JPS61149504A - 空気機械の翼車構造 - Google Patents
空気機械の翼車構造Info
- Publication number
- JPS61149504A JPS61149504A JP26863784A JP26863784A JPS61149504A JP S61149504 A JPS61149504 A JP S61149504A JP 26863784 A JP26863784 A JP 26863784A JP 26863784 A JP26863784 A JP 26863784A JP S61149504 A JPS61149504 A JP S61149504A
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- JP
- Japan
- Prior art keywords
- blade
- fillet
- section
- turbine rotor
- shape
- Prior art date
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- Granted
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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
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- Engineering & Computer Science (AREA)
- Physics & Mathematics (AREA)
- Fluid Mechanics (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Abstract
(57)【要約】本公報は電子出願前の出願データであるた
め要約のデータは記録されません。
め要約のデータは記録されません。
Description
【発明の詳細な説明】
〔技術分野〕
本発明は空気機械の翼車構造に関し、特にガスタービン
やターボチャージャの軸流型および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。
やターボチャージャの軸流型および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っては、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は根すなわち根元部
のフィレッ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。
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は根すなわち根元部
のフィレッ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。
第５図は従来のこのような軸流タービンロータの翼車構
造の一例を示し、本例は米国特許第４．０７８，４５８
号として開示されたものである。ここで、ｌはロータデ
ィクス２の周りに配設された動翼であり、これらの動翼
１のディスク周方向に沿った断面は第６Ａ図に示すよう
な翼形に形成され、その翼弦における前縁部３が比較的
に肉厚であるのに対して後縁部４近傍にゆくほど薄肉に
なっている。
造の一例を示し、本例は米国特許第４．０７８，４５８
号として開示されたものである。ここで、ｌはロータデ
ィクス２の周りに配設された動翼であり、これらの動翼
１のディスク周方向に沿った断面は第６Ａ図に示すよう
な翼形に形成され、その翼弦における前縁部３が比較的
に肉厚であるのに対して後縁部４近傍にゆくほど薄肉に
なっている。
また、動翼ｌのロータ軸５と直角な方向の断面では、第
５図に示すように、翼根元部６においてフィレット、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。
５図に示すように、翼根元部６においてフィレット、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、またセラミックスであれば射出
成形法やスリップキャ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いかないことによる。
熱性の点から鋳造法が、またセラミックスであれば射出
成形法やスリップキャ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１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周方向、すなわち第６Ａ図に示した
翼形でその翼弦方向における分布を有限要素法によって
求めた結果、第８Ｂ図に実線で示すような分布曲線ＣＡ
が得られた。
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周方向、すなわち第６Ａ図に示した
翼形でその翼弦方向における分布を有限要素法によって
求めた結果、第８Ｂ図に実線で示すような分布曲線ＣＡ
が得られた。
なおこのように、後縁部４に近いところで最大遠心応力
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Ｗ、に対する翼根元部６の翼厚Ｗ２の比Ｗ２／Ｗ、
、以下では、この比をテーパＲＴと呼ぶが、このテー
パ比ＲＴを大きく設定できないことに基づくものである
。
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Ｗ、に対する翼根元部６の翼厚Ｗ２の比Ｗ２／Ｗ、
、以下では、この比をテーパＲＴと呼ぶが、このテー
パ比ＲＴを大きく設定できない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Ｈ
１／Ｈ２との関係を有限要素法によって求め、第４Ａ図
に示した。
１／Ｈ２との関係を有限要素法によって求め、第４Ａ図
に示した。
なお、ここで、ＨｌおよびＨｌは第５Ｂ図に示すように
翼高および翼根元部６からフィレット７の形成曲線の接
点までの翼の高さく以下で面取り高さという）を表し、
特に第４Ｂ図では、フィレット７の形状を円弧とした場
合およびだ円の長袖方向の曲線部とした場合の二個につ
いて面取り高さＨｌが示され′ている。
翼高および翼根元部６からフィレット７の形成曲線の接
点までの翼の高さく以下で面取り高さという）を表し、
特に第４Ｂ図では、フィレット７の形状を円弧とした場
合およびだ円の長袖方向の曲線部とした場合の二個につ
いて面取り高さＨｌ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。
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。したがって、第４
Ｂ図に示した例について云えば、フィレット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Ｈ１／Ｈ２の値より小さいことから、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。
