KR102083168B1 - Impeller having primary blades and secondary blades - Google Patents

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Abstract

본 발명은 제1 허브와, 상기 제1 허브의 외주를 따라 동일한 간격을 두고 연장 형성된 다수의 주 날개를 구비하는 제1 부분; 및 상기 제1 허브의 하측에 요철 결합되는 제2 허브와, 상기 제2 허브의 외주를 따라 간격을 두고 연장 형성된 다수의 보조 날개를 구비하는 제2 부분;을 포함하며, 각 주 날개의 전단(L.E.)과 후단(T.E.) 사이의 투영 각도를 Φ1, 다수의 보조날개의 각 전단(L.E.)과 후단(T.E.) 사이의 투영 각도를 θ1 라고 할 때, 각 주 날개와 보조 날개가 겹치는 상류 각도 Φ1u, θ1u 및 하류 각도 Φ1d, θ1d 와, 각 주 날개와 보조 날개가 겹치지 않는 Φ1m, θ1m 으로 구성되며, 상기 Φ1 및 θ1 는 주 날개 및 보조 날개의 반경이 각 허브부터 끝단으로 가면서 0 < θ1 < Φ1를 만족하도록, 상기 θ1 이 상기 Φ1 보다 작은 것을 특징으로 한다.The present invention includes a first portion having a first hub and a plurality of main wings extending at equal intervals along the outer circumference of the first hub; And a second portion having a second hub that is unevenly coupled to the lower side of the first hub, and a plurality of auxiliary wings extending at intervals along the outer circumference of the second hub. When the projection angle between LE) and the rear end TE is Φ 1 and the projection angle between the front end LE and the rear end TE of the plurality of auxiliary blades is θ 1 , the upstream of each main wing and the auxiliary wing overlaps. Angles Φ 1u , θ 1u and downstream angles Φ 1d , θ 1d, and Φ 1m , θ 1m , where the primary and secondary wings do not overlap, wherein Φ 1 and θ 1 are the radius of the primary and secondary wings, respectively. 0 <θ 1 < In order to satisfy Φ 1 , the θ 1 is smaller than the Φ 1 .

Description

주 날개 및 보조 날개를 구비한 임펠러{Impeller having primary blades and secondary blades}Impeller having primary blades and secondary blades

본 발명은 임펠러에 관한 것으로, 특히 다수의 주 날개(primary blades) 사이에 다수의 보조 날개(secondary blades)를 배치하여 날개 유동제어를 행하는 임펠러에 관한 것이다.TECHNICAL FIELD The present invention relates to an impeller, and more particularly, to an impeller in which wing flow control is performed by arranging a plurality of secondary blades between a plurality of primary blades.

공지의 팬(fan), 송풍기 및 펌프와 같은 유체기계의 설계에 관한 연구는 과거 수십 년간 지속되어 설계기법에 있어 많은 발전이 이루어졌다. 그러나 최근에는 성능뿐만 아니라 소음에 대한 요구수준이 높아지고 제품의 크기가 줄어들면서 보다 수준 높은 설계수단의 개발을 필요로 하게 되었다. Research on the design of fluid machines, such as fans, blowers and pumps, has continued in the past decades and many advances have been made in design techniques. However, in recent years, as the demand for noise as well as performance is increased and the size of the product is reduced, it is necessary to develop higher design means.

유체기계에 적용되는 통상의 축류형 임펠러는 압력과 유량으로 그 성능을 나타낸다. 구체적으로, 입구와 출구에서의 압력차이(Δp)는, 도 1과 같이, 유체가 날개(1) 사이로 지나가면서 날개 곡률을 따라서 유선이 휘어지면서 날개 양력에 의해 압력이 증가하게 된다. 따라서 날개 캠버선(3)을 따라 유선이 많이 휘어질수록 회전속도성분이 발생하여 압력증가에 유리하다. Conventional axial impellers applied to fluid machines exhibit their performance in terms of pressure and flow rate. Specifically, the pressure difference Δp at the inlet and the outlet is, as shown in Figure 1, the pressure is increased by the wing lift as the fluid flows between the blades 1 bend along the blade curvature. Therefore, the more the streamline is bent along the wing camber line 3, the more the rotational speed component is generated, which is advantageous for increasing the pressure.

하지만 유선(stream line)이 너무 많이 휘게 되면 날개 부압면에서 유동박리도 날개 후단 (T.E.) 각도인 α_2'과 달리 α_2의 각도로 나가면서 α_2-α_2' (=δ) 차이만큼의 이탈각이 발생한다. 이때, 이탈각 δ는 하기 수학식 1과 같이 날개가 휘어진 캠버각(Φc)과, 날개코드(C)와 날개 사이의 피치(s)와의 비인 현절비(σ=C/s)의 함수이다. 즉, 캠버각(Φc)이 증가하면 이탈각이 커지며, 현절비 즉 날개코드가 증가하면 이탈각이 감소하여 성능이 증가한다.However, wired (stream line) corresponding to this if too much bend in the blade suction side flow separation also α_ 2 of the rear end (TE) blade angle "Unlike As you an angle α_ 2 α_ 2 -α_ 2 '( = δ) difference Deviation angle occurs. At this time, the departure angle δ is a function of the fleeting camber angle Φ c and the ratio of the fleece ratio (σ = C / s), which is the ratio between the blade cord C and the pitch s between the blades, as shown in Equation 1 below. That is, as the camber angle Φc increases, the breakaway angle increases, and when the fleece ratio, that is, the wing code increases, the breakaway angle decreases, thereby increasing performance.

Figure 112017124589045-pat00001
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여기서, δ0 은 에어포일 형상이고, m0 은 현절비이고, b 는 입구유동각(α_1)에 따라 정해지는 상수이다.Here, δ 0 is an airfoil shape, m 0 is a current ratio, and b is a constant determined according to the inlet flow angle α_ 1 .

종래기술은 유동박리가 일어나지 않으면서도 가능한 캠버각을 크게 하여 양력증가를 통해 큰 압력 상승을 일으키며 코드를 길게 하거나 날개수를 증가시켜 날개피치를 줄여 현절비 증가로 출구 이탈각을 줄이는 것에 집중하여 왔다. 그러나 코드를 길게 하면 회전축방향으로 임펠러가 높아지며, 압력을 높이기 위한 캠버각은 부압면에서의 유동박리로 인한 한계가 있다. The prior art has focused on reducing the exit angle by increasing the camber angle without increasing the separation and causing a large pressure increase through the lift, increasing the cord or increasing the number of wings, and reducing the wing pitch by increasing the cost ratio. . However, the longer the cord, the higher the impeller in the direction of the rotation axis, and the camber angle for increasing the pressure has a limitation due to the flow separation at the negative pressure surface.

미국 공개특허 US 2014/0233178 A1에는 보조 날개를 주 날개의 후단 (T.E.)근처에서 시작하도록 하여 날개가 길어진 효과로 현절비를 증가시켜 날개 출구의 이탈각을 줄여 성능을 증가시킨 예가 개시되어 있다. 그러나 이와 같은 발명은 임펠러의 높이가 증가하고, 주 날개의 길이를 주날개와 보조날개가 겹쳐진 길이만큼 길게 하는 것과 큰 성능의 차이를 보이지 않는 한계가 있다. U.S. Patent Application Publication No. US 2014/0233178 A1 discloses an example in which the auxiliary wing is started near the trailing end (T.E.) of the main wing to increase the cost ratio with the effect of lengthening the wing, thereby reducing the departure angle of the wing exit to increase the performance. However, this invention has a limit that the height of the impeller increases, and the length of the main wing is as long as the length of the main wing and the auxiliary wing overlaps with the big difference in performance.

한국 등록특허 제10-1342746호에는 다수의 보조날개를 다수의 주 날개들 사이에 설치하여 날개피치를 줄여 현절비를 증가시킨 종래의 임펠러가 개시되어 있다. 이와 같은 임펠러는 사출금형의 어려움으로 인해 주 날개의 겹쳐진 부분을 파내어 이로 인한 양력의 감소 및 소음의 증가가 불가피한 단점이 있다.Korean Patent No. 10-1342746 discloses a conventional impeller in which a plurality of auxiliary wings are installed between a plurality of main wings to increase wing ratio by reducing wing pitch. Due to the difficulty of the injection mold, such an impeller digs out the overlapping portions of the main wing, thereby reducing the lifting force and increasing the noise.

도 2에는 후향익 원심형 임펠러(20)의 날개와 유동각이 나타나 있다. 임펠러의 압력상승과 오일러(Euler) 방정식에 의한 일은 하기 수학식 2와 같은 관계를 갖는다.2 shows the wing and flow angle of the rear wing centrifugal impeller 20. The pressure rise of the impeller and the work by the Euler equation have the following relationship.

