JP4863817B2 - Additional blade design method for axial fans - Google Patents
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Description
本発明は、回転中心を備えたハブ部の外周に配置された翼に追加翼を設計する軸流ファンの追加翼設計方法に関する。 The present invention relates to an additional blade design method for an axial flow fan in which an additional blade is designed on a blade disposed on the outer periphery of a hub portion having a rotation center.
空気調和装置の室外機、換気扇及び扇風機などには、気体を軸方向から吸い込んで軸方向に送風する軸流ファン(例えば、プロペラファン)が適用されている。軸流ファンは、回転中心を備えたハブ部の外周に配置された複数枚の翼を備え、この翼が三次元の曲面形状に形成されている。
軸流ファンの翼を設計する場合、翼の周方向断面形状と半径方向断面形状とを数個のパラメータで特定した数式を定義し、この数式を用いて翼を設計可能にしたものが知られている(例えば、特許文献1参照)。
ところで、軸流ファンには、ファン回転時に翼の外周側に発生する翼端渦などに起因して騒音が生じてしまう。従来、この翼端渦の発生を抑制するためには、翼の形状を部分的に変更して追加翼を有する翼形状が提案されている(例えば、特許文献2参照)。
When designing the blades of an axial fan, it is known to define a formula that specifies the circumferential cross-sectional shape and radial cross-sectional shape of the blade with several parameters, and to use this formula to design the blade. (For example, refer to Patent Document 1).
By the way, noise is generated in the axial fan due to a blade tip vortex generated on the outer peripheral side of the blade when the fan rotates. Conventionally, in order to suppress the generation of the blade tip vortex, a blade shape having an additional blade by partially changing the shape of the blade has been proposed (for example, see Patent Document 2).
しかし、上述した特許文献1記載の設計方法は、追加翼を有しない三次元曲面の翼を設計する方法であり、部分的に形状変更を行うことは難しかった。このため、特許文献2記載のような追加翼を有する翼を設計する作業が複雑化してしまい、また、最良の翼形状の見極めが困難となっていた。
However, the design method described in
本発明は、上述した事情に鑑みてなされたものであり、追加翼を容易に設計することができる軸流ファンの追加翼設計方法を提供することにある。 The present invention has been made in view of the above-described circumstances, and it is an object of the present invention to provide an additional blade design method for an axial fan capable of easily designing additional blades.
上述した課題を解決するため、本発明は、回転中心を備えたハブ部の外周に配置された翼に、その回転軸に垂直な平面に対して前記回転中心を原点とする座標系を設定し、前記平面上に前記翼の回転中心からずれた任意の基準点を設定し、前記翼における前記基準点を中心とする任意の第1半径の円弧上を翼形状変更開始部に設定し、この翼形状変更開始部で翼形状を変更させて追加翼を設計することを特徴とする。
この発明によれば、翼の回転中心からずれた任意の基準点を設定し、この翼における基準点を中心とする任意の第1半径の円弧上を翼形状変更開始部に設定し、この翼形状変更開始部で翼形状を変更させて追加翼を設計するので、翼の円周方向に略沿った翼形状変更開始部を容易に設定でき、騒音低減などに好適な追加翼を容易に設計することができる。
In order to solve the above-described problem, the present invention sets a coordinate system having the rotation center as an origin with respect to a plane perpendicular to the rotation axis, on a blade disposed on the outer periphery of the hub portion having the rotation center. , Set an arbitrary reference point shifted from the rotation center of the blade on the plane, set an arc of an arbitrary first radius centered on the reference point in the blade as a blade shape change start portion, The additional wing is designed by changing the wing shape at the wing shape change start part.
According to the present invention, an arbitrary reference point deviated from the rotation center of the blade is set, an arc having an arbitrary first radius centered on the reference point of the blade is set as the blade shape change start portion, and the blade Since the additional blade is designed by changing the blade shape at the shape change start part, it is possible to easily set the blade shape change start part substantially along the circumferential direction of the blade and easily design an additional blade suitable for noise reduction etc. can do.
上記構成において、前記基準点は、翼前縁の先端部を中心にして、前記回転中心から当該回転中心と前記先端部との距離を半径とする任意の第1角度の円弧を描いた場合に得られる前記円弧の端点に設定されることが好ましい。この場合、前記第1角度を変数に設定し、この第1角度を変更して前記翼形状変更開始部の位置を変更可能にすることが好ましい。この構成によれば、第1角度の数値設定や数値変更だけで翼形状変更開始部の設計やその設計変更を容易に行うことができる。 In the above configuration, the reference point is an arc having an arbitrary first angle with the radius from the rotation center to the tip of the tip of the blade leading edge as a center. It is preferable to set the end point of the obtained arc. In this case, it is preferable to set the first angle as a variable and change the first angle so that the position of the blade shape change start portion can be changed. According to this configuration, it is possible to easily design and change the design of the blade shape change start portion only by setting the numerical value of the first angle or changing the numerical value.