るほど、最大遠心応力が大きくなる。したがって、第４
Ｂ図に示した例について云えば、フィレット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Ｈ１／Ｈ２の値より小さいことから、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におけるフィレット７の形状を一率に円
弧形状とするか、だ円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６Ｂ図に示すよう
に後縁部４近傍で高くなりすぎて、特にセラミックス製
の場合には破損が生じ易い、また、だ円曲線形状とした
場合、応力的には有利であるが、第４Ｂ図の右半部に示
されるようにフィレット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。
は、翼根元部６におけるフィレット７の形状を一率に円
弧形状とするか、だ円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６Ｂ図に示すよう
に後縁部４近傍で高くなりすぎて、特にセラミックス製
の場合には破損が生じ易い、また、だ円曲線形状とした
場合、応力的には有利であるが、第４Ｂ図の右半部に示
されるようにフィレット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。
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、かかる目的達成のために１本発明では、空気機
械の翼車構造において、根元部のフィレット断面形状曲
線の前記翼の面に接する接点位置が前記翼車の周方向の
翼断面に発生する最大遠心応力の大きさに対応するよう
に前記曲線の曲率を変化させ、翼断面に発生する最大遠
心応力の分布を均等化させるようにした。
械の翼車構造において、根元部のフィレット断面形状曲
線の前記翼の面に接する接点位置が前記翼車の周方向の
翼断面に発生する最大遠心応力の大きさに対応するよう
に前記曲線の曲率を変化させ、翼断面に発生する最大遠
心応力の分布を均等化させるようにした。
以下に、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。
的に説明する。
第１Ａ図、第１Ｂ図および第１Ｃ図は本発明を軸流ター
ビンロータに適用した例を示し、本実施例での翼車全体
の構成としては、第５図と変わらないので、その説明を
省略し、翼根元部の詳細について述べることとする。本
例における翼１のディスク周方向に沿った翼形形状を第
１Ａ図に示したが、この翼形については第８Ａ図と同様
であってよい。
ビンロータに適用した例を示し、本実施例での翼車全体
の構成としては、第５図と変わらないので、その説明を
省略し、翼根元部の詳細について述べることとする。本
例における翼１のディスク周方向に沿った翼形形状を第
１Ａ図に示したが、この翼形については第８Ａ図と同様
であってよい。
ただし、本例においては、例えば一点鎖線で仕切って示
したように、遠心応力が比較的に低い前縁所属領域２０
と、遠心応力が比較的に高い後縁所属領域３０とに分け
て、前縁所属領域２ｏではその翼根元部２６におけるフ
ィレット２７を円弧形状となし、後縁所属領域３０では
その翼根元部３６におζするフィレット３７を例えば第
４Ｂ図の右側半分に示したようなだ円曲線形状とする。
したように、遠心応力が比較的に低い前縁所属領域２０
と、遠心応力が比較的に高い後縁所属領域３０とに分け
て、前縁所属領域２ｏではその翼根元部２６におけるフ
ィレット２７を円弧形状となし、後縁所属領域３０では
その翼根元部３６におζするフィレット３７を例えば第
４Ｂ図の右側半分に示したようなだ円曲線形状とする。
すなわち、フィレット断面形状曲線の曲率を最大遠心応
力の大きさに対応させて変化させる。
力の大きさに対応させて変化させる。
なお、双方の領域２０および３ｏの移行部分ではフィレ
ッ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。
ッ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って、前縁所属領域
２０では翼内の最大遠心応力がさほど高くならずに第８
Ｂ図に示したようにほぼ一定に保たれると共に、後縁所
属領域３０ではそのフィレット３７をだ円曲線形状とし
たことによって第６Ｂ図で破線の曲線ＣＢで示したよう
に最大遠心応力を低く抑えることができて、応力低減を
図ることができる。
２０では翼内の最大遠心応力がさほど高くならずに第８
Ｂ図に示したようにほぼ一定に保たれると共に、後縁所
属領域３０ではそのフィレット３７をだ円曲線形状とし
たことによって第６Ｂ図で破線の曲線ＣＢで示したよう
に最大遠心応力を低く抑えることができて、応力低減を
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って、性能の低下をもたらすよ
うなことがない。
抑えられていることによって、性能の低下をもたらすよ
うなことがない。
第２Ａ図は本発明の他の実施例を示し、本例は、半径流
タービンは一夕に適用した例である０本例の場合もまた
一点鎖線で仕切って示したが、ここで左半分の流入部側
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２Ｂ図で実
線によって示す曲線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。
タービンは一夕に適用した例である０本例の場合もまた
一点鎖線で仕切って示したが、ここで左半分の流入部側
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２Ｂ図で実
線によって示す曲線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ｌの根
元部４Ｂのフィレット形状を、第１Ｃ図のフィレット３
７と同様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５８のフィレット形状を、第１Ｂ図のフ
ィレット２６と同様円弧曲線形状とする。このようにし
て、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９で示される。
元部４Ｂのフィレット形状を、第１Ｃ図のフィレット３
７と同様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５８のフィレット形状を、第１Ｂ図のフ
ィレット２６と同様円弧曲線形状とする。このようにし
て、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９で示される。
このような翼車構造とすることによって、前述したと同
様な理由により、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
、先に述べた実施例と同様な効果を得ることができる。
様な理由により、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
