JP5974501B2 - Variable stationary blade mechanism of turbomachine - Google Patents
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Description
本発明は、過給機、ガスタービン、蒸気タービン、圧縮機等のターボ機械において、流体の流量を可変制御する可変静翼機構に関する。 The present invention relates to a variable stationary blade mechanism that variably controls a flow rate of a fluid in a turbo machine such as a supercharger, a gas turbine, a steam turbine, or a compressor.
従来、過給機をはじめ、流路内を流体が流通するターボ機械において、流体の流量を可変するための可変静翼機構が広く採用されている。こうした可変静翼機構では、例えば、特許文献1に示されるように、流路に環状に整列配置された複数のノズルベーンそれぞれに翼軸が固定されており、この翼軸が、流路壁面に形成された軸孔に回転自在に軸支されている。そして、翼軸の回転に伴ってノズルベーンが流路内で角度を可変させると、流路面積が可変して流路を流通する流体の流量が制御されることとなる。 2. Description of the Related Art Conventionally, a variable stationary blade mechanism for changing the flow rate of a fluid has been widely adopted in turbo machines in which a fluid flows in a flow path including a supercharger. In such a variable vane mechanism, for example, as shown in Patent Document 1, a blade axis is fixed to each of a plurality of nozzle vanes arranged in an annular arrangement in a flow path, and the blade axis is formed on a flow path wall surface. The shaft hole is rotatably supported. And if a nozzle vane changes an angle in a flow path with rotation of a blade axis | shaft, the flow area of a flow path will change and the flow volume of the fluid which distribute | circulates a flow path will be controlled.
上記の可変静翼機構において、翼軸を軸支するための軸孔が流路壁面に露出していると、隣接するノズルベーン間を流通する流体の一部が、軸孔から漏れてしまうという問題が生じる。そこで、ノズルベーンの厚さが翼軸の直径に比して薄く、軸孔をノズルベーンの側面(翼軸の固定面)によって完全に塞ぐことができない場合、換言すれば、軸孔の一部が流路に露出してしまう場合等には、ノズルベーンの側面に鍔部を設け、この鍔部を軸孔に対向させて当該軸孔を塞ぐことで、軸孔からの漏れを低減するのが一般的となっている。 In the above variable stationary blade mechanism, if the shaft hole for supporting the blade shaft is exposed on the flow wall surface, a part of the fluid flowing between the adjacent nozzle vanes leaks from the shaft hole. Occurs. Therefore, when the thickness of the nozzle vane is smaller than the diameter of the blade shaft and the shaft hole cannot be completely blocked by the side surface of the nozzle vane (the fixed surface of the blade shaft), in other words, a part of the shaft hole flows. When exposed to the road, etc., it is common to reduce the leakage from the shaft hole by providing a flange on the side surface of the nozzle vane and closing the shaft hole with the flange facing the shaft hole. It has become.
しかしながら、上記のようにノズルベーンに鍔部を設けると、流体をガイドするノズルベーンの第1の面や第2の面から流路中に鍔部が突出することとなり、この突出した鍔部によって流体に圧力損失が生じるおそれがある。こうした圧力損失は、特に、ノズルベーンが全閉状態に近づくほど、換言すれば、流路面積が小さくなるほど大きくなると考えられる。 However, when the nozzle vane is provided with the flange as described above, the flange protrudes into the flow path from the first surface or the second surface of the nozzle vane that guides the fluid. Pressure loss may occur. Such pressure loss is considered to increase particularly as the nozzle vane approaches the fully closed state, in other words, as the flow path area decreases.
そこで、本発明の目的は、流体の漏れを低減しながらも、圧力損失をも低減することができるターボ機械の可変静翼機構を提供することである。 Therefore, an object of the present invention is to provide a variable stationary blade mechanism for a turbomachine that can reduce pressure loss while reducing fluid leakage.
