JPH05340265A - ラジアルタービン動翼 - Google Patents
ラジアルタービン動翼Info
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- JPH05340265A JPH05340265A JP4177750A JP17775092A JPH05340265A JP H05340265 A JPH05340265 A JP H05340265A JP 4177750 A JP4177750 A JP 4177750A JP 17775092 A JP17775092 A JP 17775092A JP H05340265 A JPH05340265 A JP H05340265A
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- Japan
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- leading edge
- radius
- radial turbine
- shroud
- moving blade
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Abstract
(57)【要約】
【目的】 ラジアルタービン動翼に流入する流れの非一
様性によって生じる不適切なインシデンス角分布を是正
し、インシデンス損失を低減すること。 【構成】 ラジアルタービン動翼２の動翼前縁５の形状
を、前縁中央７における半径が大、前縁ハブ側６及び前
縁シュラウド側８における半径がそれよりも小とし、こ
れら半径を二次曲線で結んで連続させてなるもの。
様性によって生じる不適切なインシデンス角分布を是正
し、インシデンス損失を低減すること。 【構成】 ラジアルタービン動翼２の動翼前縁５の形状
を、前縁中央７における半径が大、前縁ハブ側６及び前
縁シュラウド側８における半径がそれよりも小とし、こ
れら半径を二次曲線で結んで連続させてなるもの。
Description
【０００１】
【産業上の利用分野】本発明はラジアルタービン動翼に
関し、過給機、ガスタービン、ガスエキスパンダ等のラ
ジアルタービンに適用することができる。
関し、過給機、ガスタービン、ガスエキスパンダ等のラ
ジアルタービンに適用することができる。
【０００２】
【従来の技術】従来のラジアルタービンの一例を図４に
示す。図４はラジアルタービンの回転軸を含む断面での
断面図であり、図中、１は渦巻状流路であるスクロー
ル、２は動翼、３はスクロール出口、４はスクロール出
口壁、５は動翼２の前縁ハブ側６、前縁中央７及び前縁
シュラウド側８より成る動翼前縁を示している。
示す。図４はラジアルタービンの回転軸を含む断面での
断面図であり、図中、１は渦巻状流路であるスクロー
ル、２は動翼、３はスクロール出口、４はスクロール出
口壁、５は動翼２の前縁ハブ側６、前縁中央７及び前縁
シュラウド側８より成る動翼前縁を示している。
【０００３】ラジアルタービンに流入したガスは、スク
ロール１を周方向（図面直角方向）に流れる間に半径方
向流速が与えられ、動翼２に流入して、動翼２をその回
転軸まわりに回転させるよう作用する。
ロール１を周方向（図面直角方向）に流れる間に半径方
向流速が与えられ、動翼２に流入して、動翼２をその回
転軸まわりに回転させるよう作用する。
【０００４】
【発明が解決しようとする課題】従来のラジアルタービ
ンにおいて、その動翼入口における速度三角形を図５に
示す。図５において、（ａ）は動翼入口中央での速度三
角形、（ｂ）は動翼入口ハブ側又はシュラウド側での速
度三角形をそれぞれ示している。
ンにおいて、その動翼入口における速度三角形を図５に
示す。図５において、（ａ）は動翼入口中央での速度三
角形、（ｂ）は動翼入口ハブ側又はシュラウド側での速
度三角形をそれぞれ示している。
【０００５】従来の動翼前縁５は、前縁ハブ側６の半径
ｒhub、前縁中央７の半径ｒmid及び前縁シュラウド側８
の半径ｒshroudが一定、すなわち、 ｒhub＝ｒmid＝ｒshroud であるため、各々の位置に対応する周速も Ｕhub＝Ｕmid＝Ｕshroud となっている。
ｒhub、前縁中央７の半径ｒmid及び前縁シュラウド側８
の半径ｒshroudが一定、すなわち、 ｒhub＝ｒmid＝ｒshroud であるため、各々の位置に対応する周速も Ｕhub＝Ｕmid＝Ｕshroud となっている。
【０００６】一方、絶対流入速度は、スクロール出口３
内の二次流れやスクロール出口壁４上に発達する境界層
の影響により、動翼前縁５の前縁ハブ側６及び前縁シュ
ラウド側８では、図５に示す如く、前縁中央７の近傍よ
り周方向成分が小さく、半径方向成分が大きい、立った
流れとなる。その結果、動翼に相対的に流入する時の流
れの衝突角であるインシデンス角ｉ3は ｉ3,mid＞ｉ3,hub＞ｉ3,shroud となる。したがって、従来のラジアルタービン動翼で
は、図３に実線で示したように、前縁中央７におけるイ
ンシデンス角ｉ3,midが最適インシデンス角ｉ3,optであ
るとき、前縁ハブ側６及び前縁シュラウド側８のインシ
デンス角ｉ3,hub、ｉ3,shroudは最適値から外れ、その
結果、インシデンス損失が増加し、タービンの効率が低