また、上記構成において、前記翼の外周部に追加翼を設計する場合、前記翼形状変更開始部を基準に前記翼の外周側を折り曲げた形状に設計することが好ましい。この構成によれば、翼端渦に起因する騒音を低減を図った翼を容易に設計することができる。 Further, in the above configuration, when an additional blade is designed on the outer peripheral portion of the blade, it is preferable that the outer peripheral side of the blade is bent with respect to the blade shape change start portion. According to this configuration, it is possible to easily design a blade that reduces noise caused by the blade tip vortex.
また、上記構成において、前記翼の外周部を除く翼面に追加翼を設計する場合、前記翼形状変更開始部に前記翼の負圧面側に突出する追加翼を設計することが好ましい。この構成によれば、翼面近傍を流れる気流に起因する騒音低減を図った翼を容易に設計することができる。 In the above configuration, when an additional blade is designed on the blade surface excluding the outer peripheral portion of the blade, it is preferable to design an additional blade that protrudes toward the suction surface side of the blade at the blade shape change start portion. According to this configuration, it is possible to easily design a blade that reduces noise caused by the airflow flowing in the vicinity of the blade surface.
また、上記構成において、前記追加翼の曲面の最大変化量と、前記追加翼の傾き変化位置と、前記追加翼の最大変化位置とを変数として、前記翼の曲面の変化量を得る数式を定義して、前記追加翼を設計することが好ましい。この構成によれば、追加翼の曲面の最大変化量と、前記追加翼の傾き変化位置と、前記追加翼の最大変化位置との3つの変数だけで、追加翼の曲面を容易に設計することができる。 Further, in the above configuration, a mathematical formula for obtaining a change amount of the curved surface of the blade is defined by using the maximum change amount of the curved surface of the additional blade, the inclination change position of the additional blade, and the maximum change position of the additional blade as variables. Thus, it is preferable to design the additional wing. According to this configuration, it is possible to easily design the curved surface of the additional blade with only three variables: the maximum amount of change of the curved surface of the additional blade, the inclination change position of the additional blade, and the maximum change position of the additional blade. Can do.
また、上記構成において、前記追加翼の曲面の変化量を得る数式は、前記翼の翼前縁の先端部と前記追加翼の傾き変化位置との間を滑らかにつなぐ二次曲線を示す第一式と、前記傾き変化位置と前記追加翼の最大変化位置との間を滑らかにつなぐ二次曲線を示す第二式と、前記最大変化位置と曲面終了位置との間を滑らかにつなぐ二次曲線を示す第三式とでを用いて定義されることが好ましい。この構成によれば、追加翼の形状変化を滑らかにすることができると共に、複雑な曲面形状を設計することができる。 Further, in the above configuration, the mathematical formula for obtaining the amount of change in the curved surface of the additional blade is a first curve that smoothly represents a quadratic curve that smoothly connects between the tip of the blade leading edge of the blade and the inclination change position of the additional blade. A quadratic curve that smoothly connects between the maximum change position and the curved surface end position, and a second expression showing a quadratic curve that smoothly connects the inclination change position and the maximum change position of the additional blade. It is preferable to be defined using and in the third formula. According to this configuration, the shape change of the additional wing can be smoothed, and a complicated curved surface shape can be designed.
本発明は、翼の回転中心からずれた任意の基準点を設定し、この翼における基準点を中心とする任意の第1半径の円弧上を翼形状変更開始部に設定し、この翼形状変更開始部で翼形状を変更させて追加翼を設計するので、翼の円周方向に略沿った翼形状変更開始部を容易に設定でき、騒音低減に好適な追加翼を容易に設計することができる。 In the present invention, an arbitrary reference point deviated from the rotation center of the blade is set, an arc having an arbitrary first radius centered on the reference point of the blade is set as a blade shape change start portion, and the blade shape change Since the additional blade is designed by changing the blade shape at the start part, it is possible to easily set the blade shape change start part substantially along the circumferential direction of the blade, and to easily design an additional blade suitable for noise reduction. it can.
