KR101251130B1

KR101251130B1 - Propeller fan

Info

Publication number: KR101251130B1
Application number: KR1020117018383A
Authority: KR
Inventors: 토시카츠 아라이; 세이지 나카시마; 히토시 키쿠치; 마사노리 시오노이리; 카츠미 아라키
Original assignee: 미쓰비시덴키 가부시키가이샤
Priority date: 2009-04-28
Filing date: 2009-04-28
Publication date: 2013-04-05
Also published as: CN102341603B; JPWO2010125645A1; CN102341603A; TW201038825A; WO2010125645A1; KR20110104548A; JP5425192B2; TWI400391B

Abstract

회전축에 감합되는 허브와, 상기 허브에 방사형상으로 마련되고 회전축 방향으로 송풍하는 복수의 날개를 구비하는 프로펠러 팬에 있어서, 상기 회전축부터 소정의 반경까지의 상기 날개의 제 1 영역에서는, 상기 회전축부터 임의의 반경에 따라 절단한 상기 날개의 원통 단면에서의 최대 캠버의 능선이, 날개 전연부터 날개 현 길이의 50% 이내에 있고, 상기 소정의 반경부터 날개 외연까지의 상기 날개의 제 2 영역에서는, 상기 회전축부터 임의의 반경에 따라 절단한 상기 날개의 원통 단면에서의 최대 캠버의 능선이, 상기 소정의 반경 위치에서는 상기 제 1 영역의 최대 캠버의 능선에 접속하고, 반경이 커짐에 따라 날개 후연측에 위치되어, 날개 외연에서 날개 전연부터 날개 현 길이의 50% 이내에 있다.A propeller fan having a hub fitted to a rotating shaft and a plurality of blades provided radially to the hub and blown in the direction of the rotating shaft, wherein the first axis of the blade from the rotating shaft to a predetermined radius includes: The ridgeline of the largest camber in the cylindrical cross section of the blade cut along an arbitrary radius is within 50% of the blade string length from the leading edge of the blade, and in the second region of the blade from the predetermined radius to the blade outer edge, The ridgeline of the largest camber in the cylindrical cross section of the blade cut along an arbitrary radius from the axis of rotation is connected to the ridgeline of the largest camber in the first region at the predetermined radial position, and as the radius increases, It is located within 50% of the length of the wing chord from the wing leading edge at the wing perimeter.

Description

Propeller Fans {PROPELLER FAN}

본 발명은, 환기 팬이나 에어컨 등에 사용되는 프로펠러 팬에 관한 것이다.
TECHNICAL FIELD This invention relates to the propeller fan used for a ventilation fan, an air conditioner, etc.

종래, 회전축에 부착되는 보스의 외주부에 복수개의 날개가 마련된 프로펠러 팬에 있어서, 상기 회전축부터 임의의 반경에 따라 절단된 상기 날개의 원통 단면에서 휘어짐량이 최대로 되는 위치는, 반경이 커짐에 따라 날개의 후연측에 위치된 프로펠러 팬이 개시되어 있다(예를 들면, 특허 문헌 1 참조).Conventionally, in the propeller fan provided with a plurality of vanes on the outer circumference of the boss attached to the rotating shaft, the position where the amount of warp is maximized in the cylindrical cross section of the blade cut along an arbitrary radius from the rotating shaft, the blade as the radius increases A propeller fan located on the trailing edge side of the engine is disclosed (see Patent Document 1, for example).

또한, 구동력을 받아 회전하는 허브와, 이 허브의 주위에 연결된 날개를 구비하는 축류 팬에 있어서, 상기 날개는, 박육 날개이며, 또한 휘어짐을 구비하고, 이 휘어짐은, 최대 캠버가, 날개 현 길이의 5 내지 8%의 범위 내에 마련됨과 함께, 최대 캠버 위치가, 날개 현 길이의 20 내지 40%의 범위에 마련된 축류 팬이 개시되어 있다(예를 들면, 특허 문헌 2 참조).Moreover, in the axial flow fan which has the hub which rotates by a driving force, and the blade | wing connected to the circumference | surroundings of this hub, the said blade is a thin blade and is provided with the bend, and this bend has the largest camber, and the wing | blade chord length The axial flow fan which is provided in 5 to 8% of the range, and whose maximum camber position is provided in the range of 20 to 40% of the blade string length is disclosed (for example, refer patent document 2).

(선행 기술 문헌)(Prior art technical literature)

특허 문헌 1 : 일본 특허3608038호 공보Patent Document 1: Japanese Patent No. 3608038

특허 문헌 2 : 일본 특개평2-233899호 공보
Patent Document 2: Japanese Patent Application Laid-Open No. 2-233899

그러나, 상기 종래의 기술에 의하면, 날개 외연에 큰 날개 외연 소용돌이가 발생한다. 그 때문에, 송풍-소음 특성이 악화된다는 문제가 있다.However, according to the conventional technique, a large blade outer edge vortex occurs at the blade outer edge. Therefore, there exists a problem that a blowing-noise characteristic deteriorates.

본 발명은, 상기한 바를 감안하여 이루어진 것으로서, 프로펠러 팬의 날개 외연에 발생한 날개 외연 소용돌이를 억제하여, 송풍-소음 특성을 개선한 프로펠러 팬을 얻는 것을 목적으로 한다.
This invention is made | formed in view of the above, Comprising: It aims at obtaining the propeller fan which suppressed the blade outer edge vortex which generate | occur | produced on the blade outer edge of a propeller fan, and improved the blowing-noise characteristic.

상술한 과제를 해결하고, 목적을 달성하기 위해, 본 발명은, 회전축에 감합되는 허브와, 상기 허브에 방사형상으로 마련되고 회전축 방향으로 송풍하는 복수의 날개를 구비하는 프로펠러 팬에 있어서, 상기 회전축부터 소정의 반경까지의 상기 날개의 제 1 영역에서는, 상기 회전축부터 임의의 반경에 따라 절단한 상기 날개의 원통 단면에서의 최대 캠버의 능선이, 날개 전연(前緣)부터 날개 현 길이의 50% 이내에 있고, 상기 소정의 반경부터 날개 외연까지의 상기 날개의 제 2 영역에서는, 상기 회전축부터 임의의 반경에 따라 절단한 상기 날개의 원통 단면에서의 최대 캠버의 능선이, 상기 소정의 반경 위치에서는 상기 제 1 영역의 최대 캠버의 능선에 접속하고, 반경이 커짐에 따라 날개 후연(後緣)측에 위치되며, 날개 외연에서 날개 전연부터 날개 현 길이의 50% 이내에 있는 것을 특징으로 한다.In order to solve the above-mentioned problems and to achieve the object, the present invention provides a propeller fan having a hub fitted to a rotating shaft and a plurality of blades provided radially to the hub and blowing in a direction of the rotating shaft. In the first region of the blade from the blade to a predetermined radius, the ridge of the largest camber in the cylindrical cross section of the blade cut along the arbitrary radius from the rotational axis is 50% of the blade string length from the leading edge of the blade. In the second region of the blade from the predetermined radius to the outer edge of the blade, the ridgeline of the maximum camber in the cylindrical cross section of the blade cut along the arbitrary radius from the rotational axis is at the predetermined radial position. It is connected to the ridgeline of the largest camber in the first area, and is located on the wing trailing edge side as the radius increases, and from the wing leading edge to the wing string at the wing outer edge. It characterized in that less than 50% thereof.

