JP4949882B2 - Centrifugal compressor impeller and centrifugal compressor - Google Patents

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Description

本発明は、遠心圧縮機に関する。   The present invention relates to a centrifugal compressor.

流体を圧縮する圧縮機として、遠心圧縮機が知られている。一般的な遠心圧縮機は、複数の羽根を備えるインペラがケーシング内に回転自在に支持され、インペラに対してその上流側にインペラの回転軸方向に沿って吸込通路が形成される一方、下流側に径方向に沿って吐出通路が形成され、この吐出通路にディフューザが設けられて構成されている。   A centrifugal compressor is known as a compressor that compresses a fluid. In a general centrifugal compressor, an impeller having a plurality of blades is rotatably supported in a casing, and a suction passage is formed on the upstream side of the impeller along the rotation axis direction of the impeller, while the downstream side A discharge passage is formed along the radial direction, and a diffuser is provided in the discharge passage.

圧縮機の駆動手段がインペラを回転させると、流体が吸込通路を通してケーシング内に吸い込まれるとともに、インペラを流過する過程で昇圧され、形成された圧縮流体が吐出通路に吐出され、ディフューザで圧縮流体の動圧が静圧に変換される。このような遠心圧縮機として、例えば、下記特許文献１に記載されたものがある。   When the driving means of the compressor rotates the impeller, the fluid is sucked into the casing through the suction passage, and the pressure is increased in the process of flowing through the impeller, and the formed compressed fluid is discharged to the discharge passage, and is compressed by the diffuser. Is converted to static pressure. An example of such a centrifugal compressor is described in Patent Document 1 below.

特開２００５−２３３０５７号公報Japanese Patent Laid-Open No. 2005-233057

特許文献１に開示されている遠心圧縮機は、遷音速の流体を対象とした、いわゆる遷音速圧縮機である。遷音速圧縮機は、流体の圧縮時にインペラに設けられる羽根の前縁に衝撃波が発生し、この衝撃波の強さが、圧縮機効率に対して支配的に作用する。   The centrifugal compressor disclosed in Patent Document 1 is a so-called transonic compressor intended for a transonic fluid. In a transonic compressor, a shock wave is generated at the leading edge of a blade provided in the impeller when the fluid is compressed, and the strength of the shock wave mainly affects the compressor efficiency.

本発明は、上記に鑑みてなされたものであって、遷音速の流体を対象とした遠心圧縮機において、衝撃波を抑制し、圧縮機性能を向上させることを目的とする。   The present invention has been made in view of the above, and an object of the present invention is to suppress shock waves and improve compressor performance in a centrifugal compressor for transonic fluids.

上述した課題を解決し、目的を達成するために、本発明に係る遠心圧縮機のインペラは、ハブの周方向に向かって複数の羽根を備えて流体を圧縮する遠心圧縮機のインペラにおいて、前記ハブの周方向に向かって複数配置される主羽根と、前記ハブの周方向に向かって複数かつ前記主羽根と交互に配置される副羽根と、を備え、ハブ側における前記副羽根の前縁は、チップ側における前記副羽根の前縁よりも、前記流体の流れ方向下流側に配置されることを特徴とする。   In order to solve the above-described problems and achieve the object, an impeller of a centrifugal compressor according to the present invention is an impeller of a centrifugal compressor that includes a plurality of blades toward a circumferential direction of a hub and compresses a fluid. A plurality of main blades arranged in the circumferential direction of the hub and a plurality of sub blades arranged alternately in the circumferential direction of the hub and the main blades, and the leading edge of the sub blade on the hub side Is arranged downstream of the leading edge of the sub blade on the tip side in the fluid flow direction.

このインペラは、遠心圧縮機に用いられるものであり、ハブ側における副羽根の前縁の位置を、チップ側における副羽根の前縁の位置よりも、圧縮対象の流体の流れ方向下流側とする。これによって、インペラのチップ側における主羽根前縁においては、圧縮対象の流体の流れ方向上流側と下流側との静圧差が小さくなるので、主羽根前縁に発生する衝撃波を抑制して圧縮機の効率を向上させることができる。その結果、遷音速の流体を対象とした遠心圧縮機において、圧縮機性能を向上させることができる。   This impeller is used for a centrifugal compressor, and the position of the front edge of the sub blade on the hub side is located downstream of the position of the front edge of the sub blade on the tip side in the flow direction of the fluid to be compressed. . This reduces the static pressure difference between the upstream side and the downstream side in the flow direction of the fluid to be compressed at the leading edge of the main blade on the tip side of the impeller, thereby suppressing the shock wave generated at the leading edge of the main blade. Efficiency can be improved. As a result, the compressor performance can be improved in a centrifugal compressor intended for a transonic fluid.

本発明の望ましい態様としては、前記副羽根のチップ側における前縁と、前記ハブの回転軸に直交する線とのなす角度が３５度以上５５度以下であり、ハブ側における前記主羽根の前縁と前記副羽根の前縁との距離は、チップ側における前記主羽根の前縁と前記副羽根の前縁との距離の１．５倍以上２．０倍以下であることが好ましい。これによって、主羽根前縁に発生する衝撃波をより効果的に抑制して、圧縮機性能をより向上させることができる。   As a desirable mode of the present invention, an angle formed between a leading edge of the sub blade on the tip side and a line orthogonal to the rotation axis of the hub is not less than 35 degrees and not more than 55 degrees. The distance between the edge and the front edge of the sub blade is preferably 1.5 times or more and 2.0 times or less the distance between the front edge of the main blade and the front edge of the sub blade on the tip side. Thereby, the shock wave generated at the leading edge of the main blade can be more effectively suppressed, and the compressor performance can be further improved.

本発明の望ましい態様としては、前記副羽根のハブ側における前縁は、前記流体の流れ方向上流側に向かって延出していることが望ましい。これによって、主羽根前縁に発生する衝撃波を抑制することによる圧縮機性能の向上という効果の他に、副羽根とハブとの取り付け部の強度を向上させるという効果が得られる。   As a desirable mode of the present invention, it is desirable that the leading edge of the sub blade on the hub side extends toward the upstream side in the fluid flow direction. Thus, in addition to the effect of improving the compressor performance by suppressing the shock wave generated at the leading edge of the main blade, the effect of improving the strength of the attachment portion between the sub blade and the hub can be obtained.

前記副羽根のハブ側における前縁を、前記流体の流れ方向上流側に向かって延出させるにあたっての望ましい態様としては、前記副羽根の前縁を、チップ側に設けた直線部とハブ側に設けた曲線部とで構成することが好ましい。   As a desirable mode for extending the front edge on the hub side of the sub blade toward the upstream side in the fluid flow direction, the front edge of the sub blade is formed on the straight portion provided on the tip side and the hub side. It is preferable to comprise with the provided curved part.

