KR100934847B1

KR100934847B1 - 축류 팬 및 축류 팬의 추가 날개 설계 방법

Info

Publication number: KR100934847B1
Application number: KR1020070085442A
Authority: KR
Inventors: 신지 다니가와
Original assignee: 산요덴키가부시키가이샤
Priority date: 2006-08-25
Filing date: 2007-08-24
Publication date: 2009-12-31
Anticipated expiration: 2027-08-24
Also published as: EP1895165A1; KR20080018838A; DE602007006116D1; US20080050240A1; EP1895165B1; US8038406B2

Abstract

축류 팬에 있어서, 회전 중심을 갖춘 허브부와, 상기 허브부의 외주에 배치된 날개와, 상기 날개에 있어서의 날개 전연부와 상기 허브부와의 접합부로부터 날개 전연을 따라 날개 외주로 연장하고, 상기 허브부의 회전 중심을 기준으로 하여 거리가 커질수록 폭 및 두께가 감소하는 두께 보강부를 구비한 것을 특징으로 한다.

또한, 축류 팬에 있어서, 회전 중심을 갖춘 허브부와, 상기 허브부의 외주에 배치된 날개와, 상기 허브부의 회전축에 수직한 평면 상의 상기 회전 중심으로부터 벗어난 임의의 기준점을 중심으로 한 상기 날개의 날개 전연측으로부터 날개 후연측을 지나는 제1 반경의 원과 상기 날개가 겹치는 원호를, 상기 날개의 형상을 변경하는 날개 형상 변경 개시부로 하고, 이 날개 형상 변경 개시부로부터 날개 부압면측으로 돌출하도록 형성된 추가 날개를 구비하는 것을 특징으로 한다.

기준점, 날개, 정압면, 부압면, 허브부, 두께 보강부

Description

축류 팬 및 축류 팬의 추가 날개 설계 방법 {AXIAL FLOW FAN AND METHOD FOR DESIGNING ADDITION WINGLET THEREOF}

본 발명은, 회전 중심을 갖춘 허브부와 허브부의 외주에 배치된 날개를 구비하는 축류 팬 및 축류 팬의 추가 날개 설계 방법에 관한 것이다.

공기 조화 장치의 실외기, 환기 팬 및 선풍기 등에는, 기체를 축방향으로부터 빨아들여 축방향으로 송풍하는 축류 팬(예를 들어, 프로펠라 팬)이 적용되어 있다. 축류 팬은, 회전 중심을 갖춘 허브부와, 허브부의 외주에 배치된 복수매의 날개를 구비하고, 이 날개가 삼차원의 곡면 형상으로 형성되어 있다(예를 들어, 특허 제3754244호 공보).

그런데, 이러한 종류의 축류 팬의 구조적인 강성 업을 꾀하기 위해서는, 날개를 두껍게 하는 방법이 있다. 그러나, 날개를 두껍게 하면 팬 전체의 중량이 커지고, 팬 자체에 작용하는 원심력이 커져, 원심력에 대한 강도가 낮아진다. 한편, 이 팬에 작용하는 원심력을 내리기 위해 제어적으로 팬 모터의 회전수를 억제하는 대책을 실시한 경우, 팬의 풍량 성능을 대폭 감소시키는 문제가 생긴다.

또한, 이러한 종류의 축류 팬의 외주측에 있어서, 팬 회전 시에 날개의 외주 측에 발생하는 익단 와동 등에 기인하여 소음이 생긴다. 종래, 이 익단 와동의 발생을 억제하기 위해서는, 날개의 형상을 부분적으로 변경하여 추가 날개를 갖는 날개 형상이 제안되고 있다(예를 들어, 일본 특개2005-105865호 공보).

이러한 종류의 축류 팬의 날개를 설계할 경우, 날개의 둘레 방향 단면 형상과 반경 방향 단면 형상을 몇 개의 파라미터에 의해 특정한 수학식을 정의하고, 이 수학식을 이용하여 날개를 설계하고 있지만(예를 들어, 특허 제3754244호 공보), 이 설계 방법은, 추가 날개를 갖지 않는 삼차원 곡면의 날개를 설계하는 방법이며, 부분적으로 형상 변경을 행하는 것은 어려웠다. 이로 인해, 추가 날개를 갖는 날개를 설계하는 작업이 복잡화되고, 또한, 최량의 날개 형상의 확인이 곤란하게 되었다.

본 발명의 제1 목적은, 강성 및 원심력에 대한 강도를 향상시키고, 또한, 제2 목적은, 추가 날개를 용이하게 설계한 축류 팬 및 축류 팬의 추가 날개 설계 방법을 제공하는 것이다.

상기 과제를 해결하기 위해, 본 발명의 축류 팬은, 회전 중심을 갖춘 허브부와,

상기 허브부의 외주에 배치된 날개와,

상기 날개에 있어서의 날개 전연부와 상기 허브부와의 접합부로부터 날개 전 연을 따라 날개 외주로 연장하고, 상기 허브부의 회전 중심을 기준으로 한 거리가 커질수록 폭 및 두께가 감소되는 두께 보강부를 구비한 것을 특징으로 한다.

상기 구성에 의하면, 날개에 있어서의 날개 전연부와 허브부와의 접합부로부터 날개 전연을 따라 날개 외주로 연장하는 두께 보강부를 설치하고, 이 두께 보강부의 폭 및 두께를, 허브부의 회전 중심을 기준으로 한 거리가 커질수록 감소시켰으므로, 날개의 강도나 날개와 허브부와의 연결 강도가 향상되고, 또한 원심력에 대한 강도가 향상된다.

상기 구성에 있어서, 상기 두께 보강부의 두께 및 폭을 상기 날개 전연에 설정한 공통 위치에서 0으로 하는 것이 바람직하다. 또한, 상기 구성에 있어서, 상기 날개의 익면 상에, 상기 공통 위치로부터 상기 날개 전연에 접하여 상기 접합부측으로 연장하는 제1 곡선을 설정하는 동시에, 상기 날개 전연의 궤적과 일치하는 곡률의 곡선을, 상기 제1 곡선에 있어서의 상기 접합부와 반대측의 끝점으로부터 상기 접합부를 향하여 연장시킨 제2 곡선을 설정하고, 상기 익면 상에 있어서의 상기 제1 곡선과 상기 제2 곡선으로 형성되는 면 영역을, 상기 두께 보강부에 있어서의 상기 날개와의 접합면으로 하도록 상기 두께 보강부를 설계하는 것이 바람직하다.

또한, 상기 구성에 있어서, 상기 두께 보강부의 두께를 상기 허브부의 회전 중심으로부터의 거리로 특정하는 두께 분포 곡선을 규정하고, 이 두께 분포 곡선에 기초한 두께로 되도록 상기 두께 보강부를 설계하는 것이 바람직하다. 또한, 상기 구성에 있어서, 상기 두께 분포 곡선은, 상기 날개 전연부와 상기 허브부와의 접합 부에 있어서의 두께 최대 위치와, 상기 허브부의 회전 중심으로부터 가장 떨어진 위치에 상당하는 두께 최소 위치의 2점을 기준으로 하여 최소 제곱법에 의해 얻은 근사 곡선으로 하는 것이 바람직하다. 또한, 두께 보강부를 상기 날개의 정압면측에 설치하는 것이 바람직하다. 상기 구성에 의하면, 소음 저감을 위해 날개 후연이나 날개 외주의 곡면을 변화시키는 등의 형상 변경이 용이해져, 축류 팬의 보강(강성 및 원심력에 대한 강도 업)에 적합하다.

본 발명에 따르면, 날개에 있어서의 날개 전연부와 허브부와의 접합부로부터 날개 전연을 따라 날개 외주로 연장하는 두께 보강부를 설치하고, 이 두께 보강부의 폭 및 두께를, 허브부의 회전 중심을 기준으로 한 거리가 커질수록 감소시켰으므로, 축류 팬의 강성 및 원심력에 대한 강도를 향상시킬 수 있다.

또한, 본 발명의 축류 팬은, 회전 중심을 갖춘 허브부와,

상기 허브부의 외주에 배치된 날개와,

상기 허브부의 회전축에 수직한 평면 상의 상기 회전 중심으로부터 벗어난 임의의 기준점을 중심으로 한 상기 날개의 날개 전연측으로부터 날개 후연측을 지나는 제1 반경의 원과 상기 날개가 겹치는 원호를, 상기 날개의 형상을 변경하는 날개 형상 변경 개시부로 하고, 이 날개 형상 변경 개시부로부터 날개 부압면측으로 돌출하도록 형성된 추가 날개를 구비하는 것을 특징으로 한다.

상기 구성에 의하면, 허브부의 회전축에 수직한 평면 상의 회전 중심으로부터 벗어난 임의의 기준점을 중심으로 한 상기 날개의 날개 전연측으로부터 날개 후연측을 지나는 제1 반경의 원과, 날개가 겹치는 원호를, 날개의 형상을 변경하는 날개 형상 변경 개시부로 하고, 이 날개 형상 변경 개시부로부터 날개 부압면측으로 돌출하도록 형성된 추가 날개를 구비하므로, 날개의 원주 방향을 대략 따른 날개 형상 변경 개시부를 용이하게 설정할 수 있어, 소음 저감 등에 적합한 추가 날개를 용이하게 설계할 수 있다.

또한, 본 발명의 축류 팬의 추가 날개 설계 방법은, 회전 중심을 갖춘 허브부와, 상기 허브부의 외주에 배치된 날개를 갖는 축류 팬에 대하여, 상기 허브부의 회전축에 수직한 평면 상에 존재하는 상기 회전 중심으로부터 벗어난 임의의 기준점을 설정하여, 이 기준점을 중심으로 한 상기 날개의 날개 전연측으로부터 날개 후연측을 지나는 제1 반경의 원과 상기 날개가 겹치는 원호를, 상기 날개의 형상을 변경하는 날개 형상 변경 개시부에 설정하여, 이 날개 형상 변경 개시부로부터 날개 부압면측으로 돌출하도록 추가 날개를 설계하는 것을 특징으로 한다.