上記課題を解決するために、本発明のターボ機械の可変静翼機構は、流体が流通する流路に環状に整列配置された複数のノズルベーン、および、前記複数のノズルベーンのそれぞれに固定され、前記流路を区画する流路形成壁部に設けられた軸孔に回転自在に軸支された複数の翼軸を有し、前記翼軸の回転に伴って前記ノズルベーンが前記流路内で角度を可変させるターボ機械の可変静翼機構であって、前記ノズルベーンは、互いに表裏関係にある第1の面および第2の面と、前記第1の面および第2の面の対向方向に延在し、当該対向方向の中央から前記第1の面側および第2の面側のいずれかに軸心をずらして前記翼軸が設けられる側面と、前記第1の面側および第2の面側のうち前記翼軸の軸心が位置する側の前記側面の端部から隆起するとともに、該第1の面側および第2の面側のうち該翼軸の軸心が位置しない側の該側面の端部からは隆起せず、前記流路形成壁部の軸孔を、前記軸孔が前記流路に露出しないように被覆する鍔部と、を備え、前記鍔部は、前記ノズルベーンが最大に閉じられて隣接するノズルベーン間の流路面積が最も小さくなったときに、前記流体の流れ方向の上流側に位置することを特徴とする。
In order to solve the above problems, a variable stationary blade mechanism of a turbomachine according to the present invention includes a plurality of nozzle vanes arranged annularly in a flow path through which fluid flows, and fixed to each of the plurality of nozzle vanes, A plurality of blade shafts rotatably supported by shaft holes provided in a flow channel forming wall section that divides the flow channel, and the nozzle vane is angled in the flow channel as the blade shaft rotates. The variable vane mechanism of a turbomachine that is variable, wherein the nozzle vane extends in a direction opposite to the first surface and the second surface, and the first surface and the second surface, which are in front and back relation to each other. , A side surface on which the blade axis is provided by shifting the axis from the center in the facing direction to either the first surface side or the second surface side, and the first surface side and the second surface side raised from an end portion of the side surface of the side where the axis of out the blade shaft is positioned Rutotomoni not raised from the edge portion of the side surface on the side where the axis is not located in the wing axis of the first side and a second side, a shaft hole of the flow path forming wall portion, A flange that covers the shaft hole so that the shaft hole is not exposed to the flow path, and the flange is closed when the nozzle vane is maximally closed and the flow area between adjacent nozzle vanes is minimized. It is located upstream of the fluid flow direction.
本発明によれば、流体の漏れを低減しながらも、圧力損失をも低減することができる。 According to the present invention, it is possible to reduce pressure loss while reducing fluid leakage.
以下に添付図面を参照しながら、本発明の好適な実施形態について詳細に説明する。かかる実施形態に示す寸法、材料、その他具体的な数値等は、発明の理解を容易とするための例示にすぎず、特に断る場合を除き、本発明を限定するものではない。なお、本明細書および図面において、実質的に同一の機能、構成を有する要素については、同一の符号を付することにより重複説明を省略し、また本発明に直接関係のない要素は図示を省略する。 Hereinafter, preferred embodiments of the present invention will be described in detail with reference to the accompanying drawings. The dimensions, materials, and other specific numerical values shown in the embodiments are merely examples for facilitating the understanding of the invention, and do not limit the present invention unless otherwise specified. In the present specification and drawings, elements having substantially the same function and configuration are denoted by the same reference numerals, and redundant description is omitted, and elements not directly related to the present invention are not illustrated. To do.
なお、本発明の可変静翼機構は、一般的にターボ機械とよばれる機械装置に広く適用することが可能であるが、本実施形態では、エンジンから排出される排気ガスのエネルギーによって当該エンジンに供給される空気を過給する過給機に適用される可変静翼機構について説明する。ここでは、まず、過給機の構成について説明し、その後、可変静翼機構について具体的に説明する。 The variable stator vane mechanism of the present invention can be widely applied to a mechanical device generally called a turbomachine. In this embodiment, the variable stationary blade mechanism is applied to the engine by the energy of exhaust gas discharged from the engine. A variable stationary blade mechanism applied to a supercharger that supercharges supplied air will be described. Here, first, the configuration of the supercharger will be described, and then the variable stationary blade mechanism will be specifically described.