前記副羽根のハブ側における前縁を、前記流体の流れ方向上流側に向かって延出させるにあたっての望ましい態様としては、チップ側に設けた直線部とハブ側に設けた直線部とを、曲線部で接続して前記副羽根の前縁を構成することが好ましい。   As a desirable mode for extending the leading edge on the hub side of the sub blade toward the upstream side in the fluid flow direction, a straight portion provided on the tip side and a straight portion provided on the hub side are curved. It is preferable that the front edge of the sub blade is configured by connecting at a portion.

上述した課題を解決し、目的を達成するために、本発明に係る遠心圧縮機は、前記インペラと、前記インペラを格納するケーシングと、圧縮対象の流体を前記インペラへ導入する吸込通路と前記インペラによって圧縮された流体が通過する圧縮通路と、前記インペラによって圧縮された流体が吐出される圧縮流体吐出通路と、を含むことを特徴とする。   In order to solve the above-described problems and achieve the object, the centrifugal compressor according to the present invention includes the impeller, a casing that stores the impeller, a suction passage that introduces a fluid to be compressed into the impeller, and the impeller. And a compressed fluid discharge passage through which the fluid compressed by the impeller is discharged.

この遠心圧縮機は、前記インペラを備えるので、インペラのチップ側における主羽根前縁においては、圧縮対象の流体の流れ方向上流側と下流側との静圧差が小さくなる。これによって、主羽根前縁に発生する衝撃波を抑制して、圧縮機の効率を向上させることができる。その結果、遷音速の流体を対象とした遠心圧縮機において、圧縮機性能を高くすることができる。   Since this centrifugal compressor includes the impeller, the difference in static pressure between the upstream side and the downstream side in the flow direction of the fluid to be compressed becomes small at the leading edge of the main blade on the tip side of the impeller. Thereby, the shock wave generated at the leading edge of the main blade can be suppressed, and the efficiency of the compressor can be improved. As a result, the compressor performance can be enhanced in a centrifugal compressor intended for transonic fluids.

この発明に係る遠心圧縮機のインペラ及び遠心圧縮機は、遷音速の流体を対象とした遠心圧縮機において、遷音速の流体を対象とした遠心圧縮機において、衝撃波を抑制し、圧縮機性能を向上させることができる。   The impeller of the centrifugal compressor and the centrifugal compressor according to the present invention are a centrifugal compressor for a transonic fluid, and suppresses a shock wave in a centrifugal compressor for a transonic fluid, thereby improving the compressor performance. Can be improved.

以下、この発明につき図面を参照しつつ詳細に説明する。なお、この発明を実施するための最良の形態（以下実施形態という）によりこの発明が限定されるものではない。また、下記実施の形態における構成要素には、当業者が容易に想定できるもの、実質的に同一のもの、いわゆる均等の範囲のものが含まれる。   Hereinafter, the present invention will be described in detail with reference to the drawings. The present invention is not limited by the best mode for carrying out the invention (hereinafter referred to as an embodiment). In addition, constituent elements in the following embodiments include those that can be easily assumed by those skilled in the art, those that are substantially the same, and those in a so-called equivalent range.

（実施形態１）
図１は、実施形態１に係る遠心圧縮機の構成例を示す要部断面図である。図２は、実施形態１に係る遠心圧縮機が備えるインペラを示す側面図である。図３は、実施形態１に係る遠心圧縮機のインペラを示す正面図である。図４は、インペラの表示方法を示す説明図である。図５は、インペラの主羽根に発生する衝撃波を説明する模式図である。 (Embodiment 1)
FIG. 1 is a cross-sectional view of a main part illustrating a configuration example of the centrifugal compressor according to the first embodiment. FIG. 2 is a side view showing an impeller included in the centrifugal compressor according to the first embodiment. FIG. 3 is a front view illustrating the impeller of the centrifugal compressor according to the first embodiment. FIG. 4 is an explanatory diagram illustrating a display method of the impeller. FIG. 5 is a schematic diagram illustrating shock waves generated on the main blades of the impeller.

本実施形態に係る遠心圧縮機１において、図１に示すように、ケーシング２内にはインペラ１０が回転軸Ｚｒを中心に回転自在に支持されており、このインペラ１０に圧縮対象の流体を導入する吸込通路２０と、インペラ１０の回転により圧縮された流体が通過する圧縮通路２１と、インペラ１０の回転により圧縮された流体が吐出される圧縮流体吐出通路（径方向直線通路）２２とが設けられている。   In the centrifugal compressor 1 according to the present embodiment, as shown in FIG. 1, an impeller 10 is supported in the casing 2 so as to be rotatable about a rotation axis Zr, and a fluid to be compressed is introduced into the impeller 10. A suction passage 20, a compression passage 21 through which the fluid compressed by the rotation of the impeller 10 passes, and a compressed fluid discharge passage (radial linear passage) 22 through which the fluid compressed by the rotation of the impeller 10 is discharged are provided. It has been.

図２、図３に示すように、インペラ１０は、ハブ１３と、このハブ１３の外周部に周方向均等間隔で複数設けられる主羽根１１と、このハブ１３の外周部に周方向均等間隔で複数設けられる副羽根（スプリッタあるいは補助翼ともいう）１２とから構成されている。本実施形態において、主羽根１１と副羽根１２とは、ハブ１３の周方向に向かって、交互に配置される。インペラ１０を構成するハブ１３は、略円錐状に形成されている。また、ケーシング２の内部形状は、所定の間隔を設けてインペラ１０を収容すべく、略円錐筒状に形成されている。   As shown in FIGS. 2 and 3, the impeller 10 includes a hub 13, a plurality of main blades 11 provided on the outer peripheral portion of the hub 13 at equal intervals in the circumferential direction, and an outer peripheral portion of the hub 13 at equal intervals in the circumferential direction. A plurality of auxiliary blades (also referred to as splitters or auxiliary blades) 12 are provided. In the present embodiment, the main blades 11 and the sub blades 12 are alternately arranged in the circumferential direction of the hub 13. The hub 13 constituting the impeller 10 is formed in a substantially conical shape. Moreover, the internal shape of the casing 2 is formed in a substantially conical cylinder shape so as to accommodate the impeller 10 with a predetermined interval.

なお、本実施形態においては、主羽根１１、副羽根１２、ハブ１３等の形状は、図４に示す子午平面Ｐ上に投影した投影像（子午平面形状）として表示する。図４に示すように、子午平面Ｐは、インペラ１０の回転軸Ｚｒと平行で、回転軸Ｚｒを含む平面である。また、図３に示すように、インペラ１０の外周側（ＯＵＴ側）をチップ側といい、インペラ１０の内周側（ＩＮ側）すなわちハブ１３に主羽根１１、副羽根１２が取り付けられる側をハブ側という。   In the present embodiment, the shapes of the main blade 11, the sub blade 12, the hub 13, and the like are displayed as projected images (meridian plane shape) projected on the meridian plane P shown in FIG. As shown in FIG. 4, the meridian plane P is a plane that is parallel to the rotation axis Zr of the impeller 10 and includes the rotation axis Zr. Further, as shown in FIG. 3, the outer peripheral side (OUT side) of the impeller 10 is referred to as the tip side, and the inner peripheral side (IN side) of the impeller 10, that is, the side on which the main blade 11 and the sub blade 12 are attached to the hub 13. It is called the hub side.

