direction and the blade thickness reduction rate. 図１１は、短羽根のスパン方向の長さと翼厚減少率との関係を表すグラフである。FIG. 11 is a graph showing the relationship between the length of the short blade in the span direction and the blade thickness reduction rate. 図１２は、羽根の翼厚減少率と空力性能との関係を説明するためのグラフである。FIG. 12 is a graph for explaining the relationship between the blade thickness reduction rate of the blade and the aerodynamic performance. 図１３は、羽根の先端部近傍の翼厚と空力性能との関係を説明するためのグラフである。FIG. 13 is a graph for explaining the relationship between the blade thickness near the tip of the blade and the aerodynamic performance.

以下に添付図面を参照しながら、本開示の一実施形態について説明する。実施形態に示す寸法、材料、その他具体的な数値等は、理解を容易とするための例示にすぎず、特に断る場合を除き、本開示を限定するものではない。なお、本明細書および図面において、実質的に同一の機能、構成を有する要素については、同一の符号を付することにより重複説明を省略し、また本開示に直接関係のない要素は図示を省略する。 An embodiment of the present disclosure will be described below with reference to the accompanying drawings. Dimensions, materials, and other specific numerical values shown in the embodiments are merely examples for facilitating understanding, and do not limit the present disclosure unless otherwise specified. In the present specification and drawings, elements having substantially the same function and configuration are given the same reference numerals to omit redundant description, and elements that are not directly related to the present disclosure are omitted from the drawings. do.

図１は、過給機ＴＣの概略断面図である。以下では、図１に示す矢印Ｌ方向を過給機ＴＣの左側として説明する。図１に示す矢印Ｒ方向を過給機ＴＣの右側として説明する。図１に示すように、過給機ＴＣは、過給機本体１を備える。過給機本体１は、ベアリングハウジング２と、タービンハウジング４と、コンプレッサハウジング６とを含む。タービンハウジング４は、ベアリングハウジング２の左側に締結ボルト３によって連結される。コンプレッサハウジング６は、ベアリングハウジング２の右側に締結ボルト５によって連結される。 FIG. 1 is a schematic cross-sectional view of the supercharger TC. In the following description, the direction of arrow L shown in FIG. 1 is assumed to be the left side of turbocharger TC. The direction of the arrow R shown in FIG. 1 will be described as the right side of the supercharger TC. As shown in FIG. 1 , the supercharger TC includes a supercharger body 1 . The supercharger body 1 includes a bearing housing 2 , a turbine housing 4 and a compressor housing 6 . The turbine housing 4 is connected to the left side of the bearing housing 2 by fastening bolts 3 . The compressor housing 6 is connected to the right side of the bearing housing 2 by fastening bolts 5 .

ベアリングハウジング２には、軸受孔２ａが形成される。軸受孔２ａは、過給機ＴＣの左右方向に貫通する。軸受孔２ａには、軸受が配される。本実施形態では、軸受は、フルフローティング軸受である。ただし、軸受は、セミフローティング軸受や転がり軸受など他の軸受であってもよい。シャフト７は、軸受により回転自在に軸支される。シャフト７の右端部には、コンプレッサインペラ（インペラ）８が設けられる。コンプレッサインペラ８は、コンプレッサハウジング６に回転自在に収容される。シャフト７の左端部には、タービンインペラ９が設けられる。タービンインペラ９は、タービンハウジング４に回転自在に収容される。 A bearing hole 2 a is formed in the bearing housing 2 . The bearing hole 2a penetrates the supercharger TC in the left-right direction. A bearing is arranged in the bearing hole 2a. In this embodiment, the bearing is a full floating bearing. However, the bearings may be other bearings such as semi-floating bearings and rolling bearings. The shaft 7 is rotatably supported by bearings. A compressor impeller (impeller) 8 is provided at the right end of the shaft 7 . A compressor impeller 8 is rotatably housed in the compressor housing 6 . A turbine impeller 9 is provided at the left end of the shaft 7 . The turbine impeller 9 is rotatably housed in the turbine housing 4 .

コンプレッサハウジング６には、吸気口１０が形成される。吸気口１０は、過給機ＴＣの右側に開口する。吸気口１０は、不図示のエアクリーナに接続される。ベアリングハウジング２とコンプレッサハウジング６の対向面によって、ディフューザ流路１１が形成される。ディフューザ流路１１は、空気を昇圧する。ディフューザ流路１１は、環状に形成される。ディフューザ流路１１は、径方向内側において、コンプレッサインペラ８を介して吸気口１０に連通している。コンプレッサハウジング６の内面のうち、コンプレッサインペラ８と径方向に対向する面が、シュラウド面６ａとして形成される。 An intake port 10 is formed in the compressor housing 6 . The intake port 10 opens on the right side of the supercharger TC. The intake port 10 is connected to an air cleaner (not shown). A diffuser flow path 11 is formed by the facing surfaces of the bearing housing 2 and the compressor housing 6 . The diffuser channel 11 pressurizes the air. The diffuser flow path 11 is formed in an annular shape. The diffuser flow path 11 communicates with the intake port 10 via the compressor impeller 8 on the inner side in the radial direction. A surface of the inner surface of the compressor housing 6 that faces the compressor impeller 8 in the radial direction is formed as a shroud surface 6a.

コンプレッサハウジング６には、コンプレッサスクロール流路１２が設けられる。コンプレッサスクロール流路１２は、環状に形成される。コンプレッサスクロール流路１２は、例えば、ディフューザ流路１１よりもシャフト７の径方向外側に位置する。コンプレッサスクロール流路１２は、不図示のエンジンの吸気口と、ディフューザ流路１１とに連通している。コンプレッサインペラ８が回転すると、吸気口１０からコンプレッサハウジング６内に空気が吸気される。吸気された空気は、コンプレッサインペラ８の翼間を流通する過程において加圧加速される。加圧加速された空気は、ディフューザ流路１１およびコンプレッサスクロール流路１２で昇圧される。昇圧された空気は、エンジンの吸気口に導かれる。 A compressor scroll passage 12 is provided in the compressor housing 6 . The compressor scroll passage 12 is formed in an annular shape. The compressor scroll channel 12 is located, for example, radially outside of the shaft 7 relative to the diffuser channel 11 . The compressor scroll channel 12 communicates with the intake port of the engine (not shown) and the diffuser channel 11 . When the compressor impeller 8 rotates, air is drawn into the compressor housing 6 through the intake port 10 . Intake air is pressurized and accelerated while flowing between the blades of the compressor impeller 8 . The pressurized and accelerated air is pressurized in the diffuser passage 11 and the compressor scroll passage 12 . The pressurized air is directed to the intake of the engine.