상기 구성에 의하면, 허브부의 회전축에 수직한 평면 상에 존재하는 날개의 회전 중심으로부터 벗어난 임의의 기준점을 설정하여, 이 기준점을 중심으로 한 날개의 날개 전연측으로부터 날개 후연측을 지나는 제1 반경의 원과 날개가 겹치는 원호를, 날개의 형상을 변경하는 날개 형상 변경 개시부에 설정하여, 이 날개 형상 변경 개시부로부터 날개 부압면측으로 돌출하도록 추가 날개를 설계하므로, 날개의 원주 방향을 대략 따른 날개 형상 변경 개시부를 용이하게 설정할 수 있어, 소음 저감 등에 적합한 추가 날개를 용이하게 설계할 수 있다.

상기 구성에 있어서, 상기 기준점은, 날개 전연의 선단부를 중심으로 하여, 상기 회전 중심으로부터 상기 회전 중심과 상기 선단부와의 거리를 반경으로 하는 임의의 제1 각도의 원호를 그린 경우에 얻어지는 상기 원호의 끝점에 설정되는 것이 바람직하다. 이 경우, 상기 제1 각도를 변수로 설정하여, 이 제1 각도를 변경하여 상기 날개 형상 변경 개시부의 위치를 변경 가능하게 하는 것이 바람직하다. 이 구성에 따르면, 제1 각도의 수치 설정이나 수치 변경만으로 날개 형상 변경 개시부의 설계나 그 설계 변경을 용이하게 행할 수 있다．

또한, 상기 구성에 있어서, 상기 날개의 외주부에 추가 날개를 설계할 경우, 상기 날개 형상 변경 개시부를 기준으로 상기 날개의 외주측을 절곡시킨 형상으로 설계하는 것이 바람직하다. 이 구성에 따르면, 익단 와동에 기인하는 소음의 저감을 도모한 날개를 용이하게 설계할 수 있다.

또한, 상기 구성에 있어서, 상기 날개의 외주부를 제외한 익면에 추가 날개를 설계할 경우, 상기 날개 형상 변경 개시부에 상기 날개의 부압면측으로 돌출하는 추가 날개를 설계하는 것이 바람직하다. 이 구성에 따르면, 익면 근방을 흐르는 기류에 기인하는 소음 저감을 도모한 날개를 용이하게 설계할 수 있다.

또한, 상기 구성에 있어서, 상기 추가 날개의 곡면의 최대 변화량과, 상기 추가 날개의 기울기 변화 위치와, 상기 추가 날개의 최대 변화 위치를 변수로 하여, 상기 날개의 곡면의 변화량을 얻는 수학식을 정의하고, 상기 추가 날개를 설계 하는 것이 바람직하다. 이 구성에 의하면, 추가 날개의 곡면의 최대 변화량과, 상기 추가 날개의 기울기 변화 위치와, 상기 추가 날개의 최대 변화 위치의 3개의 변수만으로, 추가 날개의 곡면을 용이하게 설계할 수 있다.

또한, 상기 구성에 있어서, 상기 추가 날개의 곡면의 변화량을 얻는 수학식 은, 상기 날개의 날개 전연의 선단부와 상기 추가 날개의 기울기 변화 위치 사이를 매끄럽게 연결하는 2차 곡선을 나타내는 제1 식과, 상기 기울기 변화 위치와 상기 추가 날개의 최대 변화 위치 사이를 매끄럽게 연결하는 2차 곡선을 나타내는 제2 식과, 상기 최대 변화 위치와 곡면 종료 위치 사이를 매끄럽게 연결하는 2차 곡선을 나타내는 제3 식을 이용하여 정의되는 것이 바람직하다. 이 구성에 따르면, 추가 날개의 형상 변화를 매끄럽게 할 수 있는 동시에, 복잡한 곡면 형상을 설계할 수 있다.

본 발명에 따르면, 허브부의 회전축에 수직한 평면 상에 존재하는 날개의 회전 중심으로부터 벗어난 임의의 기준점을 설정하여, 이 기준점을 중심으로 한 날개의 날개 전연측으로부터 날개 후연측을 지나는 제1 반경의 원과 날개가 겹치는 원호를, 날개의 형상을 변경하는 날개 형상 변경 개시부에 설정하여, 이 날개 형상 변경 개시부로부터 날개 부압면측으로 돌출하도록 추가 날개를 설계하므로, 날개의 원주 방향을 대략 따른 날개 형상 변경 개시부를 용이하게 설정할 수 있어, 소음 저감에 적합한 추가 날개를 용이하게 설계할 수 있다.

본 발명의 바람직한 실시 형태를 첨부한 도면을 참조하여 설명한다.

<제1 실시 형태>

도1은, 본 발명의 축류 팬의 제1 실시 형태에 따른 프로펠라 팬이 적용된 실외기를 도시하는 도면이다． 실외기(10)는, 실외에 배치되고, 실내의 천장이나 벽 에 배치된 실내기(도시되지 않음)와 배관 접속되어 공기 조화 장치를 구성하는 것이며, 공기 조화 장치는, 실외기(10)와 실내기에서 구성되는 냉매 회로에 냉매를 흘려 냉방 운전 및 난방 운전을 행한다. 실외기(10)는, 외기와 냉매를 열교환하여, 냉방 운전 시에는 냉매를 응축시켜 외기에 열을 방출하고, 난방 운전 시에는 냉매를 증발시켜 외기로부터 열을 받아들이는 것이다.

실외기(10)는, 케이싱(11) 내에 압축기(12), 어큐뮬레이터(13), 사방 밸브(14), 열 교환기(15), 및, 축류 팬으로서의 프로펠라 팬(16)을 갖고 구성된다. 이 프로펠라 팬(16)은, 도2에 도시한 바와 같이 팬 모터(17)에 연결되고, 이 팬 모터(17)가 지지판(18)에 지지되어 열 교환기(15)의 전방에 배치된다. 이 프로펠라 팬(16)의 팬 모터(17)에 의한 구동에 의해, 공기(외기)가 도2의 화살표 A와 같이 열 교환기(15)의 내측으로부터 외측으로 송풍되어, 열 교환기(15) 내의 냉매와 외기가 열교환된다.

그런데, 상기 프로펠라 팬(16)은, 도3 및 도4에 도시한 바와 같이 허브부(19)와, 이 허브부(19)의 외주에 소정 피치로 배치된 복수매(예를 들어 3매)의 동일 형상의 날개(20)를 갖고 구성된다. 이들 허브부(19) 및 날개(20)는, 예를 들어 일체로 수지 성형된다.

허브부(19)는, 그 회전 중심(19A)에 팬 모터(17)의 모터 샤프트(21)(도2)가 삽입 관통되고, 팬 모터(17)의 구동에 의해 각 날개(20)를 도3의 화살표 N방향으로 회전시킨다. 또한, 이 허브부(19)는, 외부 직경이 거의 3각 기둥 형상으로 구성되어 있다.

상기 날개(20)는, 도3 내지 도5에 도시한 바와 같이 화살표 N 방향의 회전에 의해, 그 날개 전연(22)측으로부터 날개 후연(23)측을 향해 날개 부압면(날개 이면)(24F)을 따라 공기(외기)를 유동시켜, 이 공기를 전체적으로, 프로펠라 팬(16)의 이면측으로부터 표면측으로 도2의 화살표 A방향으로 송풍한다.

이 날개(20)는, 도4 및 도5에 도시한 바와 같이 익면이 공간적으로 비틀어지면서, 게다가 날개 전연(22)측이 공기의 흡입측으로 크게 앞으로 기운 3차원의 곡면 형상으로 형성된다.

그런데, 프로펠라 팬(16)에는, 날개 정압면(날개 정면)(24S)으로부터 날개 부압면(24F)으로 휘말려 들어가는 흐름에 의해 생기는 익단 와동 등이 생기는 것이 알려져 있다. 이러한 종류의 와동은 소음(송풍음)의 원인으로 되기 때문에, 최근의 프로펠라 팬에는, 날개 후연(23)이나 날개 외주의 곡면을 변화시키는 등의 형상 변경을 실시하여 소음 저감을 도모하는 경우가 있지만, 날개 형상의 변경은 팬의 강성을 낮추는 경우가 있어, 강성 업이 필요하게 되는 경우가 있다.

따라서, 본 실시 형태의 프로펠라 팬(16)의 날개(20)에는, 도4 및 도5에 도시한 바와 같이 날개 전연(22) 부분(날개 전연부)과 허브부(19)와의 접합부(50A)로부터 날개 전연(22)을 따라 날개 외주로 연장하는 두께 보강부(20N)가 형성되고, 이들 두께 보강부(20N)에 의해 프로펠라 팬(16)의 강도나 강성의 향상을 도모하는 동시에, 소음 저감에 유효한 날개 후연(23)이나 날개 외주의 곡면의 형상 변경에 대응할 수 있는 것으로 하고 있다.

이하, 이 날개(20)를, 퍼스널 컴퓨터 등의 연산 처리가 가능한 연산 처리 장 치를 이용하여 설계하는 방법을 설명한다. 이 날개(20)를 설계할 경우에는, 개략적으로, 두께 보강부(20N)를 설치하지 않은 기본 곡면만의 날개(이하, 기본 날개(20A)라고 함)를 설계하는 기본 날개 설계 단계와, 이 기본 날개 설계 단계에서 설계된 기본 날개(20A)에 부분적으로 두께 보강부(20N)를 추가하는 두께 보강부 설계 단계가 있으며, 이들 단계를 거침으로써 날개(20)의 삼차원 형상을 나타내는 좌표 데이터를 얻을 수 있다.

