JPH0222202B2 - - Google Patents
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- JPH0222202B2 JPH0222202B2 JP59268637A JP26863784A JPH0222202B2 JP H0222202 B2 JPH0222202 B2 JP H0222202B2 JP 59268637 A JP59268637 A JP 59268637A JP 26863784 A JP26863784 A JP 26863784A JP H0222202 B2 JPH0222202 B2 JP H0222202B2
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- JP
- Japan
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- blade
- shape
- fillet
- side region
- curve
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- 239000012530 fluid Substances 0.000 claims description 9
- 230000001133 acceleration Effects 0.000 description 4
- 238000000034 method Methods 0.000 description 4
- 239000000919 ceramic Substances 0.000 description 3
- 238000005452 bending Methods 0.000 description 2
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 2
- 230000000694 effects Effects 0.000 description 2
- 238000005266 casting Methods 0.000 description 1
- 230000006866 deterioration Effects 0.000 description 1
- 238000001746 injection moulding Methods 0.000 description 1
- 239000002184 metal Substances 0.000 description 1
- 239000000203 mixture Substances 0.000 description 1
- 238000007569 slipcasting Methods 0.000 description 1
- 230000007704 transition Effects 0.000 description 1
Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
- F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
- F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
- F01D5/12—Blades
- F01D5/14—Form or construction
- F01D5/141—Shape, i.e. outer, aerodynamic form
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Physics & Mathematics (AREA)
- Fluid Mechanics (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Description
【発明の詳細な説明】
〔産業上の利用分野〕
本発明は空気機械の翼車構造に関し、特にガス
タービンやターボチヤージヤの半径流型のタービ
ンロータならびに圧縮機インペラなどの空気機械
の翼車構造に関する。
タービンやターボチヤージヤの半径流型のタービ
ンロータならびに圧縮機インペラなどの空気機械
の翼車構造に関する。
この種の空気機械にあつては、その翼車が高速
回転することから、特にその翼部分には大きい遠
心応力が発生するので、従来から翼の形状や翼の
付け根すなわち根元部のフイレツト形状等につい
て空力的な配慮と共に上記のような発生応力に対
する配慮が必要とされる。
回転することから、特にその翼部分には大きい遠
心応力が発生するので、従来から翼の形状や翼の
付け根すなわち根元部のフイレツト形状等につい
て空力的な配慮と共に上記のような発生応力に対
する配慮が必要とされる。
従来のこのような半径流型のタービンロータの
翼車構造としては、例えば特公昭39−754号、特
開昭56−106005号、実開昭56−43497号公報に開
示されたものがある。
翼車構造としては、例えば特公昭39−754号、特
開昭56−106005号、実開昭56−43497号公報に開
示されたものがある。
これら半径流型の翼車にあつては、動翼のロー
