JP5344849B2 - Turbo type vacuum pump - Google Patents

Turbo type vacuum pump Download PDF

Info

Publication number
JP5344849B2
JP5344849B2 JP2008107877A JP2008107877A JP5344849B2 JP 5344849 B2 JP5344849 B2 JP 5344849B2 JP 2008107877 A JP2008107877 A JP 2008107877A JP 2008107877 A JP2008107877 A JP 2008107877A JP 5344849 B2 JP5344849 B2 JP 5344849B2
Authority
JP
Japan
Prior art keywords
blade
fixed
wing
spacer
centrifugal
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Active
Application number
JP2008107877A
Other languages
Japanese (ja)
Other versions
JP2009257212A (en
Inventor
裕之 川▲崎▼
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Ebara Corp
Original Assignee
Ebara Corp
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Ebara Corp filed Critical Ebara Corp
Priority to JP2008107877A priority Critical patent/JP5344849B2/en
Priority to US12/410,780 priority patent/US8109744B2/en
Priority to EP09004271.4A priority patent/EP2108844A3/en
Publication of JP2009257212A publication Critical patent/JP2009257212A/en
Application granted granted Critical
Publication of JP5344849B2 publication Critical patent/JP5344849B2/en
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Images

Landscapes

  • Non-Positive Displacement Air Blowers (AREA)

Abstract

<P>PROBLEM TO BE SOLVED: To provide a turbo vacuum pump having a blade element, inexpensively manufacturable by reducing the number of parts, by improving dimensional accuracy in the axial direction and geometric tolerance accuracy by the blade element capable of compressing gas up to atmospheric pressure from a high vacuum. <P>SOLUTION: This turbo vacuum pump has a rotary shaft 1, an exhaust part 10 formed by alternately arranging a rotary blade and a fixed blade, and a bearing motor part 50. A gas bearing 40 is used for a bearing for supporting the rotary shaft 1 in the thrust direction. A spiral groove 45 is formed on both surfaces of a fixed side part 41 of the gas bearing. The fixed side part 41 forming the spiral groove 45 is sandwiched by an upper side rotary side part 42 and a lower side rotary side part 43 fixed to the rotary shaft 1. At least one of the rotary blade and the fixed blade is composed of a blade part 32bs with a spacer of integrally forming a disk-like blade part 32b and a cylindrical spacer 32s continuing with the disk-like blade part, and an exhaust part is formed by stacking the blade part 32bs with the space in a multistage shape. <P>COPYRIGHT: (C)2010,JPO&amp;INPIT

Description

本発明は、ターボ型真空ポンプに係り、特に大気圧から高真空まで排気可能でオイルフリーのターボ型真空ポンプに関する。   The present invention relates to a turbo vacuum pump, and more particularly to an oil-free turbo vacuum pump that can be evacuated from atmospheric pressure to high vacuum.

従来から半導体製造装置等において、チャンバ内の気体を排気して清浄な高真空（又は超高真空）を得るのにターボ型真空ポンプが用いられている。このターボ型真空ポンプには、吸気口と排気口とを有するポンプハウジング内に多段の遠心圧縮ポンプ段を配設し、ポンプ段の回転翼を固定した回転軸をラジアル気体軸受及びスラスト気体軸受により支持するタイプの真空ポンプがある。このように、転がり軸受を用いることなく、気体軸受を用いて回転軸を支持することにより、ガス流路のみならず、軸受部等も含めたポンプ全体に油を用いる必要がないオイルフリーのターボ型真空ポンプを構成するようにしている。   Conventionally, in a semiconductor manufacturing apparatus or the like, a turbo type vacuum pump is used to exhaust a gas in a chamber to obtain a clean high vacuum (or ultra-high vacuum). In this turbo type vacuum pump, a multistage centrifugal compression pump stage is arranged in a pump housing having an intake port and an exhaust port, and a rotary shaft to which a rotary blade of the pump stage is fixed is provided by a radial gas bearing and a thrust gas bearing. There are supporting types of vacuum pumps. In this way, by using a gas bearing to support the rotating shaft without using a rolling bearing, an oil-free turbo that does not require oil to be used not only for the gas flow path but also for the entire pump including the bearing portion and the like. Type vacuum pump.

上述した遠心圧縮ポンプ段と気体軸受とを組合せたターボ型真空ポンプは、例えば、実開平１−１４２５９４号公報（特許文献１）に記載されており、この真空ポンプは気体を低真空域から大気圧近傍まで圧縮可能である。この真空ポンプの遠心圧縮ポンプ段は、回転ディスクと固定円板とを交互に配置することによって形成されている。
図１４は、特許文献１に開示された遠心圧縮ポンプ段を示す図である。図１４に示すように、固定円板２ａ１もしくは２ｂ１が、円筒スペーサ２ａ２もしくは２ｂ２により軸方向に位置決めされ積み上げられている。また、回転側の羽根車１ａ１もしくは回転ディスク１ｂ１は、回転軸1に一体に形成されている。
実開平１−１４２５９４号公報 A turbo type vacuum pump in which the above-described centrifugal compression pump stage and a gas bearing are combined is described in, for example, Japanese Utility Model Laid-Open No. 1-142594 (Patent Document 1). Compressible to near atmospheric pressure. The centrifugal compression pump stage of this vacuum pump is formed by alternately arranging rotating disks and fixed disks.
FIG. 14 is a diagram showing the centrifugal compression pump stage disclosed in Patent Document 1. As shown in FIG. As shown in FIG. 14, the fixed disk 2a 1 or 2b 1 is positioned and stacked in the axial direction by a cylindrical spacer 2a 2 or 2b 2 . The rotating impeller 1a 1 or the rotating disk 1b 1 is formed integrally with the rotating shaft 1.
Japanese Utility Model Publication 1-14-2594

上述したように、特許文献１に開示された遠心圧縮ポンプ段においては、固定円板２ａ１もしくは２ｂ１は、円筒スペーサ２ａ２もしくは２ｂ２により軸方向に位置決めされ積み上げられており、また、回転側の羽根車１ａ１もしくは回転ディスク１ｂ１は、回転軸1に一体に形成されている。すなわち、固定側の部品は、翼要素部分とスペーサ部分が別体構造であるため、部品点数が多いという欠点がある。また、回転側の部品は、回転軸１と回転ディスク１ｂ１とが一体構造であるため、各段における軸方向の寸法精度および幾何的な公差精度を上げることが難しいという問題点がある。
本発明は、上述の点に鑑みてなされたもので、気体を高真空から大気圧まで圧縮できる翼要素で、軸方向の寸法精度および幾何的な公差精度を向上でき、且つ部品点数が少なく安価に製作できる翼要素を有するターボ型真空ポンプを提供することを目的とする。 As described above, in the centrifugal compression pump stage disclosed in Patent Document 1, the fixed disk 2a 1 or 2b 1 is positioned and stacked in the axial direction by the cylindrical spacer 2a 2 or 2b 2 and is rotated. The impeller 1a 1 or the rotary disk 1b 1 on the side is formed integrally with the rotary shaft 1. That is, the fixed-side component has a drawback that the number of components is large because the wing element portion and the spacer portion are separate structures. In addition, the rotating side component has a problem in that it is difficult to increase the axial dimensional accuracy and geometric tolerance accuracy in each stage because the rotating shaft 1 and the rotating disk 1b 1 have an integral structure.
The present invention has been made in view of the above points, and is a blade element capable of compressing a gas from a high vacuum to an atmospheric pressure, and can improve axial dimensional accuracy and geometrical tolerance accuracy. It is an object of the present invention to provide a turbo vacuum pump having a blade element that can be manufactured.

上述の目的を達成するため、本発明の第１の態様は、ポンプの略全長に亘って延びる回転軸と、ケーシング内に回転翼と固定翼とを交互に配置することによって形成された排気部と、前記回転軸に回転駆動力を与えるモータと前記回転軸を回転自在に支承する軸受とを有した軸受モータ部を備えたターボ型真空ポンプにおいて、前記回転軸をスラスト方向に支承する軸受に気体軸受を用い、該気体軸受の固定側部位の両面にスパイラル溝を形成し、前記回転軸に固定された上側回転側部位と下側回転側部位とにより、前記スパイラル溝の形成された固定側部位を挟み込むようにし、前記回転翼および前記固定翼を、円板状の翼部と該円板状の翼部に連なる円筒状スペーサとを一体に形成したスペーサ付翼部で構成し、該スペーサ付翼部を多段に積み上げることにより、前記排気部を形成し、前記回転軸と該回転軸に固定された前記回転翼を含む回転体が前記気体軸受の軸方向中心で浮上しているときにおける前記気体軸受のクリアランスをδｄとし、前記気体軸受の直上１段の前記回転翼と前記固定翼との間の翼クリアランスをδｅとすると、δｅとδｄの差（δｅ−δｄ）は、前記気体軸受のトータルクリアランス（２δｄ）の１０〜３０％に設定されており、前記回転翼を構成する前記スペーサ付翼部は、前記円筒状スペーサを前記円板状の翼部の内周側から下方に延設することにより形成されており、前記円板状の翼部の上端面に気体を半径方向に圧縮排気する遠心翼要素が形成されており、前記固定翼を構成する前記スペーサ付翼部は、前記円筒状スペーサを前記円板状の翼部の外周側から上方に延設することにより形成されており、前記円板状の翼部の下端面に翼排気面が形成されており、前記回転翼および前記固定翼における前記スペーサ付翼部の両端面は、ラッピング加工による仕上げ加工されていることを特徴とする。
本発明の第２の態様は、ポンプの略全長に亘って延びる回転軸と、ケーシング内に回転翼と固定翼とを交互に配置することによって形成された排気部と、前記回転軸に回転駆動力を与えるモータと前記回転軸を回転自在に支承する軸受とを有した軸受モータ部を備えたターボ型真空ポンプにおいて、前記回転軸をスラスト方向に支承する軸受に気体軸受を用い、前記回転軸に固定された気体軸受の回転側部位の両面にスパイラル溝を形成し、固定側の上下に分割された上側固定側部位と下側固定側部位とにより、前記スパイラル溝の形成された回転側部位を挟み込むようにし、前記回転翼および前記固定翼を、円板状の翼部と該円板状の翼部に連なる円筒状スペーサとを一体に形成したスペーサ付翼部で構成し、該スペーサ付翼部を多段に積み上げることにより、前記排気部を形成し、前記回転軸と該回転軸に固定された前記回転翼を含む回転体が前記気体軸受の軸方向中心で浮上しているときにおける前記気体軸受のクリアランスをδｄとし、前記気体軸受の直上１段の前記回転翼と前記固定翼との間の翼クリアランスをδｅとすると、δｅとδｄの差（δｅ−δｄ）は、前記気体軸受のトータルクリアランス（２δｄ）の１０〜３０％に設定されており、前記回転翼を構成する前記スペーサ付翼部は、前記円筒状スペーサを前記円板状の翼部の内周側から下方に延設することにより形成されており、前記円板状の翼部の上端面に気体を半径方向に圧縮排気する遠心翼要素が形成されており、前記固定翼を構成する前記スペーサ付翼部は、前記円筒状スペーサを前記円板状の翼部の外周側から上方に延設することにより形成されており、前記円板状の翼部の下端面に翼排気面が形成されており、前記回転翼および前記固定翼における前記スペーサ付翼部の両端面は、ラッピング加工による仕上げ加工されていることを特徴とする。 In order to achieve the above-described object, a first aspect of the present invention includes a rotary shaft extending over substantially the entire length of a pump, and an exhaust section formed by alternately arranging rotary blades and fixed blades in a casing. And a turbo-type vacuum pump having a bearing motor section having a motor that applies a rotational driving force to the rotating shaft and a bearing that rotatably supports the rotating shaft, and a bearing that supports the rotating shaft in a thrust direction. Using a gas bearing, spiral grooves are formed on both surfaces of a fixed side portion of the gas bearing, and the fixed side on which the spiral groove is formed by an upper rotating side portion and a lower rotating side portion fixed to the rotating shaft. The rotor blades and the fixed blades are configured by a blade portion with a spacer integrally formed with a disk-shaped blade portion and a cylindrical spacer connected to the disk-shaped blade portion. Multistage with wings By stacking, the clearance of the gas bearing when the rotating body that forms the exhaust part and includes the rotating shaft and the rotor blade fixed to the rotating shaft is levitated at the axial center of the gas bearing. Assuming that δd is a blade clearance between the rotor blade of the first stage immediately above the gas bearing and the fixed blade, a difference between δe and δd (δe−δd) is a total clearance (2δd) of the gas bearing. The spacer-attached wing portion constituting the rotor blade is formed by extending the cylindrical spacer downward from the inner peripheral side of the disk-like wing portion. A centrifugal blade element for compressing and exhausting gas in the radial direction is formed on an upper end surface of the disk-shaped blade portion, and the blade portion with a spacer constituting the fixed blade has the cylindrical spacer as described above. Disk-shaped wing It is formed by extending upward from the outer peripheral side, a blade exhaust surface is formed at the lower end surface of the disk-shaped wing portion, and both ends of the blade portion with the spacer in the rotor blade and the fixed blade The surface is finished by lapping .
According to a second aspect of the present invention, there is provided a rotary shaft extending over substantially the entire length of the pump, an exhaust section formed by alternately arranging rotary blades and fixed blades in the casing, and rotational drive by the rotary shaft. In a turbo type vacuum pump having a bearing motor section having a motor for applying force and a bearing for rotatably supporting the rotating shaft, a gas bearing is used as a bearing for supporting the rotating shaft in a thrust direction, and the rotating shaft The spiral groove is formed on both surfaces of the rotation side portion of the gas bearing fixed to the upper side, and the rotation side portion where the spiral groove is formed by the upper fixed side portion and the lower fixed side portion which are divided vertically on the fixed side. The rotor blade and the fixed blade are configured by a blade portion with a spacer integrally formed with a disk-shaped blade portion and a cylindrical spacer connected to the disk-shaped blade portion. Stack wings in multiple stages The clearance of the gas bearing when the rotating body that forms the exhaust part and includes the rotating shaft and the rotor blade fixed to the rotating shaft is levitated at the axial center of the gas bearing. Assuming that δd is a blade clearance between the rotor blade of the first stage immediately above the gas bearing and the fixed blade, a difference between δe and δd (δe−δd) is a total clearance (2δd) of the gas bearing. The spacer-attached wing portion constituting the rotor blade is formed by extending the cylindrical spacer downward from the inner peripheral side of the disk-like wing portion. A centrifugal blade element for compressing and exhausting gas in the radial direction is formed on an upper end surface of the disk-shaped blade portion, and the blade portion with a spacer constituting the fixed blade has the cylindrical spacer as described above. The outer periphery of the disk-shaped wing The blade exhaust surface is formed at the lower end surface of the disk-shaped wing portion, and both end surfaces of the wing portion with the spacer in the rotary wing and the fixed wing are formed by extending upward from the side. Is characterized by being finished by lapping .

