JP6339794B2 - Centrifugal turbomachine - Google Patents
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Description
本発明は、遠心形ターボ機械に関する。 The present invention relates to a centrifugal turbomachine.
本技術分野の背景技術として、例えば、特許文献1には、「側板12は、そのディフューザ羽根13aとこれに隣接するディフューザ羽根13bとの間で挟まれる拡大通路14に臨む部分のうち、ディフューザ羽根13aの負圧面13a1の後縁13a10より出口側に、流れを略遠心方向から略軸方向に転向させつつ戻り流路4へと導く半開部通路15を備えている。各ディフューザ羽根13a,13b,13c…は、それらの圧力面13a2,13b2,13c2…のうち半開部通路15に臨む部位のうち一部分13a20,13b20,13c20が、軸方向下流側に向かって漸次テーパ状に薄肉化された構造となっている。」と記載されている(要約参照)。
As background art of this technical field, for example,
しかしながら、特許文献1,2に記載されている遠心形ターボ機械の形状(ディフューザ羽根、返し羽根、拡大通路等の形状)では、小型化等のために返し羽根の径方向の長さを縮小することが要求された場合、返し羽根の出入口間に要求される転向量が羽根の長さに対して相対的に大きくなる。そのため、遠心形ターボ機械の小型化にともなって、羽根を主軸(回転軸)の軸方向に垂直な平面で切断した断面(翼型)のキャンバーラインの反りを大きくすることが必要になり、流れの剥離が生じる可能性が高い。つまり、特許文献1,2に記載される遠心形ターボ機械は小型化に適した形状ではなく、小型化に関しては改善の余地がある。
However, in the shape of the centrifugal turbomachine described in
また、特許文献1に記載されている遠心形ターボ機械は、返し羽根入口の流路幅方向における周方向の流体の速度(流速)分布がほぼ一様であるのに対し、子午面速度(子午面に沿った速度)には大きな差が生じる。つまり、返し羽根入口では、子午面に沿った流体の流速が回転軸の軸方向(返し羽根の高さ方向)で大きく変化する。これは、流体の流れを転向するUターン流路で内側の流れと外側の流れで転向するときの曲率が異なり、流体の流れが、曲率の小さい外側に偏って外側の流れの流速が速くなるためである。そして、小型化によって流路(ディフューザ等)の断面積が小さくなると流路における流速が増大し、これによって子午面速度の差(返し羽根の高さ方向の速度差)がさらに拡大する。この結果、返し羽根入口で、羽根角度と流体の流入角度の角度差が大きくなって剥離が生じる可能性が高くなり、この点についても改善の余地がある。
In addition, the centrifugal turbomachine described in
非特許文献1には、返し羽根を二重の円形翼列(前段翼列と後段翼列)に配置することによって、返し羽根の翼面の長さの縮小によって生じる問題点を解決する技術が記載されている。非特許文献1によると、回転軸を中心とする径方向内側に配置される後段翼列と、径方向外側に配置される前段翼列と、の二重の円形翼列に返し羽根を配置することによって、翼面の流線方向の長さが二分割されることで境界層の発達を抑制することができる。境界層の発達が抑制されると、二次流れが弱くなって返し羽根における流れが均一化され、返し羽根の下流における混合損失が低減して遠心形ターボ機械の効率が向上する。
また、回転軸の軸方向に垂直な平面で切断した翼型のキャンバーラインの反りが大きく境界層が発達しやすい形状の返し羽根であっても、流速の大きな高エネルギの流体を、前段翼列に配置される外翼の凹面に沿って流れた後に、後段翼列に配置される内翼の凸面側に流入させることによって流れの剥離を抑制できる。
Non-Patent
In addition, even in the case of a return blade with a shape in which the wing-shaped camber line cut along a plane perpendicular to the axial direction of the rotating shaft has a large warp and a boundary layer is easily developed, a high-energy fluid with a large flow velocity is After flowing along the concave surface of the outer wing disposed in the, the flow separation can be suppressed by flowing into the convex surface side of the inner wing disposed in the rear blade row.
しかしながら、返し羽根が二重の円形翼列に配置される構成であっても、返し羽根入口における羽根角度と流体の流入角度に差が生じると、流れの剥離が発生して遠心形ターボ機械の効率が低下する。そして、返し羽根入口における子午面速度の差によって生じる効率の低下を抑制することは非特許文献1で充分に検討されていない。
However, even if the return blades are arranged in a double circular cascade, if there is a difference between the blade angle at the return blade inlet and the fluid inflow angle, flow separation occurs and the centrifugal turbomachine Efficiency is reduced. In addition, Non-Patent
そこで本発明は、小型化したときの効率の低下を抑制できる形状の返し羽根を有する遠心形ターボ機械を提供することを特徴とする。 Therefore, the present invention is characterized by providing a centrifugal turbomachine having a return blade having a shape capable of suppressing a reduction in efficiency when downsized.
前記課題を解決するため本発明は、ディフューザから転向部を経由して戻り流路に流れ込む構成の遠心形ターボ機械において、戻り流路に備わる返し羽根が多重の円形翼列状に配置され、さらに、戻り流路の入口における返し羽根の羽根角度が軸方向(高さ方向)で異なるという特徴を有する。 In order to solve the above problems, the present invention provides a centrifugal turbomachine configured to flow from a diffuser to a return flow path via a turning portion, and return blades provided in the return flow path are arranged in a plurality of circular blade rows. The blade angle of the return blade at the return channel inlet is different in the axial direction (height direction).
本発明によると、小型化したときの効率の低下を抑制できる形状の返し羽根を有する遠心形ターボ機械を提供できる。 ADVANTAGE OF THE INVENTION According to this invention, the centrifugal turbomachine which has a return blade of the shape which can suppress the fall of efficiency when it reduces in size can be provided.
以下、適宜図を参照して本発明の実施例を詳細に説明する。なお、以下では遠心多段ポンプを遠心形ターボ機械の一例としているが、本発明は、遠心多段ポンプ以外の遠心形ターボ機械に広く適用可能である。 Hereinafter, embodiments of the present invention will be described in detail with reference to the drawings as appropriate. In the following description, the centrifugal multistage pump is taken as an example of a centrifugal turbomachine, but the present invention is widely applicable to centrifugal turbomachines other than the centrifugal multistage pump.