이 좌표 데이터는, 예를 들어 3차원 CAD(Computer Aided Design)에 입력됨으로써 설계 데이터로서 이용할 수 있고, 또한, 이 설계 데이터는, 예를 들어, 이 날개(20)의 금형 성형에 이용하는 금형을 제작하는 금형 가공 장치에 입력됨으로써, 가공 데이터로서도 활용하는 것이 가능하다.

<기본 날개 설계 단계>

우선, 기본 날개(20A)의 설계에 관하여 설명한다. 이 기본 날개(20A)의 형상(3차원 형상)은, 도6에 도시한 바와 같이 프로펠라 팬(16)의 회전축에 수직한 평면에 있어서 회전 중심(19A)을 원점(O)으로 하는 좌표계에 있어서, 둘레 방향 단면 형상과 반경 방향 단면 형상의 2개의 단면 형상을 이용하여 정의된다. 구체적으로는, 프로펠라 팬(16)의 송풍 성능을 결정하기 위해 중요한 둘레 방향 단면 형상에 중점을 두고, 원점(O)으로부터 임의의 반경(r)에 있어서의 둘레 방향 단면 형상을 수학식으로 정의하여, 반경 방향 단면 형상에 대해서는, 상기 둘레 방향 단면 형상을 유지한 상태에서 변화시켜 가기 때문에, 기본 날개(20A)의 최대 반경(R)과 상기 임의의 반경(r)과의 차(r-R)를 상기 둘레 방향 단면 형상에 가미함으로써 정의한 다.

원점(O)으로부터 임의의 반경(r)에 있어서의 기본 날개(20A)의 둘레 방향 단면 형상을 도7에 도시한다. 이 기본 날개(20A)의 둘레 방향 단면 형상을 나타내는 곡선(25)은, 날개 단면 형상의 기본으로 되는 익현 직선(26)으로부터 곡선(27)을 감산하여 구해진 것이며, 이 곡선(27)은, 2개의 서로 다른 2차 곡선(28 및 29)을 각각의 피크 위치에서 접속하여 구성한 것이다. 또한, 설계자는 이 2차 곡선(27)(28, 29)을 경험칙으로 선택한 곡선이나 임의의 곡선으로 함으로써 다양한 날개 단면 형상으로 할 수 있다. 여기서, 도7의 횡축은, 도6의 원점(O)을 지나는 수평축(X)으로부터 시계 방향으로 증가하는 기본 날개(20A)의 둘레 방향 각도(θ)이며, 종축은 기본 날개(20A)의 날개 높이(H)이다.

이 곡선(25)으로 나타내는 날개(20)의 둘레 방향 단면 형상을 나타내는 수학식에, 기본 날개(20A)의 반경 방향의 관계식(r-R)을 가미하여, 기본 날개(20A)의 3차원 형상이 수학식 1, 2와 같이 표기된다.

여기서, W₁(r)은 휘어짐 전 반각, W₂(r)은 휘어짐 후 반각이며, 곡선(27)의 피크 위치를 결정하는 파라미터로서, 후술하는 수학식8, 9와 같이 반경(r)의 함수이다. 또한, θ_S(r)은 기본 날개(20A)의 개시 각도[날개 전연(22)측]를 나타내는 파라미터이며, 반경(r)의 함수이다.

또한，수학식 1, 수학식 2 중의 θ_L(r)은 기본 날개(20A)의 각도 범위를 나타내는 파라미터이며, 반경(r)의 함수로서 다음 수학식 3에 의해 정의된다.

여기서, θ_E(r)은 기본 날개(20A)의 종료 각도[날개 후연(23)측]를 나타내는 파라미터이며, 반경(r)의 함수로서 다음 수학식 4로 나타낸다. 또한, SS(r)는 날개(20)의 날개 전연(22) 위치를 나타내는 파라미터이며, 기본 날개(20A)의 상면 투영도로부터 설정되어, 다음 수학식 5와 같이 반경(r)의 함수로서 나타낸다.

이러한 수학식 4, 5에 있어서, A₁, A₂, B₁, B₂, C₁, C₂, D₁, D₂는 각각 상수이다.

또한，수학식 1, 2 중 H_L(r)은, 기본 날개(20A)의 높이 범위를 나타내는 파라미터이며, 반경(r)의 함수로서 다음 수학식 6으로 나타낸다.

여기서, H_E(r)은, 기본 날개(20A)의 종료 높이[날개 후연(23)측]이며, 임의의 값으로 설정된다. 또한, H_S(r)은 날개(20)의 개시 높이[날개 전연(22)측]를 나타내는 파라미터이며, 허브부(19)와의 접속 위치를 고려하여 설정되어, 다음 수학식 7과 같이 반경(r)의 함수로서 나타낸다.

이 A₃, B₃, C₃, D₃도 상수이다.

상기 W₁(r), W₂(r)은, 이들 휘어짐 전 반각[W₁(r)], 휘어짐 후 반각[W₂(r)]의 비를 결정하는 날개 변곡점 분배율을 P로 하면, 각각 다음 수학식 8, 9로 나타낸다.

또한，수학식 1, 2 중 D(r)은, 기본 날개(20A)의 최대 휘어짐 깊이[즉, 도6의 익현 직선(26)과 곡선(25)과의 최대 거리]를 나타내는 파라미터이며, 다음 수학식 10으로 나타낸 바와 같이 반경(r)의 함수이다.

여기서, D_O는 기준 최대 휘어짐 깊이를 나타내는 파라미터이며, 기본 날개(20A)의 최대 반경(R) 위치에 있어서의 최대 휘어짐 깊이 D(R)를 나타낸다.

전술한 수학식 1 내지 10에 의해 기본 날개(20A)의 3차원 형상이 결정되지 만, 이 결정 시에는 기본 날개(20A)의 최외주 위치, 즉 최대 반경(R) 위치가 기준으로 된다.

또한，수학식 4, 5, 7에 있어서, 기본 날개(20A)의 반경 방향 단면 형상의 관계식(r-R)이 가미되어 있다. 그리고, 이들 기본 날개(20A)의 종료 각도[θ_E(r)], 날개 전연(22) 위치 SS(r), 기본 날개(20A)의 개시 높이[H_S(r)]를 각각 규정하는 수학식 4, 5, 7은, 복수의 기본 날개(20A)를 조합하여 하나의 프로펠라 팬(16)을 형성했을 때, 서로의 기본 날개(20A)가 간섭하지 않도록 3차의 다항식으로 정의되며, 기본 날개(20A)의 날개 전연(22)측 형상과 날개 후연(23)측 형상의 제약에 유연하게 대응할 수 있도록 고려되어 있다.

또한 기본 날개(20A)의 개시 각도[θ_S(r)]는, 도7에 일점쇄선으로 나타낸 바와 같이 기본 날개(20A)의 반경 방향 각 위치에 있어서의 기본 날개(20A)의 둘레 방향 단면 형상을 나타내는 곡선(25)을 정의하기 위한 개시점이다. 실제의 기본 날개(20A)는, 기본 날개(20A)의 개시 각도[θ_S(r)]와 종료 각도[θ_E(r)] 사이에서 정의된 상기 곡선(25)을, 익면의 왜곡을 적게 하기 위해 불필요한 부분을 절제하여 형성된다. 이 절제 위치가 기본 날개(20A)의 날개 전연(22) 위치 SS(r)이다. 또한, 기본 날개(20A)의 개시 각도[θ_S(r)]의 값에 의해, 기본 날개(20A)의 반경 방향이 확대 방법이나 비틀어짐을 설정할 수 있다.

다음에 전술한 수학식 1 내지 10을 이용하여, 프로펠라 팬(16)에 있어서의 3 차원 형상의 기본 날개(20A)를 설계하는 순서를 나타낸다.

우선, 기본 날개(20A)의 최대 반경(R)을 수치 설정하고[예를 들어 R=230(㎜)], 날개 전연(22)측의 받음각 α과 공기의 입사각 β를 고려하여, 기준 최대 휘어짐 깊이 D_O 및 날개 변곡점 분배율 P를 수치 설정한다. 그 외, 날개 최외주의 종료 각도[θ_E(R)] 및 날개 종료 높이[H_E(R)]와, 기본 날개(20A)의 반경 방향 단면 형상에 관한 관계식(r-R)의 항의 계수(A_n, B_n, C_n, D_n)를 각각 수치 설정한다. 또한 기본 날개(20A)의 개시 각도[θ_S(r)]를 0[θ_S(r)=0]으로 설정한다.

여기서, 기본 날개(20A)의 받음각 α는, 도5에 도시한 바와 같이, 프로펠라 팬(16)[허브부(19)]의 회전 중심(19A)에 직교하는 평면(30)에 대한 날개 전연(22)의 각도이다. 또한, 공기의 입사각 β는, 평면(30)에 대하여 공기가 프로펠라 팬(16)에 유입되는 각도이다. 이 공기의 입사각 β는, 프로펠라 팬(16)의 상호의 날개(20)에 있어서의 공기의 간섭이나 각 기본 날개(20A)의 반경 방향 위치 등에 의해 변동이 있기 때문에, 정확하게 파악하는 것이 곤란하지만, 기존의 프로펠라 팬의 데이터로부터 경험적으로 결정한다. 또한, 기본 날개(20A)의 받음각 α는, 과소인 경우에는 공기의 흐름의 변화에 대응할 수 없어, 프로펠라 팬(16)이 실속될 우려가 있기 때문에, 공기의 입사각 β보다도 큰, 적절한 각도로 설정된다.

도8에 도시한 바와 같이 기본 날개(20A)의 받음각 α를, 예를 들어 12도 이상으로 하기 위해서는, 날개 변곡점 분배율 P를, 예를 들어 65％로 했을 때, 기준 최대 휘어짐 깊이 D_O의 값은 40(㎜) 이상이 바람직하다. 이 실시예에서는, α=12(도), P=65(％), D_O=40(㎜)로 각각 수치 설정되어 있다.