このようなコンプレッサハウジング６およびベアリングハウジング２により、遠心圧縮機ＣＣが構成される。本実施形態では、遠心圧縮機ＣＣが過給機ＴＣに搭載される例ついて説明する。ただし、これに限定されず、遠心圧縮機ＣＣは、過給機ＴＣ以外の装置に組み込まれてもよいし、単体であってもよい。 A centrifugal compressor CC is configured by the compressor housing 6 and the bearing housing 2 as described above. In this embodiment, an example in which the centrifugal compressor CC is mounted on the supercharger TC will be described. However, it is not limited to this, and the centrifugal compressor CC may be incorporated in a device other than the supercharger TC, or may be a single unit.

タービンハウジング４には、吐出口１３が形成される。吐出口１３は、過給機ＴＣの左側に開口する。吐出口１３は、不図示の排気ガス浄化装置に接続される。タービンハウジング４には、タービンスクロール流路１４と、連通路１５とが形成される。タービンスクロール流路１４は、環状に形成される。タービンスクロール流路１４は、例えば、連通路１５よりもタービンインペラ９の径方向外側に位置する。タービンスクロール流路１４は、不図示のガス流入口と連通する。ガス流入口には、不図示のエンジンの排気マニホールドから排出される排気ガスが導かれる。連通路１５は、タービンインペラ９を介してタービンスクロール流路１４と吐出口１３とを連通させる。ガス流入口からタービンスクロール流路１４に導かれた排気ガスは、連通路１５、タービンインペラ９を介して吐出口１３に導かれる。吐出口１３に導かれる排気ガスは、流通過程においてタービンインペラ９を回転させる。 A discharge port 13 is formed in the turbine housing 4 . The discharge port 13 opens on the left side of the supercharger TC. The discharge port 13 is connected to an exhaust gas purification device (not shown). A turbine scroll passage 14 and a communication passage 15 are formed in the turbine housing 4 . The turbine scroll passage 14 is formed in an annular shape. The turbine scroll passage 14 is positioned, for example, radially outside the turbine impeller 9 relative to the communication passage 15 . The turbine scroll passage 14 communicates with a gas inlet (not shown). Exhaust gas discharged from an exhaust manifold of an engine (not shown) is guided to the gas inlet. The communication passage 15 communicates the turbine scroll passage 14 and the discharge port 13 via the turbine impeller 9 . Exhaust gas guided from the gas inlet to the turbine scroll passage 14 is led to the discharge port 13 via the communication passage 15 and the turbine impeller 9 . The exhaust gas guided to the discharge port 13 rotates the turbine impeller 9 during the flow process.

タービンインペラ９の回転力は、シャフト７を介してコンプレッサインペラ８に伝達される。コンプレッサインペラ８が回転すると、上記のとおりに空気が昇圧される。こうして、空気がエンジンの吸気口に導かれる。 The rotational force of turbine impeller 9 is transmitted to compressor impeller 8 via shaft 7 . As the compressor impeller 8 rotates, the air is pressurized as described above. Air is thus directed to the intake of the engine.

図２は、コンプレッサインペラ８の斜視図である。図２に示すように、コンプレッサインペラ８は、ハブ１６（ホイール）と、複数の羽根１７（ブレード）とを有する。 FIG. 2 is a perspective view of the compressor impeller 8. FIG. As shown in FIG. 2, the compressor impeller 8 has a hub 16 (wheel) and a plurality of vanes 17 (blades).

ハブ１６は、上面１６ａ、底面１６ｂ、外周面１６ｃ、貫通孔１６ｄを備える。上面１６ａの面積は、底面１６ｂの面積より小さい。外周面１６ｃは、上面１６ａと底面１６ｂに接続され、上面１６ａから底面１６ｂに向かって径方向外側に広がる面である。 The hub 16 has a top surface 16a, a bottom surface 16b, an outer peripheral surface 16c, and a through hole 16d. The area of the top surface 16a is smaller than the area of the bottom surface 16b. The outer peripheral surface 16c is a surface that is connected to the top surface 16a and the bottom surface 16b and spreads radially outward from the top surface 16a toward the bottom surface 16b.

貫通孔１６ｄは、上面１６ａから底面１６ｂまで貫通する。貫通孔１６ｄには、シャフト７が挿通される。シャフト７の端部は、上面１６ａから突出する。上面１６ａから突出したシャフト７の端部には、ネジ溝が形成される。このネジ溝にナットを締結することで、シャフト７の一端にハブ１６が設けられる。ハブ１６は、貫通孔１６ｄの中心を回転軸として回転する回転体である。 The through hole 16d penetrates from the top surface 16a to the bottom surface 16b. The shaft 7 is inserted through the through hole 16d. The end of the shaft 7 protrudes from the upper surface 16a. A screw groove is formed in the end of the shaft 7 protruding from the upper surface 16a. A hub 16 is provided at one end of the shaft 7 by fastening a nut to this thread groove. The hub 16 is a rotating body that rotates about the center of the through hole 16d as a rotation axis.

羽根１７は、ハブ１６と一体成形された薄板形状の部材である。ハブ１６の外周面１６ｃには、互いに周方向に離隔して複数の羽根１７が配される。隣り合う羽根１７の周方向の隙間（翼間１７ａ）が空気（流体）の流路となる。羽根１７は、ハブ１６の外周面１６ｃからシュラウド面６ａ（図１参照）に向かって径方向外側に延在し、ハブ１６の周方向に傾斜するように湾曲している。 The vane 17 is a thin plate-shaped member integrally formed with the hub 16 . A plurality of blades 17 are arranged on the outer peripheral surface 16c of the hub 16 so as to be spaced apart from each other in the circumferential direction. Circumferential gaps between adjacent blades 17 (between blades 17a) serve as flow paths for air (fluid). The blades 17 extend radially outward from the outer peripheral surface 16c of the hub 16 toward the shroud surface 6a (see FIG. 1) and are curved so as to be inclined in the circumferential direction of the hub 16. As shown in FIG.