본 발명에 관한 프로펠러 팬은, 날개 외연에 발생한 날개 외연 소용돌이를 억제하여, 송풍-소음 특성을 개선할 수 있다는 효과를 이룬다.
The propeller fan according to the present invention has the effect of suppressing the blade edge vortex generated in the blade edge and improving the air blowing-noise characteristic.

도 1은 일반적인 프로펠러 팬을 도시하는 사시도.
도 2a는 본 발명의 실시의 형태 1의 프로펠러 팬의 평면도.
도 2b는 실시의 형태 1의 날개의 제 1 영역의 원통 단면도.
도 3a는 실시의 형태 1의 날개의 부압면측의 기류를 모식적으로 도시하는 사시도.
도 3b는 도 3a의 F-F선에 따른 단면도.
도 4a는 도 2b의 종래의 캠버(CLD)를 갖는 날개의 날개주위의 기류를 도시하는 도면.
도 4b는 도 2b의 실시의 형태 1의 캠버(CLD')를 갖는 날개의 날개주위의 기류를 도시하는 도면.
도 5는 도 2a에 도시하는, 실시의 형태 1의 최대 캠버의 능선(CL')을 갖는 날개의 비소음 특성과, 종래의 최대 캠버의 능선(CL)을 갖는 날개의 비소음 특성을 비교하여 도시하는 도면.
도 6은 실시의 형태 1의 최대 캠버의 능선(CL')을 갖는 날개의 날개 내주부 전연측을 파형으로 형성한 실시의 형태 2의 날개를 갖는 프로펠러 팬을 도시하는 사시도.
도 7은 도 6에 도시하는 실시의 형태 2의 날개의 부압면측의 기류를 모식적으로 도시하는 사시도.
도 8은 실시의 형태 1의 최대 캠버의 능선(CL')을 갖는 날개의 날개 내주부 후연측을 파형으로 형성한 실시의 형태 3의 날개를 갖는 프로펠러 팬을 도시하는 사시도.
도 9는 도 8에 도시하는 실시의 형태 3의 날개의 부압면측의 기류를 모식적으로 도시하는 사시도.
도 10은 도 6 및 도 8에 도시하는 날개의 비소음을 도시하는 도면.
도 11은 날개 외주측이 기류의 상류측으로 굴곡한 날개를 갖는 프로펠러 팬을 도시하는 사시도.
도 12는 도 11에 도시하는 날개의 부압면측의 기류를 모식적으로 도시하는 사시도.
도 13은 도 1에 도시하는 프로펠러 팬을 회전축에 직교하는 평면에 투영한 평면도.
도 14는 도 13에서의 각 날개 현 중심점(Pr)의 궤적을, 회전축과 0X축을 포함하는 수직 평면에 반경(R)으로 회전 투영한 도면.
도 15는 날개 외주측이 기류의 상류측으로 굴곡한 날개의 날개 현 중심선(Pr1)을 도시하는 도면.
도 16은 날개 외주측이 기류의 상류측으로 굴곡한 날개의 날개 현 중심선(Pr1)의 정의 방법을 도시하는 도 15와 같은 도면.
도 17은 도 2a에 도시하는, 실시의 형태 1의 캠버의 능선(CL')을 갖는 날개로서, 날개 외주측이 기류의 상류측으로 굴곡한 날개의 부압면측의 기류를 모식적으로 도시하는 도면.
도 18은 본 발명의 실시의 형태 4의 프로펠러 팬의 비소음을 도시하는 도면.
도 19는 실시의 형태 4의 프로펠러 팬의 팬 효율을 도시하는 도면.1 is a perspective view showing a typical propeller fan.
2A is a plan view of the propeller fan of Embodiment 1 of the present invention.
2B is a cylindrical cross-sectional view of the first region of the vane of Embodiment 1;
It is a perspective view which shows typically the airflow of the negative pressure surface side of the vane of Embodiment 1. FIG.
3B is a cross-sectional view taken along line FF of FIG. 3A.
FIG. 4A is a view showing the air flow around the wing of a wing having the conventional camber CLD of FIG. 2B.
FIG. 4B is a view showing the air flow around the blade of the blade having the camber CLD 'of Embodiment 1 of FIG. 2B. FIG.
FIG. 5 compares the non-noise characteristics of the blade having the ridgeline CL ′ of the maximum camber of Embodiment 1 shown in FIG. 2A with the non-noise characteristics of the blade having the ridgeline CL of the conventional maximum camber. The figure which shows.
FIG. 6 is a perspective view illustrating a propeller fan having wings of Embodiment 2 in which the inner periphery of the blade inner periphery of the blade having the ridgeline CL 'of the largest camber of Embodiment 1 is formed in a waveform; FIG.
It is a perspective view which shows typically the airflow of the negative pressure surface side of the blade | wing of Embodiment 2 shown in FIG.
FIG. 8 is a perspective view illustrating a propeller fan having a wing according to Embodiment 3 in which the inner periphery of the trailing edge of the wing having the ridgeline CL ′ of the largest camber according to the first embodiment is formed in a wave form; FIG.
FIG. 9 is a perspective view schematically showing the air flow at the negative pressure surface side of the vane according to the third embodiment shown in FIG. 8. FIG.
FIG. 10 is a diagram showing non-noise of the blades shown in FIGS. 6 and 8. FIG.
The perspective view which shows the propeller fan which has the blade | wing which curved the outer peripheral side to the upstream of airflow.
It is a perspective view which shows typically the airflow of the negative pressure surface side of the blade | wing shown in FIG.
13 is a plan view in which the propeller fan shown in FIG. 1 is projected onto a plane orthogonal to the rotation axis.
FIG. 14 is a view in which the trajectory of each wing chord center point Pr in FIG. 13 is rotated and projected by a radius R on a vertical plane including a rotation axis and a 0X axis.
Fig. 15 is a view showing the wing chord center line Pr1 of the wing whose outer peripheral side is bent to the upstream side of the air flow;
FIG. 16 is a view similar to FIG. 15 showing a method of defining a wing chord centerline Pr1 of a wing whose outer circumference of the wing is bent upstream of the airflow;
FIG. 17: is a blade which has the ridgeline CL 'of the camber of Embodiment 1 shown to FIG. 2A, and is a figure which shows typically the airflow of the negative pressure surface side of the blade | wing whose outer peripheral side curved to the upstream of airflow.
18 is a diagram showing non-noise of the propeller fan of Embodiment 4 of the present invention.
19 is a diagram showing fan efficiency of the propeller fan according to the fourth embodiment.

이하에, 본 발명에 관한 프로펠러 팬의 실시의 형태를 도면에 의거하여 상세히 설명한다. 또한, 이 실시의 형태에 의해 본 발명이 한정되는 것이 아니다.EMBODIMENT OF THE INVENTION Below, embodiment of the propeller fan which concerns on this invention is described in detail based on drawing. In addition, this invention is not limited by this embodiment.

실시의 형태 1.Embodiment Mode 1.