다음에 전술된 바와 같이 수치 설정된 파라미터[R, D_O, P, θ_E(R), H_E(R), A_n, B_n, C_n, D_n, θ_S(r)]의 각 값을 수학식 4, 5, 3, 7, 6에 각각 대입하여, 파라미터[θ_E(r), SS(r), θ_L(r), H_S(r), H_L(r)]를 산출하고, 또한，수학식 8, 9에 각각 대입하여 파라미터[W₁(r), W₂(r)]를 각각 산출하고, 재차 수학식 1O에 대입하여 파라미터[D(r)]를 산출한다.

다음에 기본 날개(20A)의 반경 방향 각 위치(예를 들어 r=250, 230, 210, 190, 170, 150, 130, 110, 90, 70, 50, 30, …)에 있어서의, 전술한 파라미터[θ_E(r), SS(r), θ_L(r), H_S(r), H_L(r), W₁(r), W₂(r) 및 D(r)]의 값을 산출한다. 이것을 정리한 것이 도9이다. 이 도9에서는, 파라미터[θ_S(r) 및 H_E(r)]의 값도 표시되어 있다.

그 후에 이 도9의 수치를 수학식 1, 2에 대입하여, 기본 날개(20A)의 반경 방향 각 위치(r=250, 230, 210, …)에서의 기본 날개(20A)의 둘레 방향 단면 형상을 표시하는 θ에 관한 수학식을 구하고, 다음에 이들 각 수학식에 θ의 수치를 대입하여 날개(20)의 날개 높이(H)의 값을 산출한다. 이에 의해, 기본 날개(20A)의 3차원 형상을 나타내는 H(θ, r)의 다수의 좌표 데이터가 점군으로서 구해진다. 이상이 기본 날개(20A)의 설계 방법이다.

이 기본 날개(20A)의 설계 방법에 의하면, 프로펠라 팬(16)의 날개(20)의 기본 형상이, 둘레 방향 단면 형상과 반경 방향 단면 형상을 수학식 1 내지 10을 이용하여 정의하여 구성되었기 때문에, 도7에 도시하는 서로 다른 2차 곡선(28 및 29)을 이용하여 날개(20)의 단면 형상을 설계할 수 있으므로, 복잡한 형상의 날개(20)를 설계하여 제작할 수 있다. 이로 인해, 각종 파라미터의 수학식을 변경하여, 날개(20)의 익면을 매끄러운 형상으로 하고, 익면에 극단적으로 곡률 변화가 존재함에 따른 저항의 발생을 방지하거나, 날개(20)의 최대 휘어짐 깊이 D(r)의 수치를 조정하여 프로펠라 팬(16)에 의한 풍량을 적절하게 확보하거나, 날개(20)의 최대 휘어짐 깊이 D(r)의 위치를, 날개 변곡점 분배율 P를 이용하여 조정하여, 날개(20)의 날개 전연(22)측과 날개 후연(23)측의 작용의 상위를 명확화하는 것 등을 용이하게 실시할 수 있다. 이 결과, 적용 범위의 넓은 프로펠라 팬(16)의 날개(20)를 실현할 수 있다.

<두께 보강부 설계 단계>

다음에 두께 보강부(20N)의 설계에 관하여 설명한다. 이 두께 보강부(20N)는, 도4에 도시한 바와 같이 날개 정압면(날개 정면)(24S)측에 형성되고, 날개(20)의 날개 전연(22) 부분(날개 전연부)과 허브부(19)와의 접합부(50A)로부터 날개 전연(22)을 따라 날개 외주로 연장하고, 날개 정면으로부터 보아 대략 반달 형상을 갖도록 형성된다.

이 두께 보강부(20N)는, 도10에 도시한 바와 같이 프로펠라 팬(16)의 회전축에 수직한 평면에 있어서의 회전 중심(19A)을 원점(O)으로 하는 좌표계에 있어서, 원점(O)을 기준으로 한 거리(반경(r)(r<Rm)에 상당)가 커질수록 두께 및 폭을 감소 시킨 형상으로 형성된다. 여기서, Rm은, 두께 보강부(20N)에 있어서의 최외주 위치 (T1)와 원점(O) 사이의 거리이다.

도11은, 두께 보강부(20N)의 형상의 일례를 도시하는 도면이다. 두께 보강부(20N)를 설계할 경우, 우선, 기본 날개(20A)의 날개 정압면(날개 정면)(24S)에의 접합면(100A)이 설정된다.

구체적으로는, 이 접합면(100A)을 설정할 경우, 도10 및 도11에 도시한 바와 같이 날개 전연(22) 상에 두께 보강부(20N)의 최외주 위치(T1)가 설정되어, 이 최외주 위치(T1)로부터 허브부(19)의 외주 위치(T2, T3)로 서로 간격을 넓히면서 연장하는 제1 곡선(101) 및 제2 곡선(102)이 설정됨으로써, 이들 곡선(101, 102)으로 형성되는 면 영역으로 이루어지는 접합면(100A)이 설정된다. 여기서, 외주 위치 T2, T3은, 날개(20)의 날개 전연(22) 부분(날개 전연부)과 허브부(19)와의 접합부(50A)에 대응하는 위치에 설정되어 있다.

보다 구체적으로는, 제1 곡선(101)에는, 최외주 위치(T1)로부터 날개 전연(22)에 접하여 접합부(50A)측(상기 외주 위치 T2)으로 연장하여 날개 전연(22)의 외형선에 일치하는 곡선이 적용된다.

또한, 제1 곡선(101)은, 날개 전연(22)의 외형선과 일치하고, 일단을 최외주 위치(T1)로 하고, 타단을 외주 위치 T2로 하는 곡선이다. 또한, 제2 곡선(102)에는, 날개 전연(22)의 궤적(즉, 날개 전연(22)의 외형선)의 곡률과 일치하는 곡률을 갖는 곡선이며, 이 곡선을, 제1 곡선(101)의 일단인 최외주 위치(T1)로부터 접합부(50A)(상기 외주 위치 T3)를 향하여 연장하도록 날개 정압면(24S) 상에 배치한 곡선이 적용된다. 예를 들어, 최외주 위치(T1) 및 외주 위치 T2, T3이 결정되면, 제1 곡선(101)이 결정되고, 또한, 이 제1 곡선(101)을, 상기 제1 곡선의 허브측으로 연장한 연장선과 외주 위치 T3이 교차할 때까지 최외주 위치(T1)을 중심으로 반 시계 방향으로 회전하여 얻어지는 곡선을 제2 곡선으로 해도 된다.

이렇게, 두께 보강부(20N)의 접합면(100A)을 규정하는 제2 곡선(102)에, 제1 곡선(101)과 동일하게, 날개 전연(22)의 궤적과 일치하는 곡률의 곡선이 적용되므로, 이 곡선만으로, 제1 곡선(101) 사이의 간격을 위치(T1)로부터 접합부를 향하여 서서히 넓히면서 날개 내주측으로 연장하는 제2 곡선(102)을 용이하게 설정할 수 있다．

이에 의해, 최외주 위치(T1)로부터 원호(T2-T3)을 향하여 폭이 넓어지는 접합면(100A)을 용이하게 작성할 수 있고, 원점(O)을 기준으로 한 거리[반경(r)]가 커질수록 폭을 감소시킨, 즉, 원점(O)으로부터 멀어짐에 따라 가늘어지는 대략 반달 형상의 접합면(100A)을 용이하게 얻을 수 있다. 또한, 이 두께 보강부(20N)의 폭(도10 및 도11에 부호 α로 나타냄)은, 제1 곡선(101)과 제2 곡선(102) 사이의 거리를 말하고, 보다 구체적으로는, 이 두께 보강부(20)에 겹치는 원점(O)을 중심으로 한 원호의 대략 접선 방향을 따른 제1 곡선(101)과 제2 곡선(102) 사이의 거리에 상당한다. 예를 들어 원점(O)을 중심으로 한 원과, 제1 및 제2 곡선의 중간에 위치하는 곡선과의 교점에 있어서의 접선과 제1 및 제2 곡선과의 교점간의 거리로 해도 된다.

도12는, 원점(O)으로부터의 반경(r) 위치에 있어서의 두께 보강부(20N)의 두께 분포 형상(단면 형상)을 도시하고 있다. 여기서, 두께 보강부(20N)의 두께(도11에 부호 β로 나타냄)는 기본 날개(20A)의 두께와 동일 방향의 길이를 말하고, 다시 말해, 회전축과 대략 동일 방향의 길이(상술한 폭 α에 대하여 직교하는 방향)를 말한다. 이 두께 보강부(20N)의 두께 분포를 나타내는 곡선(두께 분포 곡선)(60)은, 도10에서 허브부(19)의 회전 중심(19A)[원점(O)]을 기준으로 한 거리[반경(r)]를 변수로 하는 대수 곡선이 적용된다. 이 대수 곡선은, 두께 최소 위치인 최외주 위치(T1)와, 두께 최대 위치인 접합부(50A)의 위치(도11에 있어서의 원호 T4-T5 상의 임의의 위치)의 2점을 지나도록 선정된다. 예를 들어, 대수 함수를 이용하여 소정의 통계적인 방법(예를 들어, 최소 제곱법 등)에 의해 상기 2점을 지나는(혹은 2점의 근변을 지나는) 근사 곡선을 산출함으로써 구해진다. 보다 구체적으로는, 예를 들어, 복수개(예를 들어 2개)의 파라미터를 갖는 기본으로 되는 대수 함수를 미리 설정해 두고, 이 파라미터를, 상기 2점을 이용하여, 예를 들어, 최소 제곱법에 의해 산출함으로써 근사 곡선으로 되는 대수 함수가 얻어진다.