本発明によれば、従来においては別体構造であった円板状の翼部と円筒状スペーサとが一体成形されたことにより、部品点数が減少し、製作コストを下げることができる。また、円板状の翼部と円筒状スペーサとを一体化することにより、別部品を積み上げることによる誤差も減少する。円板状の翼部と円筒状スペーサとが一体の場合は、軸方向面の誤差は両端面のみであるが、円板状の翼部と円筒状スペーサとが別体の場合は、両端面とそれぞれの部品の接触面の３面の誤差となる。
また、本発明によれば、回転軸と回転軸に固定された回転翼を含む回転体をスラスト方向に支承する軸受に気体軸受を採用したことにより、回転体を軸方向に数ミクロン（μｍ）から数十ミクロン（μｍ）の精度で回転保持することが可能となる。
さらに、本発明によれば、翼クリアランスの微小化を図ることができ、大気圧領域での大幅な圧縮性能の向上を図ることができる。 According to the present invention, the disk-shaped wing portion and the cylindrical spacer, which have conventionally been separate structures, are integrally formed, so that the number of parts can be reduced and the manufacturing cost can be reduced. Further, by integrating the disk-shaped wing portion and the cylindrical spacer, errors caused by stacking different parts are also reduced. When the disk-shaped wing and the cylindrical spacer are integrated, the error in the axial surface is only at both end faces, but when the disk-shaped wing and the cylindrical spacer are separate, both end faces And errors in the three contact surfaces of the respective parts.
Further, according to the present invention, a gas bearing is employed as a bearing for supporting a rotating body including a rotating shaft and a rotating blade fixed to the rotating shaft in the thrust direction, so that the rotating body is several microns (μm) in the axial direction. Therefore, it is possible to rotate and hold with an accuracy of several tens of microns (μm).
Furthermore, according to the present invention, the blade clearance can be miniaturized, and the compression performance can be greatly improved in the atmospheric pressure region.

遠心翼要素を有した円板状の翼部と円筒状スペーサとを一体化させる場合、遠心翼要素が形成されている面が、その一体成形部品の端面側になるようにするのがよい。遠心翼要素の排気性能は、軸方向クリアランスに大きく影響し、軸方向クリアランスが狭い方が性能は向上する。そのため、遠心翼要素の軸方向端面の寸法精度および幾何的な公差の精度が高い方が、クリアランスを極小化でき、性能向上を図ることができる。
本発明によれば、遠心翼要素が形成されている面が、その一体成形部品の端面側になるよう一体化されているため、ラッピング加工等の平行度および平面度の精度を非常に高く仕上げることができる加工方法を適用することが可能である。したがって、遠心翼要素の軸方向端面の寸法精度および幾何的な公差の精度を高くすることができ、クリアランスを極小化でき、排気性能の向上を図ることができる。上記の作用効果は、固定翼側、回転翼側のどちらかに限定されたものではない。 If to integrate far Kokorotsubasa element disk-like blade portion having a cylindrical spacer, the surface centrifugal impeller elements are formed, it is good to be on the end face side of the molded part . The exhaust performance of the centrifugal blade element greatly affects the axial clearance, and the performance is improved when the axial clearance is narrower. Therefore, the higher the dimensional accuracy and geometric tolerance accuracy of the axial end face of the centrifugal blade element, the clearance can be minimized and the performance can be improved.
According to the present invention, since the surface on which the centrifugal blade element is formed is integrated so as to be on the end surface side of the integrally molded part, the accuracy of parallelism and flatness such as lapping is finished very high. It is possible to apply processing methods that can be applied. Therefore, the dimensional accuracy and geometric tolerance accuracy of the axial end surface of the centrifugal blade element can be increased, the clearance can be minimized, and the exhaust performance can be improved. The above effects are not limited to either the fixed blade side or the rotary blade side.

本発明によれば、回転翼側において、翼排気面が、スペーサ付翼部からなる一体成形部品の上端面側になるよう円筒状スペーサと円板状の翼部とが一体化されているため、ラッピング加工により平行度および平面度の精度を非常に高く仕上げることができる。 According to the present invention, on the rotor blade side, the cylindrical spacer and the disk-shaped blade portion are integrated so that the blade exhaust surface is on the upper end surface side of the integrally formed part composed of the blade portion with the spacer. The accuracy of parallelism and flatness can be finished very high by lapping.

本発明によれば、固定翼側において、翼排気面が、スペーサ付翼部からなる一体成形部品の下端面側になるよう円筒状スペーサと円板状の翼部とが一体化されているため、ラッピング加工により平行度および平面度の精度を非常に高く仕上げることができる。 According to the present invention, on the fixed wing side, the cylindrical spacer and the disc-shaped wing portion are integrated so that the blade exhaust surface is on the lower end surface side of the integrally molded part including the wing portion with the spacer. The accuracy of parallelism and flatness can be finished very high by lapping.

本発明によれば、以下に列挙する効果を奏する。
（１）従来においては別体構造であった円板状の翼部と円筒状スペーサとが一体成形されたことにより、部品点数が減少し、製作コストを下げることができる。また、円板状の翼部と円筒状スペーサとを一体化することにより、別部品を積み上げることによる誤差を減少させることができる。
（２）遠心翼要素が形成されている面が、その一体成形部品の端面側になるよう一体化されているため、ラッピング加工等の平行度および平面度の精度を非常に高く仕上げることができる加工方法を適用することが可能である。したがって、遠心翼要素の軸方向端面の寸法精度および幾何的な公差の精度を高くすることができ、クリアランスを極小化でき、排気性能の向上を図ることができる。 The present invention has the following effects.
(1) Since the disk-shaped wing portion and the cylindrical spacer, which are separate structures in the prior art, are integrally formed, the number of parts can be reduced and the manufacturing cost can be reduced. Further, by integrating the disk-shaped wing portion and the cylindrical spacer, it is possible to reduce errors caused by stacking different parts.
(2) Since the surface on which the centrifugal blade element is formed is integrated so as to be on the end surface side of the integrally molded part, the accuracy of parallelism and flatness such as lapping can be finished extremely high. It is possible to apply a processing method. Therefore, the dimensional accuracy and geometric tolerance accuracy of the axial end surface of the centrifugal blade element can be increased, the clearance can be minimized, and the exhaust performance can be improved.

以下、本発明に係るターボ型真空ポンプの実施形態について図１乃至図１３を参照して説明する。なお、図１乃至図１３において、同一または相当する構成要素には、同一の符号を付して重複した説明を省略する。   Hereinafter, an embodiment of a turbo vacuum pump according to the present invention will be described with reference to FIGS. 1 to 13. 1 to 13, the same or corresponding components are denoted by the same reference numerals, and redundant description is omitted.

図１は、本発明に係るターボ型真空ポンプの一実施形態を示す縦断面図である。図１に示すように、ターボ型真空ポンプは、ポンプの略全長に亘って延びる回転軸１と、ケーシング２内に回転翼と固定翼とを交互に配置することによって形成された排気部１０と、回転軸１に回転駆動力を与えるモータと回転軸を回転自在に支承する軸受とを有した軸受モータ部５０を備えている。前記ケーシング２は、排気部１０を収容する上ケーシング３と、軸受モータ部５０を収容する下ケーシング４とから構成されており、上ケーシング３の上端部に吸気口５が形成され、下ケーシング４の下部に排気口６が形成されている。   FIG. 1 is a longitudinal sectional view showing an embodiment of a turbo vacuum pump according to the present invention. As shown in FIG. 1, the turbo vacuum pump includes a rotary shaft 1 extending over substantially the entire length of the pump, and an exhaust unit 10 formed by alternately arranging rotary blades and fixed blades in a casing 2. A bearing motor unit 50 having a motor that applies a rotational driving force to the rotary shaft 1 and a bearing that rotatably supports the rotary shaft is provided. The casing 2 includes an upper casing 3 that accommodates the exhaust portion 10 and a lower casing 4 that accommodates the bearing motor portion 50, and an intake port 5 is formed at the upper end portion of the upper casing 3. An exhaust port 6 is formed in the lower part of the.

前記排気部１０は、上ケーシング３の吸気口側から下方に向かって、タービン翼排気部１１、第１遠心翼排気部２１、第２遠心翼排気部３１を順次配置して構成されている。タービン翼排気部１１は、多段の回転翼としてのタービン翼１２と、タービン翼１２の直後流側に配置された多段の固定翼１７とを備えている。多段のタービン翼１２は、概略円柱状のタービン翼部１３に一体に形成されており、タービン翼部１３のボス部１４には中空部１５が形成されている。中空部１５の底部１５ａには貫通孔１５ｈが形成されており、貫通孔１５ｈにボルト１６が挿通されるようになっている。すなわち、ボルト１６を貫通孔１５ｈに挿通し、回転軸１の上部のねじ孔１ｓに螺合することにより、タービン翼部１３は回転軸１に固定されている。   The exhaust part 10 is configured by sequentially arranging a turbine blade exhaust part 11, a first centrifugal blade exhaust part 21, and a second centrifugal blade exhaust part 31 from the inlet side of the upper casing 3 downward. The turbine blade exhaust section 11 includes a turbine blade 12 as a multistage rotor blade, and a multistage stationary blade 17 disposed immediately downstream of the turbine blade 12. The multistage turbine blade 12 is formed integrally with a substantially cylindrical turbine blade portion 13, and a hollow portion 15 is formed in a boss portion 14 of the turbine blade portion 13. A through hole 15h is formed in the bottom 15a of the hollow portion 15, and a bolt 16 is inserted into the through hole 15h. That is, the turbine blade portion 13 is fixed to the rotary shaft 1 by inserting the bolt 16 through the through hole 15 h and screwing it into the screw hole 1 s at the top of the rotary shaft 1.

一方、多段の固定翼１７は、上ケーシング３内に積層されたスペーサ１８によって挟持されることにより上ケーシング３内に固定されている。これにより、タービン翼排気部１１において、回転翼としてのタービン翼１２と、固定翼１７とが交互に配置される構成になっている。
前記第１遠心翼排気部２１は、多段の回転翼としての遠心翼２２と、遠心翼２２の直後
流側に配置された多段の固定翼２３とを備えている。遠心翼２２は、多段に積層されるとともに回転軸１の外周に嵌合されている。あるいは、キー等の固定手段によって回転軸１に固定されてもよい。また固定翼２３も上ケーシング３内に多段に積層されている。これにより、第１遠心翼排気部２１において、回転翼としての遠心翼２２と、固定翼２３とが交互に配置される構成になっている。各遠心翼２２は、気体を半径方向に圧縮排気する遠心翼溝からなる遠心翼要素２２ａを有している。以下、遠心翼２２は、適宜、回転翼２２とも云う。 On the other hand, the multistage fixed wings 17 are fixed in the upper casing 3 by being sandwiched by spacers 18 stacked in the upper casing 3. Thereby, in the turbine blade exhaust part 11, the turbine blades 12 as the rotating blades and the fixed blades 17 are alternately arranged.
The first centrifugal blade exhaust unit 21 includes a centrifugal blade 22 as a multistage rotating blade and a multistage stationary blade 23 disposed on the flow side immediately after the centrifugal blade 22. The centrifugal blades 22 are stacked in multiple stages and are fitted to the outer periphery of the rotating shaft 1. Or you may fix to the rotating shaft 1 by fixing means, such as a key. The fixed wings 23 are also stacked in the upper casing 3 in multiple stages. Thereby, in the 1st centrifugal blade exhaust part 21, it has the structure by which the centrifugal blade 22 as a rotary blade and the fixed blade 23 are arrange | positioned alternately. Each centrifugal blade 22 has a centrifugal blade element 22a composed of a centrifugal blade groove that compresses and exhausts gas in the radial direction. Hereinafter, the centrifugal blade 22 is also referred to as a rotary blade 22 as appropriate.