図1は実施例1に係る遠心多段ポンプの断面図、図2はディフューザとUターン流路と戻り流路の構成を示す断面図である。
図1に示すように、実施例1に係る遠心多段ポンプ1(遠心形ターボ機械)は、図示しない動力源(電動機など)に接続されてケーシング14に収納される回転軸2(主軸)に、複数枚(図1では8段)の遠心羽根車3が取り付けられて構成される。複数枚の遠心羽根車3は、回転軸2の軸方向に並んで備わり、上流側の遠心羽根車3と下流側の遠心羽根車3の間が流体の流路(ディフューザ4,Uターン流路5a,戻り流路5)になっている。なお、遠心羽根車3の数は8段に限定されるものではない。
1 is a cross-sectional view of a centrifugal multistage pump according to a first embodiment, and FIG. 2 is a cross-sectional view showing configurations of a diffuser, a U-turn flow path, and a return flow path.
As shown in FIG. 1, the centrifugal multistage pump 1 (centrifugal turbomachine) according to the first embodiment is connected to a rotary shaft 2 (main shaft) that is connected to a power source (not shown) and accommodated in a
実施例1において、遠心多段ポンプ1の上流および下流は、流体の流れの上流および下流であり、回転軸2の軸方向においては、吸入口1aの側を上流(軸方向上流)とし、吐出口1bの側を下流(軸方向下流)とする。
また、ディフューザ4においては、回転軸2の側を上流、外周側を下流とし、戻り流路5においては、外周側を上流、回転軸2の側を下流とする。ここでいう外周側は、回転軸2の中心線CLを中心とする円周の外周側とする(以下、同じ)。
In the first embodiment, the upstream and downstream of the
In the
隣り合う遠心羽根車3の間の流路は、図2に示すように、ディフューザ4、Uターン流路5a(転向部)、および戻り流路5を含んで構成される。そして、ディフューザ4にはディフューザ羽根9が備わり、戻り流路5には返し羽根6が備わっている。また、遠心羽根車3は、複数(例えば、7枚)の羽根30を有している。
ディフューザ4、Uターン流路5a、および戻り流路5は、ディフューザ4と戻り流路5の間の仕切壁となる側板10と、ケーシング14と一体構造で遠心羽根車3を覆うように備わるステージ7の間に設けられる。
なお、ディフューザ羽根9は、回転軸2の中心線CLに沿った方向(回転軸2の軸方向)を高さHdとする。また、返し羽根6は、回転軸2の軸方向を高さHrとする。
つまり、ディフューザ羽根9は、回転軸2の軸方向を高さHdの方向として側板10に立設し、返し羽根6は、回転軸2の軸方向を高さHrの方向として側板10に立設する。
また、側板10は、回転軸2の中心線CLを中心とする径方向に広がっている。
As shown in FIG. 2, the flow path between adjacent
The
The diffuser blade 9 has a height Hd in a direction along the center line CL of the rotating shaft 2 (axial direction of the rotating shaft 2). Moreover, the return blade |
That is, the diffuser blade 9 is erected on the
Further, the
遠心羽根車3は、回転軸2の中心線CLを中心とする径方向の中心側に配置され、回転軸2の軸方向に流体を吸い込む流入部3bと、径方向外側において径方向に流体を吐出する流出部3aと、を有する。
また、Uターン流路5aは、その一部が半開部通路12となっている。半開部通路12の詳細は後記する。
The
A part of the
回転軸2の軸方向上流に配設される遠心羽根車3(上流羽根車3U)の流出部3aから吐出された流体は、ディフューザ4、Uターン流路5a(半開部通路12)、および戻り流路5の順に流れ、回転軸2の軸方向下流に配設される遠心羽根車3(下流羽根車3D)に流入部3bから流入する。
The fluid discharged from the
上流羽根車3Uの流出部3aから吐出された流体は、白矢印で示すように回転軸2から離反する径方向にディフューザ4を流れる。実施例1においては、ディフューザ4における流体の流れの方向(回転軸2から離反する径方向)を遠心方向D1と称する。
Uターン流路5aに流れ込んだ流体は流れの方向が転向する。具体的に、Uターン流路5aでは、流体の流れが、回転軸2から離反する径方向(遠心方向D1)から白矢印で示すように回転軸2の軸方向D2に転向し、さらに、回転軸2に向かう径方向に転向する。
そして、Uターン流路5aで流れが転向した流体は、戻り流路5に流れ込み、白矢印で示すように回転軸2に向かう径方向に流れて流入部3bから下流羽根車3Dに流入する。実施例1においては、戻り流路5における流体の流れの方向(回転軸2に向かう径方向)を戻り方向D3と称する。
The fluid discharged from the
The direction of flow of the fluid flowing into the
Then, the fluid whose direction is turned in the
図3は、図2におけるSec1−Sec1での断面図であり、回転軸2の軸方向上流側から見たディフューザ羽根9の形状を示す。
実施例1のディフューザ羽根9は、図2に示すように、側板10とステージ7の間に高さHdで立設する翼状の羽根であり、図3に示すように、凹面状の負圧面9aと凸面状の圧力面9bを有する。また、ディフューザ羽根9は、遠心羽根車3(図2参照)の周囲に、回転軸2の中心線CL(図2参照)を中心とする円形翼列状に配置され、隣り合う2つのディフューザ羽根9における負圧面9aと圧力面9bの間が拡大通路11となる。そして、この拡大通路11に流体が流れる。
なお、実施例1のディフューザ羽根9は、この種のディフューザ羽根として公知であるものと同様の構成(形状)であればよい。例えば、回転軸2の軸方向(高さHdの方向)に、厚みが一定のディフューザ羽根9であればよい。つまり、側板10と平行な平面で断面した断面の形状が、側板10からステージ7(図2参照)まで同じ形状となるディフューザ羽根9であればよい。
3 is a cross-sectional view taken along Sec1-Sec1 in FIG. 2 and shows the shape of the diffuser blade 9 as viewed from the upstream side in the axial direction of the
The diffuser blade 9 of the first embodiment is a wing-shaped blade standing at a height Hd between the