以下、図面を参照して本発明の実施形態を詳述する。
図1は、本発明の軸流ファンの一実施形態に係るプロペラファンが適用された室外機を示す図である。室外機10は、室外に配置され、室内の天井や壁に配置された室内機(不図示)と配管接続されて空気調和装置を構成するものであり、空気調和装置は、室外機10と室内機とで構成される冷媒回路に冷媒を流して冷房運転及び暖房運転を行う。室外機10は、外気と冷媒とを熱交換し、冷房運転時には冷媒を凝縮させて外気へ熱を放出し、暖房運転時には冷媒を蒸発させて外気から熱を取り込むものである。
Hereinafter, embodiments of the present invention will be described in detail with reference to the drawings.
FIG. 1 is a diagram showing an outdoor unit to which a propeller fan according to an embodiment of an axial fan of the present invention is applied. The
室外機10は、ケーシング11内に圧縮機12、アキュムレータ13、四方弁14、熱交換器15、及び、軸流ファンとしてのプロペラファン16を有して構成される。このプロペラファン16は、図2に示すようにファンモータ17に連結され、このファンモータ17が支持板18に支持されて熱交換器15の前方に配置される。このプロペラファン16のファンモータ17による駆動によって、空気(外気)が図2の矢印Aの如く熱交換器15の内側から外側へ送風されて、熱交換器15内の冷媒と外気とが熱交換される。
The
さて、上記プロペラファン16は、図3に示すように、ハブ部19と、このハブ部19の外周に所定ピッチで配置された複数枚(例えば3枚)の同一形状の翼20とを有して構成される。これらのハブ部19及び翼20は、例えば一体に樹脂成形される。
As shown in FIG. 3, the
ハブ部19は、その回転中心19Aにファンモータ17のモータシャフト21(図2)が挿通され、ファンモータ17の駆動により各翼20を図3の矢印N方向に回転させる。また、このハブ部19は、外径がほぼ三角柱形状に構成されている。
The
上記翼20は、図3及び図4に示すように、矢印N方向の回転により、その翼前縁22側から翼後縁23側へ向かい翼負圧面(翼裏面)24Fに沿って空気(外気)を流動させ、この空気を全体として、プロペラファン16の裏側から表側へ図2の矢印A方向に送風する。
As shown in FIGS. 3 and 4, the
この翼20は、図4に示すように、翼面が空間的に捻れながら、しかも翼前縁22側が空気の吸込側に大きく前傾した3次元の曲面形状に形成される。
ところで、プロペラファン16が回転した場合、翼20の外周近傍(翼後縁23近傍)には、翼正圧面(翼正面)24Sから翼負圧面24Fに巻き込まれる流れによって翼端渦が生じることが知られている。そして、この翼端渦が成長して翼面から剥離することが騒音(送風音)を大きくする原因であることが知られている。
そこで、本実施形態の翼20には、翼20の外周部(翼周)を翼前縁22側から翼後縁23側に渡って翼負圧面24F側に折り曲げるように形成された追加翼20Bが形成されている。この追加翼20Bを設けることによって、翼20の外周近傍に生じる翼端渦を低減して翼端渦の成長を抑えると共に翼面からの剥離を抑制し、翼端渦に起因する騒音を低減することができる。
As shown in FIG. 4, the
By the way, when the
Therefore, in the
以下、この翼20を、パーソナルコンピュータなどの演算処理が可能な演算処理装置を利用して設計する方法を説明する。この翼20を設計する場合には、概略すると、追加翼20Bを設けない基本曲面のみの翼(以下、基本翼20Aという)を設計する基本翼設計段階と、この基本翼設計段階で設計された基本翼20Aの形状を部分的に変更して追加翼20Bを設計する追加翼設計段階とがあり、これらの段階を経ることによって翼20の三次元形状を示す座標データを得ることができる。
この座標データは、例えば3次元CAD(Computer Aided Design)に入力されることによって設計データとして利用でき、また、この設計データは、例えば、この翼20の金型成形に利用する金型を製作する金型加工装置に入力されることによって、加工データとしても活用することが可能である。
Hereinafter, a method of designing the
This coordinate data can be used as design data by being input to, for example, a three-dimensional CAD (Computer Aided Design), and this design data can be used, for example, to manufacture a mold used to mold the
<基本翼設計段階>
まず、基本翼20Aの設計について説明する。この基本翼20Aの形状(3次元形状)は、図5に示すように、プロペラファン16の回転軸に垂直な平面における回転中心19Aを原点Oとする座標系において、周方向断面形状と半径方向断面形状の2つの断面形状を用いて定義される。具体的には、プロペラファン16の送風性能を決定するために重要な周方向断面形状に重きを置き、原点Oから任意の半径rにおける周方向断面形状を数式で定義し、半径方向断面形状については、上記周方向断面形状を維持したままで変化させていくために、基本翼20Aの最大半径Rと上記任意の半径rとの差(r−R)を上記周方向断面形状に加味することによって定義する。
<Basic wing design stage>
First, the design of the
原点Oから任意の半径rにおける基本翼20Aの周方向断面形状を図6に示す。この基本翼20Aの周方向断面形状を示す曲線25は、翼断面形状の基本となる翼弦直線26から曲線27を減算して求められたものであり、この曲線27は、2本の異なる2次曲線28及び29をそれぞれのピーク位置で接続して構成したものである。ここで、図6の横軸は、図5の原点Oを通る水平軸Xから時計回りに増加する基本翼20Aの周方向角度θであり、縦軸は基本翼20Aの翼高さHである。