前記第２遠心翼排気部３１は、多段の回転翼としての遠心翼３２と、遠心翼３２の直後流側に配置された多段の固定翼３３とを備えている。遠心翼３２は、多段に積層されるとともに回転軸１の外周に嵌合されている。あるいは、キー等の固定手段によって回転軸１に固定されてもよい。また固定翼３３も上ケーシング３内に多段に積層されている。これにより、第２遠心翼排気部３１において、回転翼としての遠心翼３２と、固定翼３３とが交互に配置される構成になっている。各遠心翼３２は、気体を半径方向に圧縮排気する遠心翼溝からなる遠心翼要素３２ａを有している。以下、遠心翼３２は、適宜、回転翼３２とも云う。
前記第２遠心翼排気部３１の直後流側には、回転軸１と回転軸１に固定された回転翼１２，２２，３２を含む回転体をスラスト方向に支承する気体軸受４０が設けられている。 The second centrifugal blade exhaust unit 31 includes a centrifugal blade 32 as a multistage rotating blade, and a multistage stationary blade 33 disposed immediately downstream of the centrifugal blade 32. The centrifugal blades 32 are stacked in multiple stages and are fitted to the outer periphery of the rotating shaft 1. Or you may fix to the rotating shaft 1 by fixing means, such as a key. The fixed wings 33 are also laminated in the upper casing 3 in multiple stages. Thereby, in the 2nd centrifugal blade exhaust part 31, it has the structure by which the centrifugal blade 32 as a rotary blade and the fixed blade 33 are arrange | positioned alternately. Each centrifugal blade 32 has a centrifugal blade element 32a formed of a centrifugal blade groove that compresses and exhausts gas in the radial direction. Hereinafter, the centrifugal blade 32 is also referred to as a rotary blade 32 as appropriate.
A gas bearing 40 for supporting the rotating body including the rotating shaft 1 and the rotating blades 12, 22, and 32 fixed to the rotating shaft 1 in the thrust direction is provided on the immediately downstream side of the second centrifugal blade exhaust portion 31. Yes.

図２は、気体軸受４０および気体軸受４０の上方の遠心翼排気部を示す要部拡大図である。図２に示すように、気体軸受４０は、上ケーシング３に固定された固定側部材（固定側部位）４１と、固定側部材（固定側部位）４１を挟むように上下に配置された上側回転側部材（上側回転側部位）４２と下側回転側部材（下側回転側部位）４３とから構成されている。上側回転側部材（上側回転側部位）４２と下側回転側部材（下側回転側部位）４３は、回転軸１に固定されている。固定側部材（固定側部位）４１の両面にはスパイラル溝４５，４５が形成されている。回転側の上下に分割された部材（部位）、すなわち、上側回転側部材（上側回転側部位）４２と下側回転側部材（下側回転側部位）４３とにより、スパイラル溝４５，４５の形成された固定側部材（固定側部位）４１を挟み込む構造としている。そして、上側回転側部材（上側回転側部位）４２には、固定側部材（固定側部位）４１のスパイラル溝４５との対向面と逆の面に、気体を半径方向に圧縮排気する遠心翼要素４２ａを形成している。遠心翼要素４２ａは、気体を半径方向に圧縮排気する遠心翼溝からなっている。   FIG. 2 is a main part enlarged view showing the gas bearing 40 and the centrifugal blade exhaust part above the gas bearing 40. As shown in FIG. 2, the gas bearing 40 is arranged so that the fixed side member (fixed side part) 41 fixed to the upper casing 3 and the upper side rotation arranged so as to sandwich the fixed side member (fixed side part) 41 therebetween. It is composed of a side member (upper rotation side part) 42 and a lower rotation side member (lower rotation side part) 43. The upper rotation side member (upper rotation side part) 42 and the lower rotation side member (lower rotation side part) 43 are fixed to the rotary shaft 1. Spiral grooves 45, 45 are formed on both surfaces of the fixed side member (fixed side portion) 41. Formation of spiral grooves 45, 45 by members (parts) divided into upper and lower parts on the rotation side, that is, upper rotation side member (upper rotation side part) 42 and lower rotation side member (lower rotation side part) 43. The fixed side member (fixed side portion) 41 is sandwiched. The upper rotating side member (upper rotating side portion) 42 includes a centrifugal blade element that compresses and exhausts gas in the radial direction on a surface opposite to the surface facing the spiral groove 45 of the fixed side member (fixed side portion) 41. 42a is formed. The centrifugal blade element 42a includes a centrifugal blade groove that compresses and exhausts gas in the radial direction.

図３は、図２のIII矢視図である。図３に示すように、固定側部材（固定側部位）４１の表面には、略全面に亘って多数のスパイラル溝４５が形成されている（図３においては、一部のスパイラル溝のみ示す）。   3 is a view taken in the direction of arrow III in FIG. As shown in FIG. 3, a large number of spiral grooves 45 are formed on the surface of the fixed side member (fixed side part) 41 (in FIG. 3, only some spiral grooves are shown). .

図２に示すように、回転軸１と回転軸１に固定された回転翼を含む回転体をスラスト方向に支承する軸受に気体軸受４０を採用したことにより、回転体を軸方向に数ミクロン（μｍ）から数十ミクロン（μｍ）の精度で回転保持することが可能となる。この気体軸受４０を構成している回転体側の部位、すなわち、上側回転側部材（上側回転側部位）４２に、気体を半径方向に圧縮する遠心翼要素４２ａを一体に形成する。気体軸受４０と遠心翼の微小クリアランスの方向は同じスラスト方向であるので、遠心翼要素４２ａの翼クリアランスも、気体軸受４０のクリアランスとほぼ同等に（または気体軸受のクリアランスより若干大きく）設定可能である。すなわち、上側回転側部材（上側回転側部位）４２に、気体を半径方向に圧縮する遠心翼要素４２ａを形成しているので、上側回転側部材（上側回転側部位）４２は、遠心翼を構成するとともに軸方向の位置決めをする気体軸受４０の一部を構成することになる。このように、軸方向の位置決めをする上側回転側部材（上側回転側部位）４２に、気体を半径方向に圧縮する遠心翼要素４２ａを形成しているので、遠心翼要素４２ａの翼クリアランスを精度よく制御することができる。   As shown in FIG. 2, by adopting a gas bearing 40 as a bearing for supporting a rotating body including a rotating shaft 1 and a rotating blade fixed to the rotating shaft 1 in a thrust direction, the rotating body is axially several microns ( It becomes possible to rotate and hold with an accuracy of from μm) to several tens of microns (μm). A centrifugal blade element 42a for compressing the gas in the radial direction is formed integrally with a portion on the rotating body side constituting the gas bearing 40, that is, an upper rotation side member (upper rotation side portion) 42. Since the direction of minute clearance between the gas bearing 40 and the centrifugal blade is the same thrust direction, the blade clearance of the centrifugal blade element 42a can be set substantially equal to the clearance of the gas bearing 40 (or slightly larger than the clearance of the gas bearing). is there. That is, since the centrifugal blade element 42a for compressing the gas in the radial direction is formed in the upper rotational member (upper rotational portion) 42, the upper rotational member (upper rotational portion) 42 constitutes a centrifugal blade. In addition, a part of the gas bearing 40 for axial positioning is formed. Thus, since the centrifugal blade element 42a that compresses the gas in the radial direction is formed in the upper rotation side member (upper rotation side portion) 42 that positions in the axial direction, the blade clearance of the centrifugal blade element 42a is accurate. It can be controlled well.

回転軸１と回転軸１に固定された回転翼を含む回転体が気体軸受４０の軸方向中心で浮上しているときの気体軸受４０のクリアランスをδｄとし、そのときの翼クリアランスをδｅとすると、δｅとδｄの差（δｅ−δｄ）は、気体軸受４０のトータルクリアランス２δｄ（すなわちδｄu＋δｄｌ）の１０〜３０％程度に設定するのが、翼部の接触に対する信頼性、翼の排気性能の面で適当である。すなわち、δｅ−δｄ＝（０．１〜０．３）×（２δｄ）に設定することが好ましい。
なお、図２においては、回転体が気体軸受４０の軸方向中心で浮上しているときの状態を図示しているため、δｄu（＝δｄ）、δｄｌ（＝δｄ）としている。
大気圧領域にて、ターボ型翼要素の性能が悪い理由は、翼クリアランスが大きく、大気圧領域では逆流が多くなるためである。本発明の構造により、翼クリアランスの微小化を図ることができ、大気圧領域での大幅な圧縮性能の向上を図ることができる。 The clearance of the gas bearing 40 when the rotating body including the rotating shaft 1 and the rotating blade fixed to the rotating shaft 1 is floating at the axial center of the gas bearing 40 is δd, and the blade clearance at that time is δe. The difference between δe and δd (δe−δd) is set to about 10 to 30% of the total clearance 2δd (that is, δdu + δdl) of the gas bearing 40 in terms of the reliability with respect to the contact of the blade and the exhaust performance of the blade. Is appropriate. That is, it is preferable to set δe−δd = (0.1 to 0.3) × (2δd).
In FIG. 2, since the state where the rotating body is floating at the center of the gas bearing 40 in the axial direction is illustrated, δdu (= δd) and δdl (= δd) are set.
The reason why the performance of the turbo blade element is poor in the atmospheric pressure region is that the blade clearance is large and the backflow increases in the atmospheric pressure region. With the structure of the present invention, the blade clearance can be miniaturized and the compression performance can be greatly improved in the atmospheric pressure region.

図２に示すように、気体軸受４０の直上方の遠心翼排気部において、遠心翼要素３２ａを有した円板状の翼部３２ｂと円筒状スペーサ３２ｓを一体に形成したスペーサ付き翼部３２ｂｓを多段に配置することにより、多段の回転翼３２を構成し、円板状の翼部３３ｂと円筒状スペーサ３３ｓを一体に形成したスペーサ付き翼部３３ｂｓを多段に配置することにより、多段の固定翼３３を構成している（この点については、後述する）。   As shown in FIG. 2, in the centrifugal blade exhaust portion directly above the gas bearing 40, a disc-shaped wing portion 32bs having a centrifugal blade element 32a and a cylindrical spacer 32s are integrally formed. By arranging in multiple stages, a multistage rotor blade 32 is configured, and by providing the spacer-attached blade section 33bs in which the disk-shaped blade section 33b and the cylindrical spacer 33s are integrally formed, the multistage stationary blade is formed. 33 (this will be described later).

図４は、気体を半径方向に圧縮排気する遠心翼溝からなる遠心翼要素が、回転翼側ばかりでなく、固定翼側にも形成されている排気部を示す要部拡大図である。図４に示すように、本実施形態のターボ型真空ポンプにおいては、遠心翼溝からなる遠心翼要素３２ａ，４２ａが回転翼３２，４２に形成されるとともに、遠心翼溝からなる遠心翼要素３３ａが固定翼３３にも形成されている。図４に示す例においては、回転翼３２，４２の遠心翼要素３２ａ，４２ａは、気体を内周側から外周側に排気する面に形成されている。すなわち、遠心翼要素３２ａ，４２ａは、遠心力の作用する方向に形成されている。また、固定翼３３の遠心翼要素３３ａも気体を内周側から外周側に排気する面に形成されている。すなわち、遠心翼要素３３ａも遠心力の作用する方向に形成されている。図４に示す気体軸受４０および遠心翼排気部のその他の構成は、図２に示す気体軸受４０および遠心翼排気部の構成と同様である。
なお、この遠心翼要素が片面にのみ形成されている場合には、遠心翼面の撓み・変形が発生し易く、面の修正が必要となる場合がある。ここで、遠心翼溝の形成されている逆側の面にも同様の遠心翼溝を形成することにより、面の撓み・変形は低減する。したがって、例えば、上側回転側部材（上側回転側部位）４２、回転翼３２の両面に遠心翼要素である遠心翼溝を形成してもよい。この場合、気体を内周側から外周側に排気する面の逆面に形成する遠心翼溝は、気体を外周側から内周側へ導く方向の角度で形成するようにし、この溝は気体を圧縮する効果もある。ただし、正規の面に形成された遠心翼溝の圧縮作用に比べると、遠心力に逆らう方向への圧縮のため、その圧縮効果は小さい。 FIG. 4 is an enlarged view of a main part showing an exhaust part in which a centrifugal blade element composed of a centrifugal blade groove for compressing and exhausting gas in the radial direction is formed not only on the rotary blade side but also on the fixed blade side. As shown in FIG. 4, in the turbo type vacuum pump of the present embodiment, the centrifugal blade elements 32a and 42a made of centrifugal blade grooves are formed on the rotary blades 32 and 42, and the centrifugal blade element 33a made of the centrifugal blade grooves is formed. Is also formed on the fixed wing 33. In the example shown in FIG. 4, the centrifugal blade elements 32 a and 42 a of the rotary blades 32 and 42 are formed on a surface for exhausting gas from the inner peripheral side to the outer peripheral side. That is, the centrifugal blade elements 32a and 42a are formed in the direction in which the centrifugal force acts. Further, the centrifugal blade element 33a of the fixed blade 33 is also formed on a surface for exhausting gas from the inner peripheral side to the outer peripheral side. That is, the centrifugal blade element 33a is also formed in the direction in which the centrifugal force acts. The other configurations of the gas bearing 40 and the centrifugal blade exhaust section shown in FIG. 4 are the same as the configurations of the gas bearing 40 and the centrifugal blade exhaust section shown in FIG.
When this centrifugal blade element is formed only on one side, the centrifugal blade surface is likely to be bent and deformed, and the surface may need to be corrected. Here, by forming a similar centrifugal blade groove on the opposite surface where the centrifugal blade groove is formed, the bending and deformation of the surface is reduced. Therefore, for example, a centrifugal blade groove that is a centrifugal blade element may be formed on both surfaces of the upper rotation side member (upper rotation side portion) 42 and the rotary blade 32. In this case, the centrifugal blade groove formed on the opposite side of the surface that exhausts the gas from the inner peripheral side to the outer peripheral side is formed at an angle in a direction that leads the gas from the outer peripheral side to the inner peripheral side. There is also an effect of compression. However, compared with the compression action of the centrifugal blade groove formed on the regular surface, the compression effect is small because of compression in the direction against the centrifugal force.

