JP5256978B2 - 翼の振動計測方法及び振動計測装置 - Google Patents

Description

本発明は、翼の振動計測方法及び振動計測装置に関わり、特に回転時の翼の振動計測方法及び振動計測装置に関する。

従来から、装置等の設計をするにあたり、振動源の近傍に配置される物体の固有振動数と上記振動源の発する振動周波数とが一致しないようにすることが行われている。これは、固有振動数と振動周波数とが一致した場合には共振を起こしやすくなり、共振が発生すると上記物体を破損する虞があるためである。そこで、予め上記物体の固有振動数を計測することが必要となる。

ここで、特許文献１には、振動源に一体的に接続された物体に圧電素子等の振動計測器を設置して物体の固有振動数を計測する方法が開示されている。
特開昭６２−２８８５３４号公報（第６頁、第１図）

ところが、物体がタービンの翼等の回転体である場合は、回転中の翼は遠心力等の影響を受けることから、回転中の翼の固有振動数は停止時の固有振動数とは異なったものとなる。そこで、翼が回転している状態で上記翼の振動を計測する必要がある。
しかし、例えばタービンの翼に振動計測器を設置して回転中の翼の振動を計測すると、振動計測器に働く遠心力が翼に影響し回転中の翼の振動を変化させることから、回転中の翼の固有振動数を正しく計測できないという問題があった。

本発明は、このような事情に鑑みてなされたものであり、従来の技術では計測することが困難であった回転時の翼の固有振動数を計測することができる振動計測方法及び振動計測装置を提供することを目的とする。

上記課題を解決するために、本発明は以下の手段を採用する。
本発明は、回転時の翼の振動特性を翼の振動に伴って生じる気体振動により計測する第１工程と、計測した振動特性に基づいて翼の固有振動数を求める第２工程と、を備えるという方法を採用する。
このような方法を採用する本発明では、回転時の翼の振動に伴って生じる気体振動により翼の振動特性を計測するため、翼の周辺に振動計測器を配置して回転時の翼の振動特性を計測することができる。また、本発明では、計測した振動特性に基づいて回転時の翼の固有振動数を求めることができる。

また、本発明は、計測した振動特性をドップラー効果の原理を用いて数値演算することにより翼の固有振動数を求めるという方法を採用する。
このような方法を採用する本発明では、計測対象である翼が回転していることから、ドップラー効果により振動計測器が本来の翼の振動とは異なった周波数の振動特性を計測するのであるが、ドップラー効果の原理を用いて数値演算することにより回転時の翼の正確な固有振動数を求めることができる。

また、本発明は、翼が流体の流動圧により回転する翼であって、翼における上流側の所定の箇所及び下流側の所定の箇所の振動に伴って生じる気体振動を各々計測するという方法を採用する。
このような方法を採用する本発明では、上流側及び下流側の流体の流動圧の違いにより各々の箇所における翼の固有振動数が異なる場合にも、各々の箇所の固有振動数を計測することができる。

また、本発明は、指向性を有する集音装置を用いて振動特性を計測するという方法を採用する。
このような方法を採用する本発明では、回転時の翼の振動に伴って生じる気体振動を集音装置を用いて計測することから、翼の周辺に振動計測器を配置して回転時の翼の振動特性を計測することができる。また、本発明では、集音装置における集音利得の大きな部分を翼の振動測定箇所に向けることで翼の振動特性のみを重点的に計測することができ、不要なノイズ等の影響を減少させることができる。

また、本発明は、回転時の翼の振動特性を翼の振動に伴って生じる気体振動により計測する計測装置と、計測した振動特性に基づいて翼の固有振動数を求める演算装置と、を備えるという構成を採用する。
このような構成を採用する本発明では、まず、回転時の翼の振動に伴って生じる気体振動により翼の振動特性を計測するため、翼の周辺に振動計測器を配置して回転時の翼の振動特性を計測することができる。次に、本発明では、計測した振動特性に基づいて回転時の翼の固有振動数を求めることができる。