FIG. 6 shows a circumferential cross-sectional shape of the
この曲線25にて示される翼20の周方向断面形状を表す数式に、基本翼20Aの半径方向の関係式(r−R)を加味して、基本翼20Aの3次元形状が数式(1)、(2)のように表記される。
By adding a relational expression (r-R) in the radial direction of the
また、式(1)、(2)中のθL(r)は基本翼20Aの角度範囲を示すパラメータであり、半径rの関数であって次式(3)により定義される。
Further, θ L (r) in the equations (1) and (2) is a parameter indicating the angle range of the
また、式(1)、(2)中のHL(r)は、基本翼20Aの高さ範囲を示すパラメータであり、半径rの関数であって次式(6)で示される。
Further, H L (r) in the equations (1) and (2) is a parameter indicating the height range of the
前記W1(r)、W2(r)は、これらの反り前半角W1(r)、反り後半角W2(r)の比を決定する翼変曲点分配率をPとすると、それぞれ次式(8)、(9)で示される。 W 1 (r) and W 2 (r) are respectively calculated by assuming that the blade inflection point distribution ratio that determines the ratio of the first half angle W 1 (r) and the second half angle W 2 (r) is P. It is shown by the following formulas (8) and (9).
上述の式(1)〜(10)によって基本翼20Aの3次元形状が決定されるが、この決定に際しては基本翼20Aの最外周位置、つまり最大半径R位置が基準とされる。
The three-dimensional shape of the
また、式(4)、(5)、(7)において、基本翼20Aの半径方向断面形状の関係式(r−R)が加味されている。そして、これら基本翼20Aの終了角度θE(r)、翼前縁22位置SS(r)、基本翼20Aの開始高さHS(r)をそれぞれ規定する式(4)、(5)、(7)は、複数の基本翼20Aを組み合わせて一つのプロペラファン16を形成したとき、互いの基本翼20Aが干渉しないように3次の多項式で定義され、基本翼20Aの翼前縁22側形状と翼後縁23側形状の制約に柔軟に対応できるよう考慮されている。
Further, in the expressions (4), (5), and (7), the relational expression (r-R) of the radial cross-sectional shape of the
更に、基本翼20Aの開始角度θS(r)は、図6に一点鎖線で示すように、基本翼20Aの半径方向各位置における基本翼20Aの周方向断面形状を示す曲線25を定義するための開始点である。実際の基本翼20Aは、基本翼20Aの開始角度θS(r)と終了角度θE(r)との間で定義された上記曲線25を、翼面の歪みを少なくするために不必要な部分を切除して形成される。この切除位置が基本翼20Aの翼前縁22位置SS(r)である。また、基本翼20Aの開始角度θS(r)の値によって、基本翼20Aの半径方向の広がり方やねじれを設定することができる。
Furthermore, the starting angle θ S (r) of the
次に、上述の式(1)〜(10)を用いて、プロペラファン16における3次元形状の基本翼20Aを設計する手順を示す。
Next, a procedure for designing the three-dimensional
まず、基本翼20Aの最大半径Rを数値設定し(例えばR=230(mm))、翼前縁22側の迎え角αと空気の入射角βとを考慮して、基準最大反り深さDO及び翼変曲点分配率Pを数値設定する。その他、翼最外周の翼終了角度θE(R)及び翼終了高さHE(R)と、基本翼20Aの半径方向断面形状に関する関係式(r−R)の項の係数An、Bn、Cn、Dnをそれぞれ数値設定する。更に、基本翼20Aの開始角度θS(r)を零(θS(r)=0)と設定する。
First, a numerical value is set for the maximum radius R of the
ここで、基本翼20Aの迎え角αは、図4に示すように、プロペラファン16(ハブ部19)の回転中心19Aに直交する平面30に対する翼前縁22の角度である。また、空気の入射角βは、上記平面30に対し空気がプロペラファン16へ流れ込む角度である。この空気の入射角βは、プロペラファン16の相互の翼20における空気の干渉や各基本翼20Aの半径方向位置などによってバラツキがあるため、正確に把握することが困難であるが、既存のプロペラファンのデータから経験的に決定する。また、基本翼20Aの迎え角αは、過小である場合には空気の流れの変化に対応できず、プロペラファン16が失速してしまうおそれがあるため、空気の入射角βよりも大きな適切な角度に設定される。
Here, the angle of attack α of the
図7に示すように、基本翼20Aの迎え角αを例えば12度以上とするためには、翼変曲点分配率Pを例えば65%としたとき、基準最大反り深さDOの値は40(mm)以上が望ましい。この実施の形態では、α=12(度)、P=65(%)、DO=40(mm)にそれぞれ数値設定されている。
As shown in FIG. 7, in order to set the angle of attack α of the