Figure 112017124589045-pat00002
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여기서, ηR은 임펠러의 효율로서 이론적인 전달 에너지 대비 내부 유동에 의한 이론적인 전압 상승에서 유동손실을 제외한 실제 전달에너지에 대한 퍼센트(%)이다. Where η R is the efficiency of the impeller as a percentage of the actual transfer energy excluding the flow loss in the theoretical voltage rise due to internal flow versus the theoretical transfer energy.

도 2에 도시된 임펠러(에서 나오는 유동은 출구날개를 따라서 흐르지 않으며 미끄러짐(slip)이 발생하며, 날개 각도가 β2b일 때 미끄러짐 계수를 μ라고 하면

Figure 112017124589045-pat00003
이 되며, 미끄러짐 계수(μE)는 스토돌라(Stodola) 식을 사용하면 하기 수학식 3과 같이 표현된다.If the flow from the impeller shown in Fig. 2 does not flow along the exit wing, slip occurs, and the slip coefficient is μ when the blade angle is β 2b.
Figure 112017124589045-pat00003
The slip coefficient μ E is expressed by Equation 3 using the Stodola equation.

Figure 112017124589045-pat00004
Figure 112017124589045-pat00004

여기서, NB는 날개수이며, β2는 출구유동각, U2와 Cm2 는 각각 날개끝단 회전속도와 출구유동의 절대속도의 반경방향 성분이다. 수학식 2와 수학식 3으로부터 압력전달을 높이려면 출구 절대속도의 회전성분 Cθ2를 증가시켜야 하며, 이를 위해서는 가능한 날개수를 증가시켜 슬립계수를 크게 하여야 한다.Where N B is the number of vanes, β 2 is the exit flow angle, and U 2 and C m 2 are the radial components of the blade tip rotational speed and the absolute velocity of the exit flow, respectively. In order to increase the pressure transfer from Equations 2 and 3, the rotational component C θ2 of the absolute absolute velocity must be increased. To this end, the slip coefficient must be increased by increasing the number of vanes.

미국 공개특허 US 2009/0155048 A1에는 원심형 펌프 임펠러에서 주 날개들과 동축으로 같이 회전하는 보조 날개인 스플릿 베인을 주날개 사이에 설치하여 날개 수를 증가시킨 효과를 내는 예가 개시되어 있다. 그런데 큰 정압을 내는 원심형 펌프와는 달리 압력의 증가보다는 유량의 증가가 필요한 팬이나 송풍기에서는 임펠러의 직경 대비 높이 비가 펌프보다 훨씬 커서 임펠러 날개의 윗부분을 통상의 슈라우드 판으로 덮든지 아니면 날개 윗면의 출구부를 얇은 띠 형상의 원판으로 덮어 강도를 보강해야 했다. 하지만 이 경우 사출성형의 어려움이 있었다.U.S. Patent Application Publication US 2009/0155048 A1 discloses an example in which a split vane, which is an auxiliary vane that coaxially rotates with the main vanes in a centrifugal pump impeller, is installed between the main wings to increase the number of wings. However, unlike centrifugal pumps with high static pressure, in fans or blowers that require an increase in flow rate rather than an increase in pressure, the ratio of the height of the impeller to the diameter is much greater than that of the pump, so that the upper part of the impeller wing is covered with a conventional shroud plate or the top of the wing. The outlet had to be covered with a thin strip of disk to reinforce its strength. In this case, however, there was a difficulty in injection molding.

본 발명의 목적은 회전하는 축류형 및 원심형 임펠러의 성능 증가와 동시에 소음이 저감되도록 회전하는 다수의 보조 날개를 임펠러 높이의 증가 없이 주 날개 사이에 설치하여, 축류형의 경우에는 날개이탈각을 줄여 성능을 증가시키며 동시에 날개 후류 유동의 크기를 줄여 소음을 줄이며, 원심형의 경우에는 부압면 유동박리가 줄어들게 하여 날개 슬립계수의 개선을 통한 성능의 증가와 유동박리소음이 줄어들게 하는 임펠러를 제공하는 데 있다.An object of the present invention is to install a plurality of auxiliary blades to rotate between the main blades without increasing the impeller height, so as to reduce the noise at the same time to increase the performance of the rotating axial flow and centrifugal impeller, in the case of the axial flow to reduce the wing departure angle It increases the performance and at the same time reduces the size of the wing wake flow to reduce the noise, and in the case of the centrifugal type, it reduces the negative pressure flow separation, providing an impeller to increase the performance by improving the wing slip coefficient and reduce the flow peel noise. have.

상기 목적을 달성하기 위해, 본 발명은 제1 허브와, 상기 제1 허브의 외주를 따라 동일한 간격을 두고 연장 형성된 다수의 주 날개를 구비하는 제1 부분; 및 상기 제1 허브의 하측에 요철 결합되는 제2 허브와, 상기 제2 허브의 외주를 따라 간격을 두고 연장 형성된 다수의 보조 날개를 구비하는 제2 부분;을 포함하며, 각 주 날개의 전단(L.E.)과 후단(T.E.) 사이의 투영 각도를 Φ1, 다수의 보조날개의 각 전단(L.E.)과 후단(T.E.) 사이의 투영 각도를 θ1 라고 할 때, 각 주 날개와 보조 날개가 겹치는 상류 각도 Φ1u, θ1u 및 하류 각도 Φ1d, θ1d 와, 각 주 날개와 보조 날개가 겹치지 않는 Φ1m, θ1m 으로 구성되며, 상기 Φ1 및 θ1 는 주 날개 및 보조 날개의 반경이 각 허브부터 끝단으로 가면서 0 < θ1 < Φ1를 만족하도록, 상기 θ1 이 상기 Φ1 보다 작으며, 상기 제1 허브는 저면에 간격을 두고 다수의 제1 결합돌기와, 상기 다수의 결합돌기에 의해 마련되는 다수의 제1 결합홈이 형성되고, 상기 제2 허브는 상면에 간격을 두고 다수의 제2 결합돌기와, 상기 다수의 결합돌기에 의해 마련되는 다수의 제2 결합홈이 형성되며, 상기 다수의 제1 결합돌기는 상기 다수의 제2 결합홈에 결합되고, 상기 다수의 제2 결합돌기는 상기 다수의 제1 결합홈에 결합되는 것을 특징으로 한다.In order to achieve the above object, the present invention includes a first portion having a first hub and a plurality of main wings extending at equal intervals along the outer circumference of the first hub; And a second portion having a second hub that is unevenly coupled to the lower side of the first hub, and a plurality of auxiliary wings extending at intervals along the outer circumference of the second hub. When the projection angle between LE) and the rear end TE is Φ 1 and the projection angle between the front end LE and the rear end TE of the plurality of auxiliary wings is θ 1 , the upstream of each main wing and the auxiliary wing overlaps. Angles Φ 1u , θ 1u and downstream angles Φ 1d , θ 1d, and Φ 1m , θ 1m , where the primary and secondary wings do not overlap, wherein Φ 1 and θ 1 are the radius of the primary and secondary wings, respectively. 0 <θ 1 < To satisfy Φ 1 , θ 1 is smaller than Φ 1 , and the first hub has a plurality of first coupling protrusions and a plurality of first coupling grooves provided by the plurality of coupling protrusions at intervals on a bottom surface thereof. And a plurality of second coupling protrusions and a plurality of second coupling grooves formed by the plurality of coupling protrusions, and the plurality of first coupling protrusions are formed at intervals on an upper surface thereof. It is coupled to the second coupling groove, characterized in that the plurality of second coupling protrusions are coupled to the plurality of first coupling grooves.

상기 보조 날개의 θ1u와 θ1d 의 크기는 상기 주 날개 부압면 하류 부근의 채널이 가이드 되도록 상기 주 날개와의 겹쳐지는 각도들일 수 있다.The magnitudes of θ 1u and θ 1d of the auxiliary vanes may be angles overlapping with the main vanes so that a channel near the main vane negative pressure surface is guided.

삭제delete

상기 다수의 제1 결합돌기와 상기 다수의 제2 결합홈에 압박 결합되고, 상기 다수의 제2 결합돌기는 상기 다수의 제1 결합홈에 압박 결합될 수 있다.The plurality of first coupling protrusions and the plurality of second coupling grooves may be pressure-coupled, and the plurality of second coupling protrusions may be pressure-coupled to the plurality of first coupling grooves.

상기 다수의 제1 결합돌기는 접착제에 의해 상기 다수의 제2 결합홈에 접착 결합되고, 상기 다수의 제2 결합돌기는 접착제에 의해 상기 다수의 제1 결합홈에 접착 결합될 수 있다.The plurality of first coupling protrusions may be adhesively bonded to the plurality of second coupling grooves by an adhesive, and the plurality of second coupling protrusions may be adhesively coupled to the plurality of first coupling grooves by an adhesive.

상기 제1 허브 및 상기 제2 허브는 띠 형상으로 이루어질 수 있다.The first hub and the second hub may have a band shape.