また、本発明は、演算装置が振動特性をドップラー効果の原理を用いて数値演算することにより翼の固有振動数を求めるという構成を採用する。
このような構成を採用する本発明では、計測対象である翼が回転していることから、ドップラー効果により振動計測器が本来の翼の振動とは異なった周波数の振動特性を計測するのであるが、ドップラー効果の原理を用いて数値演算することにより回転時の翼の正確な固有振動数を求めることができる。

また、本発明は、翼は流体の流動圧により回転する翼であって、計測装置が翼における上流側の所定の箇所及び下流側の所定の箇所の振動に伴って生じる気体振動を各々計測するという構成を採用する。
このような構成を採用する本発明では、上流側及び下流側の流体の流動圧の違いにより各々の箇所における翼の固有振動数が異なる場合にも、各々の箇所の固有振動数を計測することができる。

また、本発明は、計測装置が指向性を有する集音装置を備えるという構成を採用する。
このような構成を採用する本発明では、回転時の翼の振動に伴って生じる気体振動を集音装置を用いて計測することから、翼の周辺に振動計測器を配置して回転時の翼の振動特性を計測することができる。また、本発明では、集音装置における集音利得の大きな部分を翼の振動測定箇所に向けることで翼の振動特性のみを重点的に計測することができ、不要なノイズ等の影響を減少させることができる。

本発明によれば、以下の効果を得ることができる。
本発明によれば、従来の技術では計測することが困難であった回転時の翼の固有振動数を計測することができるという効果がある。

以下、本発明の一実施形態に係るターボチャージャにおけるタービン翼の振動計測方法及び振動計測装置を図面を参照して説明する。
図１は、本実施形態における振動計測装置Ｍの全体構成を示す概略図、図２は、本実施形態におけるターボチャージャＸの全体構成を示す概略図、図３は、図２における可変ノズルユニット８周辺の拡大図である。なお、上記図面中の矢印Ｆは前方向を示す。

まず、本実施形態における振動計測装置Ｍの全体構成を、図１を参照して説明する。
図１に示すように、本実施形態における振動計測装置Ｍは、ターボチャージャＸに設けられた回転体であるタービンインペラ５３（図２参照）の翼部（翼）５４（図２参照）の固有振動数を計測するためのものである。振動計測装置Ｍは、複数の計測器からなる計測装置１と、複数の演算処理部を有する演算装置２と、演算装置２の演算結果を表示する表示部３とを備えている。
なお、ターボチャージャＸは、不図示のエンジンから導かれる排気ガスのエネルギーを利用してエンジンに供給される空気を過給する可変容量型のターボチャージャである。

計測装置１は、気体振動すなわち気体内を伝搬する音を計測する第１集音装置１１及び第２集音装置１２と、第１集音装置１１近傍の気体温度を計測する第１温度計測器１３と、第２集音装置１２近傍の気体温度を計測する第２温度計測器１４と、タービンインペラ５３の回転速度を計測する回転計測器１５とを有している。
第１集音装置１１及び第２集音装置１２は、いわゆるマイクロフォンであり、ターボチャージャＸ内の温度下で使用できるものが選択される。回転計測器１５は、凡そ２０００００ｍｉｎ^−１までの回転速度を計測することができる計測器である。

演算装置２は、時間軸上での振動特性を周波数領域での振動特性に変換する高速フーリエ変換処理部（以下ＦＦＴ処理部）２１と、周波数領域での振動特性からノイズ成分を除去するノイズ除去部２３と、ノイズ除去された振動特性に基づいて翼部５４の固有振動数を算出する演算処理部２５とを有している。なお、演算装置２は、上記処理部の各々又は２つの処理機能を有する単独の処理装置により構成されていてもよい。

ＦＦＴ処理部２１は、第１集音装置１１及び第２集音装置１２が計測した回転時における翼部５４の時間軸上での振動特性を、周波数領域での振動特性に変換する処理部である。
ノイズ除去部２３は、ＦＦＴ処理部２１の変換処理により得られる周波数領域での振動特性から、翼部５４の振動に伴って生じる音以外の音を不要なノイズとして除去する処理部である。
演算処理部２５は、ノイズ除去部２３によりノイズの除去された周波数領域での振動特性並びに第１温度計測器１３、第２温度計測器１４及び回転計測器１５が計測した結果からドップラー効果の原理を用いて翼部５４の固有振動数を算出する処理部である。なお、算出方法の詳細は後述する。