次に、上述のように数値設定されたパラメータR、DO、P、θE(R)、HE(R)、An、Bn、Cn、Dn、θS(r)の各値を式(4)、(5)、(3)、(7)、(6)にそれぞれ代入して、パラメータθE(r)、SS(r)、θL(r)、HS(r)、HL(r)を算出し、また、式(8)、(9)にそれぞれ代入してパラメータW1(r)、W2(r)をそれぞれ算出し、更に式(10)に代入してパラメータD(r)を算出する。 Next, parameters R, D O , P, θ E (R), H E (R), A n , B n , C n , D n , θ S (r) set numerically as described above. Substituting the values into equations (4), (5), (3), (7), and (6), respectively, the parameters θ E (r), SS (r), θ L (r), H S (r ), H L (r) are calculated, and are substituted into equations (8) and (9), respectively, to calculate parameters W 1 (r) and W 2 (r), respectively, and further substituted into equation (10). Then, the parameter D (r) is calculated.
次に、基本翼20Aの半径方向各位置(例えばr=250、230、210、190、170、150、130、110、90、70、50、30・・・)における、上述のパラメータθE(r)、SS(r)、θL(r)、HS(r)、HL(r)、W1(r)、W2(r)及びD(r)の値を算出する。これを整理したものが図8である。この図8では、パラメータθS(r)及びHE(r)の値も表示されている。
Next, the above-described parameter θ E (at the respective radial positions (for example, r = 250, 230, 210, 190, 170, 150, 130, 110, 90, 70, 50, 30...)) Of the
その後、この図8の数値を式(1)、(2)に代入して、基本翼20Aの半径方向各位置(r=250、230、210、・・・)での基本翼20Aの周方向断面形状を表示するθに関する数式を求め、次に、これらの各数式にθの数値を代入して翼20の翼高さHの値を算出する。これにより、基本翼20Aの3次元形状を表すH(θ、r)の多数の座標データが点群として求められる。以上が基本翼20Aの設計方法である。
Thereafter, the numerical values of FIG. 8 are substituted into the equations (1) and (2), and the circumferential direction of the
この基本翼20Aの設計方法によれば、プロペラファン16の翼20の基本形状が、周方向断面形状と半径方向断面形状とを数式(1)〜(10)を用いて定義して構成されたことから、図6に示す異なる2次曲線28及び29を用いて翼20の断面形状を設計できるので、複雑な形状の翼20を設計して製作できる。このため、各種パラメータの数式を変更して、翼20の翼面をスムーズな形状とし、翼面に極端に曲率変化が存在することによる抵抗の発生を防止したり、翼20の最大反り深さD(r)の数値を調整してプロペラファン16による風量を適切に確保したり、翼20の最大反り深さD(r)の位置を、翼変曲点分配率Pを用いて調整して、翼20の翼前縁22側と翼後縁23側の働きの相違を明確化することなどを容易に実施できる。この結果、適用範囲の広いプロペラファン16の翼20を実現できる。
According to the design method of the
<追加翼設計段階>
次に、基本翼20Aの形状を部分的に変更して追加翼20Bを設計する方法を説明する。図9に示すように、プロペラファン16の回転軸に垂直な平面における回転中心19Aを原点Oとする座標系において、この平面上に原点Oからずれた基準点O’を設定し、この基準点O’を中心とする半径R1の円e1を描き、この円e1と基本翼20Aとが重なる円弧20a−20a’上を、追加翼20Bの曲げ開始部となる翼形状変更開始部TSに設定する。
<Additional wing design stage>
Next, a method for designing the
具体的には、翼形状変更開始部TSの一端(回転方向上流側端部)を、基本翼20Aの翼前縁22の先端部(以下、翼外周先端部)20aと一致させるべく、この翼外周先端部20aを中心にして、原点Oから、翼外周先端部20aと原点Oとの距離を半径R1とする任意の第1角度θaの円弧O−O’を描き、次に、この基準点O’を中心にして、翼外周先端部20aを通る円e1を算出することにより、この円e1と基本翼20Aとが重なる円弧20a−20a’の座標を特定する。ここで、第1角度θaは、原点Oと翼外周先端部20aとを通る水平軸Xから翼外周先端部20aを中心に時計周りに増加する角度であり、円e1の半径(第1半径)Raは、基準点O’と翼外周先端部aとの距離となる。
Specifically, in order to make one end (upstream end portion in the rotation direction) of the blade shape change start portion TS coincide with the tip end portion (hereinafter referred to as the blade outer peripheral tip portion) 20a of the
実際には、翼外周先端部20aの座標データを用いて、第1角度θaを変数として、上記円弧20a−20a’の座標を算出する数式を定義し、この数式を利用することにより、第1角度θaの数値指定を行うだけで、翼形状変更開始部TSの位置を算出することができる。この場合、第1角度θaを大きくすることで、追加翼20Bに割り当てる曲げ変化範囲を大きくすることができる。なお、図9に示す円e0は、基本翼20Aの最大半径Rで描かれた円である。