상기 제1 및 제2 허브는 상호 결합 시 단일 원추 형상으로 이루어질 수 있다.The first and second hubs may have a single cone shape when coupled to each other.

또한, 본 발명은, 원형 밑판과, 상기 원형 밑판의 상면 중앙에 돌출 형성된 허브와, 상기 원형 밑판의 상면에 동일한 간격을 두고 상기 허브를 중심으로 원주 방향으로 형성된 다수의 주 날개를 구비하는 제1 부분; 및 슈라우드와, 상기 슈라우드의 저면을 따라 간격을 두고 일체로 형성된 다수의 보조 날개를 구비하는 제2 부분을 포함하며, 주 날개 부압면과 보조날개 압력면 사이의 입구면적을 Ssu 라 하고, 주 날개 압력면과 보조날개 부압면 사이의 입구면적을 Spu 라 하고, 각 채널 하류에서의 면적인 주 날개의 부압면 채널 하류면적을 Ssd라 하고, 주 날개의 압력면 채널 하류면적을 Spd라 할 때, 각 보조 날개의 출구각은 각 주 날개 출구각과 동일하고, 상기 보조 날개의 입구는 S 형태의 변곡이 생기는 곳에 위치하고, 상기 보조 날개의 입구각도는 채널의 주 유선에 유동각 접선이 일치하는 각도인 것을 특징으로 하는 임펠러를 제공함으로써, 상기 목적을 달성할 수도 있다.In addition, the present invention, the first base having a circular base plate, a hub protruding in the center of the upper surface of the circular base plate, and a plurality of main wings formed in the circumferential direction around the hub at equal intervals on the upper surface of the circular base plate part; And a second portion having a shroud and a plurality of auxiliary wings integrally formed at intervals along the bottom of the shroud, wherein an inlet area between the main wing negative pressure surface and the auxiliary wing pressure surface is called Ssu, and the main wing When the inlet area between the pressure plane and the auxiliary wing negative pressure plane is Spu, the area downstream from each channel is called Ssd, and the area downstream of the main wing is Ssd. The exit angle of each auxiliary vane is the same as the exit angle of each main vane, and the inlet of the auxiliary vane is located where an S-shaped inflection occurs, and the inlet angle of the auxiliary vane is an angle at which the tangent of the flow angle coincides with the main streamline of the channel. By providing an impeller characterized in that, it is possible to achieve the above object.

상기 Ssu와 상기 Spu가 동일하게 되도록 상기 보조 날개 전단(L.E.)을 입구 동일 반경 채널 사이로 위치할 수 있다.The auxiliary wing front end (L.E.) may be located between the inlet equal radius channels so that the Ssu and the Spu are the same.

상기 Ssu와 Ssd가 유사하게 유지되도록 상기 보조 날개 전단(L.E.)을 피봇점으로 하여 상기 보조 날개 후단(T.E.)을 출구 동일 반경 채널 사이로 회전 이동하여 출구각과 채널 사이 출구위치를 설정할 수 있다.In order to maintain the Ssu and Ssd similarly, the auxiliary vane front end (L.E.) may be pivotally moved between the exit end radius (T.E.) between the exit equal radius channels to set the exit position between the exit angle and the channel.

상기 슈라우드는 띠 형상으로 이루어질 수 있다.The shroud may be formed in a band shape.

상기 밑판은 상면에 상기 다수의 보조 날개의 하단이 삽입되는 다수의 제1 결합홈이 형성되고, 상기 슈라우드는 저면에 상기 다수의 주 날개의 상단이 삽입되는 다수의 제2 결합홈이 형성될 수 있다.The bottom plate has a plurality of first coupling grooves are formed in the upper surface is inserted into the lower end of the plurality of auxiliary wings, the shroud may be formed a plurality of second coupling grooves are inserted into the top of the plurality of main wings on the bottom surface. have.

상기 다수의 보조 날개의 하단은 상기 다수의 제1 결합홈에 압박 결합되고, 상기 다수의 주 날개의 하단은 상기 다수의 제2 결합홈에 압박 결합될 수 있다.Lower ends of the plurality of auxiliary wings may be pressed into the plurality of first coupling grooves, and lower ends of the plurality of main wings may be pressed into the plurality of second coupling grooves.

상기 다수의 보조 날개의 하단은 접착제에 의해 상기 다수의 제1 결합홈에 접착 결합되고, 상기 다수의 주 날개의 하단은 접착제에 의해 상기 다수의 제2 결합홈에 접착 결합될 수 있다.Lower ends of the plurality of auxiliary wings may be adhesively bonded to the plurality of first coupling grooves by an adhesive, and lower ends of the plurality of main wings may be adhesively coupled to the plurality of second coupling grooves by an adhesive.

각 주 날개 사이에 1개씩 배치된 다수의 보조 날개는 임펠러의 회전 방향을 따라 서로 상이한 간격으로 배치될 수 있다.The plurality of auxiliary vanes arranged one by one between each main vane may be arranged at different intervals from each other along the direction of rotation of the impeller.

상기 원형 밑판과 상기 슈라우드는 유동 하류방향으로 경사지거나 회전축 방향에 평행하게 형성될 수 있다.The circular base plate and the shroud may be inclined in the flow downstream direction or may be formed parallel to the rotation axis direction.

상기 원형 밑판의 외경이 상기 슈라우드의 내경보다 작게 형성될 수 있다.The outer diameter of the circular base plate may be formed smaller than the inner diameter of the shroud.

상기 다수의 주 날개와 상기 다수의 보조 날개는 상기 원형 밑판과 상기 슈라우드에 일체로 결합될 수 있다.The plurality of main wings and the plurality of auxiliary wings may be integrally coupled to the circular base plate and the shroud.

이상에서 설명한 바와 같이 본 발명에 따른 주 날개사이의 채널에 보조날개를 배치한 임펠러는 하기와 같이 축류형과 원심형에 대하여 각각 하기와 같은 이점이 있다.As described above, the impeller in which the auxiliary wings are disposed in the channel between the main wings according to the present invention has the following advantages for the axial flow type and the centrifugal shape, respectively.

본 발명에 따른 축류형 임펠러의 경우, 주 날개의 부압면에서의 2차 유동을 줄이며 날개 후단의 이탈각을 줄여 압력증가와 소음감소 효과를 얻을 수 있다. 또한, 임펠러 높이를 증가시키지 않도록 다수의 주 날개 사이에 각각 다수의 보조 날개를 배치하는 경우, 다수의 주 날개가 연결된 상부 허브로 이루어진 제1 부품과, 다수의 보조날개가 연결된 하부 허브로 이루어진 제2 부분을 서로 별개의 부분으로서 사출 형성하고, 상부 허브 및 하부 허브를 원주상 반경 두께를 갖는 띠 형상으로 형성하고 상호 요철 결합 가능한 구조를 가짐에 따라, 사출성형 과정에서 날개가 중첩되어 금형 상하 빼기가 어려운 문제를 근본적으로 해결할 수 있다.In the case of the axial impeller according to the present invention, it is possible to reduce the secondary flow in the negative pressure surface of the main blade and to reduce the escape angle of the rear end of the blade to increase the pressure and reduce the noise. In addition, in the case of disposing a plurality of auxiliary wings between a plurality of main wings, so as not to increase the impeller height, the first component consisting of an upper hub connected to the plurality of main wings, and a lower hub connected to the plurality of auxiliary wings As the two parts are injection-molded as separate parts, and the upper hub and the lower hub are formed in a band shape having a circumferential radius thickness and have a structure capable of mutually uneven coupling, wings are overlapped in the injection molding process so that the upper and lower parts of the mold are removed. Can fundamentally solve difficult problems.

본 발명에 따른 원심형 임펠러의 경우, 후향익과 전향익 또는 레이디얼이 조합된 하이브리드 S 형태의 주 날개의 부압면에서의 2차 유동을 줄이며 날개슬립의 감소를 통해 에너지전달의 증가와 소음감소의 효과를 얻을 수 있다. 또한, 다수의 주 날개가 붙은 밑판으로 이루어진 제1 부분과 다수의 보조날개가 붙은 띠 형태의 슈라우드로 이루어진 제2 부분을 별개의 부품으로서 사출 성형하고, 다수의 주 날개가 슈라우드에 요철 결합하고 다수의 보조날개가 밑판에 요철 결합하도록 형성함으로써, 사출성형 시 발생하는 문제를 해결할 수 있다.In the case of the centrifugal impeller according to the present invention, the secondary flow in the negative pressure surface of the main wing of the hybrid S type combined with the rear wing and the forward wing or radial is reduced and the energy loss is increased through the reduction of the wing slip. The effect can be obtained. In addition, a first part consisting of a base plate with a plurality of main wings and a second part consisting of a strip-shaped shroud with a plurality of auxiliary wings is injection molded as a separate part, and a plurality of main wings are unevenly coupled to the shroud. By forming the auxiliary wing of the coupling to the concave-convex, it can solve the problem that occurs during injection molding.