In addition, the diffuser blade | wing 9 of Example 1 should just be the structure (shape) similar to what is well-known as this kind of diffuser blade | wing. For example, the diffuser blade 9 may have a constant thickness in the axial direction of the rotating shaft 2 (the direction of the height Hd). That is, it is only necessary that the shape of the cross section taken along a plane parallel to the
また、拡大通路11の下流側(ディフューザ4の下流側)は、ディフューザ羽根9の下流側の端辺(後端辺90a)となっている。そして、後端辺90aと、隣り合うディフューザ羽根9の圧力面9bと、の間が拡大通路11の出口部11aになり、出口部11aにおいてディフューザ4とUターン流路5aが連続している。
Further, the downstream side of the expansion passage 11 (the downstream side of the diffuser 4) is an end side (
実施例1においてUターン流路5aを構成する半開部通路12は、側板10の外周部に設けられている。図3に示すように、1つのディフューザ羽根9の後端辺90aから、隣り合うディフューザ羽根9の圧力面9bに向かう側板10の端辺(通路端10a)が半開部通路12になる。そして、側板10の外周(輪郭線)は、ディフューザ羽根9(圧力面9b)の曲面形状に沿った部分と通路端10aによって回転軸2の軸方向から見た山形を呈し、径方向に凹凸形状を呈する。
つまり、側板10の外周は、ディフューザ羽根9の後端辺90aが径方向に突出して凸部となる。また、側板10の外周は、通路端10aとディフューザ羽根9の圧力面9bが交わる交点が、径方向に凹んだ位置となり、これによって、周縁部が凹状の形状(凹部)となっている。そして、凸部と凹部が、ディフューザ羽根9の圧力面9bと通路端10aで連結されて半開部通路12になる。
なお、ここでいう側板10の外周は、回転軸2(図2参照)の軸方向に垂直な仮想平面に側板10を投影したときの側板10の外形形状を示す線(曲線)とする(以下、同じ)。
In the first embodiment, the half-
That is, the outer periphery of the
The outer periphery of the
このような構成によって、通路端10aの外周と、回転軸2の中心線CL(図2参照)と、の距離が、隣り合うディフューザ羽根9の一方の負圧面9aから他方のディフューザ羽根9の圧力面9bに向かって漸減して凹部となる。さらに、通路端10aの外周と、回転軸2の中心線CLと、の距離が、凹部から圧力面9bの凸面状に沿って後端辺90aまで漸増して凸部となる。つまり、通路端10aの外周の、回転軸2の中心線CLからの距離が、中心線CLを中心とする周方向で一定ではない側板10になる。
With such a configuration, the distance between the outer periphery of the
このような形状の半開部通路12が、通路端10aとステージ7(内周面7a)の間のUターン流路5aの一部をなす。そして、ディフューザ4の拡大通路11を出口部11aまで流れた流体は、ステージ7の内周面7aと通路端10aの間のUターン流路5aに流れ込み、さらに、戻り流路5(図2参照)に流れ込む。このように、実施例1において、流体の流れの方向を転向するUターン流路5a(転向部)は、その一部が半開部通路12となっている。
The half-
また、図2に示すように、遠心羽根車3(上流羽根車3U)から流出した流体は、ディフューザ4の拡大通路11(図3参照)を流れるときにディフューザ羽根9の作用によって周方向の速度成分が減少して圧力が回復する。つまり、遠心羽根車3から流出した流体が有する速度エネルギの一部がディフューザ4で圧力エネルギに変換される。
そして、ディフューザ4の拡大通路11を流れた流体は、出口部11aからUターン流路5a(半開部通路12)に流れ込んで流れが転向する。
In addition, as shown in FIG. 2, the fluid flowing out from the centrifugal impeller 3 (
And the fluid which flowed through the expansion channel |
図4の(a)は図2のSec2−Sec2での断面図であり、回転軸2の軸方向に垂直な平面で切断した返し羽根6の形状を示す。また、図4の(b)は外翼の拡大図である。
また、図5の(a)は返し羽根入口部の拡大図、(b)はUターン流路における流体の流れを示す図である。なお、回転軸2は、白い矢印の方向(返し羽根6の側から見て右方向)に回転する。
FIG. 4A is a cross-sectional view taken along Sec2-Sec2 in FIG. FIG. 4B is an enlarged view of the outer wing.
5A is an enlarged view of the return blade inlet portion, and FIG. 5B is a diagram showing the flow of fluid in the U-turn flow path. The
図4の(a)に示すように、実施例1の返し羽根6は、二重の円形翼列状に配置されている。返し羽根6は、回転軸2に近い側(内周側)で、当該回転軸2の中心線CLを中心とする円形翼列状に配置される内翼61と、内翼61よりも外周側(通路端10aの側)で、中心線CLを中心とする円形翼列状に配置される外翼60と、を含んで構成される。
外翼60は、回転軸2の軸方向下流側から見て、凸面部60aと凹面部60bを両翼面とする湾曲形状を呈する。そして、隣り合う外翼60の一方の凸面部60aと他方の凹面部60bの間が戻り流路5となり、流体は翼面(凸面部60a,凹面部60b)に沿って戻り流路5を流れる。
As shown to (a) of FIG. 4, the return blade |
The
同様に、内翼61は、回転軸2の軸方向下流側から見て、凸面部61aと凹面部61bを両翼面とする湾曲形状を呈する。そして、隣り合う内翼61の一方の凸面部61aと他方の凹面部61bの間が戻り流路5となり、流体は翼面(凸面部61a,凹面部61b)に沿って戻り流路5を流れる。
Similarly, the
このように、実施例1の返し羽根6(外翼60,内翼61)においては、翼面(外翼60の凸面部60aと凹面部60b、内翼61の凸面部61aと凹面部61b)が戻り流路5を流れる流体をガイドする面になる。
そして、返し羽根6の翼面は、戻り流路5における流体の流れを、回転軸2の中心線CLを中心とする周方向から、回転軸2に向かう径方向に転向させるような曲面になっている。
Thus, in the return blade 6 (the
The blade surface of the