Actually, using the coordinate data of the blade outer
上述の方法によって翼形状変更開始部TSが決定されるが、この翼形状変更開始部TSは追加翼20Bの曲げ開始部のみを決定するものであり、追加翼20Bの曲面形状(翼高さに相当)は以下のようにして決定される。
図10は翼20の半径方向における断面図(図9のO−Y’−Y断面図)を示している。この追加翼20Bの曲面は、基本翼20Aの翼高さH(図6参照)に対する変化量hを数式で定義することで設定される。
The blade shape change start portion TS is determined by the above-described method. The blade shape change start portion TS determines only the bending start portion of the
FIG. 10 shows a sectional view in the radial direction of the blade 20 (an OY′-Y sectional view of FIG. 9). The curved surface of the
本実施形態では、この追加翼20Bの曲面の変化量hは、追加翼20Bの曲面の最大変化量dと、追加翼20Bの傾き変化位置lと、追加翼20Bの最大変化位置mとの3つの値を変数として数式で定義される。
ここで、この追加翼20Bの最外周の周方向断面形状(円弧20a−20a’上の曲面形状)を図11に示す。この図11の横軸は、図9の原点O及び翼外周先端部aを通る水平軸Xから時計回りに増加する基本翼20Aの周方向角度θであり、縦軸が変化量hである。この変化量hを示す曲線35は、翼外周先端部20aと追加翼20Bの傾き変化位置lとを滑らかにつなぐ二次曲線35a(第一式)と、傾き変化位置lと最大変化量dの位置(最大変化位置)とを滑らかにつなぐ二次曲線35b(第二式)と、最大変化量dの位置と曲面終了位置とを滑らかにつなぐ二次曲線35b(第三式)とによって構成される。
具体的には、周方向角度θで特定される翼外周部(円弧20a−c)中の翼面位置をα(a≦α<c)とすると、追加翼20Bの曲面の変化量hは、二次曲線35a、35b、35cに各々相当する式(11)、(12)、(13)で定義される。
In the present embodiment, the amount of change h of the curved surface of the
Here, the circumferential cross-sectional shape (curved surface shape on the
Specifically, when the blade surface position in the blade outer peripheral portion (
従って、追加翼20Bの曲面の最大変化量dと、追加翼20Bの傾き変化位置lと、追加翼20Bの最大変化位置mとを数値指定することによって、追加翼20Bの曲面の変化量hの値が算出される。そして、この変化量hの数値データと、基本翼20Aの座標データとに基づいて、基本翼20Aの形状を部分的に変更して追加翼20Bを設けた翼20の座標データを求めることができる。以上が追加翼20Bの設計方法である。
Therefore, by specifying numerically the maximum change amount d of the curved surface of the
この追加翼20Bの設計方法によれば、基本翼20Aの翼形状変更開始部TSが、図9に示すように、翼外周先端部20aを中心にして、翼20の回転中心19A(原点O)を通る円弧O−O’の内角に相当する第1角度θaだけを変数として定義して構成されたことから、翼形状変更開始部TSの設計やその設計変更を容易に行うことができる。
しかも、第1角度θaに応じて翼20の回転中心19A(原点O)からずれた基準点O’が設定され、この基準点O’を中心にして翼外周先端部20aを通る円弧a−a’上を翼形状変更開始部TSとして設定しているので、翼形状変更開始部TSの一端(回転方向上流側端部)が基本翼20Aの翼外周先端部aと一致する条件を必ず満足した状態で、追加翼20Bに割り当てる曲げ変化範囲を自由に調整することができる。これにより、翼外周先端部20aが風を切る際の風切り音の増加を避けつつ、翼形状変更開始部TSの設計自由度を十分に確保することができる。
According to the design method of this
In addition, a reference point O ′ deviated from the
また、追加翼20Bの曲面を示す変化量hが、追加翼20Bの曲面の最大変化量dと、追加翼20Bの傾き変化位置lと、追加翼20Bの最大変化位置mとの3つの変数で定義して構成されたので、数値指定する変数が直感的に判りやすく、かつ、追加翼20Bの曲面の設計やその設計変更を容易に行うことができる。
しかも、この変化量hを、3本の二次曲線35a、35b、35cからなる曲線35で構成するので、翼外周先端部20aからの形状変化を滑らかにすることができると共に、複雑な曲面形状を設計でき、ファン回転時の気流との抵抗を抑えた形状に容易に設計することができる。
従って、上述した追加翼20Bの設計方法によれば、追加翼20Bを規定する翼形状変更開始部TS及び変化量hを容易に設計できるので、翼端渦の低減や剥離の抑制に最適な追加翼20Bを容易に設計することが可能になる。
Further, the amount of change h indicating the curved surface of the
In addition, since the amount of change h is composed of the
Therefore, according to the design method of the