インペラ１０が回転すると、圧縮対象である流体（気体）Ｆが吸込通路２０を通してケーシング２内に吸い込まれ、このインペラ１０の主羽根１１、副羽根１２を流過する過程で昇圧され、生成された圧縮流体が圧縮流体吐出通路２２に吐出される。そして、圧縮流体吐出通路２２内に配置されるディフューザ２３により圧縮流体吐出通路２２を流れる圧縮流体の動圧が静圧に変換される。   When the impeller 10 rotates, a fluid (gas) F that is a compression target is sucked into the casing 2 through the suction passage 20, and the pressure is increased and generated in the process of flowing through the main blade 11 and the sub blade 12 of the impeller 10. The compressed fluid is discharged into the compressed fluid discharge passage 22. The dynamic pressure of the compressed fluid flowing through the compressed fluid discharge passage 22 is converted into a static pressure by the diffuser 23 disposed in the compressed fluid discharge passage 22.

本実施形態に係る遠心圧縮機１は、いわゆる遷音速圧縮機であり、圧縮対象の流体Ｆは、遷音速で吸込通路２０からインペラ１０へ吸い込まれる。遷音速圧縮機は、流体の圧縮時においては、図５に示すように、主羽根１１の前縁（主羽根前縁）１１ＬＥに衝撃波ＳＷが発生する。そして、主羽根前縁１１ＬＥに発生する衝撃波ＳＷの強さが、圧縮機効率に対して支配的に作用する。本実施形態に係る遠心圧縮機１では、副羽根１２の前縁（副羽根前縁）１２ＬＥの形状によって、主羽根前縁１１ＬＥに発生する衝撃波ＳＷの強さを制御して、遠心圧縮機１の効率を向上させるものである。   The centrifugal compressor 1 according to this embodiment is a so-called transonic compressor, and the fluid F to be compressed is sucked into the impeller 10 from the suction passage 20 at a transonic speed. In the transonic compressor, when the fluid is compressed, as shown in FIG. 5, a shock wave SW is generated at the leading edge (the leading edge of the main blade) 11 LE of the main blade 11. The strength of the shock wave SW generated at the main blade leading edge 11LE is dominantly acting on the compressor efficiency. In the centrifugal compressor 1 according to the present embodiment, the strength of the shock wave SW generated at the main blade leading edge 11LE is controlled by the shape of the leading edge (sub blade leading edge) 12LE of the sub blade 12 to thereby control the centrifugal compressor 1. To improve the efficiency.

図６は、実施形態１に係る圧縮機が備えるインペラの羽根形状を説明するための側面図である。図７は、副羽根の前縁角度に対する衝撃波損失の変化を示す説明図である。図８は、副羽根の前縁角度に対する圧縮機効率の変化を示す説明図である。図６に示すように、本実施形態に係る遠心圧縮機１が備えるインペラは、副羽根１２のハブ側における副羽根前縁１２ＬＥの位置を、副羽根１２のチップ側における副羽根前縁１２ＬＥの位置よりも、圧縮対象である流体Ｆの流れ方向下流側（すなわち、図１に示す圧縮通路２１の出口側）とする。   FIG. 6 is a side view for explaining the impeller blade shape included in the compressor according to the first embodiment. FIG. 7 is an explanatory view showing a change in shock wave loss with respect to the leading edge angle of the sub blade. FIG. 8 is an explanatory diagram showing changes in compressor efficiency with respect to the leading edge angle of the sub blades. As shown in FIG. 6, the impeller included in the centrifugal compressor 1 according to this embodiment is configured such that the position of the sub blade leading edge 12 LE on the hub side of the sub blade 12 is the position of the sub blade leading edge 12 LE on the tip side of the sub blade 12. The downstream side in the flow direction of the fluid F to be compressed (that is, the outlet side of the compression passage 21 shown in FIG. 1) from the position.

このように構成するため、図６に示すように、本実施形態に係るインペラ１０は、副羽根１２の前縁角度（副羽根前縁角度）βを３５度以上５５度以下とし、インペラ１０のハブ側（ＩＮ側）における副羽根前縁距離（ハブ側副羽根前縁距離）ＬＢを、インペラ１０のチップ側（ＯＵＴ側）における副羽根前縁距離（チップ側副羽根前縁距離）ＬＡの１．５倍以上２．０倍以下とする。   6, the impeller 10 according to the present embodiment has a front edge angle (sub blade front edge angle) β of 35 degrees or more and 55 degrees or less as shown in FIG. The sub blade leading edge distance (hub side sub blade leading edge distance) LB on the hub side (IN side) is the same as the sub blade leading edge distance (tip side sub blade leading edge distance) LA on the tip side (OUT side) of the impeller 10. 1.5 times or more and 2.0 times or less.

ここで、副羽根前縁角度βは、副羽根１２のチップ側における副羽根前縁１２ＬＥと、インペラ１０の回転軸Ｚｒ（すなわち副羽根１２の回転中心）に直交する直線ＬＮとのなす角度である。ハブ側副羽根前縁距離ＬＢは、インペラ１０のハブ側における主羽根前縁１１ＬＥと副羽根前縁１２ＬＥとの距離である。チップ側副羽根前縁距離ＬＡは、インペラ１０のチップ側における主羽根前縁１１ＬＥと副羽根前縁１２ＬＥとの距離である。ハブ側副羽根前縁距離ＬＢ及びチップ側副羽根前縁距離ＬＡは、いずれも図４に示す子午平面Ｐ上での距離であり、主羽根１１のハブ側の形状に沿った距離である（以下同様）。   Here, the sub blade leading edge angle β is an angle formed between the sub blade leading edge 12LE on the tip side of the sub blade 12 and a straight line LN orthogonal to the rotation axis Zr of the impeller 10 (that is, the rotation center of the sub blade 12). is there. The hub-side auxiliary blade leading edge distance LB is a distance between the main blade leading edge 11LE and the auxiliary blade leading edge 12LE on the hub side of the impeller 10. The tip side sub blade leading edge distance LA is the distance between the main blade leading edge 11LE and the sub blade leading edge 12LE on the tip side of the impeller 10. Each of the hub side auxiliary blade leading edge distance LB and the tip side auxiliary blade leading edge distance LA is a distance on the meridian plane P shown in FIG. 4, and is a distance along the shape of the main blade 11 on the hub side ( The same applies below).

上記構成により、本実施形態に係る遠心圧縮機１では、インペラ１０のチップ側における主羽根前縁１１ＬＥと副羽根前縁１２ＬＥとの間における部分（図６のＢで示す部分）の静圧が、従来の遷音速圧縮機よりも上昇する。これによって、インペラ１０のチップ側において、流体Ｆが主羽根１１へ導入される部分（図６のＡで示す部分）と、図６のＢで示す部分との静圧差が小さくなるので、図６のＡで示す部分とＢで示す部分との間に生ずる衝撃波の強度は弱くなり、遠心圧縮機１の効率が向上する。   With the above configuration, in the centrifugal compressor 1 according to the present embodiment, the static pressure of the portion (the portion indicated by B in FIG. 6) between the main blade leading edge 11LE and the sub blade leading edge 12LE on the tip side of the impeller 10 is reduced. Increased over conventional transonic compressors. Thereby, on the tip side of the impeller 10, the difference in static pressure between the portion where the fluid F is introduced into the main blade 11 (the portion indicated by A in FIG. 6) and the portion indicated by B in FIG. 6 is reduced. The intensity of the shock wave generated between the portion indicated by A and the portion indicated by B becomes weak, and the efficiency of the centrifugal compressor 1 is improved.