図1は、過給機1の概略断面図である。以下では、図に示す矢印F方向を過給機1の前側とし、矢印R方向を過給機1の後側として説明する。図1に示すように、過給機1は、ベアリングハウジング2と、ベアリングハウジング2の前側に締結ボルト3によって連結されるタービンハウジング4と、ベアリングハウジング2の後側に締結ボルト5によって連結されるコンプレッサハウジング6と、を備えている。
FIG. 1 is a schematic sectional view of the supercharger 1. In the following description, the arrow F direction shown in the figure is the front side of the supercharger 1, and the arrow R direction is the rear side of the supercharger 1. As shown in FIG. 1, the supercharger 1 is connected to a bearing housing 2, a turbine housing 4 connected to the front side of the bearing housing 2 by a fastening bolt 3, and a fastening
ベアリングハウジング2には、過給機1の前後方向に貫通する軸受孔2aが形成されており、この軸受孔2aにタービン軸7がベアリングを介して回転自在に支持されている。タービン軸7の前端部にはタービンインペラ8が一体的に連結されており、このタービンインペラ8がタービンハウジング4内に回転自在に収容されている。また、タービン軸7の後端部にはコンプレッサインペラ9が一体的に連結されており、このコンプレッサインペラ9がコンプレッサハウジング6内に回転自在に収容されている。
The bearing housing 2 is formed with a
コンプレッサハウジング6には、過給機1の後側に開口するとともに不図示のエアクリーナに接続される吸気口10が形成されている。また、締結ボルト5によってベアリングハウジング2とコンプレッサハウジング6とが連結された状態では、これら両ハウジング2、6の対向面によって、空気を圧縮して昇圧するディフューザ流路11が形成される。このディフューザ流路11は、タービン軸7(コンプレッサインペラ9)の径方向内側から外側に向けて環状に形成されており、上記の径方向内側において、コンプレッサインペラ9を介して吸気口10に連通している。
The compressor housing 6 is formed with an
また、コンプレッサハウジング6には、ディフューザ流路11よりもタービン軸7(コンプレッサインペラ9)の径方向外側に位置する環状のコンプレッサスクロール流路12が設けられている。コンプレッサスクロール流路12は、不図示のエンジンの吸気口と連通するとともに、ディフューザ流路11にも連通している。したがって、コンプレッサインペラ9が回転すると、吸気口10からコンプレッサハウジング6内に流体が吸気されるとともに、当該吸気された流体は、ディフューザ流路11およびコンプレッサスクロール流路12で昇圧されてエンジンの吸気口に導かれることとなる。
Further, the compressor housing 6 is provided with an annular
タービンハウジング4には、過給機1の前側に開口するとともに不図示の排気ガス浄化装置に接続される吐出口13が形成されている。また、締結ボルト3によってベアリングハウジング2とタービンハウジング4とが連結された状態では、これら両ハウジング2、4の対向面間に間隙14が形成される。この間隙14は、後述するノズルベーン50が配置されて流体が流通する可変流路xが構成される部分であり、タービン軸7(タービンインペラ8)の径方向内側から外側に向けて環状に形成されている。
The turbine housing 4 is formed with a
また、タービンハウジング4には、間隙14よりもタービン軸7(タービンインペラ8)の径方向外側に位置する環状のタービンスクロール流路15が設けられている。タービンスクロール流路15は、エンジンから排出される排気ガスが導かれる不図示のガス流入口と連通するとともに、上記の間隙14にも連通している。したがって、ガス流入口からタービンスクロール流路15に導かれた排気ガスは、可変流路xおよびタービンインペラ8を介して吐出口13に導かれるとともに、その流通過程においてタービンインペラ8を回転させることとなる。そして、上記のタービンインペラ8の回転力は、タービン軸7を介してコンプレッサインペラ9に伝達されることとなり、コンプレッサインペラ9の回転力によって、上記のとおりに、流体が昇圧されてエンジンの吸気口に導かれることとなる。
Further, the turbine housing 4 is provided with an annular turbine