また、実施例1においては、外翼60が配置される翼列を前段翼列とし、内翼61が配置される翼列を後段翼列とする。なお、戻り流路5における流体の流れに基づいた配置では、前段翼列が上流側であり後段翼列が下流側になる。したがって、実施例1では、外翼60が最も上流側に配置され、内翼61が最も下流側に配置される。
In the first embodiment, the blade row in which the
そして、実施例1の外翼60は、回転軸2の軸方向に垂直な平面で切断した断面(翼断面60c)が、図4の(b)に斜線で示す形状を呈する。
また、実施例1において、通路端10aは、側板10における外翼60の凸面部60aに沿っている。なお、図4の(a)には、外翼60の前縁部601が、ディフューザ羽根9の後端辺90aよりも、通路端10aに沿って後退した位置に配置されている外翼60が図示されている。しかしながら、この形状は限定されるものではない。例えば、外翼60の翼面(凸面部60a,凹面部60b)の長さを長くするために、前縁部601が後端辺90aの位置になるまで凸面部60aと凹面部60bの長さが延伸した形状の外翼60であってもよい。
In the
In the first embodiment, the passage end 10 a is along the
また、外翼60は、上流側の端部(前縁部601)から下流側の端部(後縁部602)を結ぶ曲線を翼断面60cのキャンバーラインLn1(外翼のキャンバーライン)とし、そのキャンバーラインLn1を挟んだ両側が、翼面となる凸面部60aと凹面部60bになっている。
そして、前縁部601と、隣り合う外翼60の凸面部60aの間が、戻り流路5の入口部(返し羽根入口部5IN)になる。
なお、外翼60のキャンバーラインLn1は、外翼60の凸面部60aと凹面部60bの中間を通る曲線であり、外翼60の翼断面60cの厚みの中心線とする。
Further, the
And between the
The camber line Ln1 of the
内翼61は、回転軸2の軸方向に垂直な平面で内翼61を切断した翼断面61cが、図4の(a)に斜線で示す形状を呈する。また、内翼61は、前縁部611から後縁部612を結ぶ曲線を翼断面61cのキャンバーラインLn2(内翼のキャンバーライン)とし、そのキャンバーラインLn2を挟んだ両側が、翼面となる凸面部61aと凹面部61bになっている。
なお、内翼61のキャンバーラインLn2は、内翼61の凸面部61aと凹面部61bの中間を通る曲線であり、内翼61の翼断面61cの厚みの中心線とする。
In the
The camber line Ln2 of the
また、内翼61は、中心線CLを中心とする円弧に沿って外翼60の凹面部60bの側にオフセットした位置に配設され、戻り流路5は、外翼60の凹面部60bにガイドされた流体が内翼61の凸面部61a側に流れ込むように構成される。
例えば、外翼60の後縁部602と内翼61の前縁部611の間に生じる間隙ΔS2は、隣り合う外翼60の後縁部602の間の距離ΔS1の1/5〜1/10程度になる。
The
For example, the gap ΔS2 generated between the
そして、実施例1の外翼60は、翼断面60cのキャンバーラインLn1の湾曲形状が、回転軸2の軸方向(高さHrの方向)で異なっている。
例えば、図4の(a),(b)に示すように、外翼60の後縁部602は、高さHrの方向に延設される。したがって、外翼60の高さHrごとのキャンバーラインLn1を側板10に投影したとき、全てのキャンバーラインLn1の投影線が、後縁部602の位置で交差する。そして、外翼60のキャンバーラインLn1は、側板10から高さHrの方向に離れるほど曲率が小さくなっている。
これによって、外翼60の凸面部60aは、側板10から高さHrの方向に離れるほど周方向(回転軸2の回転方向)側に張り出す曲面となる。そして、このように、キャンバーラインLn1の湾曲形状が高さHrの方向で異なる外翼60の前縁部601は、側板10から高さHrの方向に向かって凸面部60aの側に傾斜する。
In the
For example, as shown in FIGS. 4A and 4B, the
Accordingly, the
一方、内翼61のキャンバーラインLn2は、高さHrの方向で同じ形状とすればよい。
On the other hand, the camber line Ln2 of the
このような形状の外翼60と外翼60の間が戻り流路5になると、返し羽根入口部5INにおいては、外翼60の羽根角度が高さHrの方向で異なる。つまり、図5の(a)に示すように、側板10における翼断面60cに対する羽根角度θ1と、側板10から高さHrの方向に離れた翼断面60cに対する羽根角度θ2と、が異なる。
When the space between the
実施例1において、外翼60の前縁部601を円弧形状としたときの中心点Ptと、回転軸2(図1参照)の中心線CLを結ぶ直線と直行する第1想像線X1と、当該中心点PtにおけるキャンバーラインLn1の接線X2と、がなす角度を、羽根角度θ1(θ2)と定義する。なお、羽根角度θ1(θ2)は、このように定義される角度に限定されるものではない。
In the first embodiment, a first imaginary line X1 perpendicular to the straight line connecting the center point Pt when the
また、図5の(b)に示すように、回転軸2の中心線CL(図2参照)を含む平面で切断した断面において、Uターン流路5aでは、内側の流れ(側板10の側)と外側の流れ(ステージ7の側)で曲率が異なる。したがって、Uターン流路5aにおける流体の流れは曲率の小さな外側の流れに偏って、外側の流れの流速Voutが内側の流れの流速Vinよりも大きくなる(Vout>Vin)。
特に、遠心多段ポンプ1(図1参照)の小型化によって、ディフューザ4等の流路断面積が小さくなると、外側の流れの流速Voutと内側の流れの流速Vinの速度差が大きくなる。
また、Uターン流路5aにおける外側の流れの流速Voutと内側の流れの流速Vinの速度差は、そのまま返し羽根入口部5INにおける子午面速度の差(高さHrの方向に生じる子午面の断面上の速度差)となる。
よって、遠心多段ポンプ1が小型化すると、返し羽根入口部5INにおける子午面速度の差が大きくなり、このことによって、返し羽根入口部5INにおける流体の流入角度が、外翼60の高さHrの方向で変化する。したがって、返し羽根入口部5INにおける外翼60の羽根角度が高さHrの方向で一定であると、流体の流入角度と外翼60の羽根角度に差が生じ、剥離による乱れが発生する場合がある。
Further, as shown in FIG. 5 (b), in the cross section cut along a plane including the center line CL (see FIG. 2) of the
In particular, when the cross-sectional area of the
Further, the velocity difference between the outer flow velocity Vout and the inner flow velocity Vin in the
Therefore, when the centrifugal