도 1은, 일반적인 프로펠러 팬을 도시하는 사시도이고, 도 2a는 본 발명의 실시의 형태 1의 프로펠러 팬의 평면도이고, 도 2b는 실시의 형태 1의 날개의 제 1 영역의 원통 단면도이다.1 is a perspective view showing a general propeller fan, FIG. 2A is a plan view of the propeller fan of Embodiment 1 of the present invention, and FIG. 2B is a cylindrical cross-sectional view of the first region of the vane of Embodiment 1. FIG.

도 1에 도시하는 프로펠러 팬은 3장 날개이지만, 본 발명에서는, 날개의 매수는 제한되지 않고, 다른 복수의 매수라도 좋다. 이하의 설명에서는, 주로 1장의 날개의 형상에 관해 기술하지만, 다른 날개의 형상도 동일한 형상이다.Although the propeller fan shown in FIG. 1 has three pieces of blades, in the present invention, the number of blades is not limited and may be a plurality of other pieces. In the following description, the shape of one wing is mainly described, but the shape of the other wing is the same shape.

도 1에 도시하는, 3차원 입체 형상을 갖는 날개(1)가, 도시하지 않은 모터에 회전 구동되어 회전축(3) 주위로 회전 방향(B)의 방향으로 회전하는 원주형상의 허브(2)의 외주부에 방사형상으로 부착되어 있다. 또한, 허브(2)는 원주형상이지만, 금속판을 절곡하여 형성된 보스의 외주부에, 방사형상으로 날개(1)를 형성하여도 좋다. 날개(1)의 회전에 의해 기류 방향(A)의 기류가 발생한다. 날개(1)의 상류측의 면이 부압면(負壓面)이 되고, 하류측의 면이 정압면이 된다.The blade 1 having a three-dimensional solid shape shown in FIG. 1 is driven by a motor (not shown) and rotated in the direction of the rotation direction B around the rotation axis 3 of the hub 2. It is attached to the outer circumference radially. In addition, although the hub 2 is cylindrical, the blade 1 may be formed radially on the outer peripheral portion of the boss formed by bending the metal plate. The airflow in the airflow direction A is generated by the rotation of the blade 1. The surface on the upstream side of the blade 1 becomes the negative pressure surface, and the surface on the downstream side becomes the positive pressure surface.

도 1에 도시하는 날개(1)를 회전축(3)에 직교하는 평면에 투영하면, 도 2a에 도시하는 날개(1)와 같은 형상이 된다. 도 2a에 도시하는 파선(CL)은, 날개(1)의 종래의 최대 캠버의 능선(캠버의 정점의 궤적)이고, 날개(1)의 날개 전연(1b)과 날개 후연(1c)의 중앙에 위치하고 있다. 날개(1)의 캠버는, 어느 반경(R1)의 원통 단면에서도, 도 2b에 도시하는 파선(CLD)(종래의 캠버)과 같은 원호형상으로 되어 있다.When the wing | blade 1 shown in FIG. 1 is projected on the plane orthogonal to the rotating shaft 3, it will become a shape like the blade | wing 1 shown in FIG. 2A. The broken line CL shown in FIG. 2A is the ridgeline of the conventional largest camber of the blade 1 (the locus of the apex of the camber), and is located at the center of the blade leading edge 1b and the blade trailing edge 1c of the blade 1. It is located. The camber of the blade | wing 1 has circular arc shape like the broken line CLD (formerly camber) shown to FIG. 2B also in the cylindrical cross section of any radius R1.

실시의 형태 1의 날개(1)에서는, 최대 캠버의 능선(CL')을, 소정의 반경(R2)을 경계로, 반경(R2)보다 내주측에서는 최대 캠버의 능선을 CL1'에 위치시키고, 반경(R2)보다 외주측에서는 최대 캠버의 능선을 CL2'에 위치시키도록 하고 있다. 즉, 반경(R2)보다 내주측에서는, 날개(1)의 날개 전연(1b)과 날개 후연(1c)의 중앙에 위치한 종래의 최대 캠버의 능선(CL)보다도 날개 전연(1b)측에, 최대 캠버의 능선(CL1')이 위치하고, 도 2b에 도시하는 실선(CLD')(실시의 형태 1의 캠버)과 같은 비원호형상으로 되어 있다.In the blade 1 of Embodiment 1, the ridgeline CL 'of the largest camber is located at CL1' on the inner circumferential side of the radius R2 with the boundary of the predetermined radius R2, and the radius On the outer circumferential side than (R2), the ridge line of the largest camber is positioned at CL2 '. That is, on the inner circumferential side of the radius R2, the maximum camber is closer to the blade leading edge 1b side than the ridge line CL of the conventional maximum camber positioned at the center of the blade leading edge 1b and the blade trailing edge 1c of the blade 1. The ridgeline CL1 'is located in the shape of a non-circular arc like the solid line CLD' (camber of Embodiment 1) shown in Fig. 2B.

도 3a는 실시의 형태 1의 날개의 부압면측의 기류를 모식적으로 도시하는 사시도이고, 도 3b는 도 3a의 F-F선에 따른 단면도이다. 날개(1)가 회전 방향(B)의 방향으로 회전하면, 기류의 방향(A)으로 공기가 흐른다. 날개(1)의 부압면(1f)과 정압면(1g)의 사이에는 압력차가 생기고, 도 3b에 도시하는 바와 같이, 날개 외연(1d)에서, 정압면(1g)측에서 부압면(1f)측을 향하는 누설 흐름 및 날개 외연 소용돌이(G)가 발생한다. 한편, 날개 내주측에는, 거의 부압면(1f)에 따른 날개 내주흐름(E)이 생기고 있다. 이와 같이, 실시의 형태 1의 프로펠러 팬(91)의 부압면(1f)측의 기류는, 대별하면, 날개 외주흐름(D)과 날개 내주흐름(E)의 형태가 다른 2개의 기류가 된다.3: A is a perspective view which shows typically the airflow of the negative pressure surface side of the vane of Embodiment 1, and FIG. 3B is sectional drawing along the F-F line of FIG. 3A. When the blade 1 rotates in the direction of the rotation direction B, air will flow in the direction A of airflow. A pressure difference occurs between the negative pressure surface 1f and the positive pressure surface 1g of the blade 1, and as shown in FIG. 3B, the negative pressure surface 1f on the positive pressure surface 1g side on the blade outer edge 1d. Leakage flow toward the side and wing periphery vortex G occur. On the other hand, the blade inner circumferential flow E along nearly the negative pressure surface 1f is generated on the blade inner circumferential side. Thus, the airflow on the negative pressure surface 1f side of the propeller fan 91 of Embodiment 1 becomes two airflows from which the form of wing outer periphery flow D and wing inner periphery flow E differ.

도 4a는 도 2b의 종래의 캠버(CLD)를 갖는 날개의 날개주위의 기류를 도시하는 도면이고, 도 4b는 도 2b의 실시의 형태 1의 캠버(CLD')를 갖는 날개의 날개주위의 기류를 도시하는 도면이다.Fig. 4A is a view showing the air flow around the wing of the wing having the conventional camber CLD of Fig. 2B, and Fig. 4B is the air flow around the wing of the wing having the camber CLD 'of Embodiment 1 of Fig. 2B. It is a figure which shows.