羽根１７は、全羽根１８（長羽根、フルブレード）と、全羽根１８より軸方向の長さが短い短羽根１９（半羽根、ハーフブレード）とを含む。全羽根１８と短羽根１９とが周方向に交互に配されている。このように、短羽根１９を全羽根１８の間に配する構成により、同数の羽根１７をすべて全羽根１８で構成する場合に比べ、過給機ＴＣは、空気の吸引効率が向上する。以下、単に羽根１７という場合、全羽根１８および短羽根１９の両方を示す。 The blades 17 include full blades 18 (long blades, full blades) and short blades 19 (half blades, half blades) having a shorter axial length than the full blades 18 . Full blades 18 and short blades 19 are alternately arranged in the circumferential direction. By arranging the short blades 19 between all the blades 18 in this way, the supercharger TC has improved air suction efficiency compared to the case where all the blades 18 are made up of the same number of blades 17 . Hereinafter, when simply referring to the blades 17, both the full blades 18 and the short blades 19 are indicated.

図３は、羽根１７の形状を説明するための説明図である。図３では、本実施形態の羽根１７の子午面形状を一点鎖線で示す。子午面形状は、一枚の羽根１７の輪郭を、ハブ１６の径方向の位置を変えずに、ハブ１６の回転軸周りに回転して、ハブ１６の回転軸に平行な平面に投影させた形状である。図３中、左右方向がシャフト７の軸方向であって、右側がハブ１６の底面１６ｂ側となり、左側がハブ１６の上面１６ａ側となる。図３中、上下方向が羽根１７のスパン方向（翼長方向）であって、上側がシュラウド面６ａ側（以下、単に先端側という）となり、下側がハブ１６の外周面１６ｃ側（以下、単に根元側という）となる。 FIG. 3 is an explanatory diagram for explaining the shape of the blade 17. As shown in FIG. In FIG. 3, the meridional shape of the blade 17 of this embodiment is indicated by a dashed line. The meridional shape is obtained by rotating the contour of one blade 17 around the rotation axis of the hub 16 without changing the radial position of the hub 16 and projecting it onto a plane parallel to the rotation axis of the hub 16. Shape. 3, the left-right direction is the axial direction of the shaft 7, the right side is the bottom surface 16b side of the hub 16, and the left side is the top surface 16a side of the hub 16. As shown in FIG. In FIG. 3, the vertical direction is the span direction (blade length direction) of the blades 17, the upper side is the shroud surface 6a side (hereinafter simply referred to as the tip side), and the lower side is the outer peripheral surface 16c side of the hub 16 (hereinafter simply referred to as the tip side). root side).

図３に示すように、羽根１７は、コンプレッサインペラ８を通過する空気の流れ方向（以下、単に流れ方向と称す）の上流側の端部となるリーディングエッジ１７ｂを有する。なお、短羽根１９の軸方向の一端であるリーディングエッジ１７ｂは、全羽根１８の軸方向の一端であるリーディングエッジ１７ｂより流れ方向の下流側に位置する。 As shown in FIG. 3, the blade 17 has a leading edge 17b that serves as an upstream end in the flow direction of the air passing through the compressor impeller 8 (hereinafter simply referred to as the flow direction). The leading edge 17b, which is one end of the short blade 19 in the axial direction, is positioned downstream in the flow direction from the leading edge 17b, which is one end of the full blade 18 in the axial direction.

羽根１７は、流れ方向の下流側の端部となるトレーリングエッジ１７ｃを有する。翼面１７ｄは、羽根１７のうち、リーディングエッジ１７ｂとトレーリングエッジ１７ｃの間に形成され、翼間１７ａに形成される流路に面する曲面である。 The blade 17 has a trailing edge 17c that is the downstream end in the flow direction. The blade surface 17d is a curved surface formed between the leading edge 17b and the trailing edge 17c of the blade 17 and facing the flow path formed between the blades 17a.

図３に示すように、子午面形状においては、リーディングエッジ１７ｂは、シャフト７の径方向に大凡平行である。トレーリングエッジ１７ｃは、シャフト７の軸方向に大凡平行である。 As shown in FIG. 3 , in the meridional shape, the leading edge 17 b is generally parallel to the radial direction of the shaft 7 . Trailing edge 17 c is generally parallel to the axial direction of shaft 7 .

翼面１７ｄは、リーディングエッジ１７ｂと、トレーリングエッジ１７ｃとを端部とし、羽根１７の母線１７ｅ（図３中、破線で示す）を連続的に移動させた軌跡が描く曲面形状である。 The blade surface 17d has a curved surface shape drawn by a trajectory obtained by continuously moving a generatrix 17e of the blade 17 (indicated by a dashed line in FIG. 3) with the leading edge 17b and the trailing edge 17c as the ends.

羽根１７は、リーディングエッジ１７ｂとトレーリングエッジ１７ｃとの間における先端側の外縁１７ｆと、根元側の内縁１７ｇを含む。ここで、外縁１７ｆ上のリーディングエッジ１７ｂから任意の点までの長さをｍ１、外縁１７ｆ上のリーディングエッジ１７ｂからトレーリングエッジ１７ｃまでの長さをｍ２とする。また、内縁１７ｇ上のリーディングエッジ１７ｂから任意の点までの長さをｍ３、内縁１７ｇ上のリーディングエッジ１７ｂからトレーリングエッジ１７ｃまでの長さをｍ４とする。 The blade 17 includes a distal outer edge 17f between the leading edge 17b and the trailing edge 17c and a root inner edge 17g. Let m1 be the length from the leading edge 17b on the outer edge 17f to an arbitrary point, and m2 be the length from the leading edge 17b to the trailing edge 17c on the outer edge 17f. Let m3 be the length from the leading edge 17b on the inner edge 17g to an arbitrary point, and m4 be the length from the leading edge 17b to the trailing edge 17c on the inner edge 17g.

母線１７ｅは、外縁１７ｆ上の任意の点と、任意の点に対応する内縁１７ｇ上の対応点とを結んだ線である。具体的に、母線１７ｅは、ｍ１／ｍ２とｍ３／ｍ４が互いに等しい２つの点を結んだ線である。翼面１７ｄは、このような母線１７ｅの移動軌跡によって描かれる曲面である。 The generating line 17e is a line connecting an arbitrary point on the outer edge 17f and a corresponding point on the inner edge 17g corresponding to the arbitrary point. Specifically, the generatrix 17e is a line connecting two points where m1/m2 and m3/m4 are equal to each other. 17 d of wing surfaces are curved surfaces drawn by the movement locus|trajectory of such a generatrix 17e.