図５（ａ）、（ｂ）は、気体を半径方向に圧縮排気する遠心翼要素を有した翼部を軸方向に多段に配置することにより形成された遠心翼排気部の構成を示す要部拡大図である。図５（ａ）は、遠心翼要素を有した円板状の翼部を多段に配置し、上下二段の円板状の翼部間に円筒状スペーサを配置した構造の遠心翼排気部を示す図であり、図５（ｂ）は、遠心翼要素を有した円板状の翼部と円筒状スペーサを一体に形成したスペーサ付き翼部を多段に配置した構造の遠心翼排気部を示す図である。   5 (a) and 5 (b) are main parts showing the configuration of a centrifugal blade exhaust portion formed by arranging blade portions having centrifugal blade elements for compressing and exhausting gas in the radial direction in multiple stages in the axial direction. It is an enlarged view. FIG. 5A shows a centrifugal blade exhaust portion having a structure in which disk-shaped blade portions having centrifugal blade elements are arranged in multiple stages and a cylindrical spacer is disposed between two upper and lower disk-shaped blade portions. FIG. 5 (b) shows a centrifugal blade exhaust section having a structure in which a disk-shaped wing portion having centrifugal blade elements and a wing portion with a spacer formed integrally with a cylindrical spacer are arranged in multiple stages. FIG.

図５（ａ）に示す気体軸受４０の直上方の遠心翼排気部においては、遠心翼要素３２ａを有した円板状の翼部３２ｂを多段に配置し、上下二段の円板状の翼部３２ｂ，３２ｂの間に円筒状スペーサ３２ｓを配置することにより、多段の回転翼３２を構成し、円板状の翼部３３ｂを多段に配置し、上下二段の円板状の翼部３３ｂ，３３ｂの間に円筒状スペーサ３３ｓを配置することにより、多段の固定翼３３を構成している。図５（ａ）に示す遠心翼排気部において、翼排気面（点線で示す）の精度を上げるためには、回転翼側において各円板状の翼部３２ｂの両面Ｓ１，Ｓ１および各円筒状スペーサ３２ｓの両面Ｓ２，Ｓ２の加工精度を上げる必要がある。すなわち、回転翼側において各段の回転翼３２の翼排気面の精度を上げるためには、四つの面Ｓ１，Ｓ１，Ｓ２，Ｓ２の加工精度を上げる必要がある。また、同様に、固定翼側において各円板状の翼部３３ｂの両面Ｓ３，Ｓ３および各円筒状スペーサ３３ｓの両面Ｓ４，Ｓ４の加工精度を上げる必要がある。すなわち、固定翼側において各段の固定翼３３の翼排気面（点線で示す）の精度を上げるためには、四つの面Ｓ３，Ｓ３，Ｓ４，Ｓ４の加工精度を上げる必要がある。図１４に示す特許文献１の固定翼側は、図５（ａ）に示すものと同様に、各固定円板２ａ１もしくは２ｂ１の両面および各円筒スペーサ２ａ２もしくは２ｂ２の両面の加工精度を上げる必要がある。 In the centrifugal blade exhaust portion directly above the gas bearing 40 shown in FIG. 5A, the disk-shaped blade portions 32b having the centrifugal blade elements 32a are arranged in multiple stages, and the upper and lower two-stage disk-shaped blades are arranged. By arranging the cylindrical spacer 32s between the parts 32b and 32b, a multistage rotor blade 32 is configured, the disk-like wing parts 33b are arranged in multiple stages, and the upper and lower two-stage disk-like wing parts 33b. , 33b is provided with a cylindrical spacer 33s to form a multistage fixed blade 33. In the centrifugal blade exhaust portion shown in FIG. 5A, in order to increase the accuracy of the blade exhaust surface (shown by the dotted line), both surfaces S1, S1 of each disk-shaped blade portion 32b and each cylindrical spacer on the rotor blade side. It is necessary to improve the processing accuracy of both sides S2 and S2 of 32s. That is, in order to increase the accuracy of the blade exhaust surface of each stage of the rotor blade 32 on the rotor blade side, it is necessary to increase the processing accuracy of the four surfaces S1, S1, S2, and S2. Similarly, it is necessary to increase the processing accuracy of both surfaces S3 and S3 of each disk-shaped wing 33b and both surfaces S4 and S4 of each cylindrical spacer 33s on the fixed wing side. That is, in order to increase the accuracy of the blade exhaust surface (indicated by the dotted line) of the fixed blade 33 at each stage on the fixed blade side, it is necessary to increase the processing accuracy of the four surfaces S3, S3, S4, and S4. The fixed blade side of Patent Document 1 shown in FIG. 14 has the processing accuracy of both surfaces of each fixed disk 2a 1 or 2b 1 and both surfaces of each cylindrical spacer 2a 2 or 2b 2 in the same manner as shown in FIG. It is necessary to raise.

図５（ｂ）に示す気体軸受４０の直上方の遠心翼排気部においては、遠心翼要素３２ａを有した円板状の翼部３２ｂと円筒状スペーサ３２ｓを一体に形成したスペーサ付き翼部３２ｂｓを多段に配置することにより、多段の回転翼３２を構成し、円板状の翼部３３ｂと円筒状スペーサ３３ｓを一体に形成したスペーサ付き翼部３３ｂｓを多段に配置することにより、多段の固定翼３３を構成している。図５（ｂ）に示す遠心翼排気部において、翼排気面（点線で示す）の精度を上げるためには、回転翼側において各スペーサ付き翼部３２ｂｓの両面Ｓ５，Ｓ５の加工精度を上げる必要がある。すなわち、回転翼側において各段の回転翼３２の翼排気面の精度を上げるためには、二つの面Ｓ５，Ｓ５の加工精度を上げればよい。また、同様に、固定翼側において各スペーサ付き翼部３３ｂｓの両面Ｓ６，Ｓ６の加工精度を上げる必要がある。すなわち、固定翼側において各段の固定翼３３の翼排気面（点線で示す）の精度を上げるためには、二つの面Ｓ６，Ｓ６の加工精度を上げればよい。   In the centrifugal blade exhaust portion directly above the gas bearing 40 shown in FIG. 5B, a disc-shaped blade portion 32b having a centrifugal blade element 32a and a cylindrical blade 32s integrally formed with a cylindrical spacer 32s. Are arranged in multiple stages to form a multistage rotary vane 32, and a plurality of fixed wings 33bs and a spacer-shaped wing part 33bs formed integrally with a cylindrical spacer 33s are arranged in multiple stages. A wing 33 is formed. In the centrifugal blade exhaust portion shown in FIG. 5B, in order to increase the accuracy of the blade exhaust surface (indicated by the dotted line), it is necessary to increase the processing accuracy of both surfaces S5 and S5 of each blade portion 32bs with spacers on the rotor blade side. is there. That is, in order to increase the accuracy of the blade exhaust surface of each stage of the rotor blade 32 on the rotor blade side, the processing accuracy of the two surfaces S5 and S5 may be increased. Similarly, it is necessary to increase the processing accuracy of both surfaces S6 and S6 of each wing portion 33bs with spacers on the fixed wing side. That is, in order to increase the accuracy of the blade exhaust surface (indicated by the dotted line) of the fixed blade 33 at each stage on the fixed blade side, the processing accuracy of the two surfaces S6 and S6 may be increased.

したがって、本発明においては、図５（ｂ）に示す遠心翼排気部を採用している。すなわち、遠心翼要素３２ａを有した円板状の翼部３２ｂと円筒状スペーサ３２ｓを一体に形成したスペーサ付き翼部３２ｂｓを多段に配置することにより、多段の回転翼３２を構成し、円板状の翼部３３ｂと円筒状スペーサ３３ｓを一体に形成したスペーサ付き翼部３３ｂｓを多段に配置することにより、多段の固定翼３３を構成している。
従来、別体構造であった遠心翼要素３２ａの翼部３２ｂと円筒状スペーサ３２ｓが一体成形されたことにより、部品点数が減少し、製作コストを下げることができる。また、翼部３２ｂと円筒状スペーサ３２ｓを一体化することにより、別部品を積み上げることによる誤差も減少する。翼部３２ｂと円筒状スペーサ３２ｓとが一体の場合は、軸方向面の誤差は両端面のみであるが、翼部３２ｂと円筒状スペーサ３２ｓとが別体の場合は、両端面とそれぞれの部品の接触面の3面の誤差となる。 Therefore, in the present invention, the centrifugal blade exhaust section shown in FIG. That is, a multi-stage rotating blade 32 is formed by arranging a disk-shaped blade portion 32b having a centrifugal blade element 32a and a spacer-attached blade portion 32bs formed integrally with a cylindrical spacer 32s in multiple stages, thereby forming a disk. The multi-stage fixed wing 33 is configured by arranging the wing sections 33bs with spacers, in which the wing sections 33b and the cylindrical spacer 33s are integrally formed, in multiple stages.
Conventionally, the blade portion 32b of the centrifugal blade element 32a and the cylindrical spacer 32s, which are separate structures, are integrally formed, so that the number of parts can be reduced and the manufacturing cost can be reduced. Further, by integrating the wing portion 32b and the cylindrical spacer 32s, errors due to stacking of different parts are also reduced. When the wing portion 32b and the cylindrical spacer 32s are integrated, the error of the axial surface is only at both end surfaces. However, when the wing portion 32b and the cylindrical spacer 32s are separate bodies, both end surfaces and the respective parts are provided. This is an error on the three contact surfaces.

図６（ａ）、（ｂ）は、円板状の翼部と円筒状スペーサを一体に形成したスペーサ付き翼部を示す要部拡大図である。図６（ａ）に示す例においては、回転翼側のスペーサ付き翼部３２ｂｓは、円筒状スペーサ３２ｓを円板状の翼部３２ｂの内周側から下方に延設することにより形成されており、固定翼側のスペーサ付き翼部３３ｂｓは、円筒状スペーサ３３ｓを円板状の翼部３３ｂの外周側から上方に延設することにより形成されている。
図６（ｂ）に示す例においては、回転翼側のスペーサ付き翼部３２ｂｓは、円筒状スペーサ３２ｓを円板状の翼部３２ｂの内周側から上方に延設することにより形成されており、固定翼側のスペーサ付き翼部３３ｂｓは、円筒状スペーサ３３ｓを円板状の翼部３３ｂの外周側から下方に延設することにより形成されている。 FIGS. 6A and 6B are enlarged views of a main part showing a wing portion with a spacer in which a disc-shaped wing portion and a cylindrical spacer are integrally formed. In the example shown in FIG. 6A, the blade portion 32bs with the spacer on the rotor blade side is formed by extending a cylindrical spacer 32s downward from the inner peripheral side of the disk-like blade portion 32b. The fixed wing side spacer-attached wing portion 33bs is formed by extending a cylindrical spacer 33s upward from the outer peripheral side of the disk-like wing portion 33b.
In the example shown in FIG. 6B, the blade portion 32bs with the spacer on the rotor blade side is formed by extending a cylindrical spacer 32s upward from the inner peripheral side of the disk-like blade portion 32b. The fixed wing side spacer-attached wing portion 33bs is formed by extending a cylindrical spacer 33s downward from the outer peripheral side of the disk-like wing portion 33b.