도 1은 일반적인 축류형 임펠러 날개 사이의 유동 관련 설계 변수 및 날개 관련 설계변수들을 설명하기 위한 도면이다.
도 2는 종래의 후향익 원심형 임펠러의 날개와 유동각 관련 설계변수들을 설명하기 위한 도면이다.
도 3은 본 발명의 일 실시예에 따른 축류형 임펠러를 나타내는 조립 사시도이다.
도 4는 도 3에 도시된 축류형 임펠러의 제1 부분의 저면과 제2 부분의 상면을 동시에 도시한 분해 사시도이다.
도 5는 본 발명의 일 실시예에 따른 축류형 임펠러와 종래의 임펠러의 날개 주위의 유동이 개략적으로 유선과 함께 보여주는 도면이다.
도 6은 본 발명의 일 실시예에 따른 축류형 임펠러의 주 날개 및 보조 날개 간의 구조를 보여주는 도면이다.
도 7은 본 발명의 다른 실시예에 따른 원심형 임펠러를 나타내는 조립 사시도이다.
도 8은 도 7에 도시된 원심형 임펠러의 제1 부분의 저면과 제2 부분의 상면을 동시에 도시한 분해 사시도이다.
도 9는 본 발명의 다른 실시예에 따른 원심형 임펠러의 주 날개 후류 유동형태가 후향익(실선으로 표시)이고 스플릿 베인 형태의 보조 날개를 구비한 예와, 원심형 임펠러의 주 날개 후류 유동형태가 전향익(점선으로 표시)인 것을 함께 도시한 도면이다.
도 10은 본 발명의 다른 실시예에 따른 원심형 임펠러의 주 날개와 보조 날개를 함께 보여주는 단면도이다.
도 11은 본 발명의 다른 실시예에 따른 원심형 임펠러의 보조 날개의 채널 사이의 위치를 회전방향으로 동일하게 배치하지 않고 랜덤하게 배치한 예를 나타낸 도면이다.
도 12는 본 발명의 또 다른 실시예에 따른 사류형 주 날개와 보조 날개를 구비한 임펠러를 나타내는 사시도이다.
도 13은 본 발명의 또 다른 실시예에 따른 임펠러를 나타내는 평면도이다.
도 14는 도 13에 표시된 A-A선을 따라 나타낸 단면도이다.1 is a view for explaining the flow-related design variables and wing-related design parameters between the general axial impeller blades.
2 is a view for explaining the wing and flow angle-related design variables of the conventional rear wing centrifugal impeller.
Figure 3 is an assembled perspective view showing an axial flow impeller according to an embodiment of the present invention.
4 is an exploded perspective view showing the bottom of the first portion and the top of the second portion of the axial impeller shown in FIG. 3 simultaneously.
FIG. 5 is a view schematically showing the flow around the blades of the axial impeller and the conventional impeller according to an embodiment of the present invention with a streamline.
6 is a view showing the structure between the main blade and the auxiliary blade of the axial impeller according to an embodiment of the present invention.
Figure 7 is an assembled perspective view showing a centrifugal impeller according to another embodiment of the present invention.
FIG. 8 is an exploded perspective view showing the bottom of the first portion and the top of the second portion of the centrifugal impeller shown in FIG. 7 simultaneously.
9 is an example in which the main blade wake flow form of the centrifugal impeller according to another embodiment of the present invention is a rear wing (indicated by a solid line) and has a split vane auxiliary wing, and the main blade wake flow form of the centrifugal impeller. Is a diagram showing that is a forward wing (indicated by a dashed line).
10 is a cross-sectional view showing both the main blade and the auxiliary blade of the centrifugal impeller according to another embodiment of the present invention.
FIG. 11 is a diagram illustrating an example in which the positions between the channels of the auxiliary vanes of the centrifugal impeller according to another embodiment of the present invention are not randomly arranged in the rotational direction but are randomly arranged.
12 is a perspective view showing an impeller having a quadruple main wing and an auxiliary wing according to another embodiment of the present invention.
13 is a plan view showing an impeller according to still another embodiment of the present invention.
14 is a cross-sectional view taken along line AA of FIG. 13.

이하, 도면을 참조하여 본 발명의 일 실시예에 따른 축류형 임펠러와 다른 실시예에 따른 원심형 임펠러에 대하여 순차적으로 설명한다.Hereinafter, an axial impeller and a centrifugal impeller according to another embodiment will be described in detail with reference to the accompanying drawings.

도 3은 본 발명의 일 실시예에 따른 축류형 임펠러를 나타내는 조립 사시도이고, 도 4는 도 3에 도시된 축류형 임펠러의 제1 부분의 저면과 제2 부분의 상면을 동시에 도시한 분해 사시도이다.3 is an assembled perspective view illustrating an axial flow impeller according to an embodiment of the present invention, and FIG. 4 is an exploded perspective view simultaneously showing a bottom surface of a first portion and a top surface of a second portion of the axial impeller shown in FIG. 3. .

도 3을 참조하면, 본 발명의 일 실시예에 따른 축류형 임펠러(100)는 별개의 부품으로 이루어지는 제1 부분(110)과 제2 부분(130)을 포함한다. 별도로 제작된 제1 부분(110) 및 제2 부분(130)은 상호 결합한 상태로 임펠러로서 사용된다.Referring to FIG. 3, the axial impeller 100 according to the embodiment of the present invention includes a first part 110 and a second part 130 formed of separate components. Separately manufactured first portion 110 and second portion 130 are used as an impeller in a mutually coupled state.

도 4를 참조하면, 제1 부분(110)은 대략 링 형상으로 이루어진 제1 허브(111)와, 제1 허브(111)의 외주면에 동일한 간격을 두고 형성된 다수의 주 날개(primary blades)(120)를 포함한다.Referring to FIG. 4, the first portion 110 includes a first hub 111 having a substantially ring shape and a plurality of primary blades 120 formed at equal intervals on an outer circumferential surface of the first hub 111. ).

제1 허브(111)는 축류형 임펠러(100)를 회전 구동시키기 위해 회전축(미도시)과 같은 소정의 구동 부재와 연결될 수 있도록 중앙에 구멍(113)이 형성될 수 있다.A hole 113 may be formed at the center of the first hub 111 so as to be connected to a predetermined driving member such as a rotating shaft (not shown) to drive the axial impeller 100 to rotate.

또한, 제1 허브(111)는 저면을 따라 동일한 간격으로 다수의 제1 결합돌기(115)가 돌출 형성된다. 이 경우, 각 제1 결합돌기(115) 사이에는 후술하는 다수의 제2 결합돌기(135)가 삽입되는 다수의 제1 결합홈(117)이 마련된다.In addition, a plurality of first coupling protrusions 115 protrude from the first hub 111 at equal intervals along a bottom surface thereof. In this case, a plurality of first coupling grooves 117 into which a plurality of second coupling protrusions 135 to be described later are inserted are provided between the first coupling protrusions 115.

다수의 주 날개(120)는 허브(111)의 일단이 외주면에 일체로 연결되고, 타단으로 갈수록 소정 곡률로 휘어지게 형성된다. The plurality of main wings 120 is formed such that one end of the hub 111 is integrally connected to the outer circumferential surface and bent at a predetermined curvature toward the other end.

도 4와 같이, 각 주 날개(120)는 부압면(121)과, 부압면의 반대측에 위치한 압력면(123)과, 제1 허브(111)에 인접한 날개 허브면(125)과, 주 날개(120)의 끝단에 위치한 날개팁 면(127)을 포함한다. 이 경우, 각 주 날개(120)는 상단을 전단(L.E.)으로 정의하고, 하단을 후단(T.E.)으로 정의한다.As shown in FIG. 4, each main blade 120 includes a negative pressure surface 121, a pressure surface 123 located on an opposite side of the negative pressure surface, a wing hub surface 125 adjacent to the first hub 111, and a main wing. Wing tip surface 127 located at the end of 120. In this case, each main wing 120 is defined as the front end (L.E.), and the bottom is defined as the rear end (T.E.).

제2 부분(130)은 대략 링 형상으로 이루어진 제2 허브(131)와, 제2 허브(131)의 외주면에 동일한 간격을 두고 형성된 다수의 주 날개(primary blades)(140)를 포함한다.The second portion 130 includes a second hub 131 having a substantially ring shape and a plurality of primary blades 140 formed at equal intervals on the outer circumferential surface of the second hub 131.