図４は、羽根１７のリーディングエッジ１７ｂの翼厚を示すグラフである。図４に示すように、羽根１７は、ハブ１６（図２参照）と接続する根元部２０と、ハブ１６からスパン方向に離隔した先端部２１とを有する。図３中、縦軸は、根元部２０から先端部２１までの距離を１とした場合における、根元部２０から各部位までの距離（以下、スパン方向距離という）を表している。横軸は、羽根１７の翼厚を表している。なお、図４～図９において、実線は、羽根１７の翼形状を表し、破線は、羽根１７の根元部２０と先端部２１とを直線で結んだ仮想線を表す。 FIG. 4 is a graph showing the blade thickness of the leading edge 17b of the blade 17. As shown in FIG. As shown in FIG. 4, vane 17 has a root portion 20 connected to hub 16 (see FIG. 2) and a tip portion 21 spaced spanwise from hub 16 . In FIG. 3, the vertical axis represents the distance from the root portion 20 to each part (hereinafter referred to as span direction distance) when the distance from the root portion 20 to the tip portion 21 is set to 1. The horizontal axis represents the blade thickness of the blade 17 . In FIGS. 4 to 9, the solid line represents the blade shape of the blade 17, and the dashed line represents the imaginary line connecting the root portion 20 and the tip portion 21 of the blade 17 with a straight line.

羽根１７の根元部２０の翼厚は、先端部２１の翼厚より大きい。羽根１７の先端部２１の翼厚は、根元部２０の翼厚より小さい。羽根１７の翼厚は、根元部２０から先端部２１にかけて小さくなる。羽根１７の翼厚は、根元部２０で最も厚く、先端部２１で最も薄い。羽根１７の根元部２０から先端部２１までの翼厚減少率は、一定ではなく、変化している。 The blade thickness of the root portion 20 of the blade 17 is greater than the blade thickness of the tip portion 21 . The blade thickness of the tip portion 21 of the blade 17 is smaller than the blade thickness of the root portion 20 . The blade thickness of blade 17 decreases from root portion 20 to tip portion 21 . The blade thickness of the blade 17 is the thickest at the root portion 20 and the thinnest at the tip portion 21 . The blade thickness reduction rate from the root portion 20 to the tip portion 21 of the blade 17 is not constant but changes.

具体的に、羽根１７の翼厚減少率は、根元部２０から先端部２１側に向かってなだらかに上昇し、スパン方向距離０～０．４未満の範囲で最大値（０．３７）をとり、最大値をとるスパン方向距離Ｐからスパン方向距離１．０までなだらかに減少する。 Specifically, the blade thickness reduction rate of the blade 17 gently rises from the root portion 20 toward the tip portion 21 side, and takes the maximum value (0.37) in the span direction distance range of 0 to less than 0.4. , gradually decreases from the maximum spanwise distance P to a spanwise distance of 1.0.

図５は、羽根１７のリーディングエッジ１７ｂの先端部２１近傍の翼厚を示すグラフである。図５中、縦軸は、スパン方向距離を表し、横軸は、先端部２１の翼厚を１とした場合における、各部位の翼厚を表している。 FIG. 5 is a graph showing blade thickness in the vicinity of the tip portion 21 of the leading edge 17b of the blade 17. As shown in FIG. In FIG. 5, the vertical axis represents the distance in the span direction, and the horizontal axis represents the blade thickness of each part when the blade thickness of the tip portion 21 is set to 1. As shown in FIG.

図５に示すように、羽根１７の翼厚は、先端部２１から根元部２０側に向かってなだらかに増加する。スパン方向距離０．８５の翼厚は、スパン方向距離１．０の翼厚の１．１倍以上の厚さを有する。スパン方向距離０．８の翼厚は、スパン方向距離１．０の翼厚の１．２倍以上の厚さを有する。スパン方向距離０．７の翼厚は、スパン方向距離１．０の翼厚の１．３倍以上の厚さを有する。 As shown in FIG. 5, the blade thickness of the blade 17 increases gently from the tip portion 21 toward the root portion 20 side. A blade thickness at a spanwise distance of 0.85 has a thickness greater than or equal to 1.1 times that at a spanwise distance of 1.0. A blade thickness at a spanwise distance of 0.8 has a thickness greater than or equal to 1.2 times that at a spanwise distance of 1.0. A blade thickness at a spanwise distance of 0.7 has a thickness that is 1.3 times greater than a blade thickness at a spanwise distance of 1.0.

図６は、羽根１７のｍ１／ｍ２（ｍ３／ｍ４）＝０．３５の位置における母線１７ｅ断面の翼厚を示すグラフである。図６中、縦軸は、スパン方向距離を表し、横軸は、羽根１７の翼厚を表している。 FIG. 6 is a graph showing the blade thickness of the section of the generatrix 17e at the position of m1/m2 (m3/m4)=0.35 of the blade 17. FIG. In FIG. 6 , the vertical axis represents the spanwise distance, and the horizontal axis represents the blade thickness of the blade 17 .

図６に示すように、羽根１７の根元部２０の翼厚は、先端部２１の翼厚より大きい。羽根１７の先端部２１の翼厚は、根元部２０の翼厚より小さい。羽根１７の翼厚は、根元部２０から先端部２１にかけて小さくなる。羽根１７の翼厚は、根元部２０で最も厚く、先端部２１で最も薄い。 As shown in FIG. 6 , the blade thickness of root portion 20 of blade 17 is greater than the blade thickness of tip portion 21 . The blade thickness of the tip portion 21 of the blade 17 is smaller than the blade thickness of the root portion 20 . The blade thickness of blade 17 decreases from root portion 20 to tip portion 21 . The blade thickness of the blade 17 is the thickest at the root portion 20 and the thinnest at the tip portion 21 .

羽根１７のｍ１／ｍ２（ｍ３／ｍ４）＝０．３５の位置における根元部２０の翼厚は、リーディングエッジ１７ｂにおける根元部２０の翼厚（図４参照）より大きい。羽根１７のｍ１／ｍ２（ｍ３／ｍ４）＝０．３５の位置における先端部２１の翼厚は、リーディングエッジ１７ｂにおける先端部２１の翼厚（図４参照）と等しい。ここで、等しいとは、完全に等しい場合と、許容誤差（加工精度や組付誤差等）の範囲内で完全に等しい場合からずれている場合とを含む意味である。 The blade thickness of the root portion 20 at the position of m1/m2 (m3/m4)=0.35 of the blade 17 is greater than the blade thickness of the root portion 20 (see FIG. 4) at the leading edge 17b. The blade thickness of the tip portion 21 at the position of m1/m2 (m3/m4)=0.35 of the blade 17 is equal to the blade thickness of the tip portion 21 at the leading edge 17b (see FIG. 4). Here, "equal" includes the case of being completely equal and the case of being deviated from the case of being completely equal within the range of allowable error (processing accuracy, assembly error, etc.).