도 4a에 도시하는 바와 같이, 날개(1)가, 회전 방향(B)을 향하여 회전하면, 날개 전연(1b)으로부터 날개 후연(1c)을 향하는 흐름이 생긴다. 최대 캠버의 능선(CL)을 갖는 종래의 캠버(CLD)에서의 부압면 기류(H)는, 날개 후연(1c)에 가까워짐에 따라 불안정으로 되어 소용돌이가 발생하고, 날개 후연(1c)에서는, 압력면 기류와 합류하여 큰 날개 후연 소용돌이(J)가 발생한다. 이와 같은, 부압면 기류(H)중의 소용돌이나 날개 후연 소용돌이(J)에 의해, 소음이 발생한다.As shown in FIG. 4A, when the blade 1 rotates toward the rotation direction B, the flow from the blade leading edge 1b toward the blade trailing edge 1c occurs. The negative pressure surface airflow H in the conventional camber CLD having the ridgeline CL of the largest camber becomes unstable as it approaches the blade trailing edge 1c, and vortex occurs, and at the wing trailing edge 1c, pressure The large wing trailing vortex J occurs when it merges with the surface airflow. The noise is caused by the vortex in the negative pressure surface air stream H and the wing trailing edge vortex J.

한편, 도 4b에 도시하는 바와 같이, 최대 캠버의 능선(CL')을 갖는 실시의 형태 1의 캠버(CLD')에서 부압면 기류(H')는, 날개 전연(1b)으로부터 유입하는 공기가, 종래의 캠버(CLD)보다도 부압면(1f)에 따르도록 흐르고, 소용돌이의 발생이 억제되어, 날개 후연(1c)에서 발생하는 날개 후연 소용돌이(J')의 규모도 작아지고, 종래의 캠버(CLD)를 갖는 날개에 비하여, 소음은 작아진다.On the other hand, as shown in FIG. 4B, in the camber CLD 'of Embodiment 1 which has the ridge line CL' of the largest camber, the negative pressure surface airflow H 'has the air which flows in from the blade edge 1b. The flow of the air flows along the negative pressure surface 1f rather than the conventional camber CLD, and the generation of the vortex is suppressed, and the scale of the wing trailing edge vortex J 'generated at the wing trailing edge 1c is also reduced, and thus the conventional camber ( Compared to the wing with CLD), the noise becomes smaller.

이상과 같이, 날개(1)의 형상을, 캠버(CLD')와 같은 형상으로 함에 의해, 부압면 기류(H')의 혼란이 작아지고 소음이 작아지는데, 도 3a에 도시하는 바와 같이, 프로펠러 팬(91)에서는, 날개 외주흐름(D)에서 커다란 날개 외연 소용돌이(G)가 생기기 때문에, 날개 내주흐름(E)과는 흐름의 상태가 크게 다르다. 그 때문에, 날개 외주부의 캠버를 일률적으로 캠버(CLD')로 하면, 날개 외연 소용돌이(G)가 크게 변화하고, 송풍-소음 특성이 악화하는 경우가 있다.As mentioned above, when the shape of the blade | wing 1 is made into the same shape as camber CLD ', the confusion of the negative pressure surface airflow H' becomes small and a noise becomes small, As shown in FIG. 3A, a propeller In the fan 91, since a large wing outer periphery vortex G arises in the wing outer periphery flow D, the state of flow is largely different from the wing inner periphery flow E. FIG. Therefore, when the camber CLD 'is uniformly used as the camber CLD', the blade outer periphery vortex G greatly changes, and the blowing-noise characteristic may deteriorate.

그래서, 실시의 형태 1의 프로펠러 팬(91)에서는, 도 2a에 도시하는 바와 같이, 날개(1)의 최대 캠버의 능선(CL')을 CL1'와 CL2'의 형태가 다른 능선으로 하여, 최대 캠버의 능선(CL1')을, 날개 전연(1b)으로부터 날개 현 길이의 50% 이내에 위치시키고, 날개 외주부의 최대 캠버의 능선(CL2')을, 최대 캠버의 능선(CL1')에 접속하는 위치부터 반경이 커짐에 따라 날개 후연(1c)측에 위치시키고, 날개 외연(1d)에서 날개 현 길이의 50% 이내에 위치시키도록 한다. 도 2a에 도시하는 부호 CLt는, 날개 외연에서의 최대 캠버 위치이고, 부호 CLb는, 종래의 날개의 날개 내연에서의 최대 캠버 위치이고, 부호 CLb'는, 실시의 형태 1의 날개의 날개 내연에서의 최대 캠버 위치이다.Therefore, in the propeller fan 91 of Embodiment 1, as shown in FIG. 2A, the ridgeline CL 'of the largest camber of the blade | wing 1 is made into the ridgeline different from CL1' and CL2 ', and is maximum. Position where the camber ridgeline CL1 'is positioned within 50% of the blade chord length from the blade leading edge 1b, and the ridgeline CL2' of the largest camber at the outer circumference of the wing is connected to the ridgeline CL1 'of the maximum camber. As the radius increases, it is positioned on the blade trailing edge 1c side and within 50% of the length of the blade string at the blade outer edge 1d. Code | symbol CLt shown in FIG. 2A is a maximum camber position in the blade outer periphery, code | symbol CLb is a maximum camber position in the blade inner edge of the conventional wing, and code | symbol CLb 'is at the blade inner edge of the blade of Embodiment 1 Is the maximum camber position.

도 5는 도 2a에 도시하는, 실시의 형태 1의 최대 캠버의 능선(CL')을 갖는 날개의 비소음 특성과, 종래의 최대 캠버의 능선(CL)을 갖는 날개의 비소음 특성을 비교하여 도시하는 도면이다. 도 5에 도시하는 실시의 형태 1의 최대 캠버의 능선(CL')은, 날개 내연(1e)부터 날개의 반경 R2=0.675×Rt(Rt는 날개 외연 반경)까지의 제 1 영역에서는, 날개 전연(1b)으로부터 날개 현 길이의 35%의 위치에 위치시키고, R2=0.675×Rt로부터 날개 외연(1d)까지의 제 2 영역에서는, 날개 전연(1b)으로부터 날개 현 길이의 35%의 위치에서 반경이 커짐에 따라 날개 후연(1c)측에 위치시켜서, 날개 외연(1d)에서 날개 현 길이의 50%의 위치에 위치시키고 있다. 비교에 이용한 종래의 날개는, 날개 전연(1b)으로부터 날개 현 길이의 50%의 위치에 최대 캠버의 능선(CL)이 위치하는 날개이다.FIG. 5 compares the non-noise characteristics of the blade having the ridgeline CL ′ of the maximum camber of Embodiment 1 shown in FIG. 2A with the non-noise characteristics of the blade having the ridgeline CL of the conventional maximum camber. It is a figure which shows. The ridgeline CL 'of the largest camber of Embodiment 1 shown in FIG. 5 is the blade leading edge in the first region from the blade inner edge 1e to the radius R2 = 0.675 x Rt (Rt is the blade outer radius) of the blade. It is located at the position of 35% of the blade string length from (1b), and in the 2nd area | region from R2 = 0.675 * Rt to the blade outer edge 1d, the radius is located at the position of 35% of the blade string length from the blade leading edge 1b. As it grows, it is located in the blade trailing edge 1c side, and is located in the position of 50% of the blade string length in the blade outer edge 1d. The conventional blade used for the comparison is a blade in which the maximum camber ridgeline CL is located at the position of 50% of the blade string length from the blade leading edge 1b.