下する、という問題点があった。
内の二次流れやスクロール出口壁４上に発達する境界層
の影響により、動翼前縁５の前縁ハブ側６及び前縁シュ
ラウド側８では、図５に示す如く、前縁中央７の近傍よ
り周方向成分が小さく、半径方向成分が大きい、立った
流れとなる。その結果、動翼に相対的に流入する時の流
れの衝突角であるインシデンス角ｉ3は ｉ3,mid＞ｉ3,hub＞ｉ3,shroud となる。したがって、従来のラジアルタービン動翼で
は、図３に実線で示したように、前縁中央７におけるイ
ンシデンス角ｉ3,midが最適インシデンス角ｉ3,optであ
るとき、前縁ハブ側６及び前縁シュラウド側８のインシ
デンス角ｉ3,hub、ｉ3,shroudは最適値から外れ、その
結果、インシデンス損失が増加し、タービンの効率が低
下する、という問題点があった。
【０００７】なお、図５においては、前縁ハブ側６及び
前縁シュラウド側８の速度三角形を同じとしているが、
前縁中央７からの両者の速度三角形のずれの度合は、ス
クロール１や動翼２の形状、作動条件等によって変るた
め、一般には、両者は一致しないが、ここでは、説明の
単純化のために、両者が同じ場合を例示した。
前縁シュラウド側８の速度三角形を同じとしているが、
前縁中央７からの両者の速度三角形のずれの度合は、ス
クロール１や動翼２の形状、作動条件等によって変るた
め、一般には、両者は一致しないが、ここでは、説明の
単純化のために、両者が同じ場合を例示した。
【０００８】したがって、本発明は上述のような問題点
に対し、インシデンス損失を低減させてタービン性能を
向上させることを可能にさせるラジアルタービン動翼を
提供することを目的とする。
に対し、インシデンス損失を低減させてタービン性能を
向上させることを可能にさせるラジアルタービン動翼を
提供することを目的とする。
【０００９】
【課題を解決するための手段】上記目的に対し、本発明
によれば、流入ガス入口側の動翼前縁の形状を、前縁中
央では半径が大、前縁ハブ側及び前縁シュラウド側では
半径がそれより小の連続曲線で形成したことを特徴とす
るラジアルタービン動翼が提供される。
によれば、流入ガス入口側の動翼前縁の形状を、前縁中
央では半径が大、前縁ハブ側及び前縁シュラウド側では
半径がそれより小の連続曲線で形成したことを特徴とす
るラジアルタービン動翼が提供される。
【００１０】
【作用】上記手段によれば、前縁ハブ側及び前縁シュラ
ウド側の半径が前縁中央の半径より小であるため、動翼
周速も前縁ハブ側の周速及び前縁シュラウド側の周速が
前縁中央の周速より小となり、前縁ハブ側及び前縁シュ
ラウド側のインシデンス角のずれが小さくなり、インシ
デンス損失が小さくなって、タービンの効率低下が小さ
くなる。
ウド側の半径が前縁中央の半径より小であるため、動翼
周速も前縁ハブ側の周速及び前縁シュラウド側の周速が
前縁中央の周速より小となり、前縁ハブ側及び前縁シュ
ラウド側のインシデンス角のずれが小さくなり、インシ
デンス損失が小さくなって、タービンの効率低下が小さ
くなる。
【００１１】
【実施例】図１は本発明によるラジアルタービン動翼を
例示したものであり、図中、図４に示したものと同一の
部分には同一の符号を付して、それらの詳細な説明は省
略する。
例示したものであり、図中、図４に示したものと同一の
部分には同一の符号を付して、それらの詳細な説明は省
略する。
【００１２】図１によれば、動翼２の動翼前縁の形状
は、前縁中央７での半径ｒmidが大、前縁ハブ側６及び
前縁シュラウド側８での半径ｒhub、ｒshroudがそれよ
り小となるような連続曲線で形成してある。
は、前縁中央７での半径ｒmidが大、前縁ハブ側６及び
前縁シュラウド側８での半径ｒhub、ｒshroudがそれよ
り小となるような連続曲線で形成してある。
【００１３】より詳しくは、設計平均半径ｒdesign、前
縁ハブ側６の半径ｒhub、前縁中央７の半径ｒmid、前縁
シュラウド側８の半径ｒshroudの４者の関係を、それぞ
れ ｒdesign＜ｒmid ｒdesign＜ｒshroud＜ｒmid ｒhub＜ｒdesign （ｒhub＋ｒmid＋ｒshroud）／３＝ｒdesign なる関係が満足するよう決め、半径ｒhub、ｒmid及びｒ
shroudを二次曲線で結んで、動翼前縁５を形成するよう
にしている。
縁ハブ側６の半径ｒhub、前縁中央７の半径ｒmid、前縁
シュラウド側８の半径ｒshroudの４者の関係を、それぞ
れ ｒdesign＜ｒmid ｒdesign＜ｒshroud＜ｒmid ｒhub＜ｒdesign （ｒhub＋ｒmid＋ｒshroud）／３＝ｒdesign なる関係が満足するよう決め、半径ｒhub、ｒmid及びｒ
shroudを二次曲線で結んで、動翼前縁５を形成するよう
にしている。
【００１４】これら４者の関係は、スクロール、動翼２
の形状、タービン設計作動条件に応じて、たとえば図３
に破線で例示したように、動翼入口におけるインシデン
ス角分布ができるだけ最適に近づくように選定する。
の形状、タービン設計作動条件に応じて、たとえば図３
に破線で例示したように、動翼入口におけるインシデン
ス角分布ができるだけ最適に近づくように選定する。
【００１５】したがって、半径ｒhub及びｒshroudが半
径ｒmidより小となるため、図２に示したように動翼周