羽根１７の根元部２０から先端部２１までの翼厚減少率は、一定ではなく、変化している。具体的に、羽根１７の翼厚減少率は、根元部２０から先端部２１側に向かってなだらかに上昇し、スパン方向距離０～０．４未満の範囲で最大値（０．３８）をとり、最大値をとるスパン方向距離Ｐからスパン方向距離１．０までなだらかに減少する。 The blade thickness reduction rate from the root portion 20 to the tip portion 21 of the blade 17 is not constant but changes. Specifically, the blade thickness reduction rate of the blade 17 gently rises from the root portion 20 toward the tip portion 21 side, and takes the maximum value (0.38) in the span direction distance range of 0 to less than 0.4. , gradually decreases from the maximum spanwise distance P to a spanwise distance of 1.0.

図７は、羽根１７のｍ１／ｍ２（ｍ３／ｍ４）＝０．３５の位置における先端部２１近傍の翼厚を示すグラフである。図７中、縦軸は、スパン方向距離を表し、横軸は、先端部２１の翼厚を１とした場合における、各部位の翼厚を表している。 FIG. 7 is a graph showing the blade thickness near the tip portion 21 at the position of m1/m2 (m3/m4)=0.35 of the blade 17. FIG. In FIG. 7, the vertical axis represents the distance in the span direction, and the horizontal axis represents the blade thickness of each part when the blade thickness of the tip portion 21 is set to 1. In FIG.

図７に示すように、羽根１７の翼厚は、先端部２１から根元部２０側に向かってなだらかに増加する。羽根１７のｍ１／ｍ２（ｍ３／ｍ４）＝０．３５の位置における先端部２１近傍の翼厚増加率は、リーディングエッジ１７ｂにおける先端部２１近傍の翼厚増加率（図５参照）より大きい。 As shown in FIG. 7, the blade thickness of the blade 17 gently increases from the tip portion 21 toward the root portion 20 side. The blade thickness increase rate near the tip 21 at the position of m1/m2 (m3/m4)=0.35 of the blade 17 is larger than the blade thickness increase rate near the tip 21 of the leading edge 17b (see FIG. 5).

羽根１７のｍ１／ｍ２（ｍ３／ｍ４）＝０．３５の位置におけるスパン方向距離０．８５の翼厚は、スパン方向距離１．０の翼厚の１．５倍以上の厚さを有する。スパン方向距離０．８の翼厚は、スパン方向距離１．０の翼厚の１．８倍以上の厚さを有する。スパン方向距離０．７の翼厚は、スパン方向距離１．０の翼厚の２．０倍以上の厚さを有する。 The blade thickness at the spanwise distance of 0.85 at the position of m1/m2 (m3/m4)=0.35 of the blade 17 is 1.5 times or more the blade thickness at the spanwise distance of 1.0. A blade thickness at a spanwise distance of 0.8 has a thickness greater than or equal to 1.8 times the blade thickness at a spanwise distance of 1.0. A blade thickness at a spanwise distance of 0.7 has a thickness greater than or equal to 2.0 times the blade thickness at a spanwise distance of 1.0.

図８は、羽根１７のトレーリングエッジ１７ｃの翼厚を示すグラフである。図８中、縦軸は、スパン方向距離を表し、横軸は、羽根１７の翼厚を表している。 FIG. 8 is a graph showing the blade thickness of the trailing edge 17c of the blade 17. As shown in FIG. In FIG. 8 , the vertical axis represents the spanwise distance, and the horizontal axis represents the blade thickness of the blade 17 .

図８に示すように、羽根１７の根元部２０の翼厚は、先端部２１の翼厚より大きい。羽根１７の先端部２１の翼厚は、根元部２０の翼厚より小さい。羽根１７の翼厚は、根元部２０から先端部２１にかけて小さくなる。羽根１７の翼厚は、根元部２０で最も厚く、先端部２１で最も薄い。 As shown in FIG. 8 , the blade thickness of root portion 20 of blade 17 is greater than the blade thickness of tip portion 21 . The blade thickness of the tip portion 21 of the blade 17 is smaller than the blade thickness of the root portion 20 . The blade thickness of blade 17 decreases from root portion 20 to tip portion 21 . The blade thickness of the blade 17 is the thickest at the root portion 20 and the thinnest at the tip portion 21 .

羽根１７のトレーリングエッジ１７ｃの根元部２０の翼厚は、リーディングエッジ１７ｂにおける根元部２０の翼厚（図４参照）よりわずかに大きい。羽根１７のトレーリングエッジ１７ｃの根元部２０の翼厚は、羽根１７のｍ１／ｍ２（ｍ３／ｍ４）＝０．３５の位置における根元部２０の翼厚（図６参照）より小さい。羽根１７のトレーリングエッジ１７ｃにおける先端部２１の翼厚は、トレーリングエッジ１７ｃおよびｍ１／ｍ２（ｍ３／ｍ４）＝０．３５の位置における先端部２１の翼厚と等しい。 The blade thickness of the root portion 20 of the trailing edge 17c of the blade 17 is slightly larger than the blade thickness of the root portion 20 of the leading edge 17b (see FIG. 4). The blade thickness of the root portion 20 of the trailing edge 17c of the blade 17 is smaller than the blade thickness of the root portion 20 (see FIG. 6) of the blade 17 at the position of m1/m2 (m3/m4)=0.35. The thickness of tip 21 at trailing edge 17c of blade 17 is equal to the thickness of tip 21 at trailing edge 17c and m1/m2 (m3/m4)=0.35.

羽根１７の根元部２０から先端部２１までの翼厚減少率は、一定ではなく、変化している。具体的に、羽根１７の翼厚減少率は、根元部２０から先端部２１側に向かってなだらかに上昇し、スパン方向距離０～０．４未満の範囲で最大値（０．３７）をとり、最大値をとるスパン方向距離Ｐからスパン方向距離１．０までなだらかに減少する。 The blade thickness reduction rate from the root portion 20 to the tip portion 21 of the blade 17 is not constant but changes. Specifically, the blade thickness reduction rate of the blade 17 gently rises from the root portion 20 toward the tip portion 21 side, and takes the maximum value (0.37) in the span direction distance range of 0 to less than 0.4. , gradually decreases from the maximum spanwise distance P to a spanwise distance of 1.0.