또한, 비소음(K_T)은, 다음 식으로 정의된다.In addition, non-noise K _T is defined by the following formula.

K_T=SPL_A-10Log(Q·P_T ² ^.5) _{_{K T = SPL A -10Log (Q}} · P T 2 .5)

Q : 풍량[㎥/min]Q: Air flow rate [㎥ / min]

P_T : 전압(全壓)[Pa]P _T : Voltage [Pa]

SPL_A : 소음 특성(A보정 후)[dB]SPL _A : Noise characteristics (after A correction) [dB]

도 5는 종축이 비소음을 나타내고, 파선으로 도시하는 1눈금이 1[dBA]의 차(差)를 나타내고 있고, 횡축이 풍량을 나타내고 있다. 도 5에 도시하는 바와 같이, 실시의 형태 1의 최대 캠버의 능선(CL')을 갖는 날개의 쪽이, 최대 -1[dBA] 정도 소음이 낮다.In FIG. 5, the vertical axis shows non-noise, one division shown by a broken line shows the difference of 1 [dBA], and the horizontal axis shows the amount of air. As shown in FIG. 5, the wing | tip which has the ridgeline CL 'of the largest camber of Embodiment 1 has a low noise about -1 [dBA] at the maximum.

실시의 형태 2.Embodiment 2:

도 6은, 실시의 형태 1의 최대 캠버의 능선(CL')을 갖는 날개의 날개 내주부 전연측을 파형(21m)으로 형성한 실시의 형태 2의 날개(21)를 갖는 프로펠러 팬(92)을 도시하는 사시도이다. 날개 전연(21b)의 파형을 최대 파형으로 하여, 날개 중앙부을 향하여 서서히 소 파형으로 한다.6 is a propeller fan 92 having a blade 21 of Embodiment 2 in which a blade inner peripheral part leading edge side of a blade having a ridgeline CL 'of the largest camber of Embodiment 1 is formed with a waveform 21m. It is a perspective view which shows. The waveform of the blade leading edge 21b is made into the largest waveform, and is gradually made small waveform toward the blade center part.

도 7은 도 6에 도시하는 실시의 형태 2의 날개(21)의 부압면측의 기류를 모식적으로 도시하는 사시도이다. 도 7에 도시하는 바와 같이, 날개 전연(21b)에 유입하는 공기에, 날개(21)의 파형(21m)에 의해 세로 소용돌이(종와)를 발생시키고, 날개 내주흐름(E)을, 더욱 혼란이 적은 기류(E2)로 하여, 기류의 혼란에 기인하는 소음을 저감할 수 있다.FIG. 7: is a perspective view which shows typically the airflow of the negative pressure surface side of the blade 21 of Embodiment 2 shown in FIG. As shown in FIG. 7, vertical air vortices are generated in the air flowing into the blade leading edge 21b by the waveform 21m of the blade 21, and the blade inner circumference E is further disturbed. With a small airflow E2, the noise caused by the disturbance of the airflow can be reduced.

실시의 형태 3.Embodiment 3.

도 8은 실시의 형태 1의 최대 캠버의 능선(CL')을 갖는 날개의 날개 내주부 후연측을 파형(31n)으로 형성한 실시의 형태 3의 날개(31)를 갖는 프로펠러 팬(93)을 도시하는 사시도이다. 날개 후연(31c)의 파형을 최대 파형으로 하고, 날개 중앙부를 향하여 서서히 소 파형으로 한다.Fig. 8 shows a propeller fan 93 having a vane 31 of Embodiment 3 in which a trailing edge of the blade inner periphery of the vane having the ridgeline CL 'of the largest camber of Embodiment 1 is formed into a waveform 31n. It is a perspective view shown. The waveform of the blade trailing edge 31c is made into the largest waveform, and it becomes a small waveform gradually toward a blade center part.

도 9는 도 8에 도시하는 실시의 형태 3의 날개(31)의 부압면측의 기류를 모식적으로 도시하는 사시도이다. 도 9에 도시하는 바와 같이, 날개 후연(31c)에 발생하는 소용돌이에 의한 공기의 혼란을, 날개(31)의 파형(31n)에 의해 발생시킨 세로 소용돌이에 의해 저감시키고, 또한 혼란이 적은 기류(E3)로 하여, 기류의 혼란에 기인하는 소음을 저감할 수 있다.FIG. 9: is a perspective view which shows typically the airflow of the negative pressure surface side of the blade | wing 31 of Embodiment 3 shown in FIG. As shown in FIG. 9, the air turbulence generated by the vortex generated in the blade trailing edge 31c is reduced by the vertical vortex generated by the waveform 31n of the blade 31, and the airflow having less confusion. With E3), the noise caused by the airflow disturbance can be reduced.

도 10은 도 6 및 도 8에 도시하는 날개(21, 31)의 비소음을 도시하는 도면이다. 도 10에 도시하는 바와 같이, 풍량이 큰 영역에서는, 날개 내주측을 파형으로 한 날개(21, 31)의 쪽이, 최대 -0.5[dBA] 정도 소음이 낮다.FIG. 10: is a figure which shows the non-noise of the blade | wing 21 and 31 shown in FIG. 6 and FIG. As shown in FIG. 10, in the area | region with a large air volume, the blade | wing 21 and 31 which made the inner periphery side of the blade the waveform have low noise about -0.5 [dBA] at the maximum.

실시의 형태 4.Embodiment 4.

도 11은 날개 외주측이 기류의 상류측으로 굴곡한 날개를 갖는 프로펠러 팬을 도시하는 사시도이고, 도 12는 도 11에 도시하는 날개의 부압면측의 기류를 모식적으로 도시하는 사시도이다. 도 11 및 도 12에 도시하는 날개 외주측이 기류의 상류측으로 굴곡한 날개를 갖는 프로펠러 팬은, 날개 외연 부압면에서 발생하는 날개 외연 소용돌이를 약하게 하고, 날개 외연 소용돌이에 기인하는 소음을 저감할 수 있는데, 날개 외주측이 기류의 상류측으로 굴곡하고 있음에 의해, 날개의 회전에 의해 생기는 승압 성분이, 일부, 부압면측에 누설되어, 약간, 팬 효율이 저하되어 있다.It is a perspective view which shows the propeller fan which has the blade | wing whose outer peripheral side bend | folded to the upstream side of airflow, and FIG. 12 is a perspective view which shows typically the airflow of the negative pressure surface side of the blade | wing shown in FIG. The propeller fan which has a blade | wing whose outer periphery of the blade | wing shown in FIG. 11 and FIG. 12 bends upstream of airflow can weaken the blade outer edge vortex which generate | occur | produces in the wing outer edge negative pressure surface, and can reduce the noise resulting from a blade outer edge vortex. Although the wing outer peripheral side is bent to the upstream side of airflow, the boost component which arises by rotation of a blade leaks in part and the negative pressure surface side, and fan efficiency falls slightly.