또한, 제2 허브(131)는 제1 허브(111)와 마찬가지로 중앙에 구멍(133)이 형성될 수 있다. 이 경우 제2 허브(131)의 외경은 제1 허브(111)의 외경과 동일하게 형성될 수 있고, 제2 허브(131)의 내경은 제1 허브(111)의 내경과 같거나 작게 형성될 수 있으며, 이는 회전축 또는 회전축에 대응하는 회전하는 구동 부재에 임펠러(100)를 고정하기 위해 고려될 수 있는 구조이다.In addition, a hole 133 may be formed in the center of the second hub 131 similar to the first hub 111. In this case, an outer diameter of the second hub 131 may be formed to be the same as an outer diameter of the first hub 111, and an inner diameter of the second hub 131 may be formed to be equal to or smaller than an inner diameter of the first hub 111. This may be a structure that can be considered to secure the impeller 100 to a rotating shaft or a rotating drive member corresponding to the rotating shaft.

또한, 제2 허브(131)는 상면을 따라 동일한 간격으로 다수의 제2 결합돌기(135)가 돌출 형성된다. 이 경우, 각 제2 결합돌기(135) 사이에는 다수의 제1 결합돌기(115)가 삽입되는 다수의 제2 결합홈(137)이 마련된다.In addition, a plurality of second coupling protrusions 135 protrude from the second hub 131 at equal intervals along the upper surface thereof. In this case, a plurality of second coupling grooves 137 into which a plurality of first coupling protrusions 115 are inserted is provided between each second coupling protrusion 135.

이와 같이, 제1 및 제2 허브(111, 131)는 다수의 제1 결합돌기(115)가 다수의 제2 결합홈(137)에 삽입되고, 동시에 다수의 제2 결합돌기(135)가 다수의 제1 결합홈(117)에 각각 삽입됨에 따라 상호 결합된다. 이 경우, 제1 및 제2 허브(111, 131)는 상호 압박 상태로 결합되거나, 별도의 접착제를 이용하여 상호 접착될 수 있다.As such, in the first and second hubs 111 and 131, a plurality of first coupling protrusions 115 are inserted into the plurality of second coupling grooves 137, and a plurality of second coupling protrusions 135 are simultaneously formed. As each of the first coupling groove 117 is inserted into each other are coupled to each other. In this case, the first and second hubs 111 and 131 may be coupled to each other under pressure, or may be bonded to each other using a separate adhesive.

다수의 보조 날개(140)는 일단이 제2 허브(131)의 외주면에 일체로 연결되고, 타단으로 갈수록 소정 곡률로 휘어지게 형성된다. 또한, 제1 및 제2 허브(111, 131)가 상호 결합하게 되면, 다수의 보조 날개(140)는 각각 다수의 주 날개(120) 하측에 배치될 수 있다.One end of the plurality of auxiliary wings 140 is integrally connected to the outer circumferential surface of the second hub 131, and is bent at a predetermined curvature toward the other end. In addition, when the first and second hubs 111 and 131 are coupled to each other, the plurality of auxiliary wings 140 may be disposed under the plurality of main wings 120, respectively.

도 4와 같이, 각 보조 날개(140)는 부압면(141)과, 부압면의 반대측에 위치한 압력면(143)과, 제2 허브(131)에 인접한 날개 허브면(145)과, 보조 날개(140)의 끝단에 위치한 날개팁 면(147)을 포함한다. 이 경우, 각 보조 날개(140)는 상단을 선단(L.E.)으로 정의하고, 하단을 후단(T.E.)으로 정의한다.As shown in FIG. 4, each auxiliary vane 140 includes a negative pressure surface 141, a pressure surface 143 located on an opposite side of the negative pressure surface, a wing hub surface 145 adjacent to the second hub 131, and an auxiliary wing. And a wingtip face 147 located at the end of 140. In this case, each auxiliary wing 140 is defined as the upper end (L.E.), the lower end is defined as the rear end (T.E.).

도 5는 본 발명의 일 실시예에 따른 축류형 임펠러와 종래의 임펠러의 날개 주위의 유동이 개략적으로 유선과 함께 보여주는 도면이다.FIG. 5 is a view schematically showing the flow around the blades of the axial impeller and the conventional impeller according to an embodiment of the present invention with a streamline.

도 5(a)를 참조하면, 일반적으로 입구 영각이 +인 경우(즉, 입구유동이 입구 날개 캠버접선방향보다 압력면 쪽으로 입사하는 경우), 날개의 캠버로 인해 부압면(S) 위에서 유동박리가 일어나 유선이 날개를 따라 흐르지 못하고 날개후단 캠버접선방향보다 부압면쪽으로 벗어나게 된다. 이 경우에는 날개후단 근처에서 유동박리로 인한 두꺼운 경계층 유동이 진행하면서 δ'의 두꺼운 후류 유동이 발생하게 된다. 도 5(a)에서 미설명부호 P는 날개의 압력면을 나타낸다.Referring to FIG. 5 (a), in general, when the inlet angle of inclination is + (that is, when the inlet flow is incident toward the pressure surface rather than the inlet blade camber tangential direction), flow separation on the negative pressure surface S due to the camber of the blade This causes the streamline to not flow along the wing and outward toward the negative pressure surface rather than the tangential direction of the trailing camber. In this case, a thick wake flow of δ 'occurs as the thick boundary layer flows due to flow detachment near the trailing edge. In Fig. 5 (a), reference numeral P denotes the pressure plane of the blade.

그런데 본 발명은, 도 5(b)와 같이, 두 개의 주 날개(120) 사이에 보조 날개(140)가 배치된다. 이에 따라, 입구면적 A2와 A3의 채널 유동을 만들면 도 5(a)와 같이 주 날개 사이의 입구 면적 A1에서부터 유동이 감속되어 유동박리가 일어나는 것과는 달리, 입구면적 A2 부근에서는 오히려 가속이 일어나면서 주 날개(120)의 부압면(121) 하류에서 유동박리가 없어진다. 또한, 보조 날개(140)의 부압면(141)에서 작은 크기의 유동박리로 인해 좁은 후류 두께 δ'가 발생하며, 채널 사이의 이탈각 δ도 줄어들어 날개 캠버에 의한 압력증가가 발생하게 하므로 보조날개가 없는 경우보다 더 큰 캠버각의 적용이 가능하다.By the way, in the present invention, as shown in Fig. 5 (b), the auxiliary wing 140 is disposed between the two main wings (120). Accordingly, when the channel flow of the inlet areas A2 and A3 is made, the flow is decelerated from the inlet area A1 between the main blades as shown in FIG. There is no flow separation downstream of the negative pressure surface 121 of the vane 120. In addition, the narrow wake thickness δ 'is generated due to the small size of flow separation at the negative pressure surface 141 of the auxiliary wing 140, and the separation angle δ between the channels is also reduced, thereby causing an increase in pressure by the wing camber. Larger camber angles are possible than without.

도 6은 본 발명의 일 실시예에 따른 축류형 임펠러의 주 날개 및 보조 날개 간의 관계를 보여주는 도면이다.6 is a view showing a relationship between the main blade and the auxiliary blade of the axial impeller according to an embodiment of the present invention.

도 6을 참조하면, 주 날개(120)의 전단 (L.E.)과 후단 (T.E.)사이의 제1 원통위 각도는 Φ1이며 같은 수의 보조날개(140)의 전단 (L.E.)과 후단 (T.E.)사이의 제2 원통위 각도는 θ1이다. Referring to FIG. 6, the first cylindrical position angle between the front end LE and the rear end TE of the main blade 120 is Φ 1 and the front end LE and the rear end TE of the same number of auxiliary wings 140. Is the second cylindrical angle of θ1.

그리고 제1 원통위 각도 Φ1은 보조 날개(140)와 겹치는 상류 각도 Φ1u 와, 하류 각도 Φ1d 와, 보조 날개(140)와 겹치지 않는 Φ1m로 구성된다. 여기서, Φ1u = θ1d, Φ1d = θ1u 이며, 이 값들은 날개 반경이 허브부터 끝단으로 가면서 바뀌게 된다. 만일 Φ1 = θ1이면 동일한 날개의 수가 2배가 되는 배치가 되므로, 본 발명은 0 < θ1 < Φ1를 만족하여 주 날개(120)보다 보조 날개(140)의 각도간격이 작은 경우이며, 보조 날개(140)의 후단이 주 날개(120)의 후단과 일치하여 임펠러(100, 도 3 참조)의 높이가 증가하지 않도록 하며, 보조날개의 θ1u 가 θ1d 보다 커서 주 날개(120)의 부압면(121, 도 4 참조) 하류 부근의 채널이 충분히 가이드 되도록 한다. The first cylindrical position Φ 1 is composed of an upstream angle Φ 1u overlapping with the auxiliary vane 140, a downstream angle Φ 1d, and Φ 1m not overlapping with the auxiliary vane 140. Here, φ 1u = θ 1d , Φ 1d = θ 1u , and these values are changed as the blade radius goes from the hub to the end. If Φ 1 = θ 1, since the same number of blades is doubled, the present invention satisfies 0 <θ 1 <Φ 1 and the angle interval of the auxiliary blade 140 is smaller than that of the main blade 120. The rear end of the auxiliary wing 140 coincides with the rear end of the main wing 120 so that the height of the impeller 100 (see FIG. 3) does not increase, and θ 1u of the auxiliary wing is larger than θ 1d so that Allow the channel near the negative pressure surface 121 (see FIG. 4) to be sufficiently guided.