そこで、実施例1は、図4の(a)に示すように、キャンバーラインLn1の形状が高さHrの方向で異なっている外翼60とした。つまり、返し羽根入口部5INにおける流体の流入角度と外翼60の羽根角度が、いかなる高さHrにおいても大きく異ならない形状の外翼60とした。
例えば、実験計測やシミュレーションによって、ディフューザ4(図2参照)、Uターン流路5a(図2参照)、および戻り流路5(図2参照)の形状(流路断面積等)を様々に変更したときの返し羽根入口部5INにおける流入角度の高さHrの方向の変化を求め、これに基づいて最適設計された形状の外翼60とすればよい。
Therefore, in the first embodiment, as shown in FIG. 4A, the
For example, the shape (channel cross-sectional area, etc.) of the diffuser 4 (see FIG. 2), the
以上のように、実施例1の遠心多段ポンプ1(図1参照)は、戻り流路5(図4の(a)参照)に備わる返し羽根6(図4の(a)参照)が、回転軸2の中心線CLを中心とする二重の円形翼列状に配置される。
さらに、前段翼列に配置される外翼60(図4の(a)参照)は、翼断面60cのキャンバーラインLn1(図4の(b)参照)の湾曲形状が、高さHrの方向で異なっている。例えば、図4の(b)に示すように、外翼60のキャンバーラインLn1は、側板10から高さHrの方向に離れるほど曲率が小さくなる。
As described above, the centrifugal multistage pump 1 (see FIG. 1) of the first embodiment has the return blade 6 (see FIG. 4A) provided in the return flow path 5 (see FIG. 4A) rotated. They are arranged in a double circular blade row centered on the center line CL of the
Further, the outer wing 60 (see FIG. 4A) arranged in the front blade row has a curved shape of the camber line Ln1 (see FIG. 4B) of the
このような形状の外翼60(図4の(a)参照)とすることによって、返し羽根入口部5IN(図4の(a)参照)において高さHrの方向で変化する流体の流入角度と外翼60の羽根角度の差を小さくすることができ、剥離による乱れを抑制できる。
例えば、小型化によって流体の流速が大きくなる場合であっても、返し羽根入口部5INにおける剥離の発生を抑制でき、小型化に適した遠心多段ポンプ1(図1参照)とすることができる。つまり、遠心多段ポンプ1が小型化されたときの剥離の発生が抑制されるため、剥離の発生による効率の低下が抑制されることになり、効率が低下することなく遠心多段ポンプ1を小型化することができる。
By using the
For example, even when the fluid flow rate increases due to downsizing, the occurrence of separation at the return blade inlet 5IN can be suppressed, and the centrifugal multistage pump 1 (see FIG. 1) suitable for downsizing can be obtained. That is, since the occurrence of separation when the centrifugal
実施例2は、実施例1と同じ構成の遠心多段ポンプ1(図1参照)において、返し羽根6(図6参照)の形状が異なるものである。
図6は、実施例2の外翼と内翼の形状を示す図である。図6に示すように、実施例2の返し羽根6は、外翼62と内翼63が二重の円形翼列状(上流側の前段翼列と下流側の後段翼列)に配置されている。外翼62は、両翼面となる凸面部62aと凹面部62bが、前縁部621から後縁部622の間で湾曲する湾曲面であり、図6に斜線で示す形状の翼断面62cを有する。同様に、内翼63は、両翼面となる凸面部63aと凹面部63bが、前縁部631から後縁部632の間で湾曲する湾曲面であり、図6に斜線で示す形状の翼断面63cを有する。
In the second embodiment, the shape of the return blade 6 (see FIG. 6) is different in the centrifugal multistage pump 1 (see FIG. 1) having the same configuration as that of the first embodiment.
FIG. 6 is a diagram illustrating the shapes of the outer wing and the inner wing of the second embodiment. As shown in FIG. 6, in the
実施例2の返し羽根6(外翼62,内翼63)も、戻り流路5における流体の流れを、回転軸2の中心線CLを中心とする周方向から、回転軸2に向かう径方向に転向させるような翼面(外翼62の凸面部62aと凹面部62b、内翼63の凸面部63aと凹面部63b)を有する。
The return blade 6 (
そして、外翼62(翼断面62c)のキャンバーラインLn1の形状と、内翼63(翼断面63c)のキャンバーラインLn2の湾曲形状が、ともに高さHrの方向で異なっている。
The shape of the camber line Ln1 of the outer wing 62 (
例えば、図6に示すように、内翼63の後縁部632は、高さHrの方向に延設される。したがって、内翼63の高さHrごとのキャンバーラインLn2を側板10に投影したとき、全てのキャンバーラインLn2の投影線が後縁部632の位置で交差する。また、内翼63のキャンバーラインLn2は、側板10から高さHrの方向に離れるほど曲率が小さくなる。
For example, as shown in FIG. 6, the
さらに、外翼62の後縁部622は、側板10から高さHrの方向に向かって周方向に凸面部62aの側に傾斜する。つまり、外翼62の高さHrごとのキャンバーラインLn1を側板10に投影したとき、後縁部622の位置では、側板10から高さHrの方向に離れた翼断面62cのキャンバーラインLn1ほど凸面部62aの側に配置される。そして、外翼62のキャンバーラインLn1は、側板10から高さHrの方向に離れるほど曲率が小さくなる。
Furthermore, the
図1に示すディフューザ4やUターン流路5aの形状や運転状態によっては、外翼62の前縁部621の位置で高さHrの方向に生じる流入角度の差がさらに顕著になる場合がある。この場合、図4の(a)に示す実施例1のように、外翼60のキャンバーラインLn1の湾曲形状の違いのみで流入角度の差を解消しようとすると、キャンバーラインLn1の長さが側板10の側とステージ7の側で大きく異なったり、外翼62の翼断面62cが歪んだ形状になったりて、戻り流路5で流れの剥離が生じる可能性が高くなる。
Depending on the shape of the