図９は、羽根１７のトレーリングエッジ１７ｃにおける先端部２１近傍の翼厚を示すグラフである。図９中、縦軸は、スパン方向距離を表し、横軸は、先端部２１の翼厚を１とした場合における、各部位の翼厚を表している。 FIG. 9 is a graph showing blade thickness near the tip portion 21 of the trailing edge 17c of the blade 17. As shown in FIG. In FIG. 9, the vertical axis represents the distance in the span direction, and the horizontal axis represents the blade thickness of each part when the blade thickness of the tip portion 21 is set to 1. In FIG.

図９に示すように、羽根１７の翼厚は、先端部２１から根元部２０側に向かってなだらかに増加する。羽根１７のトレーリングエッジ１７ｃにおける先端部２１近傍の翼厚増加率は、リーディングエッジ１７ｂにおける先端部２１近傍の翼厚増加率（図５参照）よりわずかに大きい。羽根１７のトレーリングエッジ１７ｃにおける先端部２１近傍の翼厚増加率は、ｍ１／ｍ２（ｍ３／ｍ４）＝０．３５における先端部２１近傍の翼厚増加率（図７参照）より小さい。 As shown in FIG. 9, the blade thickness of the blade 17 gently increases from the tip portion 21 toward the root portion 20 side. The blade thickness increase rate near the tip portion 21 of the trailing edge 17c of the blade 17 is slightly larger than the blade thickness increase rate (see FIG. 5) near the tip portion 21 of the leading edge 17b. The blade thickness increase rate near the tip portion 21 at the trailing edge 17c of the blade 17 is smaller than the blade thickness increase rate near the tip portion 21 at m1/m2 (m3/m4)=0.35 (see FIG. 7).

羽根１７のトレーリングエッジ１７ｃにおけるスパン方向距離０．８５の翼厚は、スパン方向距離１．０の翼厚の１．１倍以上の厚さを有する。スパン方向距離０．８の翼厚は、スパン方向距離１．０の翼厚の１．２倍以上の厚さを有する。スパン方向距離０．７の翼厚は、スパン方向距離１．０の翼厚の１．３倍以上の厚さを有する。 The blade thickness at the spanwise distance of 0.85 at the trailing edge 17c of the blade 17 is 1.1 times or more the blade thickness at the spanwise distance of 1.0. A blade thickness at a spanwise distance of 0.8 has a thickness greater than or equal to 1.2 times that at a spanwise distance of 1.0. A blade thickness at a spanwise distance of 0.7 has a thickness that is 1.3 times greater than a blade thickness at a spanwise distance of 1.0.

図１０は、全羽根１８のスパン方向の長さと翼厚減少率との関係を表すグラフである。図１０中、縦軸は、全羽根１８のスパン方向における翼厚減少率を表す。横軸は、全羽根１８の根元部２０から先端部２１までのスパン方向の全長を１００％とした場合における、根元部２０からの長さの割合（図中、％Ｓｐａｎ）を表している。図１０では、リーディングエッジ１７ｂからトレーリングエッジ１７ｃまでの複数箇所のスパン方向の翼厚分布を示している。 FIG. 10 is a graph showing the relationship between the spanwise length of all blades 18 and the blade thickness reduction rate. In FIG. 10 , the vertical axis represents the blade thickness reduction rate in the span direction of all blades 18 . The horizontal axis represents the ratio of the length from the root portion 20 (%Span in the drawing) to the total length in the span direction from the root portion 20 to the tip portion 21 of all the blades 18 as 100%. FIG. 10 shows the blade thickness distribution in the span direction at a plurality of locations from the leading edge 17b to the trailing edge 17c.

図１０に示すように、全羽根１８の翼厚は、リーディングエッジ１７ｂからトレーリングエッジ１７ｃまでのいずれの箇所においても翼厚減少率が変化する。全羽根１８の翼厚減少率は、根元部２０から先端部２１までのスパン方向の長さにおいて４０％未満の範囲で徐々に増加し、最大値となる。全羽根１８の翼厚減少率は、根元部２０から先端部２１までのスパン方向の長さにおいて４０％以上の範囲で徐々に減少する。本実施形態では、全羽根１８の翼厚減少率は、スパン方向において極小値を含まない。また、全羽根１８の翼厚減少率は、スパン方向において不連続とならず、連続性を有する。 As shown in FIG. 10, the blade thickness reduction rate of all blades 18 changes at any point from the leading edge 17b to the trailing edge 17c. The blade thickness reduction rate of all blades 18 gradually increases within a range of less than 40% in the span direction length from the root portion 20 to the tip portion 21 and reaches a maximum value. The blade thickness reduction rate of all blades 18 gradually decreases in the range of 40% or more in the length in the span direction from the root portion 20 to the tip portion 21 . In this embodiment, the blade thickness reduction rate of all blades 18 does not include a minimum value in the span direction. Further, the blade thickness reduction rate of all the blades 18 is not discontinuous in the span direction and has continuity.

図１１は、短羽根１９のスパン方向の長さと翼厚減少率との関係を表すグラフである。短羽根１９の翼厚減少率は、全羽根１８の翼厚減少率に比べ小さいものの、翼厚減少率の特徴は、全羽根１８の特徴と同様であるため、説明を省略する。 FIG. 11 is a graph showing the relationship between the length of the short blade 19 in the span direction and the blade thickness reduction rate. Although the blade thickness reduction rate of the short blades 19 is smaller than the blade thickness reduction rate of the full blades 18, the characteristics of the blade thickness reduction rate are the same as those of the full blades 18, so the description thereof is omitted.

図１２は、羽根１７の翼厚減少率と空力性能との関係を説明するためのグラフである。図１２中、縦軸は、遠心圧縮機ＣＣの空力性能（断熱効率）を表し、横軸は、遠心圧縮機ＣＣの流量係数を表す。 FIG. 12 is a graph for explaining the relationship between the blade thickness reduction rate of the blade 17 and the aerodynamic performance. In FIG. 12, the vertical axis represents the aerodynamic performance (adiabatic efficiency) of the centrifugal compressor CC, and the horizontal axis represents the flow coefficient of the centrifugal compressor CC.