遠心翼要素３２ａを有した円板状の翼部３２ｂと円筒状スペーサ３２ｓを一体化させる場合、図６（ａ）に示すように、遠心翼要素３２ａが形成されている翼排気面が、その一体成形部品の端面側になるようにするのが良い。遠心翼の排気性能は、軸方向クリアランスに大きく影響し、軸方向クリアランスが狭い方が性能は向上する。そのため、遠心翼の軸方向端面の寸法精度および幾何的な公差の精度が高い方が、クリアランスを極小化でき、性能向上を図ることができる。図６（ａ）に示すように、遠心翼要素３２ａが形成されている翼排気面が、その一体成形部品の端面側になるよう一体化されていると、ラッピング加工等の平行度および平面度の精度を非常に高く仕上げることができる加工方法を適用することが可能である。
これに対して、図６（ｂ）に示すように、遠心翼要素３２ａが形成されている翼排気面が、その一体成形部品の端面側になく、端面より内側の位置にあると、翼排気面の平行度および平面度の精度を出し難い。 When integrating the disc-shaped blade portion 32b having the centrifugal blade element 32a and the cylindrical spacer 32s, as shown in FIG. 6A, the blade exhaust surface on which the centrifugal blade element 32a is formed is It is better to be on the end face side of the integrally molded part. The exhaust performance of the centrifugal blade greatly affects the axial clearance, and the performance is improved when the axial clearance is narrower. Therefore, the higher the dimensional accuracy and geometrical tolerance accuracy of the axial end face of the centrifugal blade, the clearance can be minimized and the performance can be improved. As shown in FIG. 6A, when the blade exhaust surface on which the centrifugal blade element 32a is formed is integrated so as to be on the end surface side of the integrally molded part, parallelism and flatness such as lapping processing are performed. It is possible to apply a processing method capable of finishing with a very high accuracy.
On the other hand, as shown in FIG. 6 (b), if the blade exhaust surface on which the centrifugal blade element 32a is formed is not located on the end surface side of the integrally molded part and is located on the inner side of the end surface, the blade exhaust surface It is difficult to obtain the accuracy of the parallelism and flatness of the surface.

したがって、本発明においては、図６（ａ）に示すスペーサ付き翼部を採用している。すなわち、回転翼側においては、上端面に遠心翼要素３２ａを形成した翼排気面を持つ円板状の翼部３２ｂと、円板状の翼部３２ｂの内周側から下方に延設された円筒状スペーサ３２ｂとからなる回転翼側のスペーサ付き翼部３２ｂｓを採用し、固定翼側においては、下端面に翼排気面を持つ円板状の翼部３３ｂと、円板状の翼部３３ｂの外周側から上方に延設された円筒状スペーサ３３ｓとからなるスペーサ付き翼部３３ｂｓを採用している。
上述したように、本発明においては、回転翼側および固定翼側ともに、翼排気面が、その一体成形部品の端面側になるよう一体化されているため、ラッピング加工により平行度および平面度の精度を非常に高く仕上げることができる。したがって、遠心翼要素の軸方向端面の寸法精度および幾何的な公差の精度を高くすることができ、クリアランスを極小化でき、排気性能の向上を図ることができる。
これに対して、図１４に示す特許文献１の回転側は、翼部分と回転体（回転軸）が一体構造となっている。一体構造の場合、翼部分の軸方向面の加工は、旋盤加工が適用されていると考えられ、当然、平面を仕上げるラッピング加工等は適用できない。旋盤加工の幾何的な公差精度（平面度、平行度）は、ラッピング加工には劣る。 Therefore, in this invention, the wing | blade part with a spacer shown to Fig.6 (a) is employ | adopted. That is, on the rotor blade side, a disk-like wing portion 32b having a blade exhaust surface having a centrifugal blade element 32a formed on the upper end surface, and a cylinder extending downward from the inner peripheral side of the disk-like wing portion 32b. The blade portion 32bs with a spacer on the rotor blade side, which is formed of a cylindrical spacer 32b, is employed, and on the fixed blade side, a disk-shaped blade portion 33b having a blade exhaust surface on the lower end surface, and an outer peripheral side of the disk-shaped blade portion 33b A wing portion 33bs with a spacer composed of a cylindrical spacer 33s extending upward from the head is employed.
As described above, in the present invention, since both the rotor blade side and the fixed blade side are integrated so that the blade exhaust surface is on the end surface side of the integrally molded part, the accuracy of parallelism and flatness is improved by lapping. Can be finished very high. Therefore, the dimensional accuracy and geometric tolerance accuracy of the axial end surface of the centrifugal blade element can be increased, the clearance can be minimized, and the exhaust performance can be improved.
On the other hand, on the rotation side of Patent Document 1 shown in FIG. 14, the wing portion and the rotating body (rotating shaft) have an integral structure. In the case of a monolithic structure, it is considered that lathe processing is applied to the processing of the axial surface of the blade portion, and naturally, lapping processing or the like for finishing a flat surface cannot be applied. The geometric tolerance accuracy (flatness, parallelism) of lathe processing is inferior to lapping.

図７は、気体軸受４０および気体軸受４０の上方の遠心翼排気部の他の実施形態を示す要部拡大図である。図７に示すように、気体軸受４０は、回転軸１に固定された回転側部材（回転側部位）１４１と、回転側部材（回転側部位）１４１を挟むように上下に配置された上側固定側部材（上側固定側部位）１４２と下側固定側部材（下側固定側部位）１４３とから構成されている。上側固定側部材（上側固定側部位）１４２と下側固定側部材（下側固定側部位）１４３は、上ケーシング３に固定されている。回転側部材（回転側部位）１４１の両面にはスパイラル溝１４５，１４５が形成されている。固定側の上下に分割された部材（部位）、すなわち、上側固定側部材（上側固定側部位）１４２と下側固定側部材（下側固定側部位）１４３とにより、スパイラル溝１４５，１４５の形成された回転側部材（回転側部位）１４１を挟み込む構造としている。   FIG. 7 is a main part enlarged view showing another embodiment of the gas bearing 40 and the centrifugal blade exhaust part above the gas bearing 40. As shown in FIG. 7, the gas bearing 40 is fixed on the upper and lower sides so as to sandwich the rotation side member (rotation side portion) 141 fixed to the rotating shaft 1 and the rotation side member (rotation side portion) 141. A side member (upper fixed side portion) 142 and a lower fixed side member (lower fixed side portion) 143 are configured. The upper fixed side member (upper fixed side portion) 142 and the lower fixed side member (lower fixed side portion) 143 are fixed to the upper casing 3. Spiral grooves 145 and 145 are formed on both surfaces of the rotation side member (rotation side portion) 141. The spiral grooves 145 and 145 are formed by the upper and lower divided members (parts) on the fixed side, that is, the upper fixed side member (upper fixed side part) 142 and the lower fixed side member (lower fixed side part) 143. The rotation side member (rotation side part) 141 is sandwiched.

図７に示す実施形態によれば、回転体をスラスト方向に支承する軸受に気体軸受４０を採用したことにより、回転体を軸方向に数ミクロン（μｍ）から数十ミクロン（μｍ）の精度で回転保持することが可能となる。そして、気体軸受４０を構成している上側固定側部材（上側固定側部位）１４２の直上方に、遠心翼要素３２ａを形成した翼排気面を持つ円板状の翼部３２ｂと、円板状の翼部３２ｂの内周側から下方に延設された円筒状スペーサ３２ｂとからなる回転翼側のスペーサ付き翼部３２ｂｓを多段に配置し、固定翼側においては、下端面に翼排気面を持つ円板状の翼部３３ｂと、円板状の翼部３３ｂの外周側から上方に延設された円筒状スペーサ３３ｓとからなるスペーサ付き翼部３３ｂｓを多段に配置している。   According to the embodiment shown in FIG. 7, by adopting the gas bearing 40 as the bearing for supporting the rotating body in the thrust direction, the rotating body can be accurately measured in the axial direction from several microns (μm) to several tens of microns (μm). It can be rotated and held. Then, a disk-like wing part 32b having a blade exhaust surface on which the centrifugal blade element 32a is formed, immediately above the upper fixed side member (upper fixed side part) 142 constituting the gas bearing 40, and a disk shape The blade portion 32bs with spacers on the rotating blade side, which is formed of a cylindrical spacer 32b extending downward from the inner peripheral side of the blade portion 32b, is arranged in multiple stages, and on the fixed blade side, a circle having a blade exhaust surface at the lower end surface The wing portions 33bs with spacers including a plate-like wing portion 33b and a cylindrical spacer 33s extending upward from the outer peripheral side of the disc-like wing portion 33b are arranged in multiple stages.

次に、排気部１０の翼要素の構成について説明する。
図８（ａ）、（ｂ）は、タービン翼排気部１１のタービン翼部１３を示す図である。図８（ａ）は、タービン翼部１３を吸気口側から見た平面図であり、ケーシング２の吸気口５に最も近い最上段のタービン翼１２のみを示した図であり、図８（ｂ）は、タービン翼１２を放射状に中心に向かって見た図を平面上に部分的に展開した図である。図８（ａ）および図８（ｂ）に示すように、タービン翼部１３は、ボス部１４と、タービン翼１２とを有している。タービン翼１２はボス部１４の外周部に放射状に取り付けられた板状の複数の羽根１２ａを備えている。ボス部１４には、中空部１５及び貫通孔１５ｈが形成されている。羽根１２ａは、回転軸１の中心軸線からβ１（例えば、１０〜４０度）だけねじれた捩れ角をもって取り付けられている。その他のタービン翼１２の構成は、最上段のタービン翼１２の構成と同じであるが、羽根の枚数、羽根の取付角度β１、ボス部１４の羽根を取り付けた部分の外径、羽根の長さなどは、適宜変えてもよい。 Next, the configuration of the wing element of the exhaust unit 10 will be described.
8A and 8B are views showing the turbine blade portion 13 of the turbine blade exhaust portion 11. FIG. 8A is a plan view of the turbine blade portion 13 as viewed from the intake port side, and shows only the uppermost turbine blade 12 closest to the intake port 5 of the casing 2, and FIG. ) Is a diagram in which a view of the turbine blade 12 seen radially toward the center is partially developed on a plane. As shown in FIGS. 8A and 8B, the turbine blade portion 13 has a boss portion 14 and a turbine blade 12. The turbine blade 12 includes a plurality of plate-like blades 12 a that are radially attached to the outer peripheral portion of the boss portion 14. The boss portion 14 is formed with a hollow portion 15 and a through hole 15h. The blades 12a are attached with a twist angle twisted by β1 (for example, 10 to 40 degrees) from the central axis of the rotary shaft 1. Other configurations of the turbine blade 12 are the same as the configuration of the uppermost turbine blade 12, but the number of blades, the blade attachment angle β1, the outer diameter of the portion of the boss portion 14 to which the blade is attached, and the blade length. These may be changed as appropriate.

図９（ａ）、（ｂ）、（ｃ）は、タービン翼排気部の固定翼１７を示す図である。図９（ａ）は、ケーシング２の吸気口５に最も近い最上段の固定翼１７を吸気口側から見た平面図であり、図９（ｂ）は、固定翼１７を放射状に中心に向かって見た図を平面上に部分的に展開した図であり、図９（ｃ）は、図９（ａ）のIX−IX線断面図である。固定翼１７は、円環状の円環部１８と、円環部１８の外周部に放射状に取り付けられた板状の羽根１７ａとを備えている。円環部１８の内周部は軸孔１９を形成し、軸孔１９を回転軸１（図１参照）が貫通している。羽根１７ａは、回転軸１の中心軸線からβ２（例えば、１０〜４０度）だけねじれた捩れ角をもって取り付けられている。その他の固定翼１７の構成は、最上段の固定翼１７の構成と同じであるが、羽根の枚数、羽根の取付角度β２、円環部の外径、羽根の長さなどは、適宜変えてもよい。   FIGS. 9A, 9B, and 9C are views showing the fixed blade 17 of the turbine blade exhaust section. FIG. 9A is a plan view of the uppermost fixed blade 17 closest to the intake port 5 of the casing 2 as viewed from the intake port side, and FIG. 9B shows the fixed blade 17 radially toward the center. FIG. 9C is a cross-sectional view taken along the line IX-IX in FIG. 9A. The fixed wing 17 includes an annular ring portion 18 and plate-like blades 17 a that are radially attached to the outer peripheral portion of the annular portion 18. An inner peripheral portion of the annular portion 18 forms a shaft hole 19 through which the rotary shaft 1 (see FIG. 1) passes. The blades 17a are attached with a twist angle twisted by β2 (for example, 10 to 40 degrees) from the central axis of the rotary shaft 1. The structure of the other fixed blades 17 is the same as that of the uppermost fixed blade 17, but the number of blades, the blade mounting angle β 2, the outer diameter of the annular portion, the length of the blades, etc. are appropriately changed. Also good.

図１０は、第１遠心翼排気部２１の遠心翼２２を示す平面図である。図１０は、ケーシング２の吸気口５に最も近い最上段の遠心翼２２を吸気口側から見た平面図である。遠心翼２２の断面形状は、図６（ａ）に示す遠心翼要素を有した円板状の翼部と円筒状スペーサを一体に形成したスペーサ付き翼部と同様な断面形状であるため、図示は省略する。高真空側の遠心翼である遠心翼２２は、遠心翼要素２２ａを有した円板状の翼部２２ｂと、円筒状スペーサ（図示せず）を一体に形成したスペーサ付き翼部２２ｂｓから構成されている。スペーサ付き翼部２２ｂｓには、回転軸１が挿通される貫通孔２２ｈが形成されている。遠心翼２２の回転方向は、図１０において時計方向である。   FIG. 10 is a plan view showing the centrifugal blade 22 of the first centrifugal blade exhaust part 21. FIG. 10 is a plan view of the uppermost centrifugal blade 22 closest to the intake port 5 of the casing 2 as viewed from the intake port side. The cross-sectional shape of the centrifugal blade 22 is the same as that of the disk-shaped wing portion having the centrifugal blade element shown in FIG. 6A and the wing portion with a spacer integrally formed with a cylindrical spacer. Is omitted. The centrifugal blade 22 which is a centrifugal blade on the high vacuum side is composed of a disk-shaped blade portion 22b having a centrifugal blade element 22a and a blade portion 22bs with a spacer integrally formed with a cylindrical spacer (not shown). ing. A through hole 22h through which the rotating shaft 1 is inserted is formed in the wing portion 22bs with a spacer. The rotating direction of the centrifugal blade 22 is clockwise in FIG.