次に、固有振動数の計測対象であるタービンインペラ５３が設けられたターボチャージャＸの全体構成を、図２に基づいて説明する。
図２に示すように、ターボチャージャＸは、軸受けハウジング５と、軸受けハウジング５の前側周縁部に締結ボルト５ａにより接続されるタービンハウジング６と、軸受けハウジング５の後側周縁部に締結ボルト５ｂにより接続されるコンプレッサハウジング７とを備えている。

軸受けハウジング５内には、前後方向で延びるタービン軸５１が複数のベアリング５２を介して回転自在に支持されている。タービン軸５１の前端部にはタービンインペラ５３が一体的に連結され、後端部にはコンプレッサインペラ５５が一体的に連結されている。
タービンインペラ５３は、略円錐状部材の斜面から径方向外側に向かって複数の翼部（翼）５４が立設した形状を呈しており、タービンハウジング６内に設置されている。コンプレッサインペラ５５は、タービンインペラ５３と同様の形状を呈しており、コンプレッサハウジング７内に設置されている。
また、タービンインペラ５３の前側にはタービンインペラ５３の回転速度を計測するための回転計測器１５が設置されている。

タービンハウジング６内かつタービンインペラ５３の径方向外側には、環状を呈する可変ノズルユニット８が設置されている。

タービンハウジング６は、タービンインペラ５３の径方向外側に設けられるタービンスクロール流路６１と、排気ガスの排気口であるタービンハウジング出口６２とを有している。
タービンスクロール流路６１は、タービンインペラ５３を囲んで略環状に形成され、不図示のエンジンにおける排気口に連結されている。また、タービンスクロール流路６１は、可変ノズルユニット８内のノズル流路８Ａと連通している。
タービンハウジング出口６２は、タービンハウジング６の前側に向けて開口しており、タービンインペラ５３の設置箇所を介してノズル流路８Ａと連通している。

コンプレッサハウジング７には、後側に開口する吸気口７１が形成されている。また、軸受けハウジング５とコンプレッサハウジング７との間には、空気を圧縮して昇圧するディフューザ流路７２がコンプレッサインペラ５５の径方向外側で略環状に形成されている。また、ディフューザ流路７２は、コンプレッサインペラ５５の設置箇所を介して吸気口７１と連通している。
さらに、コンプレッサハウジング７は、コンプレッサインペラ５５の径方向外側で略環状を呈するコンプレッサスクロール流路７３を有しており、コンプレッサスクロール流路７３は、ディフューザ流路７２と連通している。なお、コンプレッサスクロール流路７３は、不図示のエンジンにおける吸気口と連結されている。

次に、可変ノズルユニット８の構成を、図２及び図３に基づいて説明する。
図３に示すように、可変ノズルユニット８は、タービンハウジング６側に設置されるシュラウドリング８１と、シュラウドリング８１に対向して軸受けハウジング５側に設置されるノズルリング８２と、シュラウドリング８１とノズルリング８２との間に保持される複数のノズルベーン８３とを有している。なお、ノズル流路８Ａは、シュラウドリング８１とノズルリング８２との間に形成されている。

シュラウドリング８１は、略リング状に形成された板状部材の内周縁部に略円筒状を呈する部材がタービンハウジング出口６２側に延出して接続された形状を呈している。また、シュラウドリング８１は、気体振動を計測する第１集音装置１１及び第２集音装置１２と、気体温度を計測する第１温度計測器１３及び第２温度計測器１４とを有している。

