KR101765405B1

KR101765405B1 - 압축기

Info

Publication number: KR101765405B1
Application number: KR1020157014099A
Authority: KR
Inventors: 이사오 도미타; 고이치 스기모토
Original assignee: 미츠비시 쥬고교 가부시키가이샤
Priority date: 2012-12-13
Filing date: 2013-09-06
Publication date: 2017-08-07
Also published as: JP2014118833A; JP5606515B2; CN104854350B; EP2918849B1; WO2014091804A1; EP2918849A4; EP2918849A1; KR20150079892A; CN104854350A

Abstract

축 방향으로부터 유입된 기체를 압축시켜 반경 방향, 또는 축 방향에 대해 경사 방향으로 유출시키는 압축기 (1) 에 있어서, 회전축 (2) 과, 회전축과 함께 회전하는 날개차 (3) 와, 날개차를 회전 가능하게 수용하는 컴프레서 하우징 (6) 을 구비한다. 날개차는, 회전축에 고정되는 허브 (4) 와, 허브로부터 돌출되어 형성된 복수의 주날개 (5) 를 포함하고, 주날개의 앞가장자리 (5b) 가 날개차를 축 방향에서 시인한 경우에, 직경 방향 외측으로 연장되는 날개 길이 (L) 의 적어도 50 ％ 위치에 있어서, 직경 방향 외측을 향해 직경 방향에 대해 회전 방향측으로 경사져 있다.

Description

압축기{COMPRESSOR}

본 개시는 원심 압축기나 사류 (斜流) 압축기 등의 압축기에 관한 것이다.

종래부터 자동차나 선박의 엔진에 사용되는 과급기의 압축기로서, 축 방향으로부터 유입된 기체를 압축시켜 반경 방향으로 유출시키는 원심 압축기 및 축 방향으로부터 유입된 기체를 압축시켜 축 방향에 대해 경사 방향으로 유출시키는 사류 압축기가 알려져 있다.

예를 들어, 특허문헌 1 에는, 압축기의 성능 향상을 가능하게 하기 위해, 날개차의 축 방향에서 볼 때에, 회전 방향과는 반대 방향으로 활 모양으로 만곡되어 있는 주 (主) 날개를 구비하는 원심 압축기가 본 출원인에 의해 개시되어 있다.

일본 공개특허공보 2004-44473호

그런데, 상기 서술한 특허문헌 1 의 원심 압축기에 있어서는, 그 주날개의 앞가장자리 형상에서 기인하여 후술하는 바와 같이 날개차의 고속 회전시에 충격파가 발달하여, 고속 회전역에 있어서 성능 저하를 초래할 우려가 있음을 본 발명자는 알아냈다.

본 발명은, 상기 서술한 바와 같은 종래의 과제를 감안하여 이루어진 것으로, 그 목적으로 하는 바는 주날개의 앞가장자리의 형상을 연구함으로써, 고속 회전시에 발생하는 충격파의 발달을 억제하여, 고속 회전역에 있어서의 성능 향상을 도모한 압축기를 제공하는 것에 있다.

본 발명의 적어도 일 실시형태는,

축 방향으로부터 유입된 기체를 압축시켜 반경 방향, 또는 축 방향에 대해 경사 방향으로 유출시키는 압축기에 있어서,

회전축과,

상기 회전축과 함께 회전하는 날개차와,

상기 날개차를 회전 가능하게 수용하는 컴프레서 하우징을 구비하고,

상기 날개차는, 상기 회전축에 고정되는 허브와, 상기 허브로부터 돌출되어 형성된 복수의 주날개를 포함하고,

상기 주날개의 앞가장자리가 상기 날개차를 축 방향에서 시인 (視認) 한 경우에, 직경 방향 외측으로 연장되는 날개 길이의 적어도 50 ％ 위치에 있어서, 직경 방향 외측을 향해 직경 방향에 대해 회전 방향측으로 경사져 있다.

상기 압축기에서는, 주날개의 앞가장자리가 날개차를 축 방향에서 시인한 경우에, 적어도 그 날개 길이의 50 ％ 위치에 있어서, 직경 방향 외측을 향해 직경 방향에 대해 회전 방향측으로 경사져 있다. 그래서, 후술하는 바와 같이, 날개차의 고속 회전시에 있어서 발생하는 충격파를 억제할 수 있어, 고속 회전역에 있어서의 압축기의 성능 향상을 도모할 수 있다.