遠心翼要素２２ａは、図１０に示すような渦巻き状の遠心溝からなる。遠心翼要素２２ａを構成する渦巻状の遠心溝は、回転方向に対して後ろ向き（回転方向とは反対向き）にガス流れ方向に延びる構造であり、貫通孔２２ｈのやや外周側の位置から外周縁まで達している。その他の遠心翼２２の構成は、最上段の遠心翼２２の構成と同じであるが、遠心溝の個数や形状、ボス部の外径、遠心溝により形成される流路の長さなどは、適宜変えてもよい。   The centrifugal blade element 22a is formed of a spiral centrifugal groove as shown in FIG. The spiral centrifugal groove constituting the centrifugal blade element 22a has a structure extending in the gas flow direction backward (opposite to the rotation direction) with respect to the rotation direction, and from the position slightly on the outer peripheral side of the through hole 22h to the outer periphery. Has reached. The configuration of the other centrifugal blades 22 is the same as the configuration of the uppermost centrifugal blade 22, but the number and shape of the centrifugal grooves, the outer diameter of the boss portion, the length of the flow path formed by the centrifugal grooves, etc. You may change suitably.

図１１は、第２遠心翼排気部３１の遠心翼３２を示す平面図である。図１１は、ケーシング２の吸気口５に最も近い最上段の遠心翼３２を吸気口側から見た平面図である。遠心翼３２は、図６（ａ）に示した通りであり、遠心翼要素３２ａを有した円板状の翼部３２ｂと円筒状スペーサ３２ｓを一体に形成したスペーサ付き翼部３２ｂｓから構成されている。スペーサ付き翼部３２ｂｓには、回転軸１が挿通される貫通孔３２ｈが形成されている。遠心翼３２の回転方向は、図１１において時計方向である。   FIG. 11 is a plan view showing the centrifugal blade 32 of the second centrifugal blade exhaust part 31. FIG. 11 is a plan view of the uppermost centrifugal blade 32 closest to the intake port 5 of the casing 2 as viewed from the intake port side. The centrifugal blade 32 is as shown in FIG. 6A, and is composed of a disc-shaped blade portion 32b having a centrifugal blade element 32a and a spacer-equipped blade portion 32bs formed integrally with a cylindrical spacer 32s. Yes. A through hole 32h through which the rotary shaft 1 is inserted is formed in the wing portion 32bs with a spacer. The rotation direction of the centrifugal blade 32 is clockwise in FIG.

遠心翼要素３２ａは、図１１に示すような渦巻き状の遠心溝からなる。遠心翼要素３２ａを構成する渦巻状の遠心溝は、回転方向に対して後ろ向き（回転方向とは反対向き）にガス流れ方向に延びる構造であり、貫通孔３２ｈのやや外周側の位置から外周縁まで達している。その他の遠心翼３２の構成は、最上段の遠心翼３２の構成と同じであるが、遠心溝の個数や形状、遠心溝により形成される流路の長さなどは、適宜変えてもよい。   The centrifugal blade element 32a is formed of a spiral centrifugal groove as shown in FIG. The spiral centrifugal groove that constitutes the centrifugal blade element 32a has a structure that extends in the gas flow direction backward (opposite to the rotation direction) with respect to the rotation direction, and from the position slightly on the outer peripheral side of the through hole 32h to the outer periphery. Has reached. Other configurations of the centrifugal blade 32 are the same as the configuration of the uppermost centrifugal blade 32, but the number and shape of the centrifugal grooves, the length of the flow path formed by the centrifugal grooves, and the like may be appropriately changed.

図１１に示す大気圧側の遠心翼３２と図１０に示す高真空側の遠心翼２２とを比較すると、大気圧側の遠心翼３２における遠心翼要素３２ａの溝部深さは浅く（もしくは凸部高さは低く）、高真空側の遠心翼２２における遠心翼要素２２ａの溝部深さは深く（もしくは凸部高さは高く）設定されている。すなわち、高真空に向かうに従い遠心翼要素の遠心溝の溝部深さは深く（もしくは凸部高さは高く）なっていく。要するに、高真空側に向かうに従い、排気速度が大きくなっていく。   When the centrifugal blade 32 on the atmospheric pressure side shown in FIG. 11 and the centrifugal blade 22 on the high vacuum side shown in FIG. 10 are compared, the groove depth of the centrifugal blade element 32a in the centrifugal blade 32 on the atmospheric pressure side is shallow (or a convex portion). The groove depth of the centrifugal blade element 22a in the centrifugal blade 22 on the high vacuum side is set to be deep (or the height of the convex portion is high). In other words, the groove depth of the centrifugal groove of the centrifugal blade element becomes deeper (or the height of the convex portion becomes higher) as it goes to higher vacuum. In short, the exhaust speed increases as it goes to the high vacuum side.

次に、軸受モータ部５０について説明する。図１に示すように、軸受モータ部５０は、回転軸１に回転駆動力を与えるモータ５１と、回転軸１をラジアル方向に支承する上ラジアル磁気軸受５３，下ラジアル磁気軸受５４と、回転体を軸方向に吸引する上スラスト磁気軸受５６を備えている。モータ５１は高周波モータから構成されている。上ラジアル磁気軸受５３，下ラジアル磁気軸受５４，上スラスト磁気軸受５６は、いずれも能動型磁気軸受である。磁気軸受５３，５４，５６のいずれかに異常が発生したときに、回転翼と固定翼とが接触することを防止するために、回転軸１を半径方向および軸方向に支承する上保護ベアリング８１と下保護ベアリング８２とが設けられている。上スラスト磁気軸受５６は、電磁石によりターゲットディスク５８を吸引するように構成されている。   Next, the bearing motor unit 50 will be described. As shown in FIG. 1, the bearing motor unit 50 includes a motor 51 that applies a rotational driving force to the rotary shaft 1, an upper radial magnetic bearing 53 that supports the rotary shaft 1 in the radial direction, a lower radial magnetic bearing 54, and a rotating body. Is provided with an upper thrust magnetic bearing 56 that attracts the shaft in the axial direction. The motor 51 is composed of a high frequency motor. The upper radial magnetic bearing 53, the lower radial magnetic bearing 54, and the upper thrust magnetic bearing 56 are all active magnetic bearings. An upper protective bearing 81 that supports the rotating shaft 1 in the radial direction and the axial direction in order to prevent the rotating blade and the fixed blade from coming into contact with each other when an abnormality occurs in any of the magnetic bearings 53, 54, and 56. And a lower protective bearing 82 are provided. The upper thrust magnetic bearing 56 is configured to attract the target disk 58 with an electromagnet.

次に、図１乃至図１１に示すように構成されたターボ型真空ポンプの作用を説明する。
タービン翼排気部１１におけるタービン翼１２が回転することによって、ポンプの吸気口５から軸方向にガスが導入される。タービン翼１２を使用することにより排気速度を大きくすることができ、比較的多量の気体を排気することができる。吸気口５から導入されたガスは、最上段のタービン翼１２を通過して固定翼１７により減速され圧力が上昇する。同様に下流側のタービン翼１２及び固定翼１７により軸方向に排気され、圧力が上昇する。 Next, the operation of the turbo vacuum pump configured as shown in FIGS. 1 to 11 will be described.
As the turbine blade 12 in the turbine blade exhaust section 11 rotates, gas is introduced in the axial direction from the intake port 5 of the pump. By using the turbine blade 12, the exhaust speed can be increased, and a relatively large amount of gas can be exhausted. The gas introduced from the intake port 5 passes through the uppermost turbine blade 12 and is decelerated by the fixed blade 17 to increase the pressure. Similarly, the turbine blades 12 and the fixed blades 17 on the downstream side are exhausted in the axial direction, and the pressure rises.

タービン翼排気部１１から第１遠心翼排気部２１に流入したガスは、最上段の遠心翼２２に導入され、最上段の遠心翼２２と最上段の固定翼２３との相互作用、すなわち当該ガスの粘性によるドラッグ作用、さらに遠心翼要素２２ａの回転による遠心作用により、遠心翼２２の表面に沿って外周側へ向かわせるガスの圧縮、排気が行われる。すなわち、最上段の遠心翼２２に導入されたガスは、渦巻状の遠心溝を通って外周側に向かう遠心方向に流れ、圧縮され、排気される。   The gas flowing into the first centrifugal blade exhaust portion 21 from the turbine blade exhaust portion 11 is introduced into the uppermost centrifugal blade 22, and the interaction between the uppermost centrifugal blade 22 and the uppermost stationary blade 23, that is, the gas concerned. Due to the drag action due to the viscosity of the centrifugal blade and the centrifugal action caused by the rotation of the centrifugal blade element 22a, the gas is compressed and exhausted along the surface of the centrifugal blade 22 toward the outer peripheral side. That is, the gas introduced into the uppermost centrifugal blade 22 flows in the centrifugal direction toward the outer peripheral side through the spiral centrifugal groove, and is compressed and exhausted.

最上段の遠心翼２２によって外周側へ向かって圧縮されたガスは、次に最上段の固定翼２３に流れ込み、固定翼２３の鉛直方向に延びる内周面によって、略軸方向に方向を変え、固定翼２３の表面側にある渦巻状ガイド（図示せず）が設けられた空間へ流れ込む。そして、最上段の遠心翼２２が回転することによって、固定翼２３の渦巻状ガイドと、最上段の遠心翼２２の円板状の翼部２２ｂの裏面とのガスの粘性によるドラッグ作用によって、最上段の固定翼２３の表面に沿って内周側へ向かわせるガスの圧縮、排気が行われる。最上段の固定翼２３の内周側に達したガスは、下流側の遠心翼２２に導入される。下流側の遠心翼２２及び固定翼２３により、同様のガスの圧縮、排気が行われる。   The gas compressed toward the outer peripheral side by the uppermost centrifugal blade 22 flows into the uppermost stationary blade 23, and changes its direction in the substantially axial direction by the inner peripheral surface extending in the vertical direction of the stationary blade 23, It flows into a space provided with a spiral guide (not shown) on the surface side of the fixed wing 23. Then, when the uppermost centrifugal blade 22 rotates, the drag action caused by the gas viscosity between the spiral guide of the fixed blade 23 and the back surface of the disk-like wing portion 22b of the uppermost centrifugal blade 22 causes the maximum. The gas is compressed and exhausted along the surface of the upper fixed wing 23 toward the inner peripheral side. The gas that has reached the inner peripheral side of the uppermost stationary blade 23 is introduced into the downstream centrifugal blade 22. The gas is compressed and exhausted by the centrifugal blade 22 and the fixed blade 23 on the downstream side.

第１遠心翼排気部２１から第２遠心翼排気部３１に流入したガスは、最上段の遠心翼３２に導入され、最上段の遠心翼３２と最上段の固定翼３３との相互作用、すなわち当該ガスの粘性によるドラッグ作用、さらに遠心翼要素３２ａの回転による遠心作用により、最上段の遠心翼３２の表面に沿って外周側へ向かわせるガスの圧縮、排気が行われる。次に、最上段の固定翼３３に流れ込み、固定翼３３の鉛直方向に延びる内周面によって、略軸方向に方向を変え、固定翼３３の表面側にある渦巻状ガイド（図示せず）が設けられた空間へ流れ込む。そして、最上段の遠心翼３２が回転することによって、固定翼３３の渦巻状ガイド（図示せず）と、最上段の遠心翼３２の裏面とのガスの粘性によるドラッグ作用によって、最上段の固定翼３３の表面に沿って内周側へ向かわせるガスの圧縮、排気が行われる。最上段の固定翼３３の内周側に達したガスは、略軸方向に方向が変わり、下流側の遠心翼３２に導入される。下流側の遠心翼３２及び固定翼３３により、同様のガスの圧縮、排気が行われる。そして、第２遠心翼排気部３１から排出されたガスは、排気口６から真空ポンプの外部に排出される。   The gas flowing into the second centrifugal blade exhaust portion 31 from the first centrifugal blade exhaust portion 21 is introduced into the uppermost centrifugal blade 32, and the interaction between the uppermost centrifugal blade 32 and the uppermost fixed blade 33, that is, By the drag action due to the viscosity of the gas and the centrifugal action due to the rotation of the centrifugal blade element 32a, the gas compressed toward the outer peripheral side along the surface of the uppermost centrifugal blade 32 is compressed and exhausted. Next, a spiral guide (not shown) that flows into the uppermost fixed blade 33 and changes its direction substantially in the axial direction by the inner peripheral surface extending in the vertical direction of the fixed blade 33 and is on the surface side of the fixed blade 33. It flows into the established space. When the uppermost centrifugal blade 32 rotates, the uppermost fixed blade 33 is fixed by a drag action caused by the gas viscosity between the spiral guide (not shown) of the fixed blade 33 and the back surface of the uppermost centrifugal blade 32. The gas is compressed and exhausted toward the inner peripheral side along the surface of the blade 33. The gas that has reached the inner peripheral side of the uppermost fixed blade 33 changes its direction substantially in the axial direction, and is introduced into the centrifugal blade 32 on the downstream side. The gas is compressed and exhausted by the centrifugal blade 32 and the fixed blade 33 on the downstream side. And the gas discharged | emitted from the 2nd centrifugal blade exhaust part 31 is discharged | emitted from the exhaust port 6 to the exterior of a vacuum pump.