예를 들어, 두께 분포 곡선의 근사 곡선을 구하기 위한 기본 대수 함수로서, h1=alogr+b(a, b는 파라미터)를 미리 설정해 둔다. 여기서, r은 회전 중심으로부터의 반경이며, h1은 반경(r)에서의 두께로 한다. 이 때, 반경(r)이 Rm에서는 두께h1은 제로이며, 반경(r)이 접합부의 위치(r0으로 함)에서는, 두께는 hm으로 된다. 이 2점(O, Rm), (hm, rO)을 근사적으로 지나는 기본 대수 함수를 최소 제곱법에 의해 구할 수 있다[파라미터(a, b)를 구함].

또한, 기본으로 되는 대수 함수의 파라미터는 2개에 한하지 않고 복수개 준비해도 되고, 또한, 미리 설정하는 대수 함수도 복수 종류 준비해 두어도 된다. 그러나, 파라미터의 수를 늘린 경우, 입력해야 할 파라미터의 수가 증가하게 되어, 처리 시간이 걸리게 되므로, 파라미터의 수는 적은 편이 낫다. 예를 들어, 본 실시 형태와 같이, 파라미터를 2개(예를 들어, T1, T3)에 의해서만 제1 곡선 및 제2 곡선이 결정되어(T2는 팬의 날개 전연의 외형선을 알고 있으므로 필연적으로 결정됨), 즉, 두께 부분의 폭이 결정된다. 게다가, 두께 제로의 위치인 위치(T1)(두께 최소 위치 Rm), 및 두께 최대의 위치인 위치 T2(T3)에서의 두께값(도12의 hm)과, 미리 설정된 2개의 파라미터를 포함한 기본 대수 함수를 이용하여 최소 제곱법 등의 계산에 의해, 두께 부분의 두께(근사 함수)가 결정되게 된다. 이렇게 하여 얻어진, 두께 부분의 입체 모델을 이용하여, 두께 보강부의 형상이 결정되게 된다.

또한, 도12에 있어서, 직선(70)은, 두께 최소 위치인 최외주 위치(T1)와, 두께 최대 위치인 접합부(50A)의 위치의 2점간을 직선으로 연결한 두께 분포 곡선이며, 상기 두께 분포 곡선(60)은, 이 직선(70)보다도 상기 2점간에서 두께가 감소한 곡선으로 된다.

실제로 두께 보강부(20N)를 설계할 경우에는, 최외주 위치(T1)를 변수로 하여, 예를 들어, 두께 보강부(20N)의 접합면(100A)을 특정하는 제1 곡선(101) 및 제2 곡선(102)을 구하는 수학식을 정의하고, 연산 처리 장치를 이용하여, 최외주 위치(T1)를 수치 지정함으로써, 제1 곡선(101) 및 제2 곡선(102)을 구하여 접합면(100A)의 좌표 데이터를 구할 수 있다.

또한, 최외주 위치(T1)와, 두께 최대값[접합부(50A)에 있어서의 두께] hm을 변수로 하여, 예를 들어, 상술한 두께 분포 곡선(60)을 구하는 수학식을 정의하고, 연산 처리 장치를 이용하여, 두께 분포 곡선(60)을 구함으로써, 이 두께 분포 곡선(60)에 기초하여, 구한 접합면(100A)의 좌표 데이터로부터 두께 보강부(20N)의 모든 좌표 데이터를 산출할 수 있다.

이 경우, 도12에 도시하는 두께 최대값(hm)의 위치[도11에 도시하는 원호 (T4-T5)에 상당]는, 접합부(50A)의 위치[예를 들어, 도11에 나타내는 원호(T2-T3)의 위치에 상당]를 미리 설정해 둠으로써 용이하게 특정할 수 있기 때문에, 최외주 위치 (T1)와 두께 최대값(hm)으로부터 접합면(100A)의 좌표 데이터를 구하는 동시에 두께 분포 곡선(60)을 구하고, 이들 결과로부터 두께 보강부(20N)의 좌표 데이터를 구하는 수학식을 정의하는 것이 가능하여, 두께 보강부(20N)의 설계를 용이하게 행하는 것이 가능하게 되다. 이상이 두께 보강부(20N)의 설계 방법이다.

본 실시예에서는, 날개 전연부와 허브부(19)와의 접합부(50A)로부터 날개 전연(22)을 따라 날개 외주로 연장하는 두께 보강부(20N)를 설치하고, 이 두께 보강부(20N)의 폭 및 두께를, 허브부(19)의 회전 중심(19A)을 기준으로 한 거리[반경(r)]가 커질수록 감소시킨 형상으로 했으므로, 두께 보강부(20N)에 의해 날개(20)의 강도나 날개(20)와 허브부(19)의 연결 강도를 향상시킬 수 있다.

게다가, 날개(20)의 외주측일수록 두께 보강부(20N)에 의한 질량 증가가 저감되므로, 날개 전체를 고르게 두껍게 하는 경우에 비하여, 전체의 경량화를 도모하고, 또한, 원심력의 증대를 억제할 수 있어, 원심력에 대한 강도를 향상시킬 수 있다.

또한, 두께 보강부(20N)가, 날개(20)의 날개 전연(22)측에만 형성되므로, 소음 저감을 위해 날개 후연(23)이나 날개 외주의 곡면을 변화시키는 등의 형상 변경이 용이하여, 이러한 종류의 날개 후연(23)이나 날개 외주의 곡면에 변경을 실시하는 프로펠라 팬(16)의 보강(강성 및 원심력에 대한 강도 업)에 적합하다.

또한, 본 실시예에서는, 두께 보강부(20N)의 접합면(100A)을 설정할 경우, 접합면(100A)을 특정하는 한쪽의 제1 곡선(101)을, 최외주 위치(T1)로부터 날개 전연(22)에 접하여 접합부(50A)측으로 연장하는 곡선으로 하는 동시에, 이 제1 곡선(101)보다 날개 후연(23)측에 위치하여 접합면(100A)을 특정하는 다른 쪽의 제2 곡선(102)을, 날개 전연(22)의 궤적과 일치하는 곡률의 곡선을 위치 변경한 곡선으로 했으므로, 원점(O)을 기준으로 한 거리[반경(r)]가 커질수록 폭을 감소시킨 대략반달 형상의 접합면(100A)을 용이하면서 확실하게 얻을 수 있다.

또한 두께 보강부(20N)의 두께를 허브부(19)의 회전 중심(19A)으로부터의 거리[반경(r)]에 의해 특정하는 두께 분포 곡선(60)을 규정하고, 이 두께 분포 곡선(60)에 기초한 두께로 되도록 두께 보강부(20N)를 설계했으므로, 두꺼운 설계가 용이하고, 게다가, 이 두께 분포 곡선(60)을, 두께 최소 위치인 최외주 위치(T1)와, 두께 최대값(hm)으로부터 특정되는 두께 최대 위치의 2점을 기준으로 하여 최소 제곱법에 의해 구한 대수 곡선으로 했으므로, 원점(O)을 기준으로 한 거리[반경(r)]가 커질수록 두께가 감소하는 두께 분포 곡선(60)을 용이하면서 확실하게 설정할 수 있다.

따라서, 이들 설계 방법을 채용함으로써, 최외주 위치(T1)와 두께 최대값(hm)을 지정하는 것만으로, 두께 보강부(20N)의 좌표 데이터를 구하는 수학식을 포함하는 프로그램을 작성할 수 있어, 두께 보강부(20N)의 설계나 설계 변경을 용이하게 행하는 것이 가능하게 된다.

또한, 전술한 제1 실시 형태에서는, 두께 분포 곡선(60)에 대수 곡선을 적용했지만, 이에 한정하지 않고, 예를 들어, 2차 곡선 등의 다른 곡선을 기본 함수로서 적용해도 되는데, 요는, 두께 최소 위치[최외주 위치(T1)]와 두께 최대 위치[접합부(50A)의 위치]의 2점을 기준으로 최소 제곱법 등의 계산에 의해 얻은 다른 근사 곡선을 적용하여도 된다． 이 경우, 근사 함수로서는, 최외주 위치에서 두께가 제로이며, 허브측으로 될수록 두꼐가 두꺼워지는 기본 함수를 이용하는 것이 바람직하다. 또한, 이러한 기본 함수에 있어서도 파라미터의 수를 가능한 한 적게 하는 것이 바람직하다.

<제2 실시 형태>

도13은 제2 실시 형태에 따른 축류 팬(프로펠라 팬)의 주요부를 도시하는 도면이다． 이하, 제1 실시 형태에 따른 축류 팬과 대략 동일한 구성은 동일한 부호를 붙여 나타내고, 중복되는 설명은 생략한다.

도13에 도시한 바와 같이 프로펠라 팬(16)은, 팬 모터(17)에 연결되고, 이 팬 모터(17)가 지지판(18)에 지지되어 열 교환기(15)의 전방에 배치된다. 이 프로펠라 팬(16)의 팬 모터(17)에 의한 구동에 의해, 공기(외기)가 도13의 화살표 A와 같이 열 교환기(15)의 내측으로부터 외측으로 송풍되어, 열 교환기(15) 내의 냉매 와 외기가 열교환된다.

상기 프로펠라 팬(16)은, 도14에 도시한 바와 같이 허브부(19)와, 이 허브부(19)의 외주에 소정 피치로 배치된 복수매(예를 들어 3매)의 동일 형상의 날개(20)를 갖고 구성된다. 이들 허브부(19) 및 날개(20)는, 예를 들어 일체로 수지 성형된다.

허브부(19)는, 그 회전 중심(19A)으로 팬 모터(17)의 모터 샤프트(21)(도13)가 삽입 관통되고, 팬 모터(17)의 구동에 의해 각 날개(20)를 도3의 화살표 N방향으로 회전시킨다. 또한, 이 허브부(19)는, 외부 직경이 거의 3각 기둥 형상으로 구성되어 있다.