図７に示すように、副羽根前縁角度βの増加とともに衝撃波損失ｌは小さくなる。また、図８に示すように、副羽根前縁角度βの増加とともに圧縮機効率ηは向上する。ここで、副羽根前縁角度βを大きくするということは、副羽根１２をハブ１３に取り付ける部分の寸法が小さくなるということなので、副羽根前縁角度βを大きくしすぎると、副羽根１２の取り付け強度が低下するおそれがある。そこで、衝撃波損失ｌ、圧縮機効率ηと副羽根１２の取り付け強度とのバランスを考慮して、副羽根前縁角度βは３５度以上５５度以下とすることが好ましい。   As shown in FIG. 7, the shock wave loss l decreases as the sub-blade leading edge angle β increases. Further, as shown in FIG. 8, the compressor efficiency η is improved as the sub blade leading edge angle β is increased. Here, increasing the auxiliary blade leading edge angle β means that the size of the portion where the auxiliary blade 12 is attached to the hub 13 is reduced. Therefore, if the auxiliary blade leading edge angle β is excessively increased, There is a risk that the mounting strength will decrease. Therefore, considering the balance among the shock wave loss l, the compressor efficiency η, and the attachment strength of the sub blade 12, the sub blade leading edge angle β is preferably set to 35 degrees or more and 55 degrees or less.

以上、実施形態１では、主羽根と副羽根とを備える遷音速圧縮機において、副羽根のハブ側における副羽根前縁の位置を、副羽根のチップ側における副羽根前縁の位置よりも流体の流れ方向下流側とする。これによって、マッハ数が高くなるインペラのチップ側における主羽根前縁において、圧縮対象流体の流れ方向上流側と下流側との静圧差を小さくして、チップ側における主羽根前縁に発生する衝撃波の強度を弱くする。その結果、圧縮機の効率を向上させることができる。   As described above, in Embodiment 1, in the transonic compressor including the main blade and the sub blade, the position of the sub blade leading edge on the hub side of the sub blade is more fluid than the position of the sub blade front edge on the tip side of the sub blade. The downstream side in the flow direction. This reduces the static pressure difference between the upstream side and the downstream side in the flow direction of the fluid to be compressed at the leading edge of the main blade on the tip side of the impeller where the Mach number increases, and shock waves generated at the leading edge of the main blade on the tip side. Decrease the strength. As a result, the efficiency of the compressor can be improved.

（実施形態２）
図９は、実施形態２に係るインペラの羽根形状を説明するための側面図である。図１０は、実施形態２の変形例に係るインペラの羽根形状を説明するための側面図である。実施形態２は、上記実施形態１と同様の構成であるが、インペラのハブ側における副羽根の取り付け部を、圧縮対象である流体の流れ方向上流側、すなわち、圧縮通路の入口側へ延出させる点が異なる。その他の構成は実施形態１と同様なのでその説明を省略する。 (Embodiment 2)
FIG. 9 is a side view for explaining the blade shape of the impeller according to the second embodiment. FIG. 10 is a side view for explaining a blade shape of an impeller according to a modification of the second embodiment. The second embodiment has the same configuration as that of the first embodiment, but the attachment portion of the sub blade on the hub side of the impeller extends to the upstream side in the flow direction of the fluid to be compressed, that is, the inlet side of the compression passage. Different points. Since other configurations are the same as those of the first embodiment, description thereof is omitted.

図９に示すように、本実施形態に係るインペラ１０ａは、副羽根１２ａのハブ側（図９のＩＮ側）における副羽根前縁１２ＬＥａが、圧縮対象である流体Ｆの流れ方向上流側、すなわち、圧縮通路２１の入口側に延出している。すなわち、ハブ側における副羽根前縁１２ＬＥａは、チップ側における副羽根前縁１２ＬＥａを構成する直線部Ｓの延長線とハブ取り付け部１２ＥＨとが交差する点よりも、圧縮通路２１の入口側に位置する。   As shown in FIG. 9, in the impeller 10a according to this embodiment, the sub blade leading edge 12LEa on the hub side (IN side in FIG. 9) of the sub blade 12a is upstream in the flow direction of the fluid F to be compressed, that is, , Extending to the inlet side of the compression passage 21. That is, the sub blade leading edge 12LEa on the hub side is positioned closer to the inlet side of the compression passage 21 than the point where the extension line of the straight portion S constituting the sub blade leading edge 12LEa on the tip side intersects the hub mounting portion 12EH. To do.

これによって、副羽根１２ａをハブ１３に取り付ける部分の寸法を、実施形態１に係るインペラの副羽根１２（図６参照）よりも大きくすることができる。その結果、主羽根前縁１１ＬＥに発生する衝撃波の強度を弱めて圧縮機の効率を向上させるとともに、副羽根１２ａの取り付け強度を確保することができる。   Thereby, the dimension of the part which attaches the sub blade | wing 12a to the hub 13 can be made larger than the sub blade | wing 12 (refer FIG. 6) of the impeller which concerns on Embodiment 1. FIG. As a result, the strength of the shock wave generated at the main blade leading edge 11LE is weakened to improve the efficiency of the compressor, and the mounting strength of the sub blade 12a can be ensured.

図９に示すインペラ１０ａが備える副羽根１２ａの副羽根前縁１２ＬＥａは、子午平面形状で見た場合、チップ側の直線部Ｓとハブ側の曲線部Ｒとで構成される。このように、ハブ側に曲線部Ｒを設けることで、副羽根前縁１２ＬＥａとハブ１３との取り付け部における応力集中を抑制できる。   The sub blade leading edge 12LEa of the sub blade 12a provided in the impeller 10a shown in FIG. 9 is composed of a straight portion S on the tip side and a curved portion R on the hub side when viewed in a meridian plane shape. Thus, by providing the curved portion R on the hub side, stress concentration at the attachment portion between the sub blade leading edge 12LEa and the hub 13 can be suppressed.