또한, 도 1 및 도 11에 도시하는 바와 같은 날개의 소음원은, 날개 외연에 발생하는 날개 외연 소용돌이에 기인하는 것과, 날개 부압면 흐름의 혼란에 기인하는 것과, 날개 후연 소용돌이에 기인하는 것이 있다. 날개 외주측이 기류의 상류측으로 굴곡한 날개에서는, 날개 외연 소용돌이에 기인하는 소음의 비율이 작아지고, 상대적으로, 날개 내주흐름에서 발생하는 소음의 비율이 커진다. 그 때문에, 날개 내주흐름을 개선하여, 날개 외주흐름에 영향을 미치지 않는 날개의 형상을 검토할 필요가 있다.In addition, the noise source of the wing | wing shown in FIG. 1 and FIG. 11 may be due to the blade outer edge vortex which arises in the outer edge of a wing, the confusion of the wing negative pressure surface flow, and the wing trailing edge vortex. In the wing | blade whose outer periphery side bends the upstream of airflow, the ratio of the noise which originates in a blade outer edge vortex becomes small, and the ratio of the noise which generate | occur | produces in the blade inner periphery flow becomes large relatively. Therefore, it is necessary to improve the wing inner circumference and to examine the shape of the wing that does not affect the wing outer circumference flow.

날개 외주측이 기류의 상류측으로 굴곡한 날개에서도, 도 2a에 도시하는 바와 같은 최대 캠버의 능선(CL')을 형성함에 의해, 날개 외주흐름에 영향을 주지 않고서, 날개 외연 소용돌이에 기인하는 소음을 저감하고, 날개 내주흐름을 개선하여 더한층의 저소음화를 도모하며 팬 효율을 향상시킬 수 있다.Even in a wing whose wing outer circumference is bent upstream of the airflow, by forming the ridgeline CL 'of the largest camber as shown in Fig. 2A, the noise caused by the wing circumference vortex can be removed without affecting the wing outer circumference flow. It can reduce, improve wing inner circumference, further reduce noise, and improve fan efficiency.

도 13은 도 1에 도시하는 프로펠러 팬을 회전축에 직교하는 평면에 투영한 평면도이고, 도 14는 도 13에서의 각 날개 현 중심점(Pr)의 궤적을, 회전축과 0X축을 포함하는 수직 평면에 반경(R)으로 회전 투영한 도면이고, 도 15는 날개 외주측이 기류의 상류측으로 굴곡한 날개의 날개 현 중심선(Pr1)을 도시하는 도면이고, 도 16은 날개 외주측이 기류의 상류측으로 굴곡한 날개의 날개 현 중심선(Pr1)의 정의 방법을 도시하는 도 15와 같은 도면이다.FIG. 13 is a plan view in which the propeller fan shown in FIG. 1 is projected onto a plane orthogonal to the axis of rotation, and FIG. 14 shows the trajectory of each wing chord center point Pr in FIG. 13 in a radius in the vertical plane including the axis of rotation and the 0X axis. It is a figure which rotated-projected to (R), FIG. 15 is a figure which shows the wing chord centerline Pr1 of the blade | wing whose outer peripheral side bend | folded to the upstream of airflow, and FIG. It is a figure like FIG. 15 which shows the method of defining the blade chord centerline Pr1 of a wing | blade.

도 13 내지 도 16을 참조하면, 날개 외주측이 기류의 상류측으로 굴곡한 날개의 형상의 정의에 관해 설명한다. 도 1에 도시하는 날개(1)를 회전축(3)에 직교하는 평면(Sc)(도 14 참조)에 투영하면, 도 13에 도시하는 날개(1)의 형상이 된다. 도 13에 도시하는 점(Pb)은, 허브(2)의 외주에서의 날개 전연(1b)부터 날개 후연(1c)까지의 날개 현 중심점(중점)을 나타낸다.With reference to FIGS. 13-16, the definition of the shape of the blade | wing which bent the upstream side of airflow by the outer peripheral side is demonstrated. When the wing | blade 1 shown in FIG. 1 is projected on the plane Sc (refer FIG. 14) orthogonal to the rotating shaft 3, it will become the shape of the blade | wing 1 shown in FIG. The point Pb shown in FIG. 13 shows the blade chord center point (middle point) from the blade leading edge 1b to the blade trailing edge 1c in the outer periphery of the hub 2.

마찬가지로, Pt는, 날개 외연(1d)에서의 날개 전연(1b)부터 날개 후연(1c)까지의 날개 현 중심점(중점)을 나타낸다. 도 13에 도시하는 선(Pr)은, 허브의 날개 현 중심점(Pb)부터 날개 외연의 날개 현 중심점(Pt)까지의 임의의 반경(R)에서의 각 날개 현 중심점의 궤적(날개 현 중심선)을 나타낸다.Similarly, Pt represents the blade chord center point (middle point) from the blade leading edge 1b to the blade trailing edge 1c in the blade outer edge 1d. The line Pr shown in FIG. 13 shows the trajectory (wing string center line) of each blade string center point at an arbitrary radius R from the blade string center point Pb of the hub to the blade string center point Pt of the blade outer edge. Indicates.

도 14는 도 13에 있어서 허브의 날개 현 중심점(Pb)부터 날개 외연의 날개 현 중심점(Pt)까지의 각 날개 현 중심점의 궤적(날개 현 중심선), 즉 날개 현 중심점(Pb-Pr-Pt)에 관해, 임의의 반경(R)에서의 각 날개 현 중심점(Pr)을, 회전축(3)과 0X축을 포함하는 수직 평면에 반경(R)으로 회전 투영한 각 날개 현 중심점(Pr)의 궤적(날개 현 중심선)을 도시하는 도면이다.14 shows the trajectory (wing string center line) of each wing string center point from the wing string center point Pb of the hub to the wing string center point Pt of the blade outer edge, that is, the wing string center point Pb-Pr-Pt in FIG. Regarding the trajectory of each wing chord center point Pr in which each wing chord center point Pr at an arbitrary radius R is rotated and projected by a radius R on a vertical plane including the rotation axis 3 and the 0X axis ( Wing chord centerline).

도 14에 도시하는 바와 같이, 회전축(3)과 0X축을 포함하는 수직 평면에 회전 투영된 날개 현 중심선(Pr)(각 날개 현 중심점(Pr)의 궤적)은, 허브(2)의 날개 현 중심점(Pb)부터 날개 외연의 날개 현 중심점(Pt)까지, 기류의 상류측으로 경사하는 전경각(前傾角)(δz)이, 회전축(3)에 직교하는 평면(Sc)과 일정 각도를 이루는 선으로서 나타낼 수 있다.As shown in FIG. 14, the blade string center line Pr (trajectory of each blade string center point Pr) rotated and projected on the vertical plane containing the rotating shaft 3 and 0X axis | shaft is the blade string center point of the hub 2 From (Pb) to the wing chord center point Pt of the blade outer edge, the foreground angle δz inclining upstream of the airflow is a line forming a constant angle with the plane Sc perpendicular to the rotation axis 3. Can be represented.

도 15에 파선으로 도시하는 날개 현 중심선(Pr)은, 도 14에 도시하는, 전경각(δz)이 일정 각도의 날개(1)의 날개 현 중심점의 궤적이고, 날개 외주부가 기류의 상류측으로 굴곡한 날개의 날개 현 중심점의 궤적을 나타내는 날개 현 중심선(Pr1)은, 허브의 날개 현 중심점(Pb)부터 날개 외연의 날개 현 중심점(Pt)까지의 영역에서 전경각 일정한 경우의 날개 현 중심선(Pr)과, 허브의 날개 현 중심점(Pb)을 통과하고 회전축(3)에 직교하는 0X축(전경각=0°)에 끼여진 영역 내에 위치하고 있다.The wing chord centerline Pr shown with the broken line in FIG. 15 is a locus of the wing chord center point of the wing 1 of a fixed angle whose front angle (deltaz) shown in FIG. 14 is curved, and a wing outer peripheral part bends to the upstream of air flow. The wing chord centerline Pr1, which represents the trajectory of the wing chord center point of one wing, is the wing chord centerline Pr when the foreground angle is constant in the region from the wing chord center point Pb of the hub to the wing chord center point Pt of the blade outer edge. ) And a region interposed between the blade chord center point Pb of the hub and the 0X axis (total angle = 0 °) orthogonal to the rotation axis 3.