상기 날개(20)는, 도14 및 도15에 도시한 바와 같이 화살표 N 방향의 회전에 의해, 그 날개 전연(22)측으로부터 날개 후연(23)측을 향해 날개 부압면(날개 이면)(24F)을 따라 공기(외기)를 유동시켜, 이 공기를 전체적으로, 프로펠라 팬(16)의 이면측으로부터 표면측으로 도13의 화살표 A 방향으로 송풍한다.

이 날개(20)는, 도15에 도시한 바와 같이 익면이 공간적으로 비틀어지면서, 게다가 날개 전연(22)측이 공기의 흡입측으로 크게 앞으로 기운 3차원의 곡면 형상으로 형성된다.

그런데, 프로펠라 팬(16)이 회전한 경우, 날개(20)의 외주 근방[날개 후연(23) 근방]에는, 날개 정압면(날개 정면)(24S)으로부터 날개 부압면(24F)으로 휘말려 들어가는 흐름에 의해 익단 와동이 생기는 것이 알려져 있다. 그리고, 이 익단 와동이 성장하여 익면으로부터 박리되는 것이 소음(송풍음)을 크게 하는 원인인 것이 알려져 있다.

따라서, 본 실시 형태의 날개(20)에는, 날개(20)의 외주부(익주)를 날개 전연(22)측으로부터 날개 후연(23)측에 걸쳐 날개 부압면(24F)측으로 절곡되도록 형성된 추가 날개(20B)가 형성되어 있다. 이 추가 날개(20B)를 설치함으로써, 날개(20)의 외주 근방에 생기는 익단 와동을 저감시켜 익단 와동의 성장을 억제하는 동시에 익면으로부터의 박리를 억제하여, 익단 와동에 기인하는 소음을 저감시킬 수 있다.

이하, 이 날개(20)를, 퍼스널 컴퓨터 등의 연산 처리가 가능한 연산 처리 장치를 이용하여 설계하는 방법을 설명한다. 이 날개(20)를 설계할 경우에는, 개략, 추가 날개(20B)를 설치하지 않은 기본 곡면만의 날개[이하, 기본 날개(20A)라고 함]를 설계하는 기본 날개 설계 단계와, 이 기본 날개 설계 단계에서 설계된 기본 날개(20A)의 형상을 부분적으로 변경하여 추가 날개(20B)를 설계하는 추가 날개 설계 단계가 있으며, 이들 단계를 거침으로써 날개(20)의 삼차원 형상을 나타내는 좌표 데이터를 얻을 수 있다.

또한, 기본 날개 설계 단계에 대해서는, 제1 실시 형태와 마찬가지이기 때문에, 그 설명을 생략하고, 추가 날개 설계 단계에 대하여 상세하게 서술한다.

<추가 날개 설계 단계>

다음에 기본 날개(20A)의 형상을 부분적으로 변경하여 추가 날개(20B)를 설계하는 방법을 설명한다. 도16에 도시한 바와 같이 프로펠라(16)의 회전축에 수직한 평면에 있어서의 회전 중심(19A)을 원점(O)으로 하는 좌표계에 있어서, 이 평면 상에 원점(O)으로부터 벗어난 기준점(O')을 설정하고, 이 기준점(O')을 중심으로 하는 반경(R1)의 원(e1)을 그리고, 이 원(e1)과 기본 날개(20A)가 겹치는 원호(20a-20a') 상을, 추가 날개(20B)의 굽힘 개시부로 되는 날개 형상 변경 개시부(TS)에 설정한다.

구체적으로는, 날개 형상 변경 개시부(TS)의 일단(회전 방향 상류측 단부)을, 기본 날개(20A)의 날개 전연(22)의 선단부(이하, 날개 외주 선단부)(20a)와 일치시키기 위해, 이 날개 외주 선단부(20a)를 중심으로 하여, 원점(O)으로부터, 날개 외주 선단부(20a)와 원점(O)과의 거리를 반경(R1)으로 하는 임의의 제1 각도(θa)의 원호(O-O')를 그리고, 다음에 이 기준점(O')을 중심으로 하여, 날개 외주 선단부(20a)를 지나는 원(e1)을 산출함으로써, 이 원(e1)과 기본 날개(20A)가 겹치는 원호(20a-20a')의 좌표를 특정한다. 여기서, 제1 각도(θa)는, 원점(O)과 날개 외주 선단부(20a)를 지나는 수평축(X)으로부터 날개 외주 선단부(20a)를 중심으로 시계 방향으로 증가하는 각도이며, 원(e1)의 반경(제1 반경)(Ra)은, 기준점(O')과 날개 외주 선단부(a)와의 거리로 된다.

실제로는, 날개 외주 선단부(20a)의 좌표 데이터를 이용하여, 제1 각도(θa)를 변수로 하여, 상기 원호(20a-20a')의 좌표를 산출하는 수학식을 정의하고, 이 수학식을 이용함으로써, 제1 각도(θa)의 수치 지정을 행하는 것만으로, 날개 형상 변경 개시부(TS)의 위치를 산출할 수 있다． 이 경우, 제1 각도(θa)를 크게 함으로써 추가 날개(20B)에 할당하는 굽힘 변화 범위를 크게 할 수 있다． 또한, 도16에 도시하는 원(e0)은, 기본 날개(20A)의 최대 반경(R)으로 그려진 원이다.

전술한 방법에 의해 날개 형상 변경 개시부(TS)가 결정되지만, 이 날개 형상 변경 개시부(TS)는 추가 날개(20B)의 굽힘 개시부만을 결정하는 것이며, 추가 날개(20B)의 곡면 형상(날개 높이에 상당)은 아래와 같이 하여 결정된다.

도17은 날개(20)의 반경 방향에 있어서의 단면도(도16의 O-Y'-Y 단면도)를 도시하고 있다. 이 추가 날개(20B)의 곡면은, 기본 날개(20A)의 날개 높이(H)(도6 참조)에 대한 변화량(h)을 수학식에 의해 정의함으로써 설정된다.

본 실시예에서는, 이 추가 날개(20B)의 곡면의 변화량(h)은, 추가 날개(20B)의 곡면의 최대 변화량(d)과, 추가 날개(20B)의 기울기 변화 위치(l)와, 추가 날개(20B)의 최대 변화 위치(m)의 3개의 값을 변수로 하여 수학식에 의해 정의된다.

여기서, 이 추가 날개(20B)의 최외주의 둘레 방향 단면 형상[원호(20a-20a') 상의 곡면 형상]을 도18에 도시한다. 이 도18의 횡축은, 도16의 원점(O) 및 날개 외주 선단부(a)를 지나는 수평축(X)으로부터 시계 방향으로 증가하는 기본 날개(20A)의 둘레 방향 각도(θ)이며, 종축은 변화량(h)이다. 이 변화량(h)을 나타내는 곡선(35)은, 날개 외주 선단부(20a)와 추가 날개(20B)의 기울기 변화 위치(l)를 매끄럽게 연결하는 2차 곡선(35a)(제1 식)과, 기울어 변화 위치(1)와 최대 변화량(d)의 위치(최대 변화 위치)를 매끄럽게 연결하는 2차 곡선(35b)(제2 식)과, 최 대 변화량(d)의 위치와 곡면 종료 위치를 매끄럽게 연결하는 2차 곡선(35b)(제3 식)으로 구성된다.

구체적으로는, 둘레 방향 각도(θ)에 의해 특정되는 날개 외주부[원호(20a-c)] 중 익면 위치를 α(a≤α<c)로 하면, 추가 날개(2OB)의 곡면의 변화량(h)은, 2차 곡선(35a, 35b, 35c)에 각각 상당하는 수학식 11, 12, 13에 의해 정의된다.

여기서, n은, 도16 중 c의 위치에 상당하는 곡면의 변화 종료 위치를 나타내는 파라미터이며, d'는 기울기 변화량을 나타내는 파라미터이며, he는, 곡면 종료 위치에 있어서의 곡면의 변화량을 나타내는 파라미터이다. 이들 파라미터(n, d', he)는, 미리 설정한 디폴트값을 적용해도 되고, 혹은, 3개의 변수[추가 날개(20B)의 곡면의 최대 변화량(d), 기울기 변화 위치(l) 및 최대 변화 위치(m)]를 이용한 수학식을 정의하고, 이 수학식에 의해 파라미터(n, d', he)를 설정하도록 하여도 된다.

따라서, 추가 날개(20B)의 곡면의 최대 변화량(d)과, 추가 날개(20B)의 기울기 변화 위치(l)와, 추가 날개(20B)의 최대 변화 위치(m)를 수치 지정함으로써, 추가 날개(20B)의 곡면의 변화량(h)의 값이 산출된다. 그리고, 이 변화량(h)의 수치 데이터와, 기본 날개(20A)의 좌표 데이터에 기초하여, 기본 날개(20A)의 형상을 부분적으로 변경하여 추가 날개(20B)를 설치한 날개(20)의 좌표 데이터를 구할 수 있다. 이상이 추가 날개(20B)의 설계 방법이다.

이 추가 날개(20B)의 설계 방법에 의하면, 기본 날개(20A)의 날개 형상 변경 개시부(TS)가, 도9에 도시한 바와 같이 날개 외주 선단부(20a)를 중심으로 하여, 날개(20)의 회전 중심(19A)[원점(O)]을 지나는 원호(O-O')의 내각에 상당하는 제1 각도(θa)만을 변수로서 정의하여 구성되기 때문에, 날개 형상 변경 개시부(TS)의 설계나 그 설계 변경을 용이하게 행할 수 있다.