副羽根前縁角度βは、副羽根１２ａのチップ側における副羽根前縁１２ＬＥａと、インペラ１０ａの回転軸Ｚｒに直交する直線ＬＮとのなす角度であり、この副羽根１２ａでは、直線部Ｓとインペラ１０ａの回転軸Ｚｒに直交する直線ＬＮとのなす角度である。チップ側副羽根前縁距離ＬＡは、インペラ１０のチップ側における主羽根前縁１１ＬＥと副羽根前縁１２ＬＥａの直線部Ｓとの距離である。ハブ側副羽根前縁距離ＬＢは、インペラ１０のハブ側における主羽根前縁１１ＬＥと、副羽根前縁１２ＬＥの直線部Ｓがハブ取り付け部１２ＥＨと交差する点との距離である。   The sub blade leading edge angle β is an angle formed between the sub blade leading edge 12LEa on the tip side of the sub blade 12a and a straight line LN orthogonal to the rotation axis Zr of the impeller 10a. This is an angle formed with a straight line LN orthogonal to the rotation axis Zr of the impeller 10a. The tip side sub blade leading edge distance LA is a distance between the main blade leading edge 11LE and the straight portion S of the sub blade leading edge 12LEa on the tip side of the impeller 10. The hub side sub blade front edge distance LB is a distance between the main blade front edge 11LE on the hub side of the impeller 10 and a point where the straight portion S of the sub blade front edge 12LE intersects the hub mounting portion 12EH.

図１０に示す、本実施形態の変形例に係るインペラ１０ｂは、副羽根１２ｂのハブ側（図９のＩＮ側）における副羽根前縁１２ＬＥｂが、圧縮対象である流体Ｆの流れ方向上流側に延出している点では、図９に示す実施形態２に係るインペラ１０ａと同様である。すなわち、ハブ側における副羽根前縁１２ＬＥｂは、チップ側における副羽根前縁１２ＬＥｂを構成する直線部Ｓの延長線とハブ取り付け部１２ＥＨとが交差する点よりも、圧縮通路２１の入口側に位置する。   The impeller 10b according to the modification of the present embodiment shown in FIG. 10 has a sub blade leading edge 12LEb on the hub side (IN side in FIG. 9) of the sub blade 12b on the upstream side in the flow direction of the fluid F to be compressed. In the point extended, it is the same as that of the impeller 10a which concerns on Embodiment 2 shown in FIG. That is, the sub blade leading edge 12LEb on the hub side is positioned closer to the inlet side of the compression passage 21 than the point where the extension line of the straight portion S constituting the sub blade leading edge 12LEb on the tip side intersects the hub mounting portion 12EH. To do.

これによって、副羽根１２ｂをハブ１３に取り付ける部分の寸法を、実施形態１に係るインペラの副羽根１２（図６参照）よりも大きくすることができる。その結果、主羽根前縁１１ＬＥに発生する衝撃波の強度を弱めて圧縮機の効率を向上させるとともに、副羽根１２ｂの取り付け強度を確保することができる。   Thereby, the dimension of the part which attaches the sub blade | wing 12b to the hub 13 can be made larger than the sub blade | wing 12 (refer FIG. 6) of the impeller which concerns on Embodiment 1. FIG. As a result, it is possible to weaken the intensity of the shock wave generated at the main blade leading edge 11LE to improve the efficiency of the compressor and to secure the mounting strength of the sub blade 12b.

図１０に示すインペラ１０ｂが備える副羽根１２ｂの副羽根前縁１２ＬＥｂは、子午平面形状で見た場合、チップ側の直線部Ｓ１とハブ側の直線部Ｓ２とを、曲線部Ｒで接続して構成される。副羽根前縁角度βは、副羽根１２ａのチップ側における副羽根前縁１２ＬＥｂを構成するチップ側の直線部Ｓ１と、インペラ１０ｂの回転軸Ｚｒに直交する直線ＬＮとのなす角度である。チップ側副羽根前縁距離ＬＡは、インペラ１０ｂのチップ側における主羽根前縁１１ＬＥと副羽根前縁１２ＬＥｂのチップ側の直線部Ｓ１との距離である。ハブ側副羽根前縁距離ＬＢは、インペラ１０のハブ側における主羽根前縁１１ＬＥと、副羽根前縁１２ＬＥのチップ側の直線部Ｓ１がハブ取り付け部１２ＥＨと交差する点との距離である。   The sub blade leading edge 12LEb of the sub blade 12b included in the impeller 10b shown in FIG. 10 has a curved portion R connecting the straight portion S1 on the tip side and the straight portion S2 on the hub side when viewed in a meridian plane shape. Composed. The sub-blade leading edge angle β is an angle formed by the tip-side straight portion S1 constituting the sub-blade leading edge 12LEb on the tip side of the sub-blade 12a and a straight line LN orthogonal to the rotation axis Zr of the impeller 10b. The tip side sub blade leading edge distance LA is the distance between the main blade leading edge 11LE on the tip side of the impeller 10b and the tip side straight portion S1 of the sub blade leading edge 12LEb. The hub-side sub blade front edge distance LB is a distance between the main blade front edge 11LE on the hub side of the impeller 10 and a point where the straight portion S1 on the tip side of the sub blade front edge 12LE intersects the hub attachment portion 12EH.

以上、実施形態２及びその変形例では、主羽根と副羽根とを備える遷音速圧縮機において、副羽根のハブ側における副羽根前縁の位置を、副羽根のチップ側における副羽根前縁の位置よりも流体の流れ方向下流側とする。そして、インペラのハブ側における副羽根の取り付け部を、圧縮通路の入口側へ延出させる。これによって、チップ側における主羽根前縁に発生する衝撃波の強度を弱くして圧縮機の効率を向上させることができるとともに、副羽根の取り付け強度を確保することができる。   As described above, in the second embodiment and the modification thereof, in the transonic compressor including the main blade and the sub blade, the position of the sub blade leading edge on the hub side of the sub blade is set to the position of the sub blade leading edge on the tip side of the sub blade. The downstream side in the fluid flow direction from the position. And the attachment part of the sub blade | wing in the hub side of an impeller is extended to the entrance side of a compression path. As a result, the strength of the shock wave generated at the leading edge of the main blade on the tip side can be weakened to improve the efficiency of the compressor, and the mounting strength of the sub blade can be ensured.

（実施形態３）
図１１は、実施形態３に係るインペラの羽根形状を説明するための側面図である。図１２、図１３は、実施形態３の変形例に係るインペラの羽根形状を説明するための側面図である。実施形態２は、上記実施形態２と同様の構成であるが、インペラのチップ側における副羽根前縁を、曲線で構成した点が異なる。その他の構成は実施形態２と同様なのでその説明を省略する。 (Embodiment 3)
FIG. 11 is a side view for explaining the blade shape of the impeller according to the third embodiment. 12 and 13 are side views for explaining the blade shape of the impeller according to a modification of the third embodiment. The second embodiment has the same configuration as that of the second embodiment except that the front edge of the sub blade on the tip side of the impeller is configured with a curve. Since other configurations are the same as those of the second embodiment, description thereof is omitted.