전술한 바와 같이, 제1 허브(111)와 제2 허브(131)는 제1 및 제2 결합돌기(115, 135)와 제1 및 제2 결합홈(117, 137)에 의해 도 3과 같이 상호 결합된다. 이때 주 날개(120)의 하류각도 Φ1d에 해당하는 주 날개(120)의 후단 부분은 제1 허브(111)에는 붙지 않으나 제2 허브(131)와 밀착 결합된다.As described above, the first hub 111 and the second hub 131 are formed by the first and second coupling protrusions 115 and 135 and the first and second coupling grooves 117 and 137 as shown in FIG. 3. Are mutually coupled. At this time, the rear end portion of the main blade 120 corresponding to the downstream angle Φ 1d of the main blade 120 is not attached to the first hub 111 but is in close contact with the second hub 131.

도면에 도시하지는 않았으나, 제1 및 제2 허브(111, 131)가 원통 형상이 아닌 원추 형상으로 제작될 수 있다. 예를 들어, 제1 허브(111)의 하측에 제2 허브(131)를 결합하는 경우, 전체적으로 단일 원추 형상을 이룰 수도 있다. 이와 같이 제1 및 제2 허브가 원추 형상으로 이루어지는 경우 사류형 임펠러로도 사용될 수 있다.Although not shown in the drawing, the first and second hubs 111 and 131 may be manufactured in a conical shape instead of a cylindrical shape. For example, when the second hub 131 is coupled to the lower side of the first hub 111, it may form a single cone shape as a whole. As such, when the first and second hubs have a conical shape, it may be used as a cross-flow impeller.

도 7은 본 발명의 다른 실시예에 따른 원심형 임펠러를 나타내는 조립 사시도이고, 도 8은 도 7에 도시된 윈심형 임펠러의 제1 부분의 저면과 제2 부분의 상면을 동시에 도시한 분해 사시도이다.FIG. 7 is an assembled perspective view illustrating a centrifugal impeller according to another embodiment of the present invention, and FIG. 8 is an exploded perspective view simultaneously showing a bottom surface of a first part and a top surface of a second part of the winshim impeller shown in FIG. 7. .

도 7을 참조하면, 본 발명의 다른 실시예에 따른 원심형 임펠러(200)는 전술한 본 발명의 일 실시예에 따른 축류형 임펠러(100)와 마찬가지로 각각 사출성형을 통해 별개의 부품으로 이루어지는 제1 부분(210)과 제2 부분(230)을 포함한다. 제1 부분(210) 및 제2 부분(230)은 상호 결합한 상태로 임펠러로서 사용된다.Referring to FIG. 7, the centrifugal impeller 200 according to another embodiment of the present invention may be made of a separate component through injection molding, similar to the axial impeller 100 according to the embodiment of the present invention. And a first portion 210 and a second portion 230. The first portion 210 and the second portion 230 are used as impellers in a mutually coupled state.

도 8을 참조하면, 제1 부분(210)은 허브(211)와, 원형의 플레이트로 이루어진 밑판(225)과, 일정한 간격을 두고 형성된 다수의 주 날개(220)를 포함한다.Referring to FIG. 8, the first portion 210 includes a hub 211, a bottom plate 225 formed of a circular plate, and a plurality of main wings 220 formed at regular intervals.

허브(211)는 원심형 임펠러(200)를 회전 구동시키기 위해 회전축(미도시)과 같은 소정의 구동 부재와 연결될 수 있도록 중앙에 구멍(213)이 형성될 수 있다. 허브(211)는 대략 원추 형상으로 이루어질 수 있다.The hub 211 may have a hole 213 formed at the center thereof so as to be connected to a predetermined driving member such as a rotating shaft (not shown) to rotate the centrifugal impeller 200. The hub 211 may have a substantially conical shape.

밑판(215)은 상면 중앙부에 허브(211)의 하단이 일체로 연결 형성된다. 밑판(215)은 다수의 주 날개(220)가 원주 방향을 따라 동일한 간격으로 배치되고, 다수의 주 날개(220)의 하단이 밑판(215)의 상면에 일체로 연결 형성된다.The bottom plate 215 is integrally formed with the lower end of the hub 211 at the center of the upper surface. In the base plate 215, a plurality of main wings 220 are disposed at equal intervals along the circumferential direction, and lower ends of the plurality of main wings 220 are integrally formed on the top surface of the bottom plate 215.

또한, 밑판(215)은 상면에 서로 인접한 주 날개(220) 사이에 후술하는 다수의 보조 날개(240)의 하단이 삽입되는 다수의 제1 결합홈(217)이 형성된다.In addition, the base plate 215 has a plurality of first coupling grooves 217 into which lower ends of the plurality of auxiliary wings 240 to be described later are inserted between the main wings 220 adjacent to each other on the upper surface.

다수의 주 날개(220)는 전단(L.E.)이 제1 허브(211)의 외주면에 인접하게 배치되고, 전단으로부터 후단(T.E.)으로 갈수록 소정 곡률로 휘어지게 형성된다. The plurality of main blades 220 are formed such that the front end L.E. is disposed adjacent to the outer circumferential surface of the first hub 211 and is bent at a predetermined curvature from the front end to the rear end T.E.

각 주 날개(220)는 부압면(221)과, 부압면의 반대측에 위치한 압력면(223)과, 밑판(215)에 인접한 날개 아랫면(225)과, 후술하는 제2 부분(230)의 슈라우드(231)에 인접한 날개 윗면(227)을 포함한다. 이 경우, 각 주 날개(220)의 내측단을 전단(L.E.)으로 정의하고, 외측단을 후단(T.E.)으로 정의한다.Each main blade 220 has a negative pressure surface 221, a pressure surface 223 located on the opposite side of the negative pressure surface, a lower surface 225 adjacent to the base plate 215, and a shroud of the second portion 230 described later. Wing top surface 227 adjacent to 231. In this case, the inner end of each main blade 220 is defined as the front end (L.E.) and the outer end is defined as the rear end (T.E.).

제2 부분(230)은 대략 링 형상으로 이루어진 슈라우드(231)와, 슈라우드(231)의 저면을 따라 동일한 간격을 두고 형성된 다수의 보조 날개(240)를 포함한다. 이 경우, 다수의 보조 날개(240)는 원호 형상 또는 S자 형상으로 이루어질 수 있다.The second portion 230 includes a shroud 231 having a substantially ring shape, and a plurality of auxiliary wings 240 formed at equal intervals along the bottom surface of the shroud 231. In this case, the plurality of auxiliary wings 240 may be formed in an arc shape or an S shape.

슈라우드(231)의 외경은 대략 밑판(215)의 외경과 동일하게 형성될 수 있다. 또한, 슈라유드(231)의 저면에는 다수의 보조 날개(240) 사이에 다수의 주 날개(220)가 삽입되는 다수의 제2 결합홈(233)이 마련된다. 다수의 제2 결합홈(233)에는 각각 다수의 주 날개(220)의 상단의 일부가 삽입된 수 있다.The outer diameter of the shroud 231 may be formed to be approximately equal to the outer diameter of the base plate 215. In addition, the second surface of the shroud 231 is provided with a plurality of second coupling grooves 233 into which a plurality of main wings 220 are inserted between the plurality of auxiliary wings 240. Some of the upper ends of the plurality of main wings 220 may be inserted into the plurality of second coupling grooves 233, respectively.

이와 같이, 다수의 제1 결합홈(217)에 다수의 보조 날개(240)의 하단이 삽입되고, 동시에 다수의 제2 결합홈(233)에 다수의 주 날개(220)의 상단이 삽입됨에 따라, 제1 및 제2 부분(210, 230)은 상호 결합된다. 이 경우, 각 결합부분은 상호 압박 상태로 결합되거나, 별도의 접착제를 이용하여 상호 접착될 수 있다.As described above, as the lower ends of the plurality of auxiliary wings 240 are inserted into the plurality of first coupling grooves 217, and the upper ends of the plurality of main wings 220 are inserted into the plurality of second coupling grooves 233 at the same time. , The first and second portions 210 and 230 are coupled to each other. In this case, each coupling portion may be coupled to each other in a pressing state, or may be bonded to each other using a separate adhesive.

다수의 보조 날개(240)는 각각 부압면(241)과, 부압면의 반대측에 위치한 압력면(243)과, 날개 아랫면(245)과, 슈라우드(231)에 인접한 날개 윗면(247)을 포함한다. 이 경우, 각 보조 날개(240)의 내측단을 선단(L.E.)으로 정의하고, 외측단을 후단(T.E.)으로 정의한다.The plurality of auxiliary vanes 240 each includes a negative pressure surface 241, a pressure surface 243 positioned opposite the negative pressure surface, a wing lower surface 245, and a wing upper surface 247 adjacent to the shroud 231. . In this case, the inner end of each auxiliary vane 240 is defined as the front end L.E., and the outer end is defined as the rear end T.E.