게다가, 제1 각도(θa)에 따라 날개(20)의 회전 중심(19A)[원점(O)]으로부터 벗어난 기준점(O')이 설정되고, 이 기준점(O')을 중심으로 하여 날개 외주 선단부(20a)를 지나는 원호(a-a') 상을 날개 형상 변경 개시부(TS)로서 설정하고 있으므로, 날개 형상 변경 개시부(TS)의 일단(회전 방향 상류측 단부)이 기본 날개(20A)의 날개 외주 선단부(a)와 일치하는 조건을 반드시 만족한 상태에서, 추가 날개(20B)에 할당되는 굽힘 변화 범위를 자유롭게 조정할 수 있다． 이에 의해, 날개 외주 선단부(20a)가 바람을 가를 때의 바람가르는 소리의 증가를 피하면서, 날개 형상 변경 개시부(TS)의 설계 자유도를 충분히 확보할 수 있다.

또한, 추가 날개(20B)의 곡면을 나타내는 변화량(h)이, 추가 날개(20B)의 곡면의 최대 변화량(d)과, 추가 날개(20B)의 기울기 변화 위치(l)와, 추가 날개(20B)의 최대 변화 위치(m)의 3개의 변수에 의해 정의하여 구성되었으므로, 수치 지정하는 변수를 직감적으로 알기 쉽고, 또한, 추가 날개(20B)의 곡면의 설계나 그 설계 변경을 용이하게 행할 수 있다.

게다가, 이 변화량(h)을, 3개의 2차 곡선(35a, 35b, 35c)으로 이루어지는 곡선(35)으로 구성하므로, 날개 외주 선단부(20a)로부터의 형상 변화를 매끄럽게 할 수 있는 동시에, 복잡한 곡면 형상을 설계할 수 있어, 팬 회전 시의 기류와의 저항을 억제한 형상으로 용이하게 설계할 수 있다.

따라서, 상술한 추가 날개(20B)의 설계 방법에 의하면, 추가 날개(20B)를 규정하는 날개 형상 변경 개시부(TS) 및 변화량(h)을 용이하게 설계할 수 있으므로, 익단 와동의 저감이나 박리의 억제에 최적인 추가 날개(20B)를 용이하게 설계하는 것이 가능하게 된다.

또한, 전술한 제2 실시 형태에서는, 날개(20)의 외주부(익주)를 날개 부압면(24F)측으로 형상 변경하여 추가 날개(20B)을 설치할 경우에 관하여 설명했지만, 이에 한정하지 않고, 날개 정압면(24S)측으로 형상 변경하여 추가 날개(20B)를 설치하도록 하여도 된다.

또한, 상기 실시 형태에서는, 추가 날개(20B)의 날개 형상 변경 개시부(TS)를 설계할 경우, 추가 날개(20B)의 날개 형상 변경 개시부(TS)의 일단을, 날개 외주 선단부(20a)와 일치시키는 경우에 관하여 설명했지만, 이것에 한하지 않는다.

예를 들어, 도19에 도시한 바와 같이 제1 각도(θa)에 기초하여 날개(20)의 회전 중심(19A)[원점(O)]으로부터 벗어난 기준점(O')을 설정한 후, 이 기준점(O')을 중심으로 하는 원(e1)의 반경(제1 반경)(Ra)을 임의의 반경으로 함으로써, 날개 외주 선단부(20a)보다 내측을 지나는 원(e1)을 설정하여, 이 원(e1)과 기본 날개(20A)가 겹치는 원호(20a''-20a')를 날개 형상 변경 개시부(TS)로 해도 된다. 실제로는, 제1 각도(θa)와 제1 반경(Ra)을 변수로 한 수학식을 정의함으로써, 제1 각도(θa) 및 제1 반경(Ra)의 수치 지정에 의해 날개 형상 변경 개시부(TS)의 위치를 산출하는 것이 가능하게 된다.

이 경우, 날개(20)의 외주부를 제외한 익면에, 날개(20)의 원주 방향을 대략 따른 날개 형상 변경 개시부(TS)를 설정할 수 있다． 이 날개 형상 변경 개시부(TS)에는, 날개 부압면(24F)측으로 돌출하는 추가 날개, 예를 들어, 하나 또는 복수의 판 형상 혹은 돌기 형상의 추가 날개를 설치하는 것이 바람직하다. 이러한 추가 날개를 설치함으로써, 익면 근방을 흐르는 기류의 박리나 와동의 발생을 방지하여 소음 저감에 적절한 날개를 용이하게 설계할 수 있다.

또한, 상기 실시 형태에서는, 기준점(O')을, 날개 전연(22)의 선단부[날개 외주 선단부(20a)]를 중심으로 하여, 날개(20)의 회전 중심(19A)[원점(O)]으로부터 상기 회전 중심(19A)과 상기 선단부와의 거리를 반경(R1)으로 하는 임의의 제1 각도(θa)의 원호를 그린 경우에 얻어지는 원호의 끝점에 설정하는 경우를 설명했지만, 이에 한정하지 않고, 날개(20)의 회전 중심(19A)[원점(O)]으로부터의 편차량을 수치 설정하고, 이 편차량에 기초하여 기준점(O')을 설정하도록 하여도 된다． 이 경우에도, 날개(20)의 원주 방향을 대략 따른 날개 형상 변경 개시부(TS)를 용이하게 설정할 수 있다.

또한, 상기 제1 및 제2 실시 형태에서는，3매 팬의 프로펠라 팬(16)에 본 발명을 적용할 경우에 대하여 설명했지만, 이에 한정하지 않고, 2매 팬이나 4매 팬 등의 다양한 축류 팬에 적용 가능하다. 또한, 실외기(10)에 사용되는 축류 팬에 한하지 않고, 환기 팬이나 선풍기 등에 사용하는 축류 팬에 널리 적용이 가능하다.

도1은 본 발명의 축류 팬의 제1 실시 형태에 따른 프로펠라 팬이 적용된 실외기를 도시하는 도면．

도2는 실외기의 주요부를 도시하는 도면．

도3은 프로펠라 팬의 사시도.

도4는 프로펠라 팬의 측면도.

도5는 프로펠라 팬의 기본 날개의 형상을 도시하는 도면．

도6은 도5의 반경 위치에 있어서의 기본 날개의 둘레 방향 단면 형상을 도시하는 도면．

도7은 기본 날개에 있어서의 날개 전연의 받음각, 날개 변곡점 분배율, 날개의 기준 최대 휘어짐 깊이의 관계를 나타내는 그래프.

도8은 기본 날개의 반경 방향 각 위치에 있어서의 파라미터의 값을 나타내는 도표.

도9는 기본 날개에 있어서의 날개 형상 변경 개시부를 도시하는 도면．

도10은 날개의 반경 방향에 있어서의 단면도.

도11은 추가 날개의 최외주의 둘레 방향 단면 형상을 도시하는 도면．

도12는 기본 날개에 있어서의 날개 형상 변경 개시부의 변형 예를 도시하는 도면.

도13은 제2 실시 형태에 따른 프로펠라 팬을 적용한 실외기의 주요부를 도시하는 도면．

도14는 프로펠라 팬의 사시도.

도15는 프로펠라 팬의 측면도.

도16은 기본 날개에 있어서의 날개 형상 변경 개시부를 도시하는 도면．

도17은 날개의 반경 방향에 있어서의 단면도.

도18은 추가 날개의 최외주의 둘레 방향 단면 형상을 도시하는 도면．

도19는 기본 날개에 있어서의 날개 형상 변경 개시부의 변형예를 도시하는 도면.

<도면의 주요 부분에 대한 부호의 설명>

16 : 프로펠라 팬

19 : 허브부

20 : 날개

20A : 기본 날개

20N : 두께 보강부

22 : 날개 전연

23 : 날개 후연

42F : 날개 부압면(날개 이면)

42S : 날개 정압면(날개 정면)

Claims

삭제
회전 중심을 갖춘 허브부의 외주에 날개를 배치한 축류 팬에 있어서,

상기 날개에 있어서의 날개 전연과 상기 허브부와의 접합부로부터 날개 전연을 따라 소정의 폭을 갖고 날개 외주 방향으로 연장하는 두께 보강부를 구비하고,

상기 두께 보강부의 상기 폭 및 두께를, 상기 허브부의 회전 중심을 기준으로 한 거리가 커질수록 감소시키고,

상기 두께 보강부의 폭 및 두께를, 상기 날개 전연의 선단부측에 있어서의 날개 전연의 소정의 위치에서 0으로 한 것을 특징으로 하는 축류 팬.
제2항에 있어서, 상기 두께 보강부의 폭 및 두께가 0이 되는 위치부터 상기 접합부까지 연장하는 날개 전연의 곡선에 일치한 제1 곡선과, 상기 두께 보강부의 폭 및 두께가 0이 되는 위치를 중심으로 날개 전연의 궤적과 일치하는 곡률의 곡선을 둘레 방향으로 소정 각도만큼 회전하여 얻어지고, 상기 두께 보강부의 폭 및 두께가 0이 되는 위치부터 상기 허브부와의 교차점까지 연장하는 제2 곡선에 의하여 둘러싸인 면 영역을, 상기 두께 보강부에 있어서의 상기 날개와의 접합면으로 하는 것을 특징으로 하는 축류 팬.
회전 중심을 갖춘 허브부의 외주에 날개를 배치한 축류 팬에 있어서,

상기 날개에 있어서의 날개 전연과 상기 허브부와의 접합부로부터 날개 전연을 따라 소정의 폭을 갖고 날개 외주 방향으로 연장하는 두께 보강부를 구비하고,