このとき、タービンハウジング4に導かれる排気ガスの流量が変化すると、タービンインペラ8およびコンプレッサインペラ9の回転量が変化して、昇圧された流体をエンジンの吸気口に安定的に導くことができなくなってしまう。そこで、タービンハウジング4の間隙14には、排気ガスの流量に応じて、タービンインペラ8に導かれる排気ガスの流速を変化させる可変静翼機構20が設けられている。この可変静翼機構20は、エンジンの回転数が低く排気ガスの流量が少ない場合には、可変流路xの開度を小さくしてタービンインペラ8に導かれる排気ガスの流速を向上し、少ない流量でもタービンインペラ8を回転させることができるようにするものである。以下に、可変静翼機構20の構成について説明する。
At this time, if the flow rate of the exhaust gas guided to the turbine housing 4 changes, the rotation amounts of the
図1に示すように、可変静翼機構20は、タービンハウジング4側に設けられるシュラウドリング21と、このシュラウドリング21に対向してベアリングハウジング2側に設けられるノズルリング22と、を備えている。これらシュラウドリング21およびノズルリング22は、排気ガスが流通する流路を区画形成する流路形成壁部をなし、これらシュラウドリング21およびノズルリング22間に排気ガスが導かれることとなる。シュラウドリング21は、薄板リング状の本体21aと、この本体21aの内周縁部から吐出口13側に突出する突出部21bと、を有しており、本体21aには、厚さ方向(タービン軸7の軸方向)に貫通する複数の軸孔23が、周方向に等間隔で形成されている。
As shown in FIG. 1, the variable
また、ノズルリング22は、シュラウドリング21の本体21aと直径が等しい薄板リング状の本体22aを備えており、シュラウドリング21と所定の間隔を維持して対向配置されている。このノズルリング22は、本体22aの外周近傍において、複数(本実施形態では3つ、図1では1つのみ示す)の連結ピン24が回転自在に挿通されており、この連結ピン24によって、シュラウドリング21との対向間隔が一定に維持されている。
Further, the nozzle ring 22 includes a thin plate ring-shaped
なお、ノズルリング22の本体22aには、厚さ方向(タービン軸7の軸方向)に貫通する複数の軸孔25が周方向に等間隔で形成されており、シュラウドリング21に形成された軸孔23と、ノズルリング22に形成された軸孔25とが対向配置されている。また、連結ピン24は、その一端がノズルリング22の後側に突出しており、この突出部位をかしめることで、ノズルリング22の後側にサポートリング30が固定されている。
A plurality of shaft holes 25 penetrating in the thickness direction (the axial direction of the turbine shaft 7) are formed in the
図2は、サポートリング30の後面図である。図1および図2に示すように、サポートリング30は、円筒状の部材で構成されており、薄板状の部材を屈曲させた断面形状をなしている。このサポートリング30は、環状のフランジ部31と、このフランジ部31の内周縁から前側に起立する筒部32と、この筒部32の前側端部から径方向内側に屈曲する平面部33と、を備えており、ベアリングハウジング2とタービンハウジング4との対向面にフランジ部31を挟持した状態で締結ボルト3を締結することで、タービンハウジング4内に保持される。
FIG. 2 is a rear view of the
平面部33には、上記した連結ピン24の一端が挿通可能な挿通孔33aが、周方向に等間隔で3カ所設けられており、この挿通孔33aに連結ピン24を挿通させてかしめることにより、当該サポートリング30、シュラウドリング21およびノズルリング22が一体化されることとなる。
The
また、平面部33には、その内周側の端部から径方向外方に向けて切り欠かれた凹部34が、周方向に複数設けられており、この凹部34に支持片35が設けられている。この支持片35は、平面部33から後側に屈曲する支持部35aと、この支持部35aから径方向外方に向けて屈曲するとともに、平面部33から所定距離離間して対面する脱落防止部35bとからなる。この支持片35には、図3に示すように、駆動リング40が回転自在に支持される。
In addition, the
図3は、サポートリング30に駆動リング40が支持された状態を示す図である。この図に示すように、駆動リング40は、環状の薄板部材によって構成されており、その内周縁が、サポートリング30の支持片35によって回転自在に支持されている。駆動リング40には、その内周側の端部から径方向外方に向けて切り欠かれた係合凹部41が、周方向に複数形成されており、この係合凹部41に伝達リンク42の一端が係合されている。また、駆動リング40の内周側の端部には、係合凹部41と同様の形状をなす第2係合凹部43が1つ形成されており、この第2係合凹部43に、伝達リンク42と同様の形状をなす駆動用伝達リンク44の一端が係合されている。