날개 현 중심선(Pr)과 날개 현 중심선(Pr1)은, 허브의 날개 현 중심점(Pb)과 날개 외연의 날개 현 중심점(Pt)이 동일 위치에 있고, 날개 외연의 날개 현 중심점(Pt)의 평면(Sc)으로부터의 거리는, H로 되어 있다.The wing chord centerline Pr and the wing chord centerline Pr1 have the wing chord center point Pb of the hub and the wing chord center point Pt of the wing perimeter at the same position, and the plane of the wing chord center point Pt of the wing perimeter The distance from (Sc) is H.

도 16에 날개 외주부가, 기류(A)의 상류측으로 굴곡한 실시의 형태 4의 날개의 각 날개 현 중심점(Pr2)의 궤적과 전경각을 나타낸다. 회전축(3)으로부터 임의의 반경(R)에서의 날개 현 중심점을 Pr2로 하고, 날개 현 중심선(Pr1)상에 위치하는 날개 현 중심점(Pr2)의, 회전축(3)에 직교하는 평면(Sc)부터의 거리를 Ls로 한다.16 shows the locus and foreground angle of each blade chord center point Pr2 of the blade of the fourth embodiment in which the blade outer peripheral portion is bent to the upstream side of the airflow A. FIG. Plane Sc perpendicular to the rotation axis 3 of the wing chord center point Pr2 positioned on the wing chord center line Pr1 with the blade chord center point at an arbitrary radius R from the rotation axis 3 as Pr2. Let Ls be the distance from.

도 16에 도시하는 실시의 형태 4의 날개(41)는, 허브(2)(반경(Rb))로부터 지름 방향 중간부의 굴곡점(Pw)까지의 제 1 영역은, 일정한 제 1 전경각(δzw)으로 상류측으로 경사시키고, 굴곡점(Pw)부터 날개 외연까지의 제 2 영역은, 상기 제 1 영역보다도 더욱 상류측으로 경사시키고 있다.In the blade 41 of Embodiment 4 shown in FIG. 16, the 1st area | region from the hub 2 (radius Rb) to the bending point Pw of a radial middle part is fixed 1st foreground angle (deltazw) ) And the second region from the bending point Pw to the blade outer edge is inclined further upstream than the first region.

날개 현 중심선(Pr1)상의 굴곡점(Pw)의 반경을 Rw, 날개 외연에서의 날개 현 중심점(Pt)과 허브(2)의 외주에서의 날개 현 중심점(Pb)을 잇는 선(Pr)의 상류측으로의 경사각인 제 2 전경각을 δzt로 한다. 제 1 전경각(δzw)은, 다음 식으로 표시된다.The radius of the bending point Pw on the wing chord center line Pr1 is Rw, and the upstream of the line Pr connecting the wing chord center point Pt at the wing periphery and the wing chord center point Pb at the outer periphery of the hub 2. The second foreground angle, which is the inclination angle to the side, is set to δzt. The first foreground angle δzw is expressed by the following equation.

δzw=tan^-1(Ls/(R-Rb))δzw = tan ^-1 (Ls / (R-Rb))

(Rb<R≤Rw) (Rb <R≤Rw)

굴곡점(Pw)부터 날개 외연(반경 Rt)까지의 사이의 제 2 영역에서의 임의의 반경(R)에서의 날개 현 중심점(Pr2)에 대응하는 경사각(δzd)은, 하기에 표시하는 바와 같이, 반경(R)의 n차함수(1≤n)가 되도록 형성한다.The inclination angle δzd corresponding to the blade chord center point Pr2 at an arbitrary radius R in the second region between the bending point Pw and the blade outer edge (radius Rt) is as shown below. And an n-th order function of radius R (1? N).

δzd=α(R-Rb)ⁿ+δzwδzd = α (R-Rb) ⁿ + δzw

α=(δzt-δzw)/(Rt-Rw)ⁿ α = (δzt-δzw) / (Rt-Rw) ⁿ

(Rw<R≤Rt) (Rw <R≤Rt)

또한, 상기한 경사각(δzd)을 반경(R)의 n차함수(1≤n)로 하지 않고, 제 2 영역에서의 날개 현 중심선(Pr1)을, 일정한 전경각으로 직선형상으로 상류측으로 경사시키도록 하여도 좋다.Further, the above-described inclination angle δzd is not set to the n-th order function of the radius R (1 ≦ n), and the blade chord centerline Pr1 in the second region is inclined upward in a straight line at a constant foreground angle. You may also do so.

도 17은 도 2a에 도시하는, 실시의 형태 1의 최대 캠버의 능선(CL')을 갖는 날개이고, 날개 외주부가 기류의 상류측으로 굴곡한 날개(41)의, 날개 부압면측의 기류를 모식적으로 도시하는 도면이다. 도 17에 도시하는 바와 같이, 실시의 형태 4의 날개(41)에 의하면, 날개 외주흐름 및 날개 내주흐름을 동시에 개선하고, 송풍-소음 특성을 개선할 수 있다.FIG. 17: is a blade | wing which has the ridgeline CL 'of the largest camber of Embodiment 1 shown in FIG. 2A, and the airflow on the wing negative pressure surface side of the blade | wing 41 whose blade outer peripheral part was bent to the upstream of airflow is typical. It is a figure shown. As shown in FIG. 17, according to the blade 41 of Embodiment 4, a blade outer periphery flow and a blade inner periphery flow can be improved simultaneously, and a blow-noise characteristic can be improved.

도 18은 본 발명의 실시의 형태 4의 프로펠러 팬의 비소음을 도시하는 도면이고, 도 19는 실시의 형태 4의 프로펠러 팬의 팬 효율을 도시하는 도면이다. 실시의 형태 4의 프로펠러 팬의 날개(41)는, 날개 내연부터 R=0.675×Rt의 제 1 영역에서는, 날개 전연부터 날개 현 길이의 35%의 위치에 최대 캠버의 능선(CL')이 위치하고, R=0.675×Rt부터 날개 외연까지의 제 2 영역에서는, 최대 캠버의 능선(CL')이, 날개 현 길이의 35%의 위치에서 날개 외연에서 날개 현 길이의 50%의 위치에 배치된다.It is a figure which shows the non-noise of the propeller fan of Embodiment 4 of this invention, and FIG. 19 is a figure which shows the fan efficiency of the propeller fan of Embodiment 4. FIG. As for the blade 41 of the propeller fan of Embodiment 4, in the 1st area | region of R = 0.675 * Rt from a blade inner edge, the maximum camber ridgeline CL 'is located in the position of 35% of a blade string length from a blade leading edge. In the second region from R = 0.675 × Rt to the blade outer edge, the ridge CL ′ of the largest camber is disposed at the position of 50% of the blade string length at the blade outer edge at a position of 35% of the blade string length.