몇 가지 실시형태에서는, 상기 주날개의 앞가장자리가 상기 날개 길이의 적어도 40 ％ ∼ 80 ％ 의 범위에 있어서, 직경 방향 외측을 향해 직경 방향에 대해 회전 방향측으로 경사져 있다.

또 상기 실시형태에 있어서, 상기 날개 길이의 40 ％ ∼ 80 ％ 의 범위에 있어서의 최대 경사 각도는 직경 방향에 대해 3 ∼ 20 도의 범위에 있다.

이와 같은 구성에 따르면, 날개차의 고속 회전시에 있어서 발생하는 충격파를 효과적으로 억제할 수 있어, 고속 회전역에 있어서의 압축기의 성능 향상을 도모할 수 있다.

몇 가지 실시형태에서는, 상기 주날개의 앞가장자리가 상기 날개차를 축 방향에서 시인한 경우에, 그 직경 방향 내측의 단부에 있어서 직경 방향 내측을 향해 직경 방향에 대해 회전 방향측으로 경사져 있다.

이와 같은 구성에 따르면, 고속 회전역에 있어서의 압축기의 성능 향상을 도모하면서도 주날개와 허브의 접속 길이를 길게 확보할 수 있어, 주날개의 근원부에 있어서의 응력 집중을 완화시킬 수 있다.

몇 가지 실시형태에서는, 상기 주날개의 앞가장자리가 상기 날개차를 축 방향에서 시인한 경우에, 그 직경 방향 외측의 단부에 있어서 직경 방향 외측을 향해 직경 방향에 대해 회전 방향과는 반대측으로 경사져 있다.

이와 같은 구성에 따르면, 고속 회전역에 있어서의 압축기의 성능 향상을 도모하면서도 주날개의 선단부에 있어서의 예리함 정도를 완만하게 하여, 주날개의 선단부에 있어서의 강성을 높일 수 있기 때문에, 주날개의 선단부에서 발생하는 진동을 억제할 수 있다.

몇 가지 실시형태에서는, 상기 주날개의 앞가장자리가 상기 날개차를 자오면 방향에서 시인한 경우에, 상기 컴프레서 하우징의 슈라우드측으로 연장되는 날개 높이의 적어도 50 ％ 위치에 있어서, 상기 슈라우드측을 향해 축 직각 방향에 대해 상류측으로 경사져 있다.

이와 같은 구성에 따르면, 후술하는 바와 같이, 날개차의 고속 회전시에 있어서 발생하는 충격파의 발달을 억제할 수 있어, 고속 회전역에 있어서의 압축기의 성능 향상을 도모할 수 있다.

몇 가지 실시형태에서는, 상기 주날개의 앞가장자리가 상기 날개 높이의 40 ％ ∼ 80 ％ 의 범위에 있어서, 상기 슈라우드측을 향해 축 직각 방향에 대해 상류측으로 연속해서 경사져 있다.

또 상기 실시형태에 있어서, 상기 날개 높이의 40 ％ ∼ 80 ％ 의 범위에 있어서의 최대 경사 각도는 축 직각 방향에 대해 10 ∼ 30 도의 범위에 있다.

이와 같은 구성에 따르면, 날개차의 고속 회전시에 있어서 발생하는 충격파의 발달을 효과적으로 억제할 수 있어, 고속 회전역에 있어서의 압축기의 성능 향상을 도모할 수 있다.

몇 가지 실시형태에서는, 상기 주날개의 앞가장자리가 상기 날개차를 자오면 방향에서 시인한 경우에, 그 허브측의 단부에 있어서 상기 허브측을 향해 축 직각 방향에 대해 상류측으로 경사져 있다.

몇 가지 실시형태에서는, 상기 주날개의 앞가장자리가 상기 날개차를 자오면 방향에서 시인한 경우에, 그 슈라우드측의 단부에 있어서 상기 슈라우드측을 향해 축 직각 방향에 대해 하류측으로 경사져 있다.