図１１に示すように、本実施形態に係るインペラ１０ｃは、副羽根１２ｃのハブ側（図１０のＩＮ側）における副羽根前縁１２ＬＥｃが、圧縮対象である流体Ｆの流れ方向上流側、すなわち、圧縮通路２１の入口側に延出している。これによって、副羽根１２ｃをハブ１３に取り付ける部分の寸法を、実施形態１に係るインペラの副羽根１２（図６参照）よりも大きくすることができる。その結果、主羽根前縁１１ＬＥに発生する衝撃波の強度を弱めて圧縮機の効率を向上させるとともに、副羽根１２ｃの取り付け強度を確保することができる。   As shown in FIG. 11, in the impeller 10c according to the present embodiment, the sub blade leading edge 12LEc on the hub side (the IN side in FIG. 10) of the sub blade 12c is on the upstream side in the flow direction of the fluid F to be compressed, that is, , Extending to the inlet side of the compression passage 21. Thereby, the dimension of the part which attaches the sub blade | wing 12c to the hub 13 can be made larger than the sub blade | wing 12 (refer FIG. 6) of the impeller which concerns on Embodiment 1. FIG. As a result, it is possible to weaken the intensity of the shock wave generated at the main blade leading edge 11LE to improve the efficiency of the compressor and to secure the mounting strength of the sub blade 12c.

図１１に示すインペラ１０ｃが備える副羽根１２ｃの副羽根前縁１２ＬＥｃは、子午平面形状で見た場合、チップ側の曲線部Ｒとハブ側の直線部Ｓとで構成される。副羽根前縁角度βは、副羽根１２ｃのチップ側における副羽根前縁１２ＬＥｃを構成する曲線部Ｒの始点と終点とを結ぶ直線ｌｂと、インペラ１０の回転軸Ｚｒに直交する直線ＬＮとのなす角度である。チップ側副羽根前縁距離ＬＡは、インペラ１０ｃのチップ側における主羽根前縁１１ＬＥと副羽根前縁１２ＬＥｃの曲線部Ｒとの距離である。ハブ側副羽根前縁距離ＬＢは、インペラ１０ｃのハブ側における主羽根前縁１１ＬＥと、副羽根前縁１２ＬＥｃを構成する曲線部Ｒの始点と終点とを結ぶ直線ｌｂがハブ取り付け部１２ＥＨと交差する点との距離である。また、ハブ側における副羽根前縁１２ＬＥｃは、直線ｌｂとハブ取り付け部１２ＥＨとが交差する点よりも、圧縮通路２１の入口側に位置する。   The sub blade leading edge 12LEc of the sub blade 12c included in the impeller 10c shown in FIG. 11 is composed of a curved portion R on the tip side and a straight portion S on the hub side when viewed in a meridian plane shape. The sub blade leading edge angle β is defined by a straight line lb connecting the start point and end point of the curved portion R constituting the sub blade leading edge 12LEc on the tip side of the sub blade 12c, and a straight line LN orthogonal to the rotation axis Zr of the impeller 10. It is an angle to make. The tip side sub blade leading edge distance LA is the distance between the main blade leading edge 11LE and the curved portion R of the sub blade leading edge 12LEc on the tip side of the impeller 10c. The hub side sub blade leading edge distance LB is such that the straight blade lb connecting the main blade leading edge 11LE on the hub side of the impeller 10c and the starting point and the ending point of the curved portion R constituting the sub blade leading edge 12LEc intersects the hub mounting portion 12EH. It is the distance to the point to be. Further, the sub blade leading edge 12LEc on the hub side is located closer to the inlet side of the compression passage 21 than the point where the straight line lb and the hub attachment portion 12EH intersect.

図１２に示す、本実施形態の変形例に係るインペラ１０ｄは、副羽根１２ｄのハブ側（図１２のＩＮ側）における副羽根前縁１２ＬＥｄが、圧縮対象である流体Ｆの流れ方向上流側に延出している点では、図１１に示す実施形態３に係るインペラ１０ｃと同様である。これによって、副羽根１２ｄをハブ１３に取り付ける部分の寸法を、実施形態１に係るインペラの副羽根１２（図６参照）よりも大きくすることができる。その結果、主羽根前縁１１ＬＥに発生する衝撃波の強度を弱めて圧縮機の効率を向上させるとともに、副羽根１２ｃの取り付け強度を確保することができる。   The impeller 10d according to the modification of the present embodiment shown in FIG. 12 has a sub blade leading edge 12LEd on the hub side (IN side in FIG. 12) of the sub blade 12d on the upstream side in the flow direction of the fluid F to be compressed. In the point extended, it is the same as that of the impeller 10c which concerns on Embodiment 3 shown in FIG. Thereby, the dimension of the part which attaches the sub blade | wing 12d to the hub 13 can be made larger than the sub blade | wing 12 (refer FIG. 6) of the impeller which concerns on Embodiment 1. FIG. As a result, it is possible to weaken the intensity of the shock wave generated at the main blade leading edge 11LE to improve the efficiency of the compressor and to secure the mounting strength of the sub blade 12c.

図１２に示すインペラ１０ｄが備える副羽根１２ｄの副羽根前縁１２ＬＥｄは、子午平面形状で見た場合、チップ側の曲線部Ｒ１とハブ側の曲線部Ｒ２とを、直線部Ｓで接続して構成される。副羽根前縁角度βは、副羽根１２ｄのチップ側における副羽根前縁１２ＬＥｄを構成する曲線部Ｒ１の始点と終点とを結ぶ直線ｌｂと、インペラ１０の回転軸Ｚｒに直交する直線ＬＮとのなす角度である。チップ側副羽根前縁距離ＬＡは、インペラ１０ｄのチップ側における主羽根前縁１１ＬＥと副羽根前縁１２ＬＥｄの曲線部Ｒ１との距離である。ハブ側副羽根前縁距離ＬＢは、インペラ１０ｄのハブ側における主羽根前縁１１ＬＥと、副羽根前縁１２ＬＥｄを構成する曲線部Ｒ１の始点と終点とを結ぶ直線ｌｂがハブ取り付け部１２ＥＨと交差する点との距離である。また、ハブ側における副羽根前縁１２ＬＥｄは、直線ｌｂとハブ取り付け部１２ＥＨとが交差する点よりも、圧縮通路２１の入口側に位置する。   When the sub blade leading edge 12LEd of the sub blade 12d provided in the impeller 10d shown in FIG. 12 is viewed in the meridian plane shape, the straight portion S connects the curved portion R1 on the tip side and the curved portion R2 on the hub side. Composed. The sub blade leading edge angle β is defined by the straight line lb connecting the start point and the end point of the curved portion R1 constituting the sub blade leading edge 12LEd on the tip side of the sub blade 12d, and the straight line LN orthogonal to the rotation axis Zr of the impeller 10. It is an angle to make. The tip side sub blade leading edge distance LA is the distance between the main blade leading edge 11LE and the curved portion R1 of the sub blade leading edge 12LEd on the tip side of the impeller 10d. The hub side sub blade leading edge distance LB is such that a straight line lb connecting the main blade leading edge 11LE on the hub side of the impeller 10d and the curved portion R1 constituting the sub blade leading edge 12LEd intersects the hub mounting portion 12EH. It is the distance to the point to be. Further, the sub blade leading edge 12LEd on the hub side is located closer to the inlet side of the compression passage 21 than the point where the straight line lb and the hub attachment portion 12EH intersect.