FIG. 3 is a view showing a state in which the
なお、伝達リンク42の他端側には嵌合孔42aが形成されており、駆動用伝達リンク44の他端側には嵌合孔44aが形成されている。そして、図1に示すように、嵌合孔42aには、ノズルベーン50に固定された翼軸51が挿通した状態で固定されており、また、駆動用伝達リンク44の嵌合孔44aには、駆動軸45の一端が嵌合されている。この駆動軸45は、駆動リング40の後側に延伸しており、その他端には、不図示のシリンダ等のアクチュエータによって駆動する駆動レバー46が一体的に連結されている。
A
したがって、駆動レバー46がアクチュエータによって駆動すると、図1および図3に示すように、駆動軸45が回転するとともに、当該駆動軸45を軸として駆動用伝達リンク44が揺動し、この駆動用伝達リンク44の揺動に伴って、駆動リング40が回転する。このようにして駆動リング40が回転すると、今度は駆動リング40の回転によって伝達リンク42が揺動し、この伝達リンク42の揺動に伴って翼軸51が回転する。そして、翼軸51が回転すると、この翼軸51を軸としてノズルベーン50が揺動し、可変流路xの面積が可変されることとなる。
Therefore, when the
図4は、ノズルベーン50および翼軸51の構造を説明する図であり、図4(a)は斜視図、図4(b)は平面図である。この図に示すように、ノズルベーン50は、互いに表裏関係にある第1の面50aおよび第2の面50bと、第1の面50aおよび第2の面50bの対向方向に延在する側面50c、50dと、を備えて構成される。本実施形態では、ノズルベーン50が間隙14に位置した状態において、第1の面50aがタービンスクロール流路15側に位置し、第2の面50bがタービンインペラ8側に位置している(図1参照)。また、このとき、側面50cが、シュラウドリング21の本体21aに対面するとともに、側面50dが、ノズルリング22の本体22aに対面することとなる。
4A and 4B are views for explaining the structure of the
そして、側面50c、50dのそれぞれには、翼軸51が、その軸心を当該側面50c、50dに直交させるように設けられている。このとき、図4(b)に示すように、翼軸51の軸心zは、第1の面50aおよび第2の面50bの対向方向(ノズルベーン50の厚さ方向)の中央cから第1の面50a側にずらして位置している。このようにして設けられた翼軸51は、シュラウドリング21に形成された軸孔23、および、ノズルリング22に形成された軸孔25にそれぞれ回転自在に軸支される(図1参照)。
Each of the side surfaces 50c and 50d is provided with a
ここで、図4(b)に示すように、翼軸51は、側面50c、50dにおける第1の面50a側の端部から突出している。そのため、翼軸51が軸孔23、25に軸支された状態では、これら軸孔23、25が、排気ガスが流通する流路中に露出してしまう。このように、軸孔23、25が流路中に露出したままになっていると、排気ガスの一部が軸孔23、25に流れ込んでリークしてしまい、圧力損失が生じてしまう。そこで、ノズルベーン50には、側面50c、50dにおける第1の面50a側の端部から隆起する鍔部52が設けられており、この鍔部52によって軸孔23、25を被覆するようにしている。
Here, as shown in FIG. 4B, the
このように、本実施形態のノズルベーン50は、互いに表裏関係にある第1の面50aおよび第2の面50bと、第1の面50aおよび第2の面50bの対向方向に延在するとともに、第1の面50a側に軸心zをずらして翼軸51が設けられる側面50c、50dと、これら側面50c、50dに設けられ、翼軸51の軸心zが位置する第1の面50a側の端部から隆起するとともに軸孔23、25を被覆する鍔部52と、を備えている。そして、鍔部52は、第1の面50a側にのみ設けられていることから、ノズルベーン50が最大に閉じられて隣接するノズルベーン50間の流路面積が最も小さくなったときに、タービンスクロール流路15側、すなわち、排気ガスの流れ方向の上流側に位置することとなる。
As described above, the
図5は、ノズルベーン50によって形成される可変流路xを説明する図であり、図5(a)は従来のノズルベーン100を示し、図5(b)は本実施形態のノズルベーン50を示している。なお、従来のノズルベーン100は、本実施形態のノズルベーン50と同様、表裏関係にある第1の面100aおよび第2の面100bと、これら第1の面100aおよび100bの対向方向に延在する側面100c、100dと、を備えており、その形状は本実施形態のノズルベーン50と同じである。ただし、ノズルベーン100は、側面100c、100dに設けられる翼軸101の軸心が、第1の面100a、100bの対向方向の中央に位置しており、第1の面100a側および第2の面100b側の双方に鍔部102が設けられている。
5A and 5B are diagrams for explaining the variable flow path x formed by the