そこで、実施例2の返し羽根6は、外翼62の前縁部621の位置での高さHr方向に生じる流入角度の差を、外翼62および内翼63のそれぞれのキャンバーラインLn1,Ln2の湾曲形状の違いで解消する(小さくする)。これによって、返し羽根入口部5INにおける流体の流入角度と外翼62の羽根角度が、いかなる高さHrにおいても大きく異ならない返し羽根6とすることができる。また、側板10の側とステージ7の側とで、キャンバーラインLn1,Ln2の長さが大きく異なること、外翼62の翼断面62cが歪んだ形状になること、が回避される。そして、内翼63は、翼断面63cのキャンバーラインLn2の湾曲形状が高さHrの方向で異なって、隣り合う内翼63間の戻り流路5に流入する流体の流入角度と、前縁部631の位置における内翼63の羽根角度が、高さHrの方向で大きく異ならない形状とした。
さらに、外翼62のキャンバーラインLn1は、側板10から高さHrの方向に離れるほど曲率が小さくなる構成とした。
Therefore, in the
Further, the camber line Ln1 of the
このような形状の外翼62と内翼63を有する返し羽根6とすることによって、外翼62の前縁部621の位置で、高さHrの方向に生じる流入角度の差がさらに顕著になる場合であっても剥離の発生を抑制でき、小型化に適した遠心多段ポンプ1(図1参照)とすることができる。
By using the
実施例3は、実施例1と同じ構成の遠心多段ポンプ1(図1参照)において、返し羽根6(図2参照)の形状が異なるものである。
図7は、実施例3の外翼と内翼の形状を示す図である。図7に示すように、実施例3の返し羽根6は、外翼64と内翼65が二重の円形翼列状(上流側の前段翼列と下流側の後段翼列)に配置されている。外翼64は、両翼面となる凸面部64aと凹面部64bが、前縁部641から後縁部642の間で湾曲する湾曲面であり、図7に斜線で示す形状の翼断面64cを有する。同様に、内翼65は、両翼面となる凸面部65aと凹面部65bが、前縁部651から後縁部652の間で湾曲する湾曲面であり、図7に斜線で示す形状の翼断面65cを有する。
In the third embodiment, the shape of the return blade 6 (see FIG. 2) is different in the centrifugal multistage pump 1 (see FIG. 1) having the same configuration as that of the first embodiment.
FIG. 7 is a diagram illustrating the shapes of the outer wing and the inner wing of the third embodiment. As shown in FIG. 7, in the
実施例3の返し羽根6(外翼64,内翼65)も、戻り流路5における流体の流れを、回転軸2の中心線CLを中心とする周方向から、回転軸2に向かう径方向に転向させるような翼面(外翼64の凸面部64aと凹面部64b、内翼65の凸面部65aと凹面部65b)を有する。
In the return blade 6 (
そして、外翼64(翼断面64c)のキャンバーラインLn1の湾曲形状が、高さHrの方向で異なっている。なお、内翼65(翼断面65c)のキャンバーラインLn2の湾曲形状は、高さHrの方向で同じ形状であってもよいし異なっていてもよい。
The curved shape of the camber line Ln1 of the outer wing 64 (
例えば、図7に示すように、外翼64の前縁部641は、高さHrの方向に延設される。したがって、外翼64の高さHrごとのキャンバーラインLn1を側板10に投影したとき、全てのキャンバーラインLn1の投影線が前縁部641の位置で交差する。そして、外翼64のキャンバーラインLn1は、側板10から高さHrの方向に離れるほど曲率が大きくなる。
For example, as shown in FIG. 7, the
さらに、内翼65のキャンバーラインLn2は、側板10から高さHrの方向に離れるほど曲率が大きくなる。
Furthermore, the curvature of the camber line Ln2 of the
このような形状の外翼64は、戻り流路5の入口部(返し羽根入口部5IN)において高さHrの方向で羽根角度が異なる。したがって、返し羽根入口部5INにおいて高さHrの方向で変化する流体の流入角度と外翼64の羽根角度の差を小さくすることができ、剥離による乱れを抑制できる。つまり、遠心多段ポンプ1(図1参照)が小型化されたときの剥離の発生が抑制されるため、剥離の発生による効率の低下が抑制され、効率を低下させることなく遠心多段ポンプ1を小型化できる。
The
また、キャンバーラインLn2の形状が高さHrの方向で異なっている内翼65とした。これによって、外翼64の下流で、隣り合う内翼65間の戻り流路5に流入する流体の流入角度と、前縁部651の位置における内翼65の羽根角度が、高さHrの方向で大きく異ならない形状の内翼65とすることができる。
したがって、外翼64の前縁部641の位置で高さHrの方向に生じている流入角度と羽根角度の差が、外翼64の後縁部642の位置で解消されない場合であっても、隣り合う内翼65間の戻り流路5に流入する流体の流入角度と、内翼65の前縁部651の羽根角度と、の差を小さくすることができる。そして、内翼65の前縁部651の位置での剥離による乱れを抑制できる。
Further, the
Therefore, even if the difference between the inflow angle and the blade angle generated in the direction of the height Hr at the position of the
なお、本発明は前記した実施例に限定されるものではない。例えば、前記した実施例は本発明をわかりやすく説明するために詳細に説明したものであり、必ずしも説明した全ての構成を備えるものに限定されるものではない。
また、ある実施例の構成の一部を他の実施例の構成に置き換えることも可能であり、また、ある実施例の構成に他の実施例の構成を加えることも可能である。
In addition, this invention is not limited to an above-described Example. For example, the above-described embodiments have been described in detail for easy understanding of the present invention, and are not necessarily limited to those having all the configurations described.
Also, a part of the configuration of a certain embodiment can be replaced with the configuration of another embodiment, and the configuration of another embodiment can be added to the configuration of a certain embodiment.