タ軸と直角な方向の断面では、第４Ｂ図に示すよ
うに、翼根元部６においてフイレツト、すなわち
面取り７がつけられており、しかも翼根元部６か
ら翼先端部８にかけての肉厚はさほどに低減され
ていない。
タ軸と直角な方向の断面では、第４Ｂ図に示すよ
うに、翼根元部６においてフイレツト、すなわち
面取り７がつけられており、しかも翼根元部６か
ら翼先端部８にかけての肉厚はさほどに低減され
ていない。
なお、このような形状とされる理由としては、
比較的小型のタービンロータの場合、金属製であ
れば耐熱性の点から鋳造法が、またセラミツクス
であれば射出成形法やスリツプキヤスト法が用い
られるので、余り極端に翼先端部８の肉厚を薄く
することができず、一方、翼根元部６の方も十分
なガス流路を確保するためにはその肉厚を必要以
上に厚くする訳にはいかないことによる。
比較的小型のタービンロータの場合、金属製であ
れば耐熱性の点から鋳造法が、またセラミツクス
であれば射出成形法やスリツプキヤスト法が用い
られるので、余り極端に翼先端部８の肉厚を薄く
することができず、一方、翼根元部６の方も十分
なガス流路を確保するためにはその肉厚を必要以
上に厚くする訳にはいかないことによる。
そこでいま、このように形成された動翼に対し
て、その高速回転中に翼根元部６から翼先端部８
にかけて発生する最大遠心応力の流体流入部側領
域４０から流体吐出部側領域５０（第２Ａ図参
照）までの翼断面の位置における分布を有限要素
法によつて求めた結果、第２Ｂ図に実線で示すよ
うな分布曲線Ccが得られた。
て、その高速回転中に翼根元部６から翼先端部８
にかけて発生する最大遠心応力の流体流入部側領
域４０から流体吐出部側領域５０（第２Ａ図参
照）までの翼断面の位置における分布を有限要素
法によつて求めた結果、第２Ｂ図に実線で示すよ
うな分布曲線Ccが得られた。
なお、このように流入部側領域４０で最大遠心
応力が急激に高くなる理由は、上述したように翼
先端部８の翼厚W1に対する翼根元部６の翼厚W2
の比W2/W1、以下では、この比をテーパ比RTと
呼ぶが、このテーパ比RTを大きく設定できない
ことと、翼車の半径が異なることに基づくもので
ある。
応力が急激に高くなる理由は、上述したように翼
先端部８の翼厚W1に対する翼根元部６の翼厚W2
の比W2/W1、以下では、この比をテーパ比RTと
呼ぶが、このテーパ比RTを大きく設定できない
ことと、翼車の半径が異なることに基づくもので
ある。
いま、かかる最大遠心応力の発生とテーパ比
RT及びH1/H2との関係を有限要素法によつて求
め、第４Ａ図に示した。
RT及びH1/H2との関係を有限要素法によつて求
め、第４Ａ図に示した。
なお、ここで、H1およびH2は第４Ｂ図に示す
ように翼高および翼根元部６からフイレツト７の
形成曲線の接点までの翼の高さ（以下で面取り高
さという）を表し、特に第４Ｂ図では、フイレツ
ト７の形状を円弧とした場合およびだ円の長軸方
向の曲線部とした場合の二例について面取り高さ
H2が示されている。
ように翼高および翼根元部６からフイレツト７の
形成曲線の接点までの翼の高さ（以下で面取り高
さという）を表し、特に第４Ｂ図では、フイレツ
ト７の形状を円弧とした場合およびだ円の長軸方
向の曲線部とした場合の二例について面取り高さ
H2が示されている。
第４Ａ図からも明らかなように、翼内最大遠心
応力はテーパ比RTにほぼ反比例し、テーパ比RT
が大きいほど最大遠心応力は小さくなる。また、
Ｈ１／Ｈ２の値に関連して、H1/H2の値が大きくな
るほど、最大遠心応力が大きくなる。したがつ
て、第４Ｂ図に示した例について言えば、同一テ
ーパ比RTの場合フイレツト７の形状をだ円形と
したときのH1/H2の値の方が円弧としたときのH
１／Ｈ２の値より小さいことから、翼厚W2を増大さ
せることなく発生する最大遠心応力を小さく押え
込むには、だ円形状とした方が有利なことが分
る。
応力はテーパ比RTにほぼ反比例し、テーパ比RT
が大きいほど最大遠心応力は小さくなる。また、
Ｈ１／Ｈ２の値に関連して、H1/H2の値が大きくな
るほど、最大遠心応力が大きくなる。したがつ
て、第４Ｂ図に示した例について言えば、同一テ
ーパ比RTの場合フイレツト７の形状をだ円形と
したときのH1/H2の値の方が円弧としたときのH
１／Ｈ２の値より小さいことから、翼厚W2を増大さ
せることなく発生する最大遠心応力を小さく押え
込むには、だ円形状とした方が有利なことが分
る。
しかしながら、従来のこのような空気機械の翼
車構造では、翼根元部６におけるフイレツト７の
形状を一率に円弧形状とするか、扇形曲線形状と
していたために円弧形状の場合は発生する最大遠
心応力が第２Ｂ図に示すように流入部側領域４０
で高くなりすぎて、特にセラミツクス製の場合に
は破損が生じ易い。また、扇形曲線形状とした場
合、応力的には有利であるが、フイレツト７にお
ける肉付きが円弧の場合に比して多くなり、重量
がそれだけ増大して、タービンロータとしての慣
性モーメントが大きくなり、加速性能の低下をき
たす。
車構造では、翼根元部６におけるフイレツト７の
形状を一率に円弧形状とするか、扇形曲線形状と
していたために円弧形状の場合は発生する最大遠
心応力が第２Ｂ図に示すように流入部側領域４０