図１３に示す、本実施形態の変形例に係るインペラ１０ｅは、副羽根１２ｅのハブ側（図１２のＩＮ側）における副羽根前縁１２ＬＥｅが、圧縮対象である流体Ｆの流れ方向上流側に延出している点では、図１１、図１２に示すインペラ１０ｃ、１０ｄと同様である。これによって、副羽根１２ｅをハブ１３に取り付ける部分の寸法を、実施形態１に係るインペラの副羽根１２（図６参照）よりも大きくすることができる。その結果、主羽根前縁１１ＬＥに発生する衝撃波の強度を弱めて圧縮機の効率を向上させるとともに、副羽根１２ｅの取り付け強度を確保することができる。   The impeller 10e according to the modification of the present embodiment shown in FIG. 13 has a sub blade leading edge 12LEe on the hub side (IN side in FIG. 12) of the sub blade 12e on the upstream side in the flow direction of the fluid F to be compressed. The extending point is the same as the impellers 10c and 10d shown in FIGS. Thereby, the dimension of the part which attaches the sub blade | wing 12e to the hub 13 can be made larger than the sub blade | wing 12 (refer FIG. 6) of the impeller which concerns on Embodiment 1. FIG. As a result, the strength of the shock wave generated at the main blade leading edge 11LE can be weakened to improve the efficiency of the compressor, and the mounting strength of the sub blade 12e can be ensured.

図１３に示すインペラ１０ｅが備える副羽根１２ｅの副羽根前縁１２ＬＥｅは、子午平面形状で見た場合、複数の曲線部で構成される。すなわち、副羽根１２ｅの副羽根前縁１２ＬＥｅは、チップ側の曲線部Ｒ１とハブ側の曲線部Ｒ３とを、曲線部Ｒで接続して構成される。副羽根前縁角度βは、副羽根１２ｅのチップ側における副羽根前縁１２ＬＥｅを構成する曲線部Ｒ１の始点と終点とを結ぶ直線ｌｂと、インペラ１０の回転軸Ｚｒに直交する直線ＬＮとのなす角度である。チップ側副羽根前縁距離ＬＡは、インペラ１０ｅのチップ側における主羽根前縁１１ＬＥと副羽根前縁１２ＬＥｅの曲線部Ｒ１との距離である。ハブ側副羽根前縁距離ＬＢは、インペラ１０ｅのハブ側における主羽根前縁１１ＬＥと、副羽根前縁１２ＬＥｅを構成する曲線部Ｒ１の始点と終点とを結ぶ直線ｌｂがハブ取り付け部１２ＥＨと交差する点との距離である。また、ハブ側における副羽根前縁１２ＬＥｅは、直線ｌｂとハブ取り付け部１２ＥＨとが交差する点よりも、圧縮通路２１の入口側に位置する。   The sub blade leading edge 12LEe of the sub blade 12e included in the impeller 10e shown in FIG. 13 is composed of a plurality of curved portions when viewed in a meridian plane shape. That is, the sub blade leading edge 12LEe of the sub blade 12e is configured by connecting the curved portion R1 on the tip side and the curved portion R3 on the hub side by the curved portion R. The sub blade leading edge angle β is defined by the straight line lb connecting the start point and the end point of the curved portion R1 constituting the sub blade leading edge 12LEe on the tip side of the sub blade 12e, and the straight line LN orthogonal to the rotation axis Zr of the impeller 10. It is an angle to make. The tip side sub blade leading edge distance LA is a distance between the main blade leading edge 11LE and the curved portion R1 of the sub blade leading edge 12LEe on the tip side of the impeller 10e. The hub side sub blade front edge distance LB is such that a straight line lb connecting the main blade front edge 11LE on the hub side of the impeller 10e and the start and end points of the curved portion R1 constituting the sub blade front edge 12LEe intersects the hub mounting portion 12EH. It is the distance to the point to be. Further, the sub blade leading edge 12LEe on the hub side is located closer to the inlet side of the compression passage 21 than the point where the straight line lb and the hub attachment portion 12EH intersect.

以上、実施形態３及びその変形例では、主羽根と副羽根とを備える遷音速圧縮機において、副羽根のハブ側における副羽根前縁の位置を、副羽根のチップ側における副羽根前縁の位置よりも流体の流れ方向下流側とする。そして、インペラのハブ側における副羽根の取り付け部を、圧縮通路の入口側へ延出させる。これによって、チップ側における主羽根前縁に発生する衝撃波の強度を弱くして圧縮機の効率を向上させることができるとともに、副羽根の取り付け強度を確保することができる。また、インペラのチップ側における副羽根の前縁形状を変化させることにより、インペラのチップ側におけるケーシングの壁面近傍に発達する境界層を制御できるので、さらに遠心圧縮機の効率を向上させることができる。   As mentioned above, in Embodiment 3 and its modification, in the transonic compressor provided with the main blade and the sub blade, the position of the sub blade leading edge on the hub side of the sub blade is set to the position of the sub blade leading edge on the tip side of the sub blade. The downstream side in the fluid flow direction from the position. And the attachment part of the sub blade | wing in the hub side of an impeller is extended to the entrance side of a compression path. As a result, the strength of the shock wave generated at the leading edge of the main blade on the tip side can be weakened to improve the efficiency of the compressor, and the mounting strength of the sub blade can be ensured. In addition, since the boundary layer developed near the wall surface of the casing on the tip side of the impeller can be controlled by changing the front edge shape of the sub blade on the tip side of the impeller, the efficiency of the centrifugal compressor can be further improved. .

以上のように、本発明に係るは、遠心圧縮機に有用であり、特に、遷音速の流体を対象とした遠心圧縮機の効率を向上させることに適している。   As described above, the present invention is useful for centrifugal compressors, and is particularly suitable for improving the efficiency of centrifugal compressors intended for transonic fluids.

実施形態１に係る遠心圧縮機の構成例を示す要部断面図である。FIG. 3 is a cross-sectional view of a main part illustrating a configuration example of the centrifugal compressor according to the first embodiment. 実施形態１に係る遠心圧縮機が備えるインペラを示す側面図である。It is a side view which shows the impeller with which the centrifugal compressor which concerns on Embodiment 1 is provided. 実施形態１に係る遠心圧縮機のインペラを示す正面図である。1 is a front view showing an impeller of a centrifugal compressor according to Embodiment 1. FIG. インペラの表示方法を示す説明図である。It is explanatory drawing which shows the display method of an impeller. インペラの主羽根に発生する衝撃波を説明する模式図である。It is a schematic diagram explaining the shock wave which generate | occur | produces in the main blade | wing of an impeller. 実施形態１に係る圧縮機が備えるインペラの羽根形状を説明するための側面図である。It is a side view for demonstrating the blade | wing shape of the impeller with which the compressor which concerns on Embodiment 1 is provided. 副羽根の前縁角度に対する衝撃波損失の変化を示す説明図である。It is explanatory drawing which shows the change of the shock wave loss with respect to the front-edge angle of a subblade. 副羽根の前縁角度に対する圧縮機効率の変化を示す説明図である。It is explanatory drawing which shows the change of the compressor efficiency with respect to the front edge angle of a sub blade | wing. 実施形態２に係るインペラの羽根形状を説明するための側面図である。6 is a side view for explaining a blade shape of an impeller according to Embodiment 2. FIG. 実施形態２の変形例に係るインペラの羽根形状を説明するための側面図である。10 is a side view for explaining a blade shape of an impeller according to a modified example of Embodiment 2. FIG. 実施形態３に係るインペラの羽根形状を説明するための側面図である。10 is a side view for explaining a blade shape of an impeller according to a third embodiment. FIG. 実施形態３の変形例に係るインペラの羽根形状を説明するための側面図である。10 is a side view for explaining a blade shape of an impeller according to a modified example of Embodiment 3. FIG. 実施形態３の変形例に係るインペラの羽根形状を説明するための側面図である。10 is a side view for explaining a blade shape of an impeller according to a modified example of Embodiment 3. FIG.