상기 두께 보강부의 상기 폭 및 두께를, 상기 허브부의 회전 중심을 기준으로 한 거리가 커질수록 감소시키고,

상기 두께 보강부의 두께는 상기 허브부의 회전 중심으로부터의 거리를 변수로 하는 대수 함수를 이용한 두께 분포 곡선에 기초한 것을 특징으로 하는 축류 팬.
제4항에 있어서, 상기 두께 분포 곡선은, 상기 접합부에 있어서의 두께 최대 위치와, 상기 허브부의 회전 중심으로부터 가장 떨어진 위치인 두께 최소 위치의 2점을 지나는 근사 곡선으로서, 복수개의 파라미터를 갖는 대수 함수를 기본 함수로 하는 최소 제곱법에 의해 산출함으로써 구해지고, 두께 보강부의 두께는 이 두께 분포 곡선에 기초한 것을 특징으로 하는 축류 팬.
회전 중심을 갖춘 허브부의 외주에 날개를 배치한 축류 팬에 있어서,

상기 날개에 있어서의 날개 전연과 상기 허브부와의 접합부로부터 날개 전연을 따라 소정의 폭을 갖고 날개 외주 방향으로 연장하는 두께 보강부를 구비하고,

상기 두께 보강부의 상기 폭 및 두께를, 상기 허브부의 회전 중심을 기준으로 한 거리가 커질수록 감소시키고,

상기 두께 보강부를, 상기 날개의 정압면측에 설치한 것을 특징으로 하는 축류 팬.
회전 중심을 갖춘 허브부의 외주에 배치된 날개를 구비하는 축류 팬의 날개 설계 방법에 있어서,

상기 날개의 기본 날개를 설계할 때에,

상기 날개의 회전축에 수직한 평면에 있어서 상기 회전 중심을 원점으로 하는 좌표계를 설정한 경우에, 둘레 방향의 각도에 의해 나타내는 상기 날개 전연 및 후연의 위치를 결정하는 단계와,

상기 좌표계에 있어서의 임의의 각도 위치에 있어서의 상기 날개의 반경 방향 단면 형상을, 상기 각도 위치에 있어서의 임의의 점부터 상기 회전 중심까지의 거리와 상기 각도 위치에 있어서의 날개 선단부터 상기 회전 중심까지의 거리와의 차를 변수로서 결정하는 단계로 이루어지고,

상기 날개의 두께 보강부를 설계할 때에,

상기 날개의 전연의 임의의 위치(T1)부터, 상기 허브부와 상기 날개와의 접합부까지 연장하는 날개 전연의 곡선에 일치한 제1 곡선과, 상기 위치(T1)부터, 상기 위치(T1)를 중심으로 날개 전연의 궤적과 일치하는 곡률의 곡선을 둘레 방향으로 소정 각도만큼 회전하여 얻은, 상기 곡선과 상기 허브부와의 교차점까지 연장하는 제2 곡선에 의해 둘러싸인 면 영역을, 상기 두께 보강부에 있어서의 상기 날개와의 접합면으로 한 경우에, 상기 접합면을 특정하는 제1 및 제2 곡선을, 상기 위치(T1)와 상기 소정의 회전 각도 혹은 제2 곡선과 상기 허브부와의 교차점(T3)을 변수로서 결정하는 단계와,

상기 두께 보강부의 두께를, 상기 허브부의 회전 중심을 기준으로 한 거리가 커질수록 감소시킬 경우에, 상기 두께의 분포 형상을, 상기 접합부에 있어서의 두께 최대값(hm)과 상기 위치(T1)를 변수로서 결정하는 단계로 이루어지는 것을 특징으로 하는 축류 팬의 날개 설계 방법.
제7항에 있어서, 상기 두께 보강부의 폭 및 두께를, 상기 날개 전연의 선단부측에 있어서의 날개 전연의 소정의 위치에서 0으로 하는 것을 특징으로 하는 축류 팬의 날개 설계 방법.
제7항에 있어서, 상기 두께 보강부의 두께는 상기 허브부의 회전 중심으로부터의 거리를 변수로 하는 대수 함수를 이용한 두께 분포 곡선에 기초한 것을 특징으로 하는 축류 팬의 날개 설계 방법.
제9항에 있어서, 상기 두께 분포 곡선은, 대수 함수를 이용하여 최소 제곱법에 의해 상기 접합부에 있어서의 두께 최대 위치(hm)와, 상기 허브부의 회전 중심으로부터 가장 떨어진 위치인 두께 최소 위치의 2점을 지나는 근사 곡선을 산출함으로써 구해지고, 상기 두께 보강부의 두께는 이 두께 분포 곡선에 기초한 것을 특징으로 하는 축류 팬의 날개 설계 방법.
제7항에 있어서, 상기 두께 보강부를, 상기 날개의 정압면측에 설치하는 것을 특징으로 하는 축류 팬의 날개 설계 방법.
회전 중심을 갖춘 허브부의 외주에 배치된 날개를 구비하는 축류 팬의 날개 설계 방법에 있어서,

상기 날개의 기본 날개를 설계할 때에,

상기 날개의 회전축에 수직한 평면에 있어서 상기 회전 중심을 원점으로 하는 좌표계를 설정한 경우에, 둘레 방향의 각도에 의해 나타내는 상기 날개 전연 및 후연의 위치를 결정하는 단계와,

상기 좌표계에 있어서의 임의의 각도 위치에 있어서의 상기 날개의 반경 방향 단면 형상을, 상기 각도 위치에 있어서의 임의의 점부터 상기 회전 중심까지의 거리와 상기 각도 위치에 있어서의 날개 선단부터 상기 회전 중심까지의 거리와의 차를 변수로서 결정하는 단계로 이루어지고,

상기 날개의 추가 날개를 설계할 때에,

상기 기본 날개의 날개 전연의 선단부를 중심으로 하여, 상기 날개 전연의 선단부와 상기 회전 중심과의 거리를 제1 반경으로 하는 제1 원을 그리고, 상기 제1 원 상에 상기 회전 중심으로부터 둘레 방향으로 제1 각도 벗어난 기준점을 설정하고, 상기 기준점을 중심으로, 임의의 제2 반경으로 그려진 제2 원과 상기 기본 날개 표면과의 겹침에 대응하는 원호를 상기 추가 날개의 날개 형상 변경 개시부로 한 경우에, 상기 날개 형상 변경 개시부를, 상기 제1 각도 및 상기 제2 반경 중 적어도 하나를 변수로서 결정하는 단계와,

상기 추가 날개의 곡면 형상을, 곡면의 최대 변화량과 추가 날개의 기울기 변화 위치와 추가 날개의 최대 변화 위치의 3개의 값을 변수로서 결정하는 단계로 이루어지는 것을 특징으로 하는 축류 팬의 날개 설계 방법.
제12항에 있어서, 상기 임의의 반경은, 상기 제1 원의 반경과 동일한 것을 특징으로 하는 축류 팬의 날개 설계 방법.
제12항에 있어서, 상기 날개의 외주부에 추가 날개를 설계할 경우, 상기 날개 형상 변경 개시부를 기준으로 상기 날개의 외주측을 절곡시키는 것을 특징으로 하는 축류 팬의 날개 설계 방법.
제12항에 있어서, 상기 날개의 외주부를 제외한 익면에 추가 날개를 설계할경우, 상기 날개 형상 변경 개시부에 상기 날개의 부압면측으로 돌출하는 추가 날개를 형성하는 것을 특징으로 하는 축류 팬의 날개 설계 방법.
제12항에 있어서, 상기 추가 날개의 곡면의 변화량은, 상기 날개의 날개 전연의 선단부와 상기 추가 날개의 기울기 변화 위치 사이를 매끄럽게 연결하는 2차 곡선과, 상기 기울기 변화 위치와 상기 추가 날개의 최대 변화 위치 사이를 매끄럽게 연결하는 2차 곡선과, 상기 최대 변화 위치와 곡면 종료 위치 사이를 매끄럽게 연결하는 2차 곡선을 이용하여 정의되는 것을 특징으로 하는 축류 팬의 날개 설계 방법.
회전 중심을 갖춘 허브부의 외주에 배치된 날개를 구비하는 축류 팬의 날개 설계 방법에 있어서,

상기 날개의 기본 날개를 설계할 때에,

상기 날개의 회전축에 수직한 평면에 있어서 상기 회전 중심을 원점으로 하는 좌표계를 설정한 경우에, 둘레 방향의 각도에 의해 나타내는 상기 날개 전연 및 후연의 위치를 결정하는 단계와,

상기 좌표계에 있어서의 임의의 각도 위치에 있어서의 상기 날개의 반경 방향 단면 형상을, 상기 각도 위치에 있어서의 임의의 점부터 상기 회전 중심까지의 거리와 상기 각도 위치에 있어서의 날개 선단부터 상기 회전 중심까지의 거리와의 차를 변수로서 결정하는 단계로 이루어지고,

상기 날개의 추가 날개를 설계할 때에,

상기 기본 날개의 날개 전연의 선단부를 중심으로 하여, 상기 날개 전연의 선단부와 상기 회전 중심과의 거리를 제1 반경으로 하는 제1 원을 그리고, 상기 제１ 원 상에 상기 회전 중심으로부터 둘레 방향으로 제1 각도 벗어난 기준점을 설정하고, 상기 기준점을 중심으로, 임의의 제2 반경으로 그려진 제2 원과 상기 기본 날개 표면과의 겹침에 대응하는 원호를 상기 추가 날개의 날개 형상 변경 개시부로 한 경우에, 상기 날개 형상 변경 개시부를, 상기 제1 각도 및 상기 제2 반경 중 적어도 하나를 변수로서 결정하는 단계와,

상기 추가 날개의 곡면 형상을, 상기 추가 날개의 둘레 방향에 있어서의 단면 형상을 결정하는 소정 파라미터를 변수로서 결정하는 단계로 이루어지는 것을 특징으로 하는 축류 팬의 날개 설계 방법.
제17항에 있어서, 상기 소정의 파라미터는, 상기 추가 날개 곡면의 최대 변화량과 추가 날개의 기울기 변화 위치와 추가 날개의 최대 변화 위치인 것을 특징으로 하는 축류 팬의 날개 설계 방법.