第１集音装置１１は、翼部５４のノズルユニット８側における上流側端部（上流側の所定の箇所）５４Ａに対向してシュラウドリング８１の部材内部に設置されている。第１温度計測器１３は、第１集音装置１１の近傍でシュラウドリング８１の部材内部に設置されている。第２集音装置１２は、翼部５４のタービンハウジング出口６２側における下流側端部（下流側の所定の箇所）５４Ｂに対向してシュラウドリング８１の部材内部に設置されている。第２温度計測器１４は、第２集音装置１２の近傍でシュラウドリング８１の部材内部に設置されている。
なお、第１集音装置１１及び第２集音装置１２は、何れも指向性を有しており、集音利得の高い部分を計測対象に向けることで、計測対象以外の部分からの音を相対的に低減させることができる。

また、シュラウドリング８１とタービンハウジング６との間に形成される隙間Ｓからの排気ガスの漏出を防止するために、シュラウドリング８１の上記円筒部の外周面とタービンハウジング６の内周面との間には２枚のＣリングからなるシール部Ｓ１を有している。

図２に示すように、シュラウドリング８１及びノズルリング８２は、複数の連結ピン８４を介して所定の間隔を形成するように連結されている。なお、連結ピン８４は、シュラウドリング８１に貫入し、ノズルリング８２を貫通して後側に突出している。
ノズルリング８２の後側には、取付リング８５が連結ピン８４を介して一体的に設けられており、取付リング８５の外周縁部は軸受けハウジング５とタービンハウジング６とにより挟持されて支持されている。すなわち、ノズルリング８２は、取付リング８５を介して軸受けハウジング５及びタービンハウジング６に支持されている。

ノズルベーン８３は、タービンインペラ５３の回転軸と平行な軸回りに各々回転自在に、シュラウドリング８１とノズルリング８２との間に周方向で等間隔に複数設けられている。
また、各ノズルベーン８３は、略矩形状を呈する板状部材であり、ノズルベーン８３の一辺から前側に突出する第１ベーン軸８３Ａと上記一辺の対辺から後側に突出する第２ベーン軸８３Ｂとを有している。第１ベーン軸８３Ａは、シュラウドリング８１に回転自在に貫入しており、第２ベーン軸８３Ｂは、ノズルリング８２に回転自在に貫通しノズルリング８２の後側に突出している。

可変ノズルユニット８の後側には、各ノズルベーン８３を同期して回転させるための同期機構９が設けられている。
同期機構９は環状を呈しており、各ノズルベーン８３の第２ベーン軸８３Ｂと各々連結されている。また、同期機構９は、同期機構９を作動させるための不図示のシリンダ等のアクチュエータに駆動軸９１及び駆動レバー９２を介して連結されている。

続いて、本実施形態に係る振動計測装置Ｍの動作を説明する。
まず、ターボチャージャＸへ導入された排気ガスがタービンインペラ５３を回転させることで、エンジンに供給される空気が過給される動作について説明する。

エンジンの排気口から排出された排気ガスは、まず、タービンスクロール流路６１に導入され、次に、ノズル流路８Ａに導入される。
この時、ターボチャージャＸに導入される排気ガスの流量はエンジンの回転数に比例するため、同期機構９及び不図示のアクチュエータが作動することでエンジンの回転数に応じて各ノズルベーン８３を回転させ、ノズル流路８Ａの開口面積を変化させる。この開口面積の変化によりノズル流路８Ａを通る排気ガスの流量は調節され、結果として低回転域から高回転域までの広い範囲に亘りエンジンの性能向上を図ることができる。

ノズル流路８Ａを通った排気ガスは、タービンインペラ５３の設置箇所に導入され、タービンインペラ５３を回転させる。その後、排気ガスは、タービンハウジング出口６２から排出される。

タービンインペラ５３は、タービン軸５１を介してコンプレッサインペラ５５と連結されているため、タービンインペラ５３が回転することでコンプレッサインペラ５５が回転する。
コンプレッサインペラ５５の回転により、吸気口７１から空気が吸引され、吸引された空気はディフューザ流路７２に供給される。また、上記空気は、ディフューザ流路７２を通ることで圧縮され昇圧される。昇圧された空気はコンプレッサスクロール流路７３を通ってエンジンの吸気口に供給される。結果としてエンジンに空気を過給し、エンジンの出力を向上させることができる。
以上でターボチャージャＸの過給動作は終了する。