符号の説明Explanation of symbols

１ 遠心圧縮機
２ ケーシング
１０、１０ａ、１０ｂ、１０ｃ、１０ｄ、１０ｅ インペラ
１１ 主羽根
１１ＬＥ 主羽根前縁
１２、１２ａ、１２ｂ、１２ｃ、１２ｄ、１２ｅ 副羽根
１２ＥＨ ハブ取り付け部
１２ＬＥ、１２ＬＥａ、１２ＬＥｂ、１２ＬＥｃ、１２ＬＥｄ、１２ＬＥｅ 副羽根前縁
１３ ハブ
２０ 吸込通路
２１ 圧縮通路
２２ 圧縮流体吐出通路
２３ ディフューザ DESCRIPTION OF SYMBOLS 1 Centrifugal compressor 2 Casing 10, 10a, 10b, 10c, 10d, 10e Impeller 11 Main blade 11LE Main blade front edge 12, 12a, 12b, 12c, 12d, 12e Sub blade 12EH Hub attachment part 12LE, 12LEa, 12LEb, 12LEc , 12LEd, 12LEe Sub blade leading edge 13 Hub 20 Suction passage 21 Compression passage 22 Compressed fluid discharge passage 23 Diffuser

Claims (6)

ハブの周方向に向かって複数の羽根を備えて流体を圧縮する遠心圧縮機のインペラにおいて、
前記ハブの周方向に向かって複数配置される主羽根と、
前記ハブの周方向に向かって複数かつ前記主羽根と交互に配置され、かつ前縁が前記主羽根の前縁よりも前記流体の流れ方向下流側に配置される副羽根と、を備え、
ハブ側における前記副羽根の前縁は、チップ側における前記副羽根の前縁よりも、前記流体の流れ方向下流側に配置されるとともに、前記副羽根のチップ側における前縁と、前記ハブの回転軸に直交する線とのなす角度が３５度以上５５度以下であり、ハブ側における前記主羽根の前縁と前記副羽根の前縁との距離は、チップ側における前記主羽根の前縁と前記副羽根の前縁との距離の１．５倍以上２．０倍以下であることを特徴とする遠心圧縮機のインペラ。 In an impeller of a centrifugal compressor that includes a plurality of blades toward a circumferential direction of a hub and compresses a fluid,
A plurality of main blades arranged in the circumferential direction of the hub;
A plurality of sub-blades arranged alternately with the main blades in the circumferential direction of the hub, and a front edge disposed downstream of the front edge of the main blade in the fluid flow direction,
The front edge of the sub blade on the hub side is disposed downstream of the front edge of the sub blade on the tip side in the fluid flow direction, and the front edge on the tip side of the sub blade, and the hub The angle formed by the line perpendicular to the rotation axis is not less than 35 degrees and not more than 55 degrees, and the distance between the front edge of the main blade and the front edge of the sub blade on the hub side is the front edge of the main blade on the tip side centrifugal compressor impeller you wherein at most 2.0 times 1.5 times the distance between the front edge of the auxiliary vane with. ハブの周方向に向かって複数の羽根を備えて流体を圧縮する遠心圧縮機のインペラにおいて、In an impeller of a centrifugal compressor that includes a plurality of blades toward a circumferential direction of a hub and compresses a fluid,
前記ハブの周方向に向かって複数配置される主羽根と、  A plurality of main blades arranged in the circumferential direction of the hub;
前記ハブの周方向に向かって複数かつ前記主羽根と交互に配置され、かつ前縁が前記主羽根の前縁よりも前記流体の流れ方向下流側に配置される副羽根と、を備え、  A plurality of sub-blades arranged alternately with the main blades in the circumferential direction of the hub, and a front edge disposed downstream of the front edge of the main blade in the fluid flow direction,
ハブ側における前記副羽根の前縁は、チップ側における前記副羽根の前縁よりも、前記流体の流れ方向下流側に配置されるとともに、前記副羽根のハブ側における前縁は、前記流体の流れ方向上流側に向かって延出していることを特徴とする請求項１に記載の遠心圧縮機のインペラ。  The front edge of the sub blade on the hub side is disposed downstream of the front edge of the sub blade on the tip side in the fluid flow direction, and the front edge on the hub side of the sub blade is The impeller of the centrifugal compressor according to claim 1, wherein the impeller extends toward the upstream side in the flow direction. 前記副羽根のハブ側における前縁は、前記流体の流れ方向上流側に向かって延出していることを特徴とする請求項１に記載の遠心圧縮機のインペラ。 The front edge at the hub side of the sub blades, the impeller of a centrifugal compressor according to claim 1, characterized in that extends towards the direction of flow upstream of the fluid. 前記副羽根の前縁は、チップ側に設けた直線部とハブ側に設けた曲線部とで構成されることを特徴とする請求項２又は３に記載の遠心圧縮機のインペラ。 The impeller of the centrifugal compressor according to claim 2 or 3, wherein the front edge of the sub blade is constituted by a straight portion provided on the tip side and a curved portion provided on the hub side. 前記副羽根の前縁は、チップ側に設けた直線部とハブ側に設けた直線部とを、曲線部で接続して構成されることを特徴とする請求項２又は３に記載の遠心圧縮機のインペラ。 4. The centrifugal compression according to claim 2, wherein the front edge of the sub blade is configured by connecting a straight portion provided on the tip side and a straight portion provided on the hub side by a curved portion. 5. The impeller of the machine. 請求項１〜５のいずれか１項に記載のインペラと、
前記インペラを格納するケーシングと、
圧縮対象の流体を前記インペラへ導入する吸込通路と
前記インペラによって圧縮された流体が通過する圧縮通路と、
前記インペラによって圧縮された流体が吐出される圧縮流体吐出通路と、
を含むことを特徴とする遠心圧縮機。 The impeller according to any one of claims 1 to 5 ,
A casing for storing the impeller;
A suction passage for introducing a fluid to be compressed into the impeller, a compression passage through which the fluid compressed by the impeller passes,
A compressed fluid discharge passage through which the fluid compressed by the impeller is discharged;
The centrifugal compressor characterized by including.
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