速も前縁ハブ側６の周速Ｕhub及び前縁シュラウド側８
の周速Ｕshroudが前縁中央７の周速Ｕmidより小とな
り、図３の破線のように、前縁ハブ側６及び前縁シュラ
ウド側８のインシデンス角のずれが小さくなる。これに
より、インシデンス損失が低減されることになる。
径ｒmidより小となるため、図２に示したように動翼周
速も前縁ハブ側６の周速Ｕhub及び前縁シュラウド側８
の周速Ｕshroudが前縁中央７の周速Ｕmidより小とな
り、図３の破線のように、前縁ハブ側６及び前縁シュラ
ウド側８のインシデンス角のずれが小さくなる。これに
より、インシデンス損失が低減されることになる。
【００１６】
【発明の効果】上述のように、本発明によれば、動翼入
口流れの非一様性によって生じる不適切なインシデンス
角分布が是正され、インシデンス損失が低減されること
により、タービン性能を向上させることができる。
口流れの非一様性によって生じる不適切なインシデンス
角分布が是正され、インシデンス損失が低減されること
により、タービン性能を向上させることができる。
【図１】本発明によるラジアルタービン動翼を例示した
断面図である。
断面図である。
【図２】本発明によるラジアルタービン動翼の作用を説
明するための動翼入口速度三角形を示す図である。
明するための動翼入口速度三角形を示す図である。
【図３】本発明によるラジアルタービン動翼の作用を従
来のものと比較するためのインシデンス角分布比較図で
ある。
来のものと比較するためのインシデンス角分布比較図で
ある。
【図４】従来のラジアルタービンを例示した断面図であ
る。
る。
【図５】従来のラジアルタービンの動翼入口速度三角形
を示す図である。
を示す図である。
１ スクロール ２ 動翼 ３ スクロール出口 ４ スクロール出口壁 ５ 動翼前縁 ６ 前縁ハブ側 ７ 前縁中央 ８ 前縁シュラウド側
Claims (1)
- 【請求項１】流入ガス入口側の動翼前縁の形状を、前縁
中央では半径が大、前縁ハブ側及び前縁シュラウド側で
は半径がそれより小の連続曲線で形成したことを特徴と
するラジアルタービン動翼。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP4177750A JP3040601B2 (ja) | 1992-06-12 | 1992-06-12 | ラジアルタービン動翼 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP4177750A JP3040601B2 (ja) | 1992-06-12 | 1992-06-12 | ラジアルタービン動翼 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH05340265A true JPH05340265A (ja) | 1993-12-21 |
| JP3040601B2 JP3040601B2 (ja) | 2000-05-15 |
Family
ID=16036472
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP4177750A Expired - Fee Related JP3040601B2 (ja) | 1992-06-12 | 1992-06-12 | ラジアルタービン動翼 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JP3040601B2 (ja) |
Cited By (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| EP1394359A2 (en) | 2002-08-30 | 2004-03-03 | Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. | Mixed flow turbine and mixed flow turbine rotor blade |
| US6742989B2 (en) * | 2001-10-19 | 2004-06-01 | Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. | Structures of turbine scroll and blades |
| WO2005052322A1 (en) * | 2003-11-19 | 2005-06-09 | Honeywell International Inc. | Profiled blades for turbocharger turbines, compressors |
| JP2011132810A (ja) * | 2009-12-22 | 2011-07-07 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | ラジアルタービンの動翼 |
| CN106489019A (zh) * | 2014-09-30 | 2017-03-08 | 三菱重工业株式会社 | 涡轮机 |
| US9702299B2 (en) | 2012-12-26 | 2017-07-11 | Honeywell International Inc. | Turbine assembly |
-