、先に述べた実施例と同様な効果を得ることができる。
第３Ａ図および第３Ｂ図は本発明の更に他の実施例を示
し、前実施例と同一箇所には同一符号を付しである。こ
の例は曲げに対する強度が最も要求さ形る背板２ａの外
径部のフィレッ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
にすることによって、フィレッ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
ッ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。
し、前実施例と同一箇所には同一符号を付しである。こ
の例は曲げに対する強度が最も要求さ形る背板２ａの外
径部のフィレッ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
にすることによって、フィレッ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
ッ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。
［効 果］
以上説明してきたように、本発明によれば、高速回転す
る空気機械の翼車において、質の根元部には所定の肉厚
を保たせると共に、そのフィレットの断面形状を曲線と
なして、曲線の五個の接点位置を、翼内に発生する最大
遠心応力の翼車周方向断面における分布に対応して変化
させ、最大遠心応力が高まる分布位置はどその位置に形
成されるフィレットの断面曲線の開側の接点高さを高い
位置とするようにしたので、最大遠心応力の発生分布を
翼車周方向断面において均等化させて、最大遠心応力が
部分的に高まるのを抑制することができ、以て破損の発
生を防止することができると共に、フィレットにおける
贅肉部分のないことによって慣性モーメントを抑制して
良好な加速性能を維持させることができる。
る空気機械の翼車において、質の根元部には所定の肉厚
を保たせると共に、そのフィレットの断面形状を曲線と
なして、曲線の五個の接点位置を、翼内に発生する最大
遠心応力の翼車周方向断面における分布に対応して変化
させ、最大遠心応力が高まる分布位置はどその位置に形
成されるフィレットの断面曲線の開側の接点高さを高い
位置とするようにしたので、最大遠心応力の発生分布を
翼車周方向断面において均等化させて、最大遠心応力が
部分的に高まるのを抑制することができ、以て破損の発
生を防止することができると共に、フィレットにおける
贅肉部分のないことによって慣性モーメントを抑制して
良好な加速性能を維持させることができる。
第１Ａ図は本発明空気機械の翼車構造における動翼の翼
車周方向の断面図、 第１Ｂ図および第１Ｃ図は第１Ａ図のそれぞれＡ−Ａ線
断面図およびＢ−Ｂ線断面図、 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２Ｂ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
明の更に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
を翼根元部のフィレット形状の変化に関連して示した特
性曲線図、第４Ｂ図は第５Ａ図に関連する翼形状要素お
よびフィレット形状の関係を説明するための断面図、第
５図は従来の軸流タービンロータの一例を示す断面図、 第６Ａ図はその動翼のロータ周方向の断面図、第６Ｂ図
は第６Ａ図に示した断面図における翼弦方向の位置で、
その位置の翼断面中に発生する最大遠心応力の分布を従
来例の場合と、本発明を適用した場合とで比較して示す
特性曲線図である。 １・・・動翼、 ２・・・ロータディスク、 ３・・・前縁部、 ４・・・後縁部、 ５・・・ロータ軸、 ６ 、２８．３８．４８．５８・・・翼根元部、７ 、
２７．３７・・・フィレット、 ８・・・翼先端部、 ２０・・・前縁所属領域、 ３０・・・後縁所属領域、 ４０・・・流入部側領域、 ５０・・・吐出部側領域。 特許出願人 日産自動車株式会社 代 理 人 弁理士 谷 義 −第２Ａ図
４゜ 翼断面の位置 第３Ａ図 第３Ｂ図 第４Ａ図 第４８図 １Ｎ 翼弦の位置
車周方向の断面図、 第１Ｂ図および第１Ｃ図は第１Ａ図のそれぞれＡ−Ａ線
断面図およびＢ−Ｂ線断面図、 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２Ｂ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
明の更に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
を翼根元部のフィレット形状の変化に関連して示した特
性曲線図、第４Ｂ図は第５Ａ図に関連する翼形状要素お
よびフィレット形状の関係を説明するための断面図、第
５図は従来の軸流タービンロータの一例を示す断面図、 第６Ａ図はその動翼のロータ周方向の断面図、第６Ｂ図
は第６Ａ図に示した断面図における翼弦方向の位置で、
その位置の翼断面中に発生する最大遠心応力の分布を従
来例の場合と、本発明を適用した場合とで比較して示す
特性曲線図である。 １・・・動翼、 ２・・・ロータディスク、 ３・・・前縁部、 ４・・・後縁部、 ５・・・ロータ軸、 ６ 、２８．３８．４８．５８・・・翼根元部、７ 、
２７．３７・・・フィレット、 ８・・・翼先端部、 ２０・・・前縁所属領域、 ３０・・・後縁所属領域、 ４０・・・流入部側領域、 ５０・・・吐出部側領域。 特許出願人 日産自動車株式会社 代 理 人 弁理士 谷 義 −第２Ａ図
４゜ 翼断面の位置 第３Ａ図 第３Ｂ図 第４Ａ図 第４８図 １Ｎ 翼弦の位置
Claims (1)
- 翼の根元部のフィレットの断面形状を曲線となした空気
機械の翼車構造において、前記曲線の前記翼の面に接す
る接点位置が前記翼車の周方向の翼断面に発生する最大
遠心応力の大きさに対応するように前記曲線の曲率を変
化させて、前記翼断面に発生する最大遠心応力の分布を
均等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 true JPS61149504A (ja) | 1986-07-08 |
| JPH0222202B2 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) |
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-
1984
- 1984-12-21 JP JP26863784A patent/JPS61149504A/ja active Granted
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Also Published As
| Publication number | Publication date |
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| JPH0222202B2 (ja) | 1990-05-17 |
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