例えば、実施例1の遠心多段ポンプ1(図1参照)は、図4の(a)に示すように、二重の円形翼列に外翼60と内翼61が配設されている返し羽根6を有する構成とした。しかしながら、三重、またはそれ以上の円形翼列に翼が配設された返し羽根を有する遠心多段ポンプ1であってもよい。
この場合、内周側の円形翼列に配設される翼ほど、中心線CLを中心とする円弧に沿って外周側に配設される翼の凹面部の側にオフセットした位置に配設される事が好ましい。そして、例えば、最も外周側の円形翼列に配設されて最も上流側となる翼を外翼とし、外翼のキャンバーラインの形状(湾曲形状)が、返し羽根の高さ方向で異なっている構成とすればよい。例えば、側板10から高さHrの方向に離れるほど曲率が小さくなるキャンバーラインとすればよい。
さらに、最も内周側の円形翼列に配設されて最も下流側となる翼を内翼とし、内翼のキャンバーラインが高さの方向に同じ形状とすればよい。つまり、内翼の高さごとのキャンバーラインを側板10に投影したとき、全てのキャンバーラインが重なる構成とすればよい。
For example, as shown in FIG. 4A, the centrifugal multistage pump 1 (see FIG. 1) of the first embodiment has a return blade in which an
In this case, the blades disposed in the circular blade row on the inner circumferential side are disposed at positions offset toward the concave surface side of the blade disposed on the outer circumferential side along the arc centered on the center line CL. It is preferable. For example, the outermost blade disposed in the outermost circular blade row is the outer blade, and the shape (curved shape) of the camber line of the outer blade is different in the height direction of the return blade. What is necessary is just composition. For example, a camber line having a curvature that decreases with increasing distance from the
Furthermore, the blade disposed on the innermost circular blade row and located on the most downstream side may be an inner blade, and the camber line of the inner blade may have the same shape in the height direction. That is, when the camber line for every height of the inner wing is projected onto the
この他、本発明は、前記した実施例に限定されるものではなく、発明の趣旨を逸脱しない範囲で適宜設計変更が可能である。 In addition, the present invention is not limited to the above-described embodiments, and appropriate design changes can be made without departing from the spirit of the invention.
例えば、実施例1〜3における返し羽根6(図4の(a)参照)の形状は一例に過ぎず、その形状は、遠心多段ポンプ1(図1参照)に要求される性能等に基づいて適宜決定されればよい。そして、最も上流側の前段翼列に配設される外翼のキャンバーラインの形状が、外翼の高さの方向で異なっている構成とすればよい。例えば、側板10から高さHrの方向に離れるほど曲率が小さくなるキャンバーラインとすればよい。
For example, the shape of the return blade 6 (see FIG. 4A) in the first to third embodiments is merely an example, and the shape is based on the performance required for the centrifugal multistage pump 1 (see FIG. 1). What is necessary is just to determine suitably. Then, the shape of the camber line of the outer wing disposed in the most upstream front blade row may be different in the height direction of the outer wing. For example, a camber line having a curvature that decreases with increasing distance from the
さらに、前記したように、本発明は、遠心多段ポンプ1(図1参照)に限定されず、その他の遠心形ターボ機械(圧縮機など)にも広く適用可能である。 Furthermore, as described above, the present invention is not limited to the centrifugal multistage pump 1 (see FIG. 1), but can be widely applied to other centrifugal turbomachines (compressors, etc.).
1 遠心多段ポンプ(遠心形ターボ機械)
2 回転軸
3 遠心羽根車
4 ディフューザ
5 戻り流路
5a Uターン流路(転向部)
6 返し羽根
7 ステージ
9 ディフューザ羽根
10 側板
11 拡大通路
14 ケーシング
60,62,64 外翼
60a 凸面部(翼面)
60b 凹面部(翼面)
61,63,65 内翼
61a 凸面部(翼面)
61b 凹面部(翼面)
601,611 前縁部
602,612 後縁部
CL 中心線
Ln1,Ln2 キャンバーライン
Hr 高さ
1 Centrifugal multi-stage pump (centrifugal turbomachine)
2 Rotating
6
60b Concave surface (wing surface)
61, 63, 65
61b Concave surface (wing surface)
601 611
Claims (5)
前記遠心羽根車から流出した流体が前記回転軸から離れる遠心方向に流れるディフューザと、
前記遠心羽根車に流入する前記流体が前記回転軸に向かう戻り方向に流れる戻り流路と、
前記回転軸の中心線を中心とする径方向に広がって前記ディフューザと前記戻り流路の仕切壁をなす側板と、
前記回転軸の軸方向を高さ方向として前記側板に立設し、前記中心線を中心とする円形翼列状に配設されて前記戻り流路に備わる複数の返し羽根と、
前記ディフューザを流れた前記流体の流れを、前記遠心方向から前記軸方向に転向し、さらに、前記軸方向から前記戻り方向に転向する転向部と、を備え、
前記円形翼列状の翼列が多重に設けられて、前記返し羽根が、前記戻り流路における前記流体の流れの上流側から下流側に向かって複数列に配置され、
前記返し羽根は、前記流体をガイドする翼面が、前記戻り流路における前記流体の流れを前記中心線を中心とする周方向から前記回転軸に向かう径方向に転向させる曲面であって、
前記返し羽根のうちで最も上流側に配置される外翼を前記軸方向に垂直な平面で切断した断面のキャンバーラインが、前記側板からの前記高さ方向で異なった湾曲形状を呈し、
湾曲形状が異なる前記外翼のキャンバーラインを前記側板に投影した投影線の全てが、前記外翼の下流側の後縁部の位置で交差することを特徴とする遠心形ターボ機械。 A plurality of centrifugal impellers attached to a rotating shaft;
A diffuser in which the fluid flowing out of the centrifugal impeller flows in a centrifugal direction away from the rotating shaft;
A return flow path in which the fluid flowing into the centrifugal impeller flows in a return direction toward the rotation shaft;
A side plate that extends in a radial direction about the center line of the rotation shaft and forms a partition wall of the diffuser and the return channel;
A plurality of return blades provided in the return flow path in a circular blade row centered on the center line, with the axial direction of the rotating shaft as a height direction.
The flow of the fluid that has flowed through the diffuser, turning from the centrifugal direction to the axial direction, and further turning from the axial direction to the return direction,
The circular blade row-like blade rows are provided in multiple, and the return blades are arranged in a plurality of rows from the upstream side to the downstream side of the fluid flow in the return flow path,
The return blade is a curved surface in which a blade surface that guides the fluid turns the flow of the fluid in the return flow path in a radial direction from the circumferential direction centering on the center line toward the rotation axis,
Camber line of the cross section of the outer blade cut along a plane perpendicular to the axial direction which is disposed on the most upstream side among the flashing blade, caused a different curved shape in the height direction from the side plate,
A centrifugal turbomachine characterized in that all projection lines obtained by projecting camber lines of the outer wing having different curved shapes onto the side plate intersect at a position of a rear edge portion on the downstream side of the outer wing .