본 발명의 적어도 일 실시형태에 따르면, 주날개의 앞가장자리가 날개차를 축 방향에서 시인한 경우에, 적어도 그 날개 길이의 50 ％ 위치에 있어서, 직경 방향 외측을 향해 직경 방향에 대해 회전 방향측으로 경사져 있다. 그래서, 고속 회전시에 발생하는 충격파의 발달을 억제하여, 고속 회전역에 있어서의 성능 향상을 도모한 압축기를 제공할 수 있다.

도 1 은 일 실시형태에 관련된 압축기를 나타내는 도면이다.
도 2 는 일 실시형태에 관련된 압축기의 날개차를 나타낸 사시도이다.
도 3 은 일 실시형태에 관련된 압축기의 날개차를 나타낸 부분 확대도로서, (a) 는 자오면 방향에서 시인한 자오면도, (b) 는 축 방향에서 시인한 평면도이다.
도 4 는 주날개의 앞가장자리의 평면 형상을 나타내는 설명도이다.
도 5 는 주날개의 앞가장자리를 직경 방향 외측을 향해 직경 방향에 대해 회전 방향측으로 경사지게 하는 경우의 작용을 설명하기 위한 설명도이다.
도 6 은 일 실시형태에 관련된 압축기의 날개차를 나타낸 사시도이다.
도 7 은 일 실시형태에 관련된 압축기의 날개차를 나타낸 부분 확대도로서, (a) 는 자오면 방향에서 시인한 자오면도, (b) 는 축 방향에서 시인한 평면도이다.
도 8 은 주날개의 앞가장자리의 자오면 형상을 나타내는 설명도이다.
도 9 는 주날개의 앞가장자리를 슈라우드측을 향해 축 직교 방향에 대해 상류측으로 경사지게 하는 경우의 작용을 설명하기 위한 설명도이다.

이하, 첨부 도면에 따라 본 발명의 실시형태에 대해 설명한다. 단, 이 실시형태에 기재되어 있는 구성 부품의 치수, 재질, 형상, 그 상대적 배치 등은, 본 발명의 범위를 이것에 한정하는 취지가 아니라, 단순한 설명예에 불과하다. 또한, 동일한 구성에는 동일한 부호를 붙여 그 상세한 설명을 생략하는 경우가 있다.

도 1 은 일 실시형태에 관련된 압축기를 나타내는 도면이다. 도 2 는 일 실시형태에 관련된 압축기의 날개차를 나타낸 사시도이다.

도 1 에 나타내는 바와 같이, 압축기 (1) 는, 압축기의 축 방향으로 유입된 기체를 압축시켜 반경 방향으로 유출시키는 원심 압축기 (1) 로서 구성되어 있다. 원심 압축기 (1) 는, 회전축 (2), 회전축 (2) 의 일단부에 형성된 날개차 (3) 및 날개차 (3) 를 회전 가능하게 수용하는 컴프레서 하우징 (6) 을 구비한다.

회전축 (2) 은, 도시되지 않은 베어링에 의해 회전할 수 있게 지지되어 있고, 중심선 (CL) 을 중심으로 하여 회전할 수 있게 구성되어 있다.

날개차 (3) 는, 회전축 (2) 의 일단부에 고정되어 있는 원추형 허브 (4) 와, 허브 (4) 의 표면으로부터 돌출되어 형성된 복수의 주날개 (5) 를 포함한다. 또 날개차 (3) 는, 도 2 에 나타내는 바와 같이, 인접하는 주날개 (5, 5) 사이에 형성되는, 주날개 (5) 보다 축 방향으로 짧은 중간날개 (7) 를 포함하고 있어도 된다. 이들 주날개 (5) 와 중간날개 (7) 의 사이 (중간날개 (7) 가 없는 경우에는 인접하는 주날개 (5, 5) 의 사이) 에는 기체가 흐르는 유로부 (11) 가 형성된다.