以上、本発明の一実施形態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、種々の変更実施が可能である。例えば、上記実施形態では、翼20の外周部(翼周)を翼負圧面24F側に形状変更して追加翼20Bを設ける場合について説明したが、これに限らず、翼正圧面24S側に形状変更して追加翼20Bを設けるようにしてもよい。
また、上記実施形態では、追加翼20Bの翼形状変更開始部TSを設計する場合、追加翼20Bの翼形状変更開始部TSの一端を、翼外周先端部20aと一致させる場合について説明したが、これに限らない。
As mentioned above, although one Embodiment of this invention was described, this invention is not limited to this, A various change implementation is possible. For example, in the above embodiment, the case where the outer peripheral portion (blade circumference) of the
Further, in the above embodiment, when designing the blade shape change start portion TS of the
例えば、図12に示すように、第1角度θaに基づいて翼20の回転中心19A(原点O)からずれた基準点O’を設定した後、この基準点O’を中心とする円e1の半径(第1半径)Raを任意の半径にすることによって、翼外周先端部20aより内側を通る円e1を設定し、この円e1と基本翼20Aとが重なる円弧20a’’−20a’を翼形状変更開始部TSとしてもよい。実際には、第1角度θaと第1半径Raとを変数とした数式を定義することによって、第1角度θa及び第1半径Raの数値指定によって翼形状変更開始部TSの位置を算出することが可能になる。
この場合、翼20の外周部を除く翼面に、翼20の円周方向に略沿った翼形状変更開始部TSを設定することができる。この翼形状変更開始部TSには、翼負圧面24F側に突出する追加翼、例えば、1又は複数の板状或いは突起状の追加翼を設けることが好ましい。このような追加翼を設けることによって、翼面近傍を流れる気流の剥離や渦の発生を防止して騒音低減に適切な翼を容易に設計することができる。
For example, as shown in FIG. 12, after setting a reference point O ′ deviated from the
In this case, the blade shape change start part TS substantially along the circumferential direction of the
また、上記実施形態では、基準点O’を、翼前縁22の先端部(翼外周先端部20a)を中心にして、翼20の回転中心19A(原点O)から当該回転中心19Aと上記先端部との距離を半径R1とする任意の第1角度θaの円弧を描いた場合に得られる円弧の端点に設定する場合を説明したが、これに限らず、翼20の回転中心19A(原点O)からのずれ量を数値設定し、このずれ量に基づいて基準点O’を設定するようにしてもよい。この場合も、翼20の円周方向に略沿った翼形状変更開始部TSを容易に設定することができる。
また、上記実施形態では、3枚ファンのプロペラファン16に本発明を適用する場合について述べたが、これに限らず、2枚ファンや4枚ファンなどの様々な軸流ファンに適用可能である。また、室外機10に使用される軸流ファンに限らず、換気扇や扇風機などに使用する軸流ファンに広く適用が可能である。
In the above embodiment, the reference point O ′ is centered on the tip of the blade leading edge 22 (blade
Moreover, although the case where this invention was applied to the
10 室外機
16 プロペラファン
19 ハブ部
19A 回転中心
20 翼
20A 基本翼
20B 追加翼
22 翼前縁
23 翼後縁
24F 翼負圧面
20a 翼外周先端部
θa 第1角度
O 原点
O’ 基準点
35 曲線
35a、35b、35c 二次曲線
h 追加翼の曲面を示す変化量
d 追加翼の曲面の最大変化量
l 追加翼の傾き変化位置
m 追加翼の最大変化位置
TS 翼形状変更開始部
DESCRIPTION OF
Claims (7)
前記基準点は、翼前縁の先端部を中心にして、前記回転中心から当該回転中心と前記先端部との距離を半径とする任意の第1角度の円弧を描いた場合に得られる前記円弧の端点に設定されることを特徴とする軸流ファンの追加翼設計方法。 The additional blade design method for an axial fan according to claim 1,
The reference point is the arc obtained when an arc of an arbitrary first angle is drawn with the distance between the rotation center and the tip as a radius from the rotation center with the tip of the blade leading edge as the center. A method for designing an additional blade of an axial fan, characterized by being set at the end point of the axial flow fan.
前記第1角度を変数に設定し、この第1角度を変更して前記翼形状変更開始部の位置を変更可能にしたことを特徴とする軸流ファンの追加翼設計方法。 The method for designing an additional blade of an axial fan according to claim 2,