図１２中、実線は、スパン方向の長さが４０％未満の範囲で翼厚減少率が最大値となる羽根１７を備えた本実施形態の遠心圧縮機ＣＣの空力性能を示す。一点鎖線は、スパン方向の長さが３０％未満の範囲で翼厚減少率が最大値となる羽根を備えた比較例１としての遠心圧縮機の空力性能を示す。破線は、スパン方向の長さが４０％以上の範囲で翼厚減少率が最大値となる羽根を備えた比較例２としての遠心圧縮機の空力性能を示す。 In FIG. 12, the solid line indicates the aerodynamic performance of the centrifugal compressor CC of the present embodiment, which includes the blades 17 having the maximum blade thickness reduction rate when the length in the span direction is less than 40%. The dashed-dotted line indicates the aerodynamic performance of the centrifugal compressor as Comparative Example 1, which has blades with a maximum blade thickness reduction rate in the range of less than 30% in span direction length. The dashed line indicates the aerodynamic performance of a centrifugal compressor as Comparative Example 2 having blades with a maximum blade thickness reduction rate in the range of 40% or more in the span direction length.

図１２中、実線および一点鎖線で示すように、本実施形態および比較例１の遠心圧縮機の空力性能は、基準値Ｂを超えている。一方、破線で示すように、比較例２の遠心圧縮機の空力性能は、基準値Ｂに達していない。図１２から理解できるとおり、羽根１７のスパン方向の長さが４０％未満の範囲で翼厚減少率の最大値を設定することで、基準値Ｂ以上の空力性能を得ることができる。一方、スパン方向の長さが４０％以上の範囲で翼厚減少率の最大値を設定した場合は、基準値Ｂ以上の空力性能を得ることができなくなる。 12, the aerodynamic performance of the centrifugal compressors of this embodiment and Comparative Example 1 exceeds the reference value B, as indicated by the solid line and the dashed-dotted line. On the other hand, as indicated by the dashed line, the aerodynamic performance of the centrifugal compressor of Comparative Example 2 did not reach the reference value B. As can be understood from FIG. 12, the aerodynamic performance equal to or higher than the reference value B can be obtained by setting the maximum blade thickness reduction rate within a range where the length of the blade 17 in the span direction is less than 40%. On the other hand, if the maximum value of the blade thickness reduction rate is set in the range where the length in the span direction is 40% or more, the aerodynamic performance equal to or higher than the reference value B cannot be obtained.

図１３は、羽根１７の先端部２１近傍の翼厚と空力性能との関係を説明するためのグラフである。図１３中、縦軸は、遠心圧縮機ＣＣの空力性能（断熱効率）を表し、横軸は、遠心圧縮機ＣＣの流量係数を表す。 FIG. 13 is a graph for explaining the relationship between the blade thickness near the tip 21 of the blade 17 and the aerodynamic performance. In FIG. 13, the vertical axis represents the aerodynamic performance (adiabatic efficiency) of the centrifugal compressor CC, and the horizontal axis represents the flow coefficient of the centrifugal compressor CC.

図１３中、実線は、スパン方向の長さにおける８０％の位置の羽根１７の翼厚が先端部２１における翼厚の１．２倍となる羽根１７を備えた本実施形態の遠心圧縮機ＣＣの空力性能を示す。一点鎖線は、スパン方向の長さにおける８０％の位置の羽根の翼厚が先端部における翼厚の１．３倍となる羽根を備えた比較例１としての遠心圧縮機の空力性能を示す。破線は、スパン方向の長さにおける８０％の位置の羽根の翼厚が先端部における翼厚の１．１倍となる羽根を備えた比較例２としての遠心圧縮機の空力性能を示す。 In FIG. 13 , the solid line indicates the centrifugal compressor CC of the present embodiment, which has blades 17 whose blade thickness is 1.2 times the blade thickness at the tip portion 21 at the 80% position in the length in the span direction. shows the aerodynamic performance of The dashed-dotted line shows the aerodynamic performance of the centrifugal compressor as Comparative Example 1, which has blades whose blade thickness at the 80% position in the length in the span direction is 1.3 times the blade thickness at the tip. The dashed line indicates the aerodynamic performance of the centrifugal compressor as Comparative Example 2, which has blades whose blade thickness at the 80% position in the span direction is 1.1 times the blade thickness at the tip.

図１３中、実線および一点鎖線で示すように、本実施形態および比較例１の遠心圧縮機の空力性能は、基準値Ｂを超えている。一方、破線で示すように、比較例２の遠心圧縮機の空力性能は、基準値Ｂに達していない。図１３から理解できるとおり、羽根１７のスパン方向の長さにおける８０％の位置の羽根１７の翼厚を先端部２１における翼厚の１．２倍以上に設定することで、基準値Ｂ以上の空力性能を得ることができる。一方、スパン方向の長さにおける８０％の位置の羽根１７の翼厚を先端部２１における翼厚の１．２倍未満に設定した場合は、基準値Ｂ以上の空力性能を得ることができなくなる。 13, the aerodynamic performance of the centrifugal compressors of this embodiment and Comparative Example 1 exceeds the reference value B, as indicated by the solid line and the dashed line. On the other hand, as indicated by the dashed line, the aerodynamic performance of the centrifugal compressor of Comparative Example 2 did not reach the reference value B. As can be understood from FIG. 13, by setting the blade thickness of the blade 17 at the 80% position in the length of the blade 17 in the span direction to 1.2 times or more the blade thickness at the tip portion 21, the reference value B or more You can get aerodynamic performance. On the other hand, if the blade thickness of the blade 17 at the 80% position in the span direction is set to be less than 1.2 times the blade thickness at the tip 21, aerodynamic performance equal to or higher than the reference value B cannot be obtained. .

以上のように、本実施形態のコンプレッサインペラ８は、スパン方向の長さにおいて４０％未満の範囲で翼厚減少率が最大値となる羽根１７を有する。これにより、スパン方向の長さにおいて４０％以上の範囲で翼厚減少率の最大値を有する羽根に比べ、羽根１７の先端部２１側の翼厚を薄くすることができる。羽根１７の先端部２１側の翼厚が薄くなるほど、空気抵抗が小さくなるため、空力性能を向上させることができる。 As described above, the compressor impeller 8 of the present embodiment has the blades 17 that have the maximum blade thickness reduction rate within a range of less than 40% in the length in the span direction. As a result, the blade thickness on the tip portion 21 side of the blade 17 can be made thinner than the blade having the maximum value of the blade thickness reduction rate in the range of 40% or more in the length in the span direction. As the blade thickness on the tip portion 21 side of the blade 17 becomes thinner, the air resistance becomes smaller, so that the aerodynamic performance can be improved.