エンジンから排出される排気ガスの流量が少ない場合には、隣接するノズルベーン50、100の間隔を小さくして可変流路xを絞り、排気ガスの流速を向上してタービンインペラ8に導く。このとき、図5(a)に示す従来のノズルベーン100においては、隣接するノズルベーン100間に形成される絞られた可変流路xの下流に鍔部102が位置している。そのため、流速を増した排気ガスの一部が鍔部102に衝突して圧力損失が生じ、特に、流路を区画形成する流路形成壁部(シュラウドリング21の本体21aおよびノズルリング22の本体22aの両対向面)近傍において、図5(a)の破線で囲まれた部位の流速低下が顕著となる。
When the flow rate of the exhaust gas discharged from the engine is small, the interval between the
これに対して、本実施形態のノズルベーン50によれば、可変流路xが絞られたときに、図5(b)に示すように、可変流路xの下流側において、排気ガスの流れが阻害されることがなく、圧力損失が生じることもない。これにより、排気ガスが、所望の流速を維持したままタービンインペラ8に導かれることとなり、従来に比して、タービン効率を向上することが可能となる。
On the other hand, according to the
なお、本実施形態においては、第1の面50a側に翼軸51の軸心をずらして設け、鍔部52を第1の面50a側にのみ隆起させる場合について説明したが、翼軸51の軸心位置や鍔部52を設ける位置は第2の面50b側であってもよい。ただし、この場合には、ノズルベーン50が最大に閉じられて隣接するノズルベーン50間の流路面積が最も小さくなったときに、流体の流れ方向の上流側に第2の面50bが位置する必要がある。いずれにしても、側面50c、50dは、第1の面50aおよび第2の面50bの対向方向の中央から第1の面50a側および第2の面50b側のいずれかに軸心をずらした位置に翼軸51が設けられていればよい。そして、この翼軸51の軸心が位置する側の側面50c、50dの端部から鍔部52が隆起し、この鍔部52が、ノズルベーン50が最大に閉じられて流路面積が最も小さくなったときに、流体の流れ方向の上流側に位置すればよい。
In the present embodiment, the case where the axis of the
また、本実施形態においては、側面50c、50dの双方に翼軸51が設けられ、ノズルベーン50が所謂両持ちされる場合について説明したが、側面50c、50dのいずれか一方にのみ翼軸51を設ける所謂片持ちの構造としてもよい。
In the present embodiment, the
また、本実施形態における可変静翼機構20の構成は一例に過ぎず、ノズルベーン50を可変させるための具体的な構造は上記の構造に限定されるものではない。また、本実施形態においては、タービンハウジング4内に可変静翼機構20を設け、排気ガスが流通する流路面積を可変する場合について説明したが、コンプレッサハウジング6内に可変静翼機構20を設けることとしてもよい。ただし、この場合には、コンプレッサインペラ9側が流体の流れ方向の上流側となり、コンプレッサスクロール流路12側が流体の流れ方向の下流側となる。したがって、この場合には、ノズルベーン50が最大に閉じられて隣接するノズルベーン50間の流路面積が最も小さくなったときに、流体の流れ方向の上流側すなわちコンプレッサインペラ9側に、翼軸51の軸心および鍔部52が位置することとなる。
Further, the configuration of the variable
以上、添付図面を参照しながら本発明の好適な実施形態について説明したが、本発明はかかる実施形態に限定されないことは言うまでもない。当業者であれば、特許請求の範囲に記載された範疇において、各種の変更例または修正例に想到し得ることは明らかであり、それらについても当然に本発明の技術的範囲に属するものと了解される。 As mentioned above, although preferred embodiment of this invention was described referring an accompanying drawing, it cannot be overemphasized that this invention is not limited to this embodiment. It will be apparent to those skilled in the art that various changes and modifications can be made within the scope of the claims, and these are naturally within the technical scope of the present invention. Is done.