で高くなりすぎて、特にセラミツクス製の場合に
は破損が生じ易い。また、扇形曲線形状とした場
合、応力的には有利であるが、フイレツト７にお
ける肉付きが円弧の場合に比して多くなり、重量
がそれだけ増大して、タービンロータとしての慣
性モーメントが大きくなり、加速性能の低下をき
たす。
本発明の目的は、このような従来の問題点及び
新たに判明した知見に鑑みて、遠心応力に対抗す
る強度を保持させながら、しかも慣性モーメント
を最小限に抑制することのできる空気機械の翼車
構造を提供することにある。
新たに判明した知見に鑑みて、遠心応力に対抗す
る強度を保持させながら、しかも慣性モーメント
を最小限に抑制することのできる空気機械の翼車
構造を提供することにある。
そこで、かかる目的達成ために、本発明では翼
の根元部のフイレツトの断面形状を曲線となした
半径流型の空気機械の翼車構造において、流体流
入部側領域における前記翼のフイレツト形状を、
だ円の長軸を半径流の方向としただ円曲線形状と
し、流体吐出部側領域における前記翼のフイレツ
ト形状を、円弧形状とすると共に、前記翼の流入
部側領域から吐出部側領域におけるフイレツト形
状をだ円曲線形状から円弧形状に滑らかに変化さ
せるようにしたので根元部のフイレツト断面形状
曲線の前記翼の面に接する接点位置が前記翼車の
最大遠心応力の大きさに対応するように前記曲線
の断面形状が設定され、翼断面に発生する最大遠
心応力の低減が得られると共に慣性モーメントを
最小限に抑制することができる。
の根元部のフイレツトの断面形状を曲線となした
半径流型の空気機械の翼車構造において、流体流
入部側領域における前記翼のフイレツト形状を、
だ円の長軸を半径流の方向としただ円曲線形状と
し、流体吐出部側領域における前記翼のフイレツ
ト形状を、円弧形状とすると共に、前記翼の流入
部側領域から吐出部側領域におけるフイレツト形
状をだ円曲線形状から円弧形状に滑らかに変化さ
せるようにしたので根元部のフイレツト断面形状
曲線の前記翼の面に接する接点位置が前記翼車の
最大遠心応力の大きさに対応するように前記曲線
の断面形状が設定され、翼断面に発生する最大遠
心応力の低減が得られると共に慣性モーメントを
最小限に抑制することができる。
以下、図面に基づいて本発明の実施例を詳細か
つ具体的に説明する。
つ具体的に説明する。
第１Ａ図、第１Ｂ図、第２Ａ図および第２Ｂ図
は本発明を適用した半径流型タービンロータの例
を示し、１はロータデイスク２の周りに配設され
た動翼である。
は本発明を適用した半径流型タービンロータの例
を示し、１はロータデイスク２の周りに配設され
た動翼である。
本例では第２Ａ図、第２Ｂ図に一点鎖線で仕切
つて示したが、ここで左半分のガス流入部側領域
４０における翼内最大遠心応力は、翼車の半径が
異なるため、もし本発明を適用しない場合、第２
Ｂ図で実線によつて示す曲線Ccのように著しく
高くなる。更にまた、右半分のガス吐出部側領域
５０における翼内最大遠心応力は、比較的に低
い。
つて示したが、ここで左半分のガス流入部側領域
４０における翼内最大遠心応力は、翼車の半径が
異なるため、もし本発明を適用しない場合、第２
Ｂ図で実線によつて示す曲線Ccのように著しく
高くなる。更にまた、右半分のガス吐出部側領域
５０における翼内最大遠心応力は、比較的に低
い。
そこで、本例では流入部側領域４０における動
翼１の根元部４６のフイレツト形状を、第１Ｂ図
に示すように根元部３６のフイレツト３７をだ円
の長軸を半径流方向としただ円曲線形状となし、
吐出部側領域５０における翼１の根元部５６のフ
イレツト形状を、第１Ａ図に示すように根元部２
６のフイレツト２７を円弧曲線形状とする。この
ようにして、形成されただ円曲線と円弧曲線とが
動翼１の側面に接する接点位置は第２Ａ図で９で
示される。また、双方の領域４０および５０の移
行部分ではフイレツト形状を円弧形状から、だ円
曲線形状に滑らかに変化させるようにする。
翼１の根元部４６のフイレツト形状を、第１Ｂ図
に示すように根元部３６のフイレツト３７をだ円
の長軸を半径流方向としただ円曲線形状となし、
吐出部側領域５０における翼１の根元部５６のフ
イレツト形状を、第１Ａ図に示すように根元部２
６のフイレツト２７を円弧曲線形状とする。この
ようにして、形成されただ円曲線と円弧曲線とが
動翼１の側面に接する接点位置は第２Ａ図で９で
示される。また、双方の領域４０および５０の移
行部分ではフイレツト形状を円弧形状から、だ円
曲線形状に滑らかに変化させるようにする。
このような翼車構造とすることによつて、最大
遠心応力が高まる分布領域ほど接点位置９を高い
位置とすることができ、最大遠心応力発生部位が
翼根元部４６，５６から遠ざかり、翼内最大遠心
応力曲線を、第２Ｂ図に示すように点線の曲線
CDにまで低下させることができ、応力低減を効
果的に図ることができる。
遠心応力が高まる分布領域ほど接点位置９を高い
位置とすることができ、最大遠心応力発生部位が
翼根元部４６，５６から遠ざかり、翼内最大遠心
応力曲線を、第２Ｂ図に示すように点線の曲線
CDにまで低下させることができ、応力低減を効
果的に図ることができる。
かつ、加速性能の点でも、翼根元部の大半では