1992
- 1992-06-12 JP JP4177750A patent/JP3040601B2/ja not_active Expired - Fee Related
Cited By (14)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US6742989B2 (en) * | 2001-10-19 | 2004-06-01 | Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. | Structures of turbine scroll and blades |
| EP1394359A3 (en) * | 2002-08-30 | 2005-11-09 | Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. | Mixed flow turbine and mixed flow turbine rotor blade |
| JP2004092498A (ja) * | 2002-08-30 | 2004-03-25 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | 斜流タービン、及び、斜流タービン動翼 |
| EP1394359A2 (en) | 2002-08-30 | 2004-03-03 | Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. | Mixed flow turbine and mixed flow turbine rotor blade |
| JP2007511708A (ja) * | 2003-11-19 | 2007-05-10 | ハネウェル・インターナショナル・インコーポレーテッド | ターボチャージャタービン及びコンプレッサのための輪郭付きブレード |
| US7147433B2 (en) | 2003-11-19 | 2006-12-12 | Honeywell International, Inc. | Profiled blades for turbocharger turbines, compressors, and the like |
| WO2005052322A1 (en) * | 2003-11-19 | 2005-06-09 | Honeywell International Inc. | Profiled blades for turbocharger turbines, compressors |
| JP4818121B2 (ja) * | 2003-11-19 | 2011-11-16 | ハネウェル・インターナショナル・インコーポレーテッド | ターボチャージャタービン及びコンプレッサのための輪郭付きブレード |
| JP2011132810A (ja) * | 2009-12-22 | 2011-07-07 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | ラジアルタービンの動翼 |
| US9702299B2 (en) | 2012-12-26 | 2017-07-11 | Honeywell International Inc. | Turbine assembly |
| CN106489019A (zh) * | 2014-09-30 | 2017-03-08 | 三菱重工业株式会社 | 涡轮机 |
| JPWO2016051531A1 (ja) * | 2014-09-30 | 2017-04-27 | 三菱重工業株式会社 | タービン |
| EP3163018A4 (en) * | 2014-09-30 | 2017-07-05 | Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. | Turbine |
| US10731467B2 (en) | 2014-09-30 | 2020-08-04 | Mitsubishi Heavy Industries Engine & Turbocharger, Ltd. | Turbine |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| JP3040601B2 (ja) | 2000-05-15 |
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Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| A01 | Written decision to grant a patent or to grant a registration (utility model) |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A01 Effective date: 20000208 |
|
| FPAY | Renewal fee payment (event date is renewal date of database) |
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