컴프레서 하우징 (6) 은, 도 1 에 나타내는 바와 같이, 축 방향으로 기체를 유입시키는 입구 유로 (12) 와, 날개차 (3) 에 의해 압축된 기체가 유출되는 디퓨저 유로 (14) 및 압축된 기체를 하우징 밖으로 유도하는 스크롤 유로 (16) 를 구비한다. 또한, 상기 서술한 날개차 (3) 는, 그 주날개 (5) 의 상가장자리 (5a) 가 슈라우드부 (18) 의 내주 형상을 따르도록 형성되어 있고, 컴프레서 하우징 (6) 내에 회전 가능하게 수용된다. 그리고, 날개차 (3) 가 고속으로 회전함으로써, 앞가장자리 (5b) 로부터 유입된 기체가, 유로부 (11) 를 흘러 가속되고, 뒷가장자리 (5c) 로부터 상기 서술한 디퓨저 유로 (14) 로 유출된다.

도 3 은 일 실시형태에 관련된 압축기의 날개차를 나타낸 부분 확대도로서, (a) 는 자오면 방향에서 시인한 자오면도, (b) 는 축 방향에서 시인한 평면도이다.

주날개 (5) 의 앞가장자리 (5b) 는, 도 3 의 (a) 에 나타내는 바와 같이, 자오면에서 볼 때에는 중심선 (CL) 에 대해 직교 방향으로 연장되어 있다. 한편, 도 3 의 (b) 에 나타내는 바와 같이, 평면에서 볼 때에는 그 앞가장자리 (5b) 의 중앙부 근방에 있어서, 직경 방향 외측을 향해 직경 방향 (r) 에 대해 회전 방향 (R) 측으로 경사져 있다. 이 주날개 (5) 의 앞가장자리 (5b) 를 축 방향에서 시인한 평면 형상에 대해, 도 4 를 기본으로 상세하게 설명한다.

도 4 는 주날개의 앞가장자리의 평면 형상을 나타내는 설명도이다.

도 4 에 나타내는 바와 같이, 앞가장자리 (5b) 의 평면 형상은, 직경 방향 외측으로 연장되는 앞가장자리 (5b) 의 날개 길이를 L 로 한 경우에, 직경 방향 외측을 향해 0.2 L 의 위치에 최하류점 (P1) 이 형성되어 있다. 또, 직경 방향 외측을 향해 0.8 L 의 위치에 최상류점 (P2) 이 형성되어 있다. 그리고, 날개 길이 (L) 의 20 ∼ 80 ％ (0.2 ∼ 0.8 L) 의 범위가, 직경 방향 외측을 향해 직경 방향 (r) 에 대해 회전 방향 (R) 측으로 최대 경사 각도 θ1 로 경사져 있다.

이와 같이 앞가장자리 (5b) 의 중앙부의 어느 범위가, 직경 방향 외측을 향해 직경 방향 (r) 에 대해 회전 방향 (R) 측으로 경사져 있으면, 이하에 설명하는 바와 같이, 날개차 (3) 의 고속 회전시에 있어서 발생하는 충격파의 발달을 억제할 수 있어, 고속 회전역에 있어서의 압축기 (1) 의 성능 향상을 도모할 수 있다.

도 5 는 주날개의 앞가장자리를 직경 방향 외측을 향해 직경 방향에 대해 회전 방향측으로 경사지게 하는 경우의 작용을 설명하기 위한 설명도로서, (a) 는 앞가장자리가 직경 방향에 평행한 경우 (참고예), (b) 는 앞가장자리가 직경 방향에 대해 경사져 있는 경우 (실시예) 를 나타내고 있다.

또, 도면 중의 화살표 V 는, 기체의 흐름 방향을 나타내고 있고, 화살표 V 의 길이는 유속의 크기를 의미하고 있다. 날개차 (3) 의 고속 회전에 수반되어, 주날개 (5) 와 기체의 상대적인 유속은 직경 방향 외측을 향함에 따라 커진다. 그래서, 직경 방향 외측을 향함에 따라, 화살표 V 가 길어진다.

기체가 날개차 (3) 의 유로부 (11) 에 있어서 가속되면, 유속이 빨라지는 분량만큼 압력이 저하되고, 주날개 (5) 의 배면측에 있어서 부압 영역 (N) 이 발생한다. 앞가장자리 (5b) 가 직경 방향에 대해 평행하게 연장되는 경우에는, 도 5 의 (a) 에 나타내는 바와 같이, 기체가 앞가장자리 (5b) 의 전체에 동시에 충돌하여, 유로부 (11) 를 거의 나란히 흐른다. 그리고, 유로부 (11) 에 있어서 가속되어 유속이 초음속 영역에 도달하면, 유속이 큰 직경 방향 외측에 있어서 부압 영역 (N) 이 팽창되어 충격파 (M) 가 발생한다. 이와 같은 충격파 (M) 가 발생하면, 충격파 손실이 증대되어 압축 효율의 저하가 발생되어 버린다.