一方、スパン方向の長さにおいて４０％未満の範囲では、翼厚を厚くすることができることから、羽根１７の強度を確保するとともに、羽根１７の固有振動数の低下を抑制することができる。その結果、羽根１７の強度と空力性能とを両立させることができる。 On the other hand, when the length in the span direction is less than 40%, the blade thickness can be increased, so the strength of the blades 17 can be secured and the natural frequency of the blades 17 can be suppressed from lowering. As a result, both the strength and aerodynamic performance of the blade 17 can be achieved.

また、本実施形態では、スパン方向の長さにおける８０％の位置の羽根１７の翼厚は、先端部２１の翼厚の１．２倍以上である。これにより、羽根１７の先端部２１に近づくほど、翼厚を薄くすることができる。回転するコンプレッサインペラ８は、羽根１７の先端部２１に近づくほど回転速度が大きくなり、空力性能への寄与も大きくなる。したがって、先端部２１の翼厚を薄くするほど、空力性能を向上させることができる。 Further, in this embodiment, the blade thickness of the blade 17 at the 80% position in the length in the span direction is 1.2 times or more the blade thickness of the tip portion 21 . Thereby, the thickness of the blade can be reduced as the blade 17 approaches the tip portion 21 . The rotational speed of the rotating compressor impeller 8 increases as it gets closer to the tip 21 of the blade 17, and its contribution to the aerodynamic performance increases. Therefore, the thinner the blade thickness of the tip portion 21 is, the more the aerodynamic performance can be improved.

また、本実施形態では、羽根１７のスパン方向における翼厚減少率に、極小値が含まれない。極小値を含まないため、スパン方向に羽根１７の先端部２１側における翼厚が小さく、また先端部２１側に向かっての翼厚の変化が小さくなる。先端部２１側の翼厚が小さく変化も小さいことで、空力性能をより高めることができる。 Further, in the present embodiment, the blade thickness reduction rate in the span direction of the blade 17 does not include a local minimum value. Since no local minimum value is included, the blade thickness on the tip portion 21 side of the blade 17 in the span direction is small, and the change in blade thickness toward the tip portion 21 side is small. The aerodynamic performance can be further enhanced because the blade thickness on the tip portion 21 side is small and changes are small.

また、本実施形態では、羽根１７の翼厚減少率は、スパン方向において連続性を有する。つまり、羽根１７の翼厚減少率は、スパン方向において不連続でなく、屈曲が形成されずに、空力性能の悪化を抑制することができる。 Further, in this embodiment, the blade thickness reduction rate of the blade 17 has continuity in the span direction. In other words, the blade thickness reduction rate of the blade 17 is not discontinuous in the span direction, and no bend is formed, thereby suppressing deterioration of the aerodynamic performance.

以上、添付図面を参照しながら本開示の実施形態について説明したが、本開示はかかる実施形態に限定されないことは言うまでもない。当業者であれば、特許請求の範囲に記載
された範疇において、各種の変更例または修正例に想到し得ることは明らかであり、それらについても当然に本開示の技術的範囲に属するものと了解される。 Although the embodiments of the present disclosure have been described above with reference to the accompanying drawings, it goes without saying that the present disclosure is not limited to such embodiments. It is clear that a person skilled in the art can conceive of various modifications or modifications within the scope of the claims, and it is understood that these also belong to the technical scope of the present disclosure. be done.

上記実施形態では、羽根１７がコンプレッサインペラ８に適用される例について説明した。しかし、これに限定されず、羽根１７は、タービンインペラ９に適用されてもよい。 In the above embodiment, an example in which the blades 17 are applied to the compressor impeller 8 has been described. However, the blades 17 are not limited to this and may be applied to the turbine impeller 9 .

上記実施形態では、スパン方向の長さにおける８０％の位置の羽根１７の翼厚が、羽根１７の先端部２１の翼厚の１．２倍以上である例について説明した。しかし、これに限定されず、スパン方向の長さにおける８０％の位置の羽根１７の翼厚は、羽根１７の先端部２１の翼厚の１．２倍未満であってもよい。 In the above embodiment, an example was described in which the blade thickness of the blade 17 at the 80% position in the length in the span direction is 1.2 times or more the blade thickness of the tip portion 21 of the blade 17 . However, it is not limited to this, and the blade thickness of the blade 17 at the 80% position in the length in the span direction may be less than 1.2 times the blade thickness of the tip portion 21 of the blade 17 .

上記実施形態では、羽根１７の翼厚減少率が極小値を含まず、スパン方向において連続性を有する例について説明した。しかし、これに限定されず、翼厚減少率は、極小値を含んでもよく、また、スパン方向において不連続であってもよい。 In the above-described embodiment, an example in which the blade thickness reduction rate of the blade 17 does not include a minimum value and is continuous in the span direction has been described. However, without being limited to this, the blade thickness reduction rate may include a minimum value and may be discontinuous in the span direction.

ＣＣ遠心圧縮機
８コンプレッサインペラ（インペラ）
１６ハブ
１７羽根
１７ｂリーディングエッジ
１７ｃトレーリングエッジ
１７ｄ翼面
１７ｅ母線
１７ｆ外縁
１７ｇ内縁
１８全羽根
１９短羽根
２０根元部
２１先端部 CC Centrifugal compressor 8 Compressor impeller (impeller)
16 hub 17 blade 17b leading edge 17c trailing edge 17d blade surface 17e generatrix 17f outer edge 17g inner edge 18 full blade 19 short blade 20 root portion 21 tip portion

Claims

a hub provided on the shaft;
a blade that is provided on the outer peripheral surface of the hub and has a maximum blade thickness reduction rate in a range of less than 40% in the span direction length from the root to the tip;
impeller with

The blade thickness of the blade at 80% of the length in the span direction from the root portion to the tip portion is 1.2 times or more the blade thickness of the tip portion of the blade,
Impeller according to claim 1.

The blade thickness reduction rate does not include a minimum value in the span direction,
Impeller according to claim 1 or 2.

The blade thickness reduction rate has continuity in the span direction,
The impeller according to any one of claims 1-3.

A centrifugal compressor comprising the impeller according to any one of claims 1 to 4.