前記遠心羽根車から流出した流体が前記回転軸から離れる遠心方向に流れるディフューザと、
前記遠心羽根車に流入する前記流体が前記回転軸に向かう戻り方向に流れる戻り流路と、
前記回転軸の中心線を中心とする径方向に広がって前記ディフューザと前記戻り流路の仕切壁をなす側板と、
前記回転軸の軸方向を高さ方向として前記側板に立設し、前記中心線を中心とする円形翼列状に配設されて前記戻り流路に備わる複数の返し羽根と、
前記ディフューザを流れた前記流体の流れを、前記遠心方向から前記軸方向に転向し、さらに、前記軸方向から前記戻り方向に転向する転向部と、を備え、
前記円形翼列状の翼列が多重に設けられて、前記返し羽根が、前記戻り流路における前記流体の流れの上流側から下流側に向かって複数列に配置され、
前記返し羽根は、前記流体をガイドする翼面が、前記戻り流路における前記流体の流れを前記中心線を中心とする周方向から前記回転軸に向かう径方向に転向させる曲面であって、
前記返し羽根のうちで最も上流側に配置される外翼を前記軸方向に垂直な平面で切断した断面のキャンバーラインが、前記側板からの前記高さ方向で異なった湾曲形状を呈し、
前記返し羽根のうちで最も下流側に配置される内翼を前記軸方向に垂直な平面で切断した断面のキャンバーラインが、前記側板からの前記高さ方向で異なった湾曲形状を呈し、
湾曲形状が異なる前記内翼のキャンバーラインを前記側板に投影した投影線の全てが、前記内翼の下流側の後縁部の位置で交差することを特徴とする遠心形ターボ機械。 A plurality of centrifugal impellers attached to a rotating shaft;
A diffuser in which the fluid flowing out of the centrifugal impeller flows in a centrifugal direction away from the rotating shaft;
A return flow path in which the fluid flowing into the centrifugal impeller flows in a return direction toward the rotation shaft;
A side plate that extends in a radial direction about the center line of the rotation shaft and forms a partition wall of the diffuser and the return channel;
A plurality of return blades provided in the return flow path in a circular blade row centered on the center line, with the axial direction of the rotating shaft as a height direction.
The flow of the fluid that has flowed through the diffuser, turning from the centrifugal direction to the axial direction, and further turning from the axial direction to the return direction,
The circular blade row-like blade rows are provided in multiple, and the return blades are arranged in a plurality of rows from the upstream side to the downstream side of the fluid flow in the return flow path,
The return blade is a curved surface in which a blade surface that guides the fluid turns the flow of the fluid in the return flow path in a radial direction from the circumferential direction centering on the center line toward the rotation axis,
Camber line of the cross section of the outer blade cut along a plane perpendicular to the axial direction which is disposed on the most upstream side among the flashing blade, caused a different curved shape in the height direction from the side plate,
The camber line of the cross section obtained by cutting the inner wing disposed on the most downstream side among the return blades in a plane perpendicular to the axial direction exhibits a different curved shape in the height direction from the side plate,
A centrifugal turbomachine characterized in that all projection lines obtained by projecting the camber lines of the inner wing having different curved shapes onto the side plate intersect at the position of the rear edge portion on the downstream side of the inner wing .
前記遠心羽根車から流出した流体が前記回転軸から離れる遠心方向に流れるディフューザと、
前記遠心羽根車に流入する前記流体が前記回転軸に向かう戻り方向に流れる戻り流路と、
前記回転軸の中心線を中心とする径方向に広がって前記ディフューザと前記戻り流路の仕切壁をなす側板と、
前記回転軸の軸方向を高さ方向として前記側板に立設し、前記中心線を中心とする円形翼列状に配設されて前記戻り流路に備わる複数の返し羽根と、
前記ディフューザを流れた前記流体の流れを、前記遠心方向から前記軸方向に転向し、さらに、前記軸方向から前記戻り方向に転向する転向部と、を備え、
前記円形翼列状の翼列が多重に設けられて、前記返し羽根が、前記戻り流路における前記流体の流れの上流側から下流側に向かって複数列に配置され、
前記返し羽根は、前記流体をガイドする翼面が、前記戻り流路における前記流体の流れを前記中心線を中心とする周方向から前記回転軸に向かう径方向に転向させる曲面であって、
前記返し羽根のうちで最も上流側に配置される外翼を前記軸方向に垂直な平面で切断した断面のキャンバーラインが、前記側板からの前記高さ方向で異なった湾曲形状を呈し、
湾曲形状が異なる前記外翼のキャンバーラインを前記側板に投影した投影線の全てが、前記外翼の上流側の前縁部の位置で交差することを特徴とする遠心形ターボ機械。 A plurality of centrifugal impellers attached to a rotating shaft;
A diffuser in which the fluid flowing out of the centrifugal impeller flows in a centrifugal direction away from the rotating shaft;
A return flow path in which the fluid flowing into the centrifugal impeller flows in a return direction toward the rotation shaft;
A side plate that extends in a radial direction about the center line of the rotation shaft and forms a partition wall of the diffuser and the return channel;
A plurality of return blades provided in the return flow path in a circular blade row centered on the center line, with the axial direction of the rotating shaft as a height direction.
The flow of the fluid that has flowed through the diffuser, turning from the centrifugal direction to the axial direction, and further turning from the axial direction to the return direction,
The circular blade row-like blade rows are provided in multiple, and the return blades are arranged in a plurality of rows from the upstream side to the downstream side of the fluid flow in the return flow path,
The return blade is a curved surface in which a blade surface that guides the fluid turns the flow of the fluid in the return flow path in a radial direction from the circumferential direction centering on the center line toward the rotation axis,
Camber line of the cross section of the outer blade cut along a plane perpendicular to the axial direction which is disposed on the most upstream side among the flashing blade, caused a different curved shape in the height direction from the side plate,
A centrifugal turbomachine characterized in that all projection lines obtained by projecting camber lines of the outer wing having different curved shapes onto the side plate intersect at a position of a front edge portion on the upstream side of the outer wing .
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