도 9는 본 발명의 다른 실시예에 따른 원심형 임펠러의 주 날개 후류 유동형태가 후향익(실선으로 표시)이고 스플릿 베인 형태의 보조 날개를 구비한 예와, 원심형 임펠러의 주 날개 후류 유동형태가 전향익(점선으로 표시)인 것을 함께 도시한 도면이고, 도 10은 본 발명의 다른 실시예에 따른 원심형 임펠러의 주 날개와 보조 날개를 함께 보여주는 단면도이다. 9 is an example in which the main blade wake flow form of the centrifugal impeller according to another embodiment of the present invention is a rear wing (indicated by a solid line) and has a split vane auxiliary wing, and the main blade wake flow form of the centrifugal impeller. Is a forward vane (indicated by a dashed line), and FIG. 10 is a cross-sectional view showing a main wing and an auxiliary wing of a centrifugal impeller according to another embodiment of the present invention.

도 9를 참조하면, 원심형 임펠러 주 날개 후류 유동형태가 후향익인 것을 실선으로 표시하고, 원심형 임펠러 주 날개 후류 유동형태가 전향익인 것을 점선으로 각각 표시하였다. 9, the centrifugal impeller main blade wake flow form is indicated by the solid line, and the centrifugal impeller main blade wake flow form is the forward wing, respectively, indicated by dotted lines.

이 경우, 회전방향과 반대 방향으로 휘어진 후향익에서는 파란색 실선으로 표시된 바와 같이 압력면을 제외하면 슬립에 의한 날개 사이의 넓은 후류(wake)유동이 존재한다. 한편, 주 날개 출구가 회전방향과 같은 방향으로 휘어진 전향익에서는 주황색 실선과 같이 회전방향으로 휘어지면서 부압면에서 큰 유동박리가 발생하므로 후류(wake)의 에너지손실이 후향익 출구날개보다 크다. 그러나 회전방향 출구 상대속도로 상기 수학식 2의 Cθ2 의 증가로 압력에너지증가는 상대적으로 크다.In this case, there is a wide wake flow between the blades due to the slip, except for the pressure surface, as shown by the blue solid line on the rear wing bent in the opposite direction of rotation. On the other hand, in the forward wing where the main blade exit is bent in the same direction as the rotation direction, the large flow separation occurs in the negative pressure surface as it is bent in the rotation direction like an orange solid line, so the energy loss of wake is greater than the backward wing exit wing. However, the pressure energy increase is relatively large due to the increase in Cθ2 of the equation 2 at the exit speed in the rotational direction.

본 발명은 후향익 날개의 높은 효율과 전향익 날개의 고압력에너지의 장점을 동시에 이용하기 위해, S 형태의 하이브리드 날개가 도 10에 함께 도시되어 있으나 전향익 날개 부압면의 큰 유동박리를 극복하기 위해 주 날개 사이에 스플릿 베인이라고 불리는 보조 날개가 설치되어 축류형 임펠러에서와 같이 채널을 두 개로 나눔에 따라 초록색 실선과 같이 주 날개 부압면에서의 슬립과 후류 유동은 감소되며 단지 보조 날개 부압면에서 작은 유동박리와 함께 후류 유동이 존재하므로 세 가지 유동형태 중 가장 바람직하다. In order to simultaneously use the advantages of the high efficiency of the rear wing and the high pressure energy of the forward wing, S-shaped hybrid wing is shown together in Figure 10, but to overcome the large flow separation of the negative wing side of the forward wing The auxiliary vanes, called split vanes, are installed between the main vanes, dividing the channel into two, as in the axial impeller, reducing the slip and wake flow in the main vane negative pressure plane, as in the solid green line, The most preferred of the three flow types is the downstream flow with flow separation.

도 9에서 미설명 부호 U2와 Cm2 는 각각 날개끝단 회전속도와 출구유동의 절대속도의 반경방향 성분이고, Cθ2는 출구 절대속도의 회전성분이고, C2와 W2는 각각 출구 절대속도벡터의 크기 및 출구 상대속도벡터의 크기이다.In FIG. 9, reference numerals U 2 and C m 2 are radial components of the blade tip rotational speed and the absolute velocity of the outlet flow, respectively, C θ 2 is the rotational component of the outlet absolute velocity, and C 2 and W 2 are the absolute absolute velocity of the outlet, respectively. The magnitude of the vector and the magnitude of the exit relative velocity vector.

도 10을 참조하면, 보조 날개를 설치하는 하이브리드 날개에서의 채널은 주 날개 부압면과 보조 날개 압력면 사이의 입구면적 Ssu(u는 상류를 나타내는 첨자), 주 날개 압력면과 보조 날개 부압면 사이의 입구면적 Spu, 그리고 각 채널 하류에서의 면적인 Ssd 과 Spd 로 구성되며, 일반적으로 날개 입구높이와 출구높이는 거의 비슷하므로 날개 하류로 가면서 반경이 커지면서 입구면적에 비해 출구면적의 증가로 인한 속도감소 및 압력 증가로 인한 유동박리가 발생하게 된다. Referring to FIG. 10, the channel in the hybrid wing in which the auxiliary wing is installed has an inlet area Ssu (subscript indicating u upstream) between the main wing negative pressure surface and the auxiliary wing pressure surface, and between the main wing pressure surface and the auxiliary wing negative pressure surface. It consists of the entrance area Spu of and the area of Ssd and Spd downstream of each channel. Generally, the wing inlet height and the exit height are almost the same, so the radius decreases toward the downstream of the wing and the velocity decreases due to the increase of the exit area. And flow separation due to pressure increase.

본 발명에서는 주 날개 부압면 채널의 입구면적 Ssu와 출구면적 Ssd가 크게 달라지지 않도록 보조 날개의 출구각은 주 날개 출구각(도 2의 β2b)과 비슷하게 유지하면서 S 형태의 변곡이 생기는 위치 근처에 보조 날개의 입구가 시작하도록 하며, 보조 날개의 입구각도는 채널 사이의 주 유선에 유동각 접선이 일치하도록 한다. 또한, 보조 날개가 2개의 주 날개 중앙에 배치되어도 채널 수직면적 중 Ssu가 Spu보다 작게 되므로 두 면적이 같도록 보조날개 전단(L.E.)을 입구 동일 반경 채널 사이로 이동시키며, Ssu와 Ssd가 비슷하도록 앞서 구한 위치의 보조 날개 전단 (L.E.)을 피봇점으로 보조 날개 후단(T.E.)을 출구 동일 반경 채널 사이로 이동하여 출구각과 채널 사이 출구위치를 정할 수 있다. In the present invention, the exit angle of the auxiliary wing is maintained near the main blade exit angle (β2b in FIG. 2) while the inlet area Ssu and the exit area Ssd of the main wing negative pressure surface channel are not significantly different, near the position where the inflection of the S shape occurs. The entrance of the auxiliary vanes starts and the entrance angle of the secondary vanes ensures that the angle of tangency of the flow angles coincides with the main streamline between the channels. In addition, even if the auxiliary vanes are arranged in the center of the two main vanes, since the Ssu of the channel vertical area is smaller than the Spu, the auxiliary vane shear LE is moved between the inlet equal radius channels so that the two areas are the same, so that Ssu and Ssd are similar. The auxiliary blade front end LE of the obtained position can be moved between the exit equal channel by exiting the auxiliary wing rear end TE with the pivot point to determine the exit position between the exit angle and the channel.

도 11은 본 발명의 다른 실시예에 따른 원심형 임펠러의 보조 날개의 채널 사이의 위치를 회전방향으로 동일하게 배치하지 않고 랜덤하게 배치한 예를 나타낸 도면이다.FIG. 11 is a diagram illustrating an example in which the positions between the channels of the auxiliary vanes of the centrifugal impeller according to another embodiment of the present invention are not randomly arranged in the rotational direction but are randomly arranged.

본 발명은 원심형 임펠러의 보조 날개의 채널 사이의 위치를 회전방향으로 동일하게 배치하지 않고, 도 11과 같이 랜덤하게 배치하여 보조 날개 부압면 위의 유동박리 와동(Vortex)과 채널통과 와동(Vortex)들의 위상이 상쇄되도록 하며, 이 경우 양력분포에 의한 축 수직면 추력(Thrust)과 토크밸런스(torque balance)가 이루어지도록 배치할 수 있다.In the present invention, the positions between the channels of the auxiliary vanes of the centrifugal impeller are not arranged in the same direction in the rotational direction, but are randomly arranged as shown in FIG. 11 to allow the flow peeling vortex and the channel passage vortex on the auxiliary wing negative pressure surface. ), And the phase of the shafts may be offset, and in this case, the vertical thrust and torque balance of the shaft due to the lift distribution may be achieved.