An additional blade design method for an axial fan, wherein the first angle is set as a variable, and the position of the blade shape change start portion can be changed by changing the first angle.
前記翼の外周部に追加翼を設計する場合、前記翼形状変更開始部を基準に前記翼の外周側を折り曲げた形状に設計することを特徴とする軸流ファンの追加翼設計方法。 In the additional blade design method of the axial fan according to any one of claims 1 to 3,
When designing an additional blade on the outer peripheral portion of the blade, the additional blade design method for an axial flow fan is designed such that the outer peripheral side of the blade is bent with respect to the blade shape change start portion.
前記翼の外周部を除く翼面に追加翼を設計する場合、前記翼形状変更開始部に前記翼の負圧面側に突出する追加翼を設計することを特徴とする軸流ファンの追加翼設計方法。 In the additional blade design method of the axial fan according to any one of claims 1 to 3,
When an additional blade is designed on the blade surface excluding the outer peripheral portion of the blade, an additional blade projecting toward the suction surface side of the blade is designed at the blade shape change start portion. Method.
前記追加翼の曲面の最大変化量と、前記追加翼の傾き変化位置と、前記追加翼の最大変化位置とを変数として、前記翼の曲面の変化量を得る数式を定義して、前記追加翼を設計することを特徴とする軸流ファンの追加翼設計方法。 In the additional blade design method of the axial fan according to any one of claims 1 to 5,
The additional blade is defined by defining a mathematical expression for obtaining the amount of change in the curved surface of the blade, using the maximum amount of variation of the curved surface of the additional blade, the inclination variation position of the additional blade, and the maximum variation position of the additional blade as variables. An additional blade design method for an axial fan characterized by designing
前記追加翼の曲面の変化量を得る数式は、前記翼の翼前縁の先端部と前記追加翼の傾き変化位置との間を滑らかにつなぐ二次曲線を示す第一式と、前記傾き変化位置と前記追加翼の最大変化位置との間を滑らかにつなぐ二次曲線を示す第二式と、前記最大変化位置と曲面終了位置との間を滑らかにつなぐ二次曲線を示す第三式とを用いて定義されることを特徴とする軸流ファンの追加翼設計方法。
The additional blade design method for an axial fan according to claim 6,
The mathematical formula for obtaining the amount of change in the curved surface of the additional blade is a first equation showing a quadratic curve that smoothly connects between the tip of the blade leading edge of the blade and the inclination change position of the additional blade, and the change in inclination. A second equation showing a quadratic curve smoothly connecting the position and the maximum change position of the additional wing, and a third equation showing a quadratic curve smoothly connecting the maximum change position and the curved surface end position; A method for designing an additional blade of an axial fan, characterized in that
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