図１２は、ターボ型真空ポンプにおける翼クリアランスによる性能比較を示すグラフであり、排気圧が７６０Torrで、遠心翼１段で取得できる差圧と回転速度の関係を示す図である。図１２において、横軸は、真空ポンプの回転速度（min−１）を表し、縦軸は、差圧（Torr）を表す。翼クリアランスが２５μｍの場合と４０μｍの場合とを比較して示す。図１１に示すように、翼クリアランスが２５μｍの場合、遠心翼１段で、１０万回転／分（min−１）の回転速度にて、約３００Torrの差圧を取得することができる。これに対して、翼クリアランスが４０μｍの場合、遠心翼１段で、１０万回転／分（min−１）の回転速度にて、約２５０Torrの差圧を取得することができる。すなわち、翼クリアランスが２５μｍから４０μｍまで１５μｍ変化すると、性能は、グラフに示すように低下する。このことからも、翼クリアランスを微小に設定できる本発明の効果が分かる。 FIG. 12 is a graph showing a performance comparison according to blade clearance in a turbo type vacuum pump. FIG. 12 is a graph showing a relationship between a differential pressure and a rotational speed that can be obtained by one stage of the centrifugal blade when the exhaust pressure is 760 Torr. In FIG. 12, the horizontal axis represents the rotation speed (min −1 ) of the vacuum pump, and the vertical axis represents the differential pressure (Torr). The case where the blade clearance is 25 μm is compared with the case where the blade clearance is 40 μm. As shown in FIG. 11, when the blade clearance is 25 μm, a differential pressure of about 300 Torr can be obtained at a rotational speed of 100,000 revolutions per minute (min −1 ) with one stage of the centrifugal blade. On the other hand, when the blade clearance is 40 μm, a differential pressure of about 250 Torr can be obtained at a rotational speed of 100,000 revolutions per minute (min −1 ) with one stage of the centrifugal blade. That is, when the blade clearance changes by 15 μm from 25 μm to 40 μm, the performance decreases as shown in the graph. This also shows the effect of the present invention in which the blade clearance can be set minutely.

図１３は、本発明に係るターボ型真空ポンプの他の実施形態を示す縦断面図である。図１３に示すように、ターボ型真空ポンプは、排気部１０の排気作用による排気側と吸気側の差圧により生ずるスラスト力を打ち消す方向に作用するスラスト磁気軸受５５を備えている。スラスト磁気軸受５５は、電磁石を有した上スラスト磁気軸受５６と、電磁石を有した下スラスト磁気軸受５７と、回転軸１の下部に固定されたターゲットディスク５８とから構成されている。スラスト磁気軸受５５においては、上下スラスト磁気軸受５６，５７によりターゲットディスク５８を挟み込むようにし、上下スラスト磁気軸受５６，５７の電磁石によりターゲットディスク５８を吸引し、排気部１０の排気作用による排気側と吸気側の差圧により生ずるスラスト力を打ち消すようにしている。図１３に示すターボ型真空ポンプのその他の構成は、図１に示すターボ型真空ポンプと同様である。   FIG. 13 is a longitudinal sectional view showing another embodiment of the turbo vacuum pump according to the present invention. As shown in FIG. 13, the turbo vacuum pump includes a thrust magnetic bearing 55 that acts in a direction to cancel the thrust force generated by the differential pressure between the exhaust side and the intake side due to the exhaust action of the exhaust unit 10. The thrust magnetic bearing 55 includes an upper thrust magnetic bearing 56 having an electromagnet, a lower thrust magnetic bearing 57 having an electromagnet, and a target disk 58 fixed to the lower portion of the rotary shaft 1. In the thrust magnetic bearing 55, the target disk 58 is sandwiched between the upper and lower thrust magnetic bearings 56, 57, the target disk 58 is attracted by the electromagnets of the upper and lower thrust magnetic bearings 56, 57, and the exhaust side by the exhaust action of the exhaust unit 10 The thrust force generated by the differential pressure on the intake side is canceled out. The other configuration of the turbo vacuum pump shown in FIG. 13 is the same as that of the turbo vacuum pump shown in FIG.

本発明においては、ラジアル方向の軸受には、磁気軸受を用いた例を示したが、これが気体軸受であっても当然構わない。また、本発明は、大気圧領域で効果を得るためのものである。この大気圧領域の翼要素の上流側に、概略１０Torr以下の真空にて、従来、ターボ分子ポンプで採用されている、円筒ネジ溝ロータ、遠心翼、タービン翼の少なくとも一つが用いられても、当然構わない。この領域で使用する遠心翼は、本発明の微小クリアランス遠心翼と排気原理は同じであるが、大気圧領域に比べて真空度が高く、逆流も少なくなるので、大気圧領域の遠心翼のように微小に設定されたものではなく、汎用ターボ分子ポンプの翼クリアランス（０．１〜１ｍｍ程度）であっても構わない。
気体軸受は、動圧型、静圧型どちらであっても、本発明の効果に影響はない。静圧型の場合は、外部気体供給手段が必要となる。 In the present invention, an example in which a magnetic bearing is used as the radial bearing has been shown, but it may be a gas bearing. The present invention is also for obtaining an effect in the atmospheric pressure region. Even if at least one of a cylindrical thread groove rotor, a centrifugal blade, and a turbine blade, which is conventionally employed in a turbo molecular pump, is used on the upstream side of the blade element in the atmospheric pressure region at a vacuum of approximately 10 Torr or less, Of course it does not matter. The centrifugal blade used in this region has the same exhaust principle as the microclearance centrifugal blade of the present invention, but has a higher degree of vacuum and less backflow than the atmospheric pressure region. The blade clearance of the general-purpose turbo molecular pump (about 0.1 to 1 mm) may be used.
Whether the gas bearing is a dynamic pressure type or a static pressure type, the effect of the present invention is not affected. In the case of the static pressure type, an external gas supply means is required.

図１は、本発明に係るターボ型真空ポンプの一実施形態を示す縦断面図である。FIG. 1 is a longitudinal sectional view showing an embodiment of a turbo vacuum pump according to the present invention. 図２は、気体軸受および気体軸受の上方の遠心翼排気部を示す要部拡大図である。FIG. 2 is a main part enlarged view showing the gas bearing and the centrifugal blade exhaust part above the gas bearing. 図３は、図２のIII矢視図である。3 is a view taken in the direction of arrow III in FIG. 図４は、気体を半径方向に圧縮排気する遠心翼溝からなる遠心翼要素が、回転翼側ばかりでなく、固定翼側にも形成されている排気部を示す要部拡大図である。FIG. 4 is an enlarged view of a main part showing an exhaust part in which a centrifugal blade element composed of a centrifugal blade groove for compressing and exhausting gas in the radial direction is formed not only on the rotary blade side but also on the fixed blade side. 図５（ａ）、（ｂ）は、気体を半径方向に圧縮排気する遠心翼要素を有した翼部を軸方向に多段に配置することにより形成された遠心翼排気部の構成を示す要部拡大図である。5 (a) and 5 (b) are main parts showing the configuration of a centrifugal blade exhaust portion formed by arranging blade portions having centrifugal blade elements for compressing and exhausting gas in the radial direction in multiple stages in the axial direction. It is an enlarged view. 図６（ａ）、（ｂ）は、円板状の翼部と円筒状スペーサを一体に形成したスペーサ付き翼部を示す要部拡大図である。FIGS. 6A and 6B are enlarged views of a main part showing a wing portion with a spacer in which a disc-shaped wing portion and a cylindrical spacer are integrally formed. 図７は、気体軸受および気体軸受の上方の遠心翼排気部の他の実施形態を示す要部拡大図である。FIG. 7 is a main part enlarged view showing another embodiment of the gas bearing and the centrifugal blade exhaust part above the gas bearing. 図８（ａ）、（ｂ）は、タービン翼排気部のタービン翼部を示す図であり、図８（ａ）は、タービン翼部を吸気口側から見た平面図であってケーシングの吸気口に最も近い最上段のタービン翼のみを示した図であり、図８（ｂ）は、タービン翼を放射状に中心に向かって見た図を平面上に部分的に展開した図である。8 (a) and 8 (b) are views showing the turbine blade portion of the turbine blade exhaust portion, and FIG. 8 (a) is a plan view of the turbine blade portion as viewed from the intake port side, and shows the intake air of the casing. FIG. 8B is a diagram showing only the uppermost turbine blade closest to the mouth, and FIG. 8B is a diagram in which a view of the turbine blade seen radially toward the center is partially developed on a plane. 図９（ａ）、（ｂ）、（ｃ）は、タービン翼排気部の固定翼を示す図であり、図９（ａ）は、ケーシングの吸気口に最も近い最上段の固定翼を吸気口側から見た平面図であり、図９（ｂ）は、固定翼を放射状に中心に向かって見た図を平面上に部分的に展開した図であり、図９（ｃ）は、図９（ａ）のIX−IX線断面図である。FIGS. 9A, 9B, and 9C are views showing the fixed blades of the turbine blade exhaust section, and FIG. 9A shows the uppermost fixed blade closest to the intake port of the casing at the intake port. 9B is a plan view seen from the side, and FIG. 9B is a diagram in which a view of the fixed wing viewed radially toward the center is partially developed on the plane, and FIG. It is the IX-IX sectional view taken on the line of (a). 図１０は、第１遠心翼排気部の遠心翼を示す図であり、ケーシングの吸気口に最も近い最上段の遠心翼を吸気口側から見た平面図である。FIG. 10 is a view showing the centrifugal blade of the first centrifugal blade exhaust portion, and is a plan view of the uppermost centrifugal blade closest to the intake port of the casing as viewed from the intake port side. 図１１は、第２遠心翼排気部の遠心翼を示す図であり、ケーシングの吸気口に最も近い最上段の遠心翼を吸気口側から見た平面図である。FIG. 11 is a view showing the centrifugal blade of the second centrifugal blade exhaust section, and is a plan view of the uppermost centrifugal blade closest to the intake port of the casing as viewed from the intake port side. 図１２は、ターボ型真空ポンプにおける翼クリアランスによる性能比較を示すグラフであり、排気圧が７６０Torrで、遠心翼１段で取得できる差圧と回転速度の関係を示す図である。FIG. 12 is a graph showing a performance comparison according to blade clearance in a turbo type vacuum pump. FIG. 12 is a graph showing a relationship between a differential pressure and a rotational speed that can be obtained by one stage of the centrifugal blade when the exhaust pressure is 760 Torr. 図１３は、本発明に係るターボ型真空ポンプの他の実施形態を示す縦断面図である。FIG. 13 is a longitudinal sectional view showing another embodiment of the turbo vacuum pump according to the present invention. 図１４は、特許文献１に開示された遠心圧縮ポンプ段を示す図である。FIG. 14 is a diagram showing the centrifugal compression pump stage disclosed in Patent Document 1. As shown in FIG.