次に、振動計測装置Ｍが回転時における翼部５４の固有振動数を計測する動作について図４及び図５を参照して説明する。
図４は、第１集音装置１１とタービンインペラ５３との位置関係を示す正面図であり、図５は、第１集音装置１１が計測した回転時の翼部５４における上流側端部５４Ａの周波数領域での振動特性を示す概略図である。
計測動作は、まず、タービンインペラ５３の回転時に翼部５４の振動特性等を計測する工程（第１工程）を行い、次に、上記計測結果から固有振動数を求める工程（第２工程）を行う。以下、各工程について説明する。

まず、振動特性等を計測する工程について説明する。
排気ガスがターボチャージャＸのタービンインペラ５３の設置箇所に導入され、タービンインペラ５３が回転する。
この時、タービンインペラ５３の翼部５４には回転に伴う振動が加わると共に、翼部５４の上流側端部５４Ａ及び下流側端部５４Ｂには排気ガスから異なる流動圧を受けているため、上流側端部５４Ａ及び下流側端部５４Ｂは各々一定の振動周波数すなわち固有振動数で振動している。
そして、翼部５４における上流側端部５４Ａ及び下流側端部５４Ｂの振動が周囲の気体を振動させ、この気体振動を第１集音装置１１及び第２集音装置１２が各々計測する。また、第１温度計測器１３が上流側端部５４Ａ周囲の気体温度を計測し、第２温度計測器１４が下流側端部５４Ｂ周囲の気体温度を計測する。さらに、回転計測器１５がタービンインペラ５３の回転速度を計測する。

次に、得られた計測結果から固有振動数を求める工程について説明する。
まず、翼部５４における上流側端部５４Ａの固有振動数ｆ_０１を求める工程について説明する。

図４に示すように、第１集音装置１１はタービンインペラ５３の径方向外側に配置されており、振動源である翼部５４は円運動しているため、翼部５４の上流側端部５４Ａは第１集音装置１１に対して接近する、遠ざかる又は第１集音装置１１との距離が変化しない方向に移動する等様々な方向に移動している。したがって、上流側端部５４Ａが一定の振動周波数で振動していたとしても、第１集音装置１１は上流側端部５４Ａの本来の振動特性だけでなく、いわゆるドップラー効果により振動周波数が変化した振動特性も計測する。

なお、タービンインペラ５３は紙面反時計回りに回転し、第１集音装置１１から翼部５４における上流側端部５４Ａの外周面までの接線を引いた場合に、第１集音装置１１の紙面右側の接線と上流側端部５４Ａの外周面との交点を第１計測点Ｈ、第１集音装置１１の紙面左側の接線と上流側端部５４Ａの外周面との交点を第２計測点Ｌとする。

より詳細に見れば、第１計測点Ｈにおける上流側端部５４Ａは接線方向で第１集音装置１１に向かって移動しているため、第１計測点Ｈにおいて発生した気体振動が最も高い振動周波数も有するものとして第１集音装置１１に計測される。また、同じく詳細に見れば、第２計測点Ｌにおける上流側端部５４Ａは接線方向で第１集音装置１１から遠ざかって移動しているため、第２計測点Ｌにおいて発生した気体振動が最も低い振動周波数も有するものとして第１集音装置１１に計測される。

ここで、翼部５４における上流側端部５４Ａの周速をＶ_１、上流側端部５４Ａ周囲の気体温度での音速をｃ_１、上流側端部５４Ａの固有振動数をｆ_０１、第１計測点Ｈにおいて発生した振動が第１集音装置１１にて計測された場合の振動周波数をｆ_Ｈ１、第２計測点Ｌにおいて発生した振動が第１集音装置１１にて計測された場合の振動周波数をｆ_Ｌ１とすると、ドップラー効果の原理により以下の２式の関係が各々成立する。なお、第１集音装置１１は移動せず、一定の位置に存している。