이에 비해, 앞가장자리 (5b) 가 직경 방향 외측을 향해 직경 방향에 대해 회전 방향 (R) 측으로 경사져 있는 경우에는, 도 5 의 (b) 에 나타내는 바와 같이, 최초에 직경 방향 외측의 앞가장자리 (5b) 의 일부에 기체가 충돌하여, 거기에 부압 영역 (N) 이 발생한다. 그러면, 나중에 앞가장자리 (5b) 에 충돌하여 유로부 (11) 를 흐르는 기체가, 먼저 발생된 부압 영역 (N) 에 빨려 들여가도록 흐름 방향을 변화시킨다. 그 결과, 도 5 의 (a) 에 나타내는 경우와 비교하여, 부압 영역 (N) 의 팽창이 억제되어 충격파에 의한 압축 효율의 저하가 회피된다.

상기 서술한 충격파에 의한 압축 효율의 저하는, 주날개 (5) 의 앞가장자리 (5b) 가, 날개차 (3) 를 축 방향에서 시인한 경우에, 직경 방향 외측으로 연장되는 날개 길이 (L) 의 적어도 50 ％ 위치에 있어서, 직경 방향 외측을 향해 직경 방향에 대해 회전 방향 (R) 측으로 경사져 있음으로써, 그 효과를 기대할 수 있다.

바람직하게는 주날개 (5) 의 앞가장자리 (5b) 가 날개 길이 (L) 의 적어도 40 ％ ∼ 80 ％ 의 범위에 있어서, 직경 방향 외측을 향해 직경 방향에 대해 회전 방향 (R) 측으로 경사져 있으면 된다. 이 때, 상기 날개 길이 (L) 의 40 ％ ∼ 80 ％ 의 범위에 있어서의 최대 경사 각도 θ1 이 직경 방향에 대해 3 ∼ 20 도의 범위이면, 상기 서술한 날개차 (3) 의 고속 회전시에 있어서 발생하는 충격파를 효과적으로 억제할 수 있다.

또, 도 4 에 나타낸 바와 같이, 주날개 (5) 의 앞가장자리 (5b) 가 날개차 (3) 를 축 방향에서 시인한 경우에, 그 직경 방향 내측의 단부 (예를 들어 도 4 에 나타낸 바와 같이, 0.0 ∼ 0.2 L 의 범위) 에 있어서, 직경 방향 내측을 향해 직경 방향에 대해 회전 방향 (R) 측으로 경사져 있다.

이와 같은 구성에 따르면, 고속 회전역에 있어서의 압축기 (1) 의 성능 향상을 도모하면서도 주날개 (5) 와 허브 (4) 의 접속 길이가 길게 확보된다. 이로써, 오버 행이 완화되어 주날개 (5) 의 근원부에 있어서의 응력 집중을 완화시킬 수 있다.

또, 도 4 에 나타낸 바와 같이, 주날개 (5) 의 앞가장자리 (5b) 가, 날개차 (3) 를 축 방향에서 시인한 경우에, 그 직경 방향 외측의 단부 (0.8 L ∼ 1.0 L) 에 있어서, 직경 방향 외측을 향해 직경 방향에 대해 회전 방향과는 반대측으로 경사져 있다.

이와 같은 구성에 따르면, 고속 회전역에 있어서의 압축기 (1) 의 성능 향상을 도모하면서도 주날개 (5) 의 선단부에 있어서의 예리함 정도를 완만하게 하여, 주날개 (5) 의 선단부에 있어서의 강성을 높일 수 있다. 그래서, 주날개 (5) 의 선단부에서 발생하는 진동을 억제할 수 있다.

다음으로, 다른 일 실시형태에 관련된 날개차에 대해 도 6 ∼ 도 9 를 기본으로 설명한다.