本発明は、過給機、ガスタービン、蒸気タービン、圧縮機等のターボ機械において、流体の流量を可変制御する可変静翼機構に利用することができる。 INDUSTRIAL APPLICABILITY The present invention can be used for a variable stationary blade mechanism that variably controls the flow rate of fluid in turbo machines such as a supercharger, a gas turbine, a steam turbine, and a compressor.
1 …過給機
20 …可変静翼機構
23、25 …軸孔
50 …ノズルベーン
50a …第1の面
50b …第2の面
50c、50d …側面
51 …翼軸
52 …鍔部
x …可変流路
DESCRIPTION OF SYMBOLS 1 ...
Claims (1)
前記ノズルベーンは、
互いに表裏関係にある第1の面および第2の面と、
前記第1の面および第2の面の対向方向に延在し、当該対向方向の中央から前記第1の面側および第2の面側のいずれかに軸心をずらして前記翼軸が設けられる側面と、
前記第1の面側および第2の面側のうち前記翼軸の軸心が位置する側の前記側面の端部から隆起するとともに、該第1の面側および第2の面側のうち該翼軸の軸心が位置しない側の該側面の端部からは隆起せず、前記流路形成壁部の軸孔を、前記軸孔が前記流路に露出しないように被覆する鍔部と、
を備え、
前記鍔部は、
前記ノズルベーンが最大に閉じられて隣接するノズルベーン間の流路面積が最も小さくなったときに、前記流体の流れ方向の上流側に位置することを特徴とするターボ機械の可変静翼機構。 A plurality of nozzle vanes arranged in an annular arrangement in a flow path through which fluid flows, and fixed to each of the plurality of nozzle vanes, and freely rotatable in a shaft hole provided in a flow path forming wall section that divides the flow path A variable stationary blade mechanism of a turbomachine having a plurality of blade shafts that are pivotally supported, wherein the nozzle vane varies an angle in the flow path as the blade shaft rotates;
The nozzle vane is
A first surface and a second surface that are in reverse relation to each other;
The blade axis extends in the opposing direction of the first surface and the second surface, and the blade axis is shifted from the center of the opposing direction to either the first surface side or the second surface side. Side,
The first surface side and the second surface side are raised from the end of the side surface on the side where the axis of the blade axis is located , and the first surface side and the second surface side are A flange that covers the shaft hole of the flow path forming wall portion so that the shaft hole is not exposed to the flow path without protruding from the end of the side surface on the side where the axis of the blade axis is not located ,
With
The buttocks
A variable stator vane mechanism for a turbomachine, wherein the variable vane mechanism is located upstream in the fluid flow direction when the nozzle vane is closed to the maximum and the flow path area between adjacent nozzle vanes becomes the smallest.
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