そして、翼部５４が円運動をしていることから、翼部５４の上流側端部５４Ａは第１集音装置１１に対して接近及び遠ざかる運動を連続的かつ周期的に行っている。したがって、第１集音装置１１が計測する上流側端部５４Ａの振動特性にはｆ_Ｌ１からｆ_Ｈ１までの全ての振動周波数の振動特性が含まれていることになる。

第１集音装置１１が計測した上流側端部５４Ａの振動特性は時間軸上での振動特性であるため、これを演算装置２のＦＦＴ処理部２１により周波数領域での振動特性に変換する。なお、計測した振動特性には上流側端部５４Ａの振動に伴って生じた気体振動以外のノイズ成分が混入しているため、ノイズ除去部２３により上記ノイズ成分を除去する。

図５に示すように、周波数領域での振動特性は、特定の２つの周波数の間に周波数スペクトルが隙間無く存在するものとなる。ここで、第１計測点Ｈから得られた振動の周波数が最も高く（ｆ_Ｈ１）、第２計測点Ｌから得られた振動の周波数が最も低いため（ｆ_Ｌ１）、図５において最も高い周波数がｆ_Ｈ１、最も低い周波数がｆ_Ｌ１となる。
また、［数１］及び［数２］を変換すると、以下の２式が得られる。

そして、演算処理部２５により［数３］又は［数４］に振動計測等の計測データを代入することで固有振動数を算出する。
まず、第１温度計測器１３が計測した気体温度から、上記温度下での音速ｃ_１を算出する。また、回転計測器１５が計測したタービンインペラ５３の回転速度及び翼部５４における上流側端部５４Ａの径より上流側端部５４Ａでの周速Ｖ_１を算出する。
音速ｃ_１、周速Ｖ_１及びｆ_Ｈ１を［数３］に、又は、音速ｃ_１、周速Ｖ_１及びｆ_Ｌ１を式［数４］に代入することで翼部５４における上流側端部５４Ａの固有振動数ｆ_０１を算出することができる。すなわち、ｆ_Ｈ１又はｆ_Ｌ１のいずれか一方を計測し、音速ｃ_１及び周速Ｖ_１を算出すれば、［数３］又は［数４］のいずれか一方の数式を用いて固有振動数ｆ_０１を算出することができる。

また、［数３］及び［数４］から、［数５］を得ることができる。

ｆ_Ｈ１及びｆ_Ｌ１を計測し、［数５］に代入することで固有振動数ｆ_０１を算出することができる。すなわち、音速ｃ_１及び周速Ｖ_１を算出せずともｆ_Ｈ１及びｆ_Ｌ１を計測すれば、固有振動数ｆ_０１を算出することができる。

一方、翼部５４の下流側端部５４Ｂにおける固有振動数ｆ_０２についても、上流側端部５４Ａにおける固有振動数ｆ_０１の算出と同様の方法を使用して算出することができる。
ここで、下流側端部５４Ｂでの周速Ｖ_２、下流側端部５４Ｂ周囲の気体温度における音速をｃ_２、下流側端部５４Ｂの固有振動数をｆ_０２、ドープラー効果により固有振動数ｆ_０２が高い振動数として計測されたものをｆ_Ｈ２、低い振動数として計測されたものをｆ_Ｌ２とすると以下の２式の関係が各々成立する。

また、［数６］及び［数７］を変換すると、以下の２式が得られる。

第２集音装置１２が、翼部５４における下流側端部５４Ｂの振動特性を計測し、上記振動特性から最も高い振動周波数を有するｆ_Ｈ２と最も低い周波数を有するｆ_Ｌ２を算出する。また、第２温度計測器１４が計測した気体温度から、上記温度下での音速ｃ_２を算出する。さらに、回転計測器１５が計測したタービンインペラ５３の回転速度及び翼部５４における下流側端部５４Ｂの径より下流側端部５４Ｂでの周速Ｖ_２を算出する。
音速ｃ_２、周速Ｖ_２及びｆ_Ｈ２を［数８］に、又は、音速ｃ_２、周速Ｖ_２及びｆ_Ｌ２を［数９］に代入することで翼部５４における下流側端部５４Ｂの固有振動数ｆ_０２を算出することができる。すなわち、ｆ_Ｈ２又はｆ_Ｌ２のいずれか一方を計測し、音速ｃ_２及び周速Ｖ_２を算出すれば、［数８］又は［数９］のいずれか一方の数式を用いて固有振動数ｆ_０２を算出することができる。