또한, 비교에 이용한 종래의 최대 캠버의 능선(CL)을 갖는 날개는, 날개 전연부터 날개 현 길이의 50%의 위치에 최대 캠버의 능선(CL)이 위치하고, 굴곡점 반경을 Rw=0.7×Rt로 하고, 굴곡점(Pw)부터 날개 외연(반경 Rt)까지의 제 2 영역에서의 임의의 반경(R)에서의 날개 현 중심점(Pr2)에 대응하는 경사각(δzd)을, 반경(R)의 2차함수에 의해 결정하고, 또한, 날개 외연의 날개 현 중심점(Pt)에서의 날개 현 중심선(Pr1)의 접선(15)의 경사각이 δzs=45°이다(도 16 참조). 도 18은 풍량(Q)과 비소음(K_T)의 관계를 실험적으로 구한 결과를 나타내고, 도 19는 풍량(Q)과 팬 효율(E_T)의 관계를 실험적으로 구한 결과를 나타낸다.In the wing having the ridgeline CL of the conventional maximum camber used for comparison, the ridgeline CL of the maximum camber is located at a position of 50% of the blade chord length from the leading edge of the wing, and the radius of the bending point is Rw = 0.7 × Rt. The inclination angle δzd corresponding to the blade chord center point Pr2 at an arbitrary radius R in the second region from the bending point Pw to the blade outer edge (radius Rt) is determined by the radius R. Determined by the quadratic function, the inclination angle of the tangent line 15 of the blade string center line Pr1 at the blade string center point Pt of the blade outer edge is? Zs = 45 ° (see FIG. 16). FIG. 18 shows the results obtained by experimentally determining the relationship between the air volume Q and the non-noise K _T , and FIG. 19 shows the results obtained by experimentally determining the relationship between the air volume Q and the fan efficiency E _T.

도 17 및 도 18에 도시하는 바와 같이, 실시의 형태 4의 프로펠러 팬(94)은, 날개 외주부가 기류의 상류측으로 굴곡한 종래의 프로펠러 팬에 비하여, 실용상의 범위에서는, 비소음(K_T)이 저감(-1dBA)되고, 또한, 팬 효율(E_T)이 개선(최대 +2 내지 3포인트 정도)되어 있다.As shown in FIG. 17 and FIG. 18, the propeller fan 94 of Embodiment 4 is non-noise ( _KT ) in the practical range compared with the conventional propeller fan with which the outer periphery of the blade | wing curved to the upstream of airflow. This is reduced (-1dBA), and the fan efficiency E _T is improved (up to about +2 to 3 points).

또한, 팬 효율(E_T)은, 다음 식으로 정의된다.In addition, the fan efficiency E _T is defined by the following formula.

E_T=(P_T·Q)/(60·P_W) _{_{E T = (P T · Q}} ) / (60 · P W)

Q : 풍량[㎥/min]Q: Air flow rate [㎥ / min]

P_T : 전압[Pa]P _T : Voltage [Pa]

P_W : 축동력[W]P _W : Shaft power [W]

(산업상의 이용 가능성)(Industrial availability)

이상과 같이, 본 발명에 관한 프로펠러 팬은, 환기 팬이나 에어컨 등에 적합하다.
As mentioned above, the propeller fan which concerns on this invention is suitable for a ventilation fan, an air conditioner, etc.

1, 21, 31, 41 : 날개
1b, 21b : 날개 전연
1c, 31c : 날개 후연
1d : 날개 외연
1e : 날개 내연
1f : 부압면
1g : 정압면
21m, 31n : 파형
2 : 허브
3 : 회전축
A : 기류의 방향
B : 회전 방향
R1 : 날개 제 1 영역에서의 임의의 반경
R2 : 날개 제 1 영역과 날개 제 2 영역의 경계 반경
CL : 종래의 날개의 최대 캠버의 능선
CL' : 실시의 형태 1의 날개의 최대 캠버의 능선
CLD : 종래의 날개의 캠버
CLD' : 실시의 형태 1의 날개의 캠버
CL1' : 실시의 형태 1의 날개 제 1 영역의 최대 캠버의 능선
CL2' : 실시의 형태 1의 날개 제 2 영역의 최대 캠버의 능선
CLt : 날개 외연에서의 최대 캠버 위치
CLb : 종래의 날개의 날개 내연에서의 최대 캠버 위치
CLb' : 실시의 형태 1의 날개의 날개 내연에서의 최대 캠버 위치
D : 날개 외주흐름
E : 날개 내주흐름
E2, E3 : 기류
G : 날개 외연 소용돌이
H : 종래의 날개의 부압면 흐름
H' : 실시의 형태 1의 날개의 부압면 흐름
J : 종래의 날개의 날개 후연 소용돌이
J' : 실시의 형태 1의 날개의 날개 후연 소용돌이
91, 92, 93, 94 : 프로펠러 팬1, 21, 31, 41: wings
1b, 21b: wing leading edge
1c, 31c: wing trailing edge
1d: wing perimeter
1e: wing internal combustion
1f: negative pressure surface
1g: positive pressure surface
21m, 31n: waveform
2: hub
3: axis of rotation
A: direction of airflow
B: direction of rotation
R1: any radius in the wing first region
R2: boundary radius between the wing first region and the wing second region
CL: Maximum camber ridge of conventional wings
CL ': Maximum camber ridge of the wing of Embodiment 1
CLD: conventional wing camber
CLD ': Camber of Wing of Embodiment 1
CL1 ': ridgeline of the largest camber in the wing first region of the first embodiment
CL2 ': ridgeline of the largest camber in the wing 2 area of the first embodiment
CLt: Maximum camber position on the wing edge
CLb: Maximum camber position on the blade inner edge of a conventional wing
CLb ': maximum camber position in the blade inner edge of the wing of Embodiment 1
D: wing outer flow
E: wing inner flow
E2, E3: air flow
G: Vortex Vortex
H: Negative pressure surface flow of conventional wing
H ': Negative pressure surface flow of the blade | wing of Embodiment 1
J: wing tail trailing vortex of conventional wings
J ': Wing trailing vortex of the wing of Embodiment 1
91, 92, 93, 94: propeller fan

Claims

A propeller fan having a hub fitted to a rotating shaft and a plurality of blades provided radially to the hub and blowing in a direction of the rotating shaft,
In the first region of the blade from the rotational axis to a predetermined radius, the ridge of the largest camber in the cylindrical cross section of the blade cut along the arbitrary radius from the rotational axis is within 50% of the blade chord length from the blade leading edge. ,
In the second region of the blade from the predetermined radius to the outer edge of the blade, the ridgeline of the maximum camber in the cylindrical cross section of the blade cut along the arbitrary radius from the rotation axis is the first region at the predetermined radial position. The propeller fan is connected to the ridge of the largest camber of the propeller, and is located on the trailing edge of the blade as the radius increases, and is within 50% of the length of the blade chord from the leading edge of the blade at the blade outer edge.

The method of claim 1,
Propeller fan characterized in that the blade inner peripheral edge or the blade inner peripheral edge is formed in a wave shape.

The method of claim 1,
Propeller fan characterized in that the outer peripheral side of the blade is bent to the upstream side of the air flow.