도 6 은 일 실시형태에 관련된 압축기의 날개차를 나타낸 사시도이다. 도 7 은 일 실시형태에 관련된 압축기의 날개차를 나타낸 부분 확대도로서, (a) 는 자오면 방향에서 시인한 자오면도, (b) 는 축 방향에서 시인한 평면도이다. 도 8 은 주날개의 앞가장자리의 자오면 형상을 나타내는 설명도이다.

또한, 본 실시 형태에 관련된 날개차 (3) 는, 상기 서술한 실시형태와 기본적으로는 동일하고, 동일한 구성에는 동일한 부호를 붙여 그 상세한 설명을 생략 한다.

본 실시 형태의 날개차 (3) 는, 도 7 의 (b) 에 나타내는 바와 같이, 주날개 (5) 의 앞가장자리 (5b) 의 평면 형상이 상기 서술한 실시형태와 동일한 형상을 이루고 있는 것에 더하여, 도 7 의 (a) 에 나타내는 바와 같이, 자오면에서 볼 때의 앞가장자리 (5b) 의 중앙부 근방에 있어서, 슈라우드측을 향해 축 직각 방향 (p) 에 대해 상류측으로 경사져 있다.

도 8 에 상세하게 나타내는 바와 같이, 앞가장자리 (5b) 의 자오면 형상은, 슈라우드측으로 연장되는 앞가장자리 (5b) 의 날개 높이를 H 로 한 경우에, 슈라우드측을 향해 0.2 H 의 위치에 최하류점 (P1) 이 형성되어 있다. 또, 슈라우드측을 향해 0.8 H 의 위치에 최상류점 (P2) 이 형성되어 있다. 그리고, 날개 높이 (H) 의 20 ∼ 80 ％ (0.2 ∼ 0.8 H) 의 범위가, 슈라우드측을 향해 축 직각 방향 (p) 에 대해 상류측으로 최대 경사 각도 θ2 로 경사져 있다.

다음으로, 주날개 (5) 의 앞가장자리 (5b) 를 슈라우드측을 향해 축 직교 방향 (p) 에 대해 상류측으로 경사지게 하는 것의 작용에 대해 도 9 를 기본으로 설명한다.

도 9 는 주날개의 앞가장자리를 슈라우드측을 향해 축 직교 방향에 대해 상류측으로 경사지게 하는 경우의 작용을 설명하기 위한 설명도로서, 상기 서술한 실시형태의 도 5 에 대응되는 도면이다. 도 9 의 (a) 는 앞가장자리가 축 직교 방향에 평행한 경우, (b) 는 앞가장자리가 축 직교 방향에 대해 경사져 있는 경우를 나타내고 있다. 날개차 (3) 의 고속 회전에 수반되어 주날개 (5) 와 기체의 상대적인 유속은 허브측으로부터 슈라우드측을 향함에 따라 커진다. 그래서, 허브측으로부터 슈라우드측을 향함에 따라, 화살표 V 가 길어진다.

기체가 날개차 (3) 의 유로부 (11) 에 있어서 가속되면, 유속이 빨라지는 분량만큼 압력이 저하되고, 주날개 (5) 의 배면측에 있어서 부압 영역 (N) 이 발생한다. 앞가장자리 (5b) 가 축 직교 방향에 대해 평행하게 연장되는 경우에는, 도 9 의 (a) 에 나타내는 바와 같이, 기체가 앞가장자리 (5b) 의 전체에 동시에 충돌하여, 유로부 (11) 를 거의 나란히 흐른다. 그리고, 유로부 (11) 에 있어서 가속되어 유속이 초음속 영역에 도달하면, 유속이 큰 직경 방향 외측에 있어서 부압 영역 (N) 이 팽창되어 충격파 (M) 가 발생한다. 이와 같은 충격파 (M) 가 발생하면, 충격파 손실이 증대되어 압축 효율의 저하가 발생되어 버린다.

이에 비해, 앞가장자리 (5b) 가 직경 방향 외측을 향해 축 직교 방향에 대해 슈라우드측으로 경사져 있는 경우에는, 도 9 의 (b) 에 나타내는 바와 같이, 최초에 슈라우드측의 앞가장자리 (5b) 의 일부에 기체가 충돌하여, 거기에 부압 영역 (N) 이 발생한다. 그러면, 나중에 앞가장자리 (5b) 에 충돌하여 유로부 (11) 를 흐르는 기체가, 먼저 발생된 부압 영역 (N) 에 빨려 들여가도록 흐름 방향을 변화시킨다. 그 결과, 도 9 의 (a) 에 나타내는 경우와 비교하여, 부압 영역 (N) 의 팽창이 억제되어 충격파에 의한 압축 효율의 저하가 회피된다.