また、［数８］及び［数９］から、［数１０］を得ることができる。

ｆ_Ｈ２及びｆ_Ｌ２を計測し、［数１０］に代入することで固有振動数ｆ_０２を算出することができる。すなわち、音速ｃ_２及び周速Ｖ_２を算出せずともｆ_Ｈ２及びｆ_Ｌ２を計測することで、固有振動数ｆ_０２を算出することができる。
以上で、翼部５４の上流側端部５４Ａ及び下流側端部５４Ｂにおける各々の固有振動数の算出が完了する。

したがって、本実施形態によれば以下の効果を得ることができる。
本実施形態では、従来の技術では計測することが困難であった回転時の翼部５４の固有振動数を計測することができるという効果がある。

なお、前述した実施の形態において示した動作手順、あるいは各構成部材の諸形状や組み合わせ等は一例であって、本発明の主旨から逸脱しない範囲においてプロセス条件や設計要求等に基づき種々変更可能である。

例えば、上記実施形態では、タービンインペラ５３における翼部５４の固有振動数を計測しているが、本実施形態はかかる計測対象に限定されるものではなく、例えばコンプレッサインペラ５５における翼部の固有振動数を計測してもよい。
また、本実施形態はターボチャージャＸの翼部に限定されるものではなく、例えば飛行機のプロペラや送風機の回転翼等の固有振動数を計測するために使用してもよい。

本実施形態における振動計測装置Ｍの全体構成を示す概略図である。 本実施形態におけるターボチャージャＸの全体構成を示す概略図である。 図２における可変ノズルユニット８周辺の拡大図である。 第１集音装置１１とタービンインペラ５３との位置関係を示す正面図である。 第１集音装置１１が計測した回転時の翼部５４における上流側端部５４Ａの周波数領域での振動特性を示す概略図である。

符号の説明

Ｍ…振動計測装置、１…計測装置、２…演算装置、１１…第１集音装置、１２…第２集音装置、５４…翼部（翼）

Claims (6)

1. 回転時の翼の振動特性を前記翼の振動に伴って生じる気体振動により計測する第１工程と、計測した前記振動特性に基づいて前記翼の固有振動数を求める第２工程と、を備え、
   前記第２工程では、計測した前記振動特性をドップラー効果の原理を用いて数値演算することにより前記翼の固有振動数を求めることを特徴とする翼の振動計測方法。
2. 前記翼は流体の流動圧により回転する翼であって、前記第１工程では、前記翼における上流側の所定の箇所及び下流側の所定の箇所の振動に伴って生じる気体振動を各々計測することを特徴とする請求項１記載の翼の振動計測方法。
3. 前記第１工程では、指向性を有する集音装置を用いて前記振動特性を計測することを特徴とする請求項１または２に記載の翼の振動計測方法。
4. 回転時の翼の振動特性を前記翼の振動に伴って生じる気体振動により計測する計測装置と、計測した前記振動特性に基づいて前記翼の固有振動数を求める演算装置とを備え、
   前記演算装置は、計測した前記振動特性をドップラー効果の原理を用いて数値演算することにより前記翼の固有振動数を求めることを特徴とする翼の振動計測装置。
5. 前記翼は流体の流動圧により回転する翼であって、前記計測装置は、前記翼における上流側の所定の箇所及び下流側の所定の箇所の振動に伴って生じる気体振動を各々計測することを特徴とする請求項４記載の翼の振動計測装置。
6. 前記計測装置は、指向性を有する集音装置を備えることを特徴とする請求項４または５に記載の翼の振動計測装置。
   

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