符号の説明Explanation of symbols

１ 回転軸
２ ケーシング
３ 上ケーシング
４ 下ケーシング
５ 吸気口
６ 排気口
１０ 排気部
１１ タービン翼排気部
１２ タービン翼
１３ タービン翼部
１４ ボス部
１５ 中空部
１５ｈ 貫通孔
１６ ボルト
１７ 固定翼
１８ スペーサ
２１ 第１遠心翼排気部
２２ 遠心翼
２２ａ 遠心翼要素
２２ｂ 円板状の翼部
２２ｂｓ スペーサ付き翼部
２２ｈ 貫通孔
２３ 固定翼
３１ 第２遠心翼排気部
３２ 遠心翼
３２ａ 遠心翼要素
３２ｂ 円板状の翼部
３２ｓ 円筒状スペーサ
３２ｂｓ スペーサ付き翼部
３２ｈ 貫通孔
３３ 固定翼
４０ 気体軸受
４１ 固定側部材（固定側部位）
４２ 上側回転側部材（上側回転側部位）
４２ａ 遠心翼要素
４３ 下側回転側部材（下側回転側部位）
４５ スパイラル溝
５０ 軸受モータ部
５１ モータ
５３ 上ラジアル磁気軸受
５４ 下ラジアル磁気軸受
５５ スラスト磁気軸受
５６ 上スラスト磁気軸受
５７ 下スラスト磁気軸受
５８ ターゲットディスク
８１ 上保護ベアリング
８２ 下保護ベアリング
１４１ 回転側部材（回転側部位）
１４２ 上側固定側部材（上側固定側部位）
１４３ 下側固定側部材（下側固定側部位）
１４５ スパイラル溝 DESCRIPTION OF SYMBOLS 1 Rotating shaft 2 Casing 3 Upper casing 4 Lower casing 5 Intake port 6 Exhaust port 10 Exhaust part 11 Turbine blade exhaust part 12 Turbine blade 13 Turbine blade part 14 Boss part 15 Hollow part 15h Through-hole 16 Bolt 17 Fixed blade 18 Spacer 21 1st 1 Centrifugal blade exhaust part 22 Centrifugal blade 22a Centrifugal element 22b Disc shaped wing part 22bs Spacer wing part 22h Through hole 23 Fixed wing 31 Second centrifugal wing exhaust part 32 Centrifugal wing 32a Centrifugal element 32b Disc shaped wing Portion 32s Cylindrical spacer 32bs Wing portion 32h with spacer Through hole 33 Fixed blade 40 Gas bearing 41 Fixed side member (fixed side portion)
42 Upper rotation side member (upper rotation side part)
42a Centrifugal blade element 43 Lower rotation side member (lower rotation side part)
45 Spiral groove 50 Bearing motor section 51 Motor 53 Upper radial magnetic bearing 54 Lower radial magnetic bearing 55 Thrust magnetic bearing 56 Upper thrust magnetic bearing 57 Lower thrust magnetic bearing 58 Target disk 81 Upper protection bearing 82 Lower protection bearing 141 Rotation side member (Rotation) Side part)
142 Upper Fixed Side Member (Upper Fixed Side Part)
143 Lower fixed side member (lower fixed side part)
145 spiral groove

Claims (2)

ポンプの略全長に亘って延びる回転軸と、ケーシング内に回転翼と固定翼とを交互に配置することによって形成された排気部と、前記回転軸に回転駆動力を与えるモータと前記回転軸を回転自在に支承する軸受とを有した軸受モータ部を備えたターボ型真空ポンプにおいて、
前記回転軸をスラスト方向に支承する軸受に気体軸受を用い、該気体軸受の固定側部位の両面にスパイラル溝を形成し、前記回転軸に固定された上側回転側部位と下側回転側部位とにより、前記スパイラル溝の形成された固定側部位を挟み込むようにし、
前記回転翼および前記固定翼を、円板状の翼部と該円板状の翼部に連なる円筒状スペーサとを一体に形成したスペーサ付翼部で構成し、該スペーサ付翼部を多段に積み上げることにより、前記排気部を形成し、
前記回転軸と該回転軸に固定された前記回転翼を含む回転体が前記気体軸受の軸方向中心で浮上しているときにおける前記気体軸受のクリアランスをδｄとし、前記気体軸受の直上１段の前記回転翼と前記固定翼との間の翼クリアランスをδｅとすると、δｅとδｄの差（δｅ−δｄ）は、前記気体軸受のトータルクリアランス（２δｄ）の１０〜３０％に設定されており、
前記回転翼を構成する前記スペーサ付翼部は、前記円筒状スペーサを前記円板状の翼部の内周側から下方に延設することにより形成されており、前記円板状の翼部の上端面に気体を半径方向に圧縮排気する遠心翼要素が形成されており、
前記固定翼を構成する前記スペーサ付翼部は、前記円筒状スペーサを前記円板状の翼部の外周側から上方に延設することにより形成されており、前記円板状の翼部の下端面に翼排気面が形成されており、
前記回転翼および前記固定翼における前記スペーサ付翼部の両端面は、ラッピング加工による仕上げ加工されていることを特徴とするターボ型真空ポンプ。 A rotating shaft extending over substantially the entire length of the pump; an exhaust section formed by alternately arranging rotating blades and fixed blades in the casing; a motor for applying a rotational driving force to the rotating shaft; and the rotating shaft In a turbo type vacuum pump having a bearing motor portion having a bearing that is rotatably supported,
A gas bearing is used as a bearing for supporting the rotating shaft in the thrust direction, spiral grooves are formed on both surfaces of a fixed side portion of the gas bearing, and an upper rotating side portion and a lower rotating side portion fixed to the rotating shaft, By sandwiching the fixed side portion where the spiral groove is formed,
The rotary wing and the fixed wing are constituted by a wing portion with a spacer in which a disk-like wing portion and a cylindrical spacer connected to the disk-like wing portion are integrally formed, and the wing portion with a spacer is formed in multiple stages. By stacking, the exhaust part is formed,
The clearance of the gas bearing when the rotating body including the rotating shaft and the rotor blade fixed to the rotating shaft is levitating at the axial center of the gas bearing is δd, and the first stage directly above the gas bearing is If the blade clearance between the rotor blade and the fixed blade is δe, the difference between δe and δd (δe−δd) is set to 10-30% of the total clearance (2δd) of the gas bearing ,
The spacer-attached wing portion constituting the rotary wing is formed by extending the cylindrical spacer downward from the inner peripheral side of the disc-like wing portion. A centrifugal blade element that compresses and exhausts gas in the radial direction is formed on the upper end surface,
The spacer-attached wing portion constituting the fixed wing is formed by extending the cylindrical spacer upward from the outer peripheral side of the disc-like wing portion, and is provided below the disc-like wing portion. The blade exhaust surface is formed on the end face,
Both ends of the blade portion with the spacer in the rotary blade and the fixed blade are finished by lapping . ポンプの略全長に亘って延びる回転軸と、ケーシング内に回転翼と固定翼とを交互に配置することによって形成された排気部と、前記回転軸に回転駆動力を与えるモータと前記回転軸を回転自在に支承する軸受とを有した軸受モータ部を備えたターボ型真空ポンプにおいて、
前記回転軸をスラスト方向に支承する軸受に気体軸受を用い、前記回転軸に固定された気体軸受の回転側部位の両面にスパイラル溝を形成し、固定側の上下に分割された上側固定側部位と下側固定側部位とにより、前記スパイラル溝の形成された回転側部位を挟み込むようにし、
前記回転翼および前記固定翼を、円板状の翼部と該円板状の翼部に連なる円筒状スペーサとを一体に形成したスペーサ付翼部で構成し、該スペーサ付翼部を多段に積み上げることにより、前記排気部を形成し、
前記回転軸と該回転軸に固定された前記回転翼を含む回転体が前記気体軸受の軸方向中心で浮上しているときにおける前記気体軸受のクリアランスをδｄとし、前記気体軸受の直上１段の前記回転翼と前記固定翼との間の翼クリアランスをδｅとすると、δｅとδｄの差（δｅ−δｄ）は、前記気体軸受のトータルクリアランス（２δｄ）の１０〜３０％に設定されており、
前記回転翼を構成する前記スペーサ付翼部は、前記円筒状スペーサを前記円板状の翼部の内周側から下方に延設することにより形成されており、前記円板状の翼部の上端面に気体を半径方向に圧縮排気する遠心翼要素が形成されており、
前記固定翼を構成する前記スペーサ付翼部は、前記円筒状スペーサを前記円板状の翼部の外周側から上方に延設することにより形成されており、前記円板状の翼部の下端面に翼排気面が形成されており、
前記回転翼および前記固定翼における前記スペーサ付翼部の両端面は、ラッピング加工による仕上げ加工されていることを特徴とするターボ型真空ポンプ。 A rotating shaft extending over substantially the entire length of the pump; an exhaust section formed by alternately arranging rotating blades and fixed blades in the casing; a motor for applying a rotational driving force to the rotating shaft; and the rotating shaft In a turbo type vacuum pump having a bearing motor portion having a bearing that is rotatably supported,
A gas bearing is used as a bearing for supporting the rotating shaft in the thrust direction, spiral grooves are formed on both surfaces of the rotating side portion of the gas bearing fixed to the rotating shaft, and the upper fixed side portion is divided into upper and lower portions on the fixed side. And the lower fixed side portion so as to sandwich the rotating side portion where the spiral groove is formed,
The rotary wing and the fixed wing are constituted by a wing portion with a spacer in which a disk-like wing portion and a cylindrical spacer connected to the disk-like wing portion are integrally formed, and the wing portion with a spacer is formed in multiple stages. By stacking, the exhaust part is formed,
The clearance of the gas bearing when the rotating body including the rotating shaft and the rotor blade fixed to the rotating shaft is levitating at the axial center of the gas bearing is δd, and the first stage directly above the gas bearing is If the blade clearance between the rotor blade and the fixed blade is δe, the difference between δe and δd (δe−δd) is set to 10-30% of the total clearance (2δd) of the gas bearing ,
The spacer-attached wing portion constituting the rotary wing is formed by extending the cylindrical spacer downward from the inner peripheral side of the disc-like wing portion. A centrifugal blade element that compresses and exhausts gas in the radial direction is formed on the upper end surface,
The spacer-attached wing portion constituting the fixed wing is formed by extending the cylindrical spacer upward from the outer peripheral side of the disc-like wing portion, and is provided below the disc-like wing portion. The blade exhaust surface is formed on the end face,
Both ends of the blade portion with the spacer in the rotary blade and the fixed blade are finished by lapping .
JP2008107877A 2008-03-26 2008-04-17 Turbo type vacuum pump Active JP5344849B2 (en)

Priority Applications (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
JP2008107877A JP5344849B2 (en) 2008-04-17 2008-04-17 Turbo type vacuum pump
US12/410,780 US8109744B2 (en) 2008-03-26 2009-03-25 Turbo vacuum pump
EP09004271.4A EP2108844A3 (en) 2008-03-26 2009-03-25 Turbo vacuum pump

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
JP2008107877A JP5344849B2 (en) 2008-04-17 2008-04-17 Turbo type vacuum pump

Publications (2)

Publication Number Publication Date
JP2009257212A JP2009257212A (en) 2009-11-05
JP5344849B2 true JP5344849B2 (en) 2013-11-20

Family

ID=41384933

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
JP2008107877A Active JP5344849B2 (en) 2008-03-26 2008-04-17 Turbo type vacuum pump

Country Status (1)

Country Link
JP (1) JP5344849B2 (en)

Families Citing this family (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
KR101411645B1 (en) 2013-12-19 2014-06-24 (주)명치기계공업 Vacuum Forming Device having Air Bearing Type Turbo Vacuum Pump

Family Cites Families (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPS6361798A (en) * 1986-09-01 1988-03-17 Hitachi Ltd Multiple stage monoblock impeller
JP2546174Y2 (en) * 1988-03-24 1997-08-27 三菱重工業株式会社 Compound vacuum pump
JP2005307859A (en) * 2004-04-21 2005-11-04 Ebara Corp Turbo vacuum pump

Also Published As

Publication number Publication date
JP2009257212A (en) 2009-11-05

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US8109744B2 (en) Turbo vacuum pump
US8087907B2 (en) Turbo vacuum pump
TWI445885B (en) Molecular drag pumping mechanism
CN110431310B (en) Support structure for a drive shaft of a turbomachine and turbomachine comprising such a support structure
JP5115627B2 (en) Turbo molecular pump
JP5062257B2 (en) Turbo molecular pump
JP5397138B2 (en) Turbo molecular pump
KR102213998B1 (en) Vacuum exhaust mechanism, compound vacuum pump, and rotating body component
JP4086470B2 (en) Turbo molecular pump
JP5344849B2 (en) Turbo type vacuum pump
JP6433812B2 (en) Adapter and vacuum pump
US7938619B2 (en) Turbo vacuum pump
WO2018066471A1 (en) Vacuum pump, helical plate for vacuum pump, spacer, and rotating cylindrical body
JP5047026B2 (en) Turbo type vacuum pump
TWM592467U (en) Turbo molecular pump and its dust-proof rotor element
JP5202063B2 (en) Turbo type vacuum pump
JP2009235923A (en) Turbo vacuum pump
JP4920975B2 (en) Turbo type vacuum pump
JP6236806B2 (en) Vacuum pump
CN109790845B (en) Vacuum pump
JP2009257213A (en) Turbo vacuum pump
JP2005307859A (en) Turbo vacuum pump
TW202117189A (en) Turbo molecular pump and dustproof rotor element thereof
JP3141204U (en) Turbo molecular pump
JP2015135074A (en) Turbo molecular pump

Legal Events

Date Code Title Description
A621 Written request for application examination

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A621

Effective date: 20100818

A977 Report on retrieval

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A971007

Effective date: 20120323

A131 Notification of reasons for refusal

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A131

Effective date: 20120327

A521 Request for written amendment filed

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A523

Effective date: 20120523

A131 Notification of reasons for refusal

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A131

Effective date: 20121211

A521 Request for written amendment filed

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A523

Effective date: 20130212

TRDD Decision of grant or rejection written
A01 Written decision to grant a patent or to grant a registration (utility model)

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A01

Effective date: 20130730

A61 First payment of annual fees (during grant procedure)

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A61

Effective date: 20130813

R150 Certificate of patent or registration of utility model

Ref document number: 5344849

Country of ref document: JP

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R150

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R150

R250 Receipt of annual fees

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250

R250 Receipt of annual fees

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250

R250 Receipt of annual fees

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250

R250 Receipt of annual fees

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250

R250 Receipt of annual fees

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250

R250 Receipt of annual fees

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250

R250 Receipt of annual fees

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250

R250 Receipt of annual fees

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250