이와 같이 주날개 (5) 의 앞가장자리 (5b) 를 슈라우드측을 향해 축 직교 방향 (p) 에 대해 상류측으로 경사지게 함으로써, 상기 서술한 실시형태에 있어서의 앞가장자리 (5b) 의 평면 형상을 연구하는 것의 작용 효과에 부가하여, 부압 영역 (N) 의 팽창을 한층 더 억제할 수 있다.

상기 서술한 충격파에 의한 압축 효율의 저하는, 주날개 (5) 의 앞가장자리 (5b) 가 날개차 (3) 의 자오면 방향에서 시인한 경우에, 슈라우드측으로 연장되는 날개 높이 (H) 의 적어도 50 ％ 위치에 있어서, 슈라우드측을 향해 축 직교 방향에 대해 상류측으로 경사져 있음으로써, 그 효과를 기대할 수 있다.

바람직하게는 주날개 (5) 의 앞가장자리 (5b) 가 날개 높이 (H) 의 적어도 40 ％ ∼ 80 ％ 의 범위에 있어서, 슈라우드측을 향해 축 직교 방향에 대해 상류측으로 경사져 있으면 된다. 이 때, 상기 날개 높이 (H) 의 40 ％ ∼ 80 ％ 의 범위에 있어서의 최대 경사 각도 θ2 가 축 직교 방향에 대해 10 ∼ 30 도의 범위이면, 상기 서술한 날개차 (3) 의 고속 회전시에 있어서 발생하는 충격파를 효과적으로 억제할 수 있다.

또, 도 8 에 나타낸 바와 같이, 주날개 (5) 의 앞가장자리 (5b) 가 날개차 (3) 를 자오면 방향에서 시인한 경우에, 그 허브측의 단부 (예를 들어 도 8 에 나타낸 바와 같이, 0.0 ∼ 0.2 H 의 범위) 에 있어서, 허브측을 향해 축 직교 방향에 대해 상류측으로 경사져 있다.

또, 도 8 에 나타낸 바와 같이, 주날개 (5) 의 앞가장자리 (5b) 가 날개차 (3) 를 자오면 방향에서 시인한 경우에, 그 슈라우드측의 단부 (0.8 H ∼ 1.0 H) 에 있어서, 슈라우드측을 향해 축 직교 방향에 대해 하류측으로 경사져 있다.

이상, 본 발명의 실시형태에 대해 상세하게 설명했는데, 본 발명은 이것에 한정되지 않고, 본 발명의 요지를 일탈하지 않는 범위에서 각종의 개량이나 변형을 실시해도 되는 것은 말할 필요도 없다. 예를 들어, 상기 서술한 실시형태에서는, 압축기 (1) 가 원심 압축기인 경우를 예로 들어 설명했는데, 이것에 한정되지 않고, 압축기 (1) 가 축 방향으로 유입된 기체를 압축시켜 경사 방향으로 유출시키는 사류 압축기로서 구성되어 있어도 되는 것이다.

산업상 이용가능성

본 발명의 적어도 하나의 실시형태의 압축기는, 예를 들어 자동차나 선박의 엔진에 사용되는 과급기의 압축기로서 바람직하게 사용된다.

1 : 압축기
2 : 회전축
3 : 날개차
4 : 허브
5 : 주날개
5a : 상가장자리
5b : 앞가장자리
5c : 뒷가장자리
6 : 컴프레서 하우징
7 : 중간날개
11 : 유로부
12 : 입구 유로
14 : 디퓨저 유로
16 : 스크롤 유로
18 : 슈라우드부
P1 : 최하류점
P2 : 최상류점
L : 날개 길이
H : 날개 높이