肉付きが抑えられていることによつて、加速性能
の低下をもたらすようなことがなく、更に滑らか
で十分なガス流路を確保することができる。
肉付きが抑えられていることによつて、加速性能
の低下をもたらすようなことがなく、更に滑らか
で十分なガス流路を確保することができる。
第３Ａ図および第３Ｂ図は本発明の他の実施例
を示し、前実施例と同一箇所には同一符号を付し
てある。この例は曲げに対する強度が最も要求さ
れる背板２ａの外径部のフイレツト形状をだ円曲
線形状とすると共に、だ円長径の半径を翼高と一
致させたものである。このようにすることによつ
て、フイレツトと翼とが滑らかに連続すると共に
翼厚が厚くなるため翼部の遠心応力は低減でき、
更に翼の曲げ強度も充分に得られるもので、セラ
ミツク製翼車に特に要求される異物の衝突による
衝撃に対しても有効となる。
を示し、前実施例と同一箇所には同一符号を付し
てある。この例は曲げに対する強度が最も要求さ
れる背板２ａの外径部のフイレツト形状をだ円曲
線形状とすると共に、だ円長径の半径を翼高と一
致させたものである。このようにすることによつ
て、フイレツトと翼とが滑らかに連続すると共に
翼厚が厚くなるため翼部の遠心応力は低減でき、
更に翼の曲げ強度も充分に得られるもので、セラ
ミツク製翼車に特に要求される異物の衝突による
衝撃に対しても有効となる。
以上説明してきたように、本発明によれば半径
流型の空気機械の翼車構造において、流体流入部
側領域における翼の根元部のフイレツト形状を、
だ円の長軸を半径流方向としただ円曲線形状とし
たので、最大遠心応力が高まる領域に形成される
フイレツトの断面曲線の翼側の接点位置を、翼根
元部の翼厚を増大させることなく高い位置とする
ことができ、最大遠心応力発生部位を翼根元部か
ら遠ざけて、最大遠心応力を効果的に低減するこ
とができる。また、流体吐出部側領域における翼
のフイレツト形状を、円弧形状とすると共に、翼
の流入部側領域から吐出部側領域におけるフイレ
ツト形状をだ円曲線形状から円弧形状に滑らかに
変化させるようにしたので、流体吐出領域で隣り
合う翼同士が近接して設けられる半径流型の翼車
であつても、隣接する翼のフイレツトの干渉が避
けられて翼の根元部への応力集中を防止でき、更
に、フイレツトにおける贅肉部分を低減すること
ができ、翼車としての慣性モーメントを抑制して
良好な加速性能を維持できると共に、滑らかで十
分なガス流路を確保することができる。
流型の空気機械の翼車構造において、流体流入部
側領域における翼の根元部のフイレツト形状を、
だ円の長軸を半径流方向としただ円曲線形状とし
たので、最大遠心応力が高まる領域に形成される
フイレツトの断面曲線の翼側の接点位置を、翼根
元部の翼厚を増大させることなく高い位置とする
ことができ、最大遠心応力発生部位を翼根元部か
ら遠ざけて、最大遠心応力を効果的に低減するこ
とができる。また、流体吐出部側領域における翼
のフイレツト形状を、円弧形状とすると共に、翼
の流入部側領域から吐出部側領域におけるフイレ
ツト形状をだ円曲線形状から円弧形状に滑らかに
変化させるようにしたので、流体吐出領域で隣り
合う翼同士が近接して設けられる半径流型の翼車
であつても、隣接する翼のフイレツトの干渉が避
けられて翼の根元部への応力集中を防止でき、更
に、フイレツトにおける贅肉部分を低減すること
ができ、翼車としての慣性モーメントを抑制して
良好な加速性能を維持できると共に、滑らかで十
分なガス流路を確保することができる。
第１Ａ図および第１Ｂ図は本発明の第２Ａ図に
関連する翼形状要素およびフイレツト形状の関係
を説明するための断面図、第２Ａ図は本発明の適
用が可能な半径流タービンロータの断面図、第２
Ｂ図はそのタービンロータに本発明を適用した場
合と適用しない場合との翼のロータ軸方向断面に
発生する最大遠心応力の分布を比較して示す特性
曲線図、第３Ａ図および第３Ｂ図は半径流タービ
ンにおける本発明の他の実施例のそれぞれ断面
図、第４Ａ図は翼のテーパ比を変えたときに翼内
に発生する遠心応力の変化を翼根元部のフイレツ
ト形状の変化に関連して示した特性曲線図、第４
Ｂ図は空気機械の翼車構造に関連する翼形状要素
およびフイレツト形状の関係を説明するための断
面図である。 １…動翼、２…ロータデイスク、５…ロータ
軸、６，２６，３６，４６，５６…翼根元部、
７，２７，３７…フイレツト、８…翼先端部、４
０…流入部側領域、５０…吐出部側領域。
関連する翼形状要素およびフイレツト形状の関係
を説明するための断面図、第２Ａ図は本発明の適
用が可能な半径流タービンロータの断面図、第２
Ｂ図はそのタービンロータに本発明を適用した場
合と適用しない場合との翼のロータ軸方向断面に
発生する最大遠心応力の分布を比較して示す特性
曲線図、第３Ａ図および第３Ｂ図は半径流タービ
ンにおける本発明の他の実施例のそれぞれ断面
図、第４Ａ図は翼のテーパ比を変えたときに翼内
に発生する遠心応力の変化を翼根元部のフイレツ
ト形状の変化に関連して示した特性曲線図、第４
Ｂ図は空気機械の翼車構造に関連する翼形状要素
およびフイレツト形状の関係を説明するための断
面図である。 １…動翼、２…ロータデイスク、５…ロータ
軸、６，２６，３６，４６，５６…翼根元部、
７，２７，３７…フイレツト、８…翼先端部、４
０…流入部側領域、５０…吐出部側領域。
Claims (1)
- １ 翼の根元部のフイレツトの断面形状を曲線と
なした半径流型の空気機械の翼車構造において、
流体流入部側領域における前記翼のフイレツト形
状を、だ円の長軸を半径流方向としただ円曲線形
状とし、流体吐出部側領域における前記翼のフイ
レツト形状を、円弧形状とすると共に、前記翼の
流入部側領域から吐出部側領域におけるフイレツ
ト形状をだ円曲線形状から円弧形状に滑らかに変
化させるようにしたことを特徴とする空気機械の
翼車構造。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP26863784A JPS61149504A (ja) | 1984-12-21 | 1984-12-21 | 空気機械の翼車構造 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP26863784A JPS61149504A (ja) | 1984-12-21 | 1984-12-21 | 空気機械の翼車構造 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPS61149504A JPS61149504A (ja) | 1986-07-08 |
| JPH0222202B2 true JPH0222202B2 (ja) | 1990-05-17 |
Family
ID=17461313
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP26863784A Granted JPS61149504A (ja) | 1984-12-21 | 1984-12-21 | 空気機械の翼車構造 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPS61149504A (ja) |
Families Citing this family (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP3794868B2 (ja) * | 1999-06-15 | 2006-07-12 | 三菱重工業株式会社 | ガスタービン静翼 |
| US6857853B1 (en) * | 2003-08-13 | 2005-02-22 | General Electric Company | Conical tip shroud fillet for a turbine bucket |
| JP4624016B2 (ja) * | 2003-09-04 | 2011-02-02 | ヤマハモーターエレクトロニクス株式会社 | 内燃機関用発電機 |
| US7371046B2 (en) * | 2005-06-06 | 2008-05-13 | General Electric Company | Turbine airfoil with variable and compound fillet |
| JP5230784B2 (ja) * | 2011-10-03 | 2013-07-10 | 三菱重工業株式会社 | ターボチャージャー |
| JP6776465B1 (ja) | 2020-01-27 | 2020-10-28 | 三菱パワー株式会社 | タービン動翼 |
Citations (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPS56106005A (en) * | 1980-01-16 | 1981-08-24 | Gen Motors Corp | Stress resisting composite radial turbine rotor |
| JPS5643497B2 (ja) * | 1975-02-25 | 1981-10-13 |
Family Cites Families (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPS5643497U (ja) * | 1979-09-12 | 1981-04-20 |
-
1984
- 1984-12-21 JP JP26863784A patent/JPS61149504A/ja active Granted
Patent Citations (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPS5643497B2 (ja) * | 1975-02-25 | 1981-10-13 | ||
| JPS56106005A (en) * | 1980-01-16 | 1981-08-24 | Gen Motors Corp | Stress resisting composite radial turbine rotor |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| JPS61149504A (ja) | 1986-07-08 |
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