Claims

축 방향으로부터 유입된 기체를 압축시켜 반경 방향, 또는 축 방향에 대해 경사 방향으로 유출시키는 압축기에 있어서,
회전축과,
상기 회전축과 함께 회전하는 날개차와,
상기 날개차를 회전 가능하게 수용하는 컴프레서 하우징을 구비하고,
상기 날개차는, 상기 회전축에 고정되는 허브와, 상기 허브로부터 돌출되어 형성된 복수의 주날개를 포함하고,
상기 주날개의 앞가장자리가 상기 날개차를 축 방향에서 시인한 경우에, 회전 중심 및 상기 앞가장자리의 기단 (基端) 을 통과하는 제 1 직경 방향의 외측으로 연장되는 날개 길이의 적어도 50 ％ 위치에 있어서, 상기 제 1 직경 방향의 외측을 향해 상기 제 1 직경 방향에 대해 회전 방향측으로 경사져 있는 것을 특징으로 하는 압축기.
제 1 항에 있어서,
상기 주날개의 앞가장자리가 상기 날개 길이의 적어도 40 ％ ∼ 80 ％ 의 범위에 있어서, 상기 제 1 직경 방향의 외측을 향해 상기 제 1 직경 방향에 대해 회전 방향측으로 경사져 있는 것을 특징으로 하는 압축기.
제 2 항에 있어서,
상기 날개 길이의 40 ％ ∼ 80 ％ 의 범위에 있어서의 최대 경사 각도가, 상기 제 1 직경 방향에 대해 3 ∼ 20 도의 범위에 있는 것을 특징으로 하는 압축기.
제 1 항 내지 제 3 항 중 어느 한 항에 있어서,
상기 주날개의 앞가장자리가 상기 날개차를 축 방향에서 시인한 경우에, 상기 제 1 직경 방향 내측의 단부에 있어서 상기 제 1 직경 방향의 내측을 향해 상기 제 1 직경 방향에 대해 회전 방향측으로 경사져 있는 것을 특징으로 하는 압축기.
제 1 항 내지 제 3 항 중 어느 한 항에 있어서,
상기 주날개의 앞가장자리가 상기 날개차를 축 방향에서 시인한 경우에, 상기 제 1 직경 방향 외측의 단부에 있어서 상기 제 1 직경 방향의 외측을 향해 상기 제 1 직경 방향에 대해 회전 방향과는 반대측으로 경사져 있는 것을 특징으로 하는 압축기.
제 1 항 내지 제 3 항 중 어느 한 항에 있어서,
상기 주날개의 앞가장자리의 자오면 형상이, 상기 컴프레서 하우징의 슈라우드측으로 연장되는 날개 높이의 적어도 50 ％ 위치에 있어서, 상기 슈라우드측을 향해 축 직교 방향에 대해 상류측으로 경사져 있는 것을 특징으로 하는 압축기.
제 6 항에 있어서,
상기 주날개의 앞가장자리가 상기 날개 높이의 40 ％ ∼ 80 ％ 의 범위에 있어서, 상기 슈라우드측을 향해 축 직교 방향에 대해 상류측으로 연속해서 경사져 있는 것을 특징으로 하는 압축기.
제 7 항에 있어서,
상기 날개 높이의 40 ％ ∼ 80 ％ 의 범위에 있어서의 최대 경사 각도가, 축 직교 방향에 대해 10 ∼ 30 도의 범위에 있는 것을 특징으로 하는 압축기.
제 7 항에 있어서,
상기 주날개의 앞가장자리의 자오면 형상이, 그 허브측의 단부에 있어서 상기 허브측을 향해 축 직교 방향에 대해 상류측으로 경사져 있는 것을 특징으로 하는 압축기.
제 7 항에 있어서,
상기 주날개의 앞가장자리의 자오면 형상이, 그 슈라우드측의 단부에 있어서 상기 슈라우드측을 향해 축 직교 방향에 대해 하류측으로 경사져 있는 것을 특징으로 하는 압축기.
제 8 항에 있어서,
상기 주날개의 앞가장자리의 자오면 형상이, 그 허브측의 단부에 있어서 상기 허브측을 향해 축 직교 방향에 대해 상류측으로 경사져 있는 것을 특징으로 하는 압축기.
제 8 항에 있어서,
상기 주날개의 앞가장자리의 자오면 형상이, 그 슈라우드측의 단부에 있어서 상기 슈라우드측을 향해 축 직교 방향에 대해 하류측으로 경사져 있는 것을 특징으로 하는 압축기.