한편, 도 7에 도시된 원심형 임펠러(200)는 제1 부분(210) 및 제2 부분(230)을 상호 결합하는 형태의 임펠러로서, 제1 및 제2 부분(210,230)을 별도로 제작한다. 하지만 본 발명은 이에 제한되지 않고 단일 몸체를 이루는 임펠러를 제공할 수 있다. 구체적인 설명은 도 12 내지 도 14을 참고하여 설명한다.Meanwhile, the centrifugal impeller 200 illustrated in FIG. 7 is an impeller in which the first portion 210 and the second portion 230 are coupled to each other, and separately manufacture the first and second portions 210 and 230. However, the present invention is not limited thereto and may provide an impeller constituting a single body. A detailed description will be described with reference to FIGS. 12 to 14.

도 12는 본 발명의 또 다른 실시예에 따른 사류형 주 날개와 보조 날개를 구비한 임펠러를 나타내는 사시도이고, 도 13은 본 발명의 또 다른 실시예에 따른 임펠러를 나타내는 평면도이고, 도 14는 도 13에 표시된 A-A선을 따라 나타낸 단면도이다.12 is a perspective view showing an impeller having a quadruple main wing and an auxiliary wing according to another embodiment of the present invention, FIG. 13 is a plan view showing an impeller according to another embodiment of the present invention, and FIG. It is sectional drawing along the AA line shown in 13.

도 12 내지 도 14를 참조하면, 본 발명의 또 다른 실시예에 따른 임펠러(300)는 단일 몸체로 사출하기 위해 원형 밑판(315)의 외경을 슈라우드(331)의 내경보다 약간 작게 형성할 수 있다.12 to 14, the impeller 300 according to another embodiment of the present invention may form the outer diameter of the circular base plate 315 slightly smaller than the inner diameter of the shroud 331 in order to eject into a single body. .

이 경우, 원형 밑판(315)과 슈라우드(331)는 도 14와 같이 모두 유동 하류방향으로 경사지게 형성되어 있으나, 이에 제한되지 않고 회전축 방향과 수직이 되도록 수평 방향으로 형성될 수도 있다.In this case, the circular base plate 315 and the shroud 331 are all formed to be inclined in the flow downstream direction as shown in FIG. 14, but are not limited thereto and may be formed in the horizontal direction to be perpendicular to the rotation axis direction.

또한, 임펠러(300)에 구비된 다수의 주 날개(320)와 다수의 보조 날개(330)는 단일 금형으로 제작이 가능하도록 슈라우드(331)와 원형 밑판(315) 또는 허브(317)에 일체로 결합될 수 있다. 즉, 다수의 주 날개(320)는 상단이 슈라우드(331)에 연결되고 하단이 원형 밑판(315) 또는 허브(317)에 연결된다. 또한 다수의 보조 날개(330) 역시 상단이 슈라우드(331)에 연결되고 하단이 원형 밑판(315) 또는 허브(317)에 연결된다.In addition, the plurality of main blades 320 and the plurality of auxiliary blades 330 provided in the impeller 300 is integral to the shroud 331 and the circular base plate 315 or the hub 317 to be manufactured in a single mold. Can be combined. That is, the plurality of main wings 320 is connected to the shroud 331 at the top and the bottom is connected to the circular base plate 315 or the hub 317. In addition, the plurality of auxiliary wings 330 is also connected to the upper shroud 331 and the lower end is connected to the circular base plate 315 or the hub 317.

이 경우, 다수의 주 날개(320)와 다수의 보조 날개(330)는 원주 방향을 따라 교대로 형성될 수 있다.In this case, the plurality of main wings 320 and the plurality of auxiliary wings 330 may be formed alternately along the circumferential direction.

한편, 도 7에 도시된 축류형 임펠러(200)는 유동이 회전축 방향으로 유입된 후 회전축 방향에 수직한 반경방향으로 압력이 상승되어 토출된다. 이와 달리 도 12에 도시된 사류형 임펠러(300)는 유동이 회전축 방향으로 유입되어 축류형과 비슷하게 회전축 방향에 대해 소정의 경사를 가지고 압력이 상승되어 토출하게 된다. 이 경우 사류형 임펠러(300)는 도 14에 도시된 유선의 유동 방향과 같은 유로가 형성될 수 있다.On the other hand, the axial flow impeller 200 shown in FIG. 7 is discharged by increasing the pressure in a radial direction perpendicular to the rotation axis direction after the flow flows in the rotation axis direction. On the contrary, in the crossflow impeller 300 illustrated in FIG. 12, the flow flows in the direction of the rotational axis, and the pressure is increased with a predetermined inclination with respect to the direction of the rotational axis and discharged, similar to the axial flow. In this case, the crossflow impeller 300 may have a flow path formed in the flow direction of the streamline illustrated in FIG. 14.

본 발명은 기재된 실시 예에 한정되는 것은 아니고, 본 발명의 사상 및 범위를 벗어나지 않고 다양하게 수정 및 변형할 수 있음은 당해기술의 분야에서 통상의 지식을 가진 자에게 자명하다. 따라서 그러한 변형예 또는 수정예들은 본 발명의 특허청구범위에 속한다고 해야 할 것이다.It is apparent to those skilled in the art that the present invention is not limited to the embodiments described and that various modifications and variations can be made without departing from the spirit and scope of the invention. Therefore, such modifications or variations will have to be belong to the claims of the present invention.

110: 제1 부분 111: 제1 허브
115: 제1 결합돌기 117: 제1 결합홈
120: 주 날개 130: 제2 부분
131: 제2 허브 135: 제2 결합돌기
137: 제2 결합홈 140: 보조 날개110: first portion 111: first hub
115: first coupling protrusion 117: first coupling groove
120: main wing 130: second portion
131: second hub 135: second coupling protrusion
137: second coupling groove 140: auxiliary wing

Claims (18)

제1 허브와, 상기 제1 허브의 외주를 따라 동일한 간격을 두고 연장 형성된 다수의 주 날개를 구비하는 제1 부분; 및
상기 제1 허브의 하측에 요철 결합되는 제2 허브와, 상기 제2 허브의 외주를 따라 간격을 두고 연장 형성된 다수의 보조 날개를 구비하는 제2 부분;을 포함하며,
각 주 날개의 전단(L.E.)과 후단(T.E.) 사이의 투영 각도를 Φ1, 다수의 보조날개의 각 전단(L.E.)과 후단(T.E.) 사이의 투영 각도를 θ1 라고 할 때,
각 주 날개와 보조 날개가 겹치는 상류 각도 Φ1u, θ1u 및 하류 각도 Φ1d, θ1d 와, 각 주 날개와 보조 날개가 겹치지 않는 Φ1m, θ1m 으로 구성되며,
상기 Φ1 및 θ1 는 주 날개 및 보조 날개의 반경이 각 허브부터 끝단으로 가면서 0 < θ1 < Φ1를 만족하도록, 상기 θ1 이 상기 Φ1 보다 작으며,
상기 제1 허브는 저면에 간격을 두고 다수의 제1 결합돌기와, 상기 다수의 결합돌기에 의해 마련되는 다수의 제1 결합홈이 형성되고,
상기 제2 허브는 상면에 간격을 두고 다수의 제2 결합돌기와, 상기 다수의 결합돌기에 의해 마련되는 다수의 제2 결합홈이 형성되며,
상기 다수의 제1 결합돌기는 상기 다수의 제2 결합홈에 결합되고,
상기 다수의 제2 결합돌기는 상기 다수의 제1 결합홈에 결합되는 것을 특징으로 하는 임펠러. A first portion having a first hub and a plurality of main wings extending at equal intervals along an outer circumference of the first hub; And
And a second portion having a second hub that is unevenly coupled to the lower side of the first hub, and a plurality of auxiliary wings extending at intervals along the outer circumference of the second hub.
When the projection angle between the front end LE and the rear end TE of each main wing is Φ 1 , and the projection angle between each front end LE and the rear end TE of the plurality of auxiliary wings is θ 1 ,
It consists of the upstream angles Φ 1u , θ 1u and the downstream angles Φ 1d , θ 1d where each of the main and auxiliary vanes overlap, and Φ 1m and θ 1m where each of the main vanes and the secondary vanes do not overlap,
Φ 1 and θ 1 is 0 <θ 1 < So as to satisfy the Φ 1, had a θ 1 is less than the Φ 1,
The first hub is provided with a plurality of first coupling protrusions and a plurality of first coupling grooves provided by the plurality of coupling protrusions at intervals on the bottom surface,
The second hub is provided with a plurality of second coupling protrusions and a plurality of second coupling grooves provided by the plurality of coupling protrusions at intervals on the upper surface,
The plurality of first coupling protrusions are coupled to the plurality of second coupling grooves,
The plurality of second coupling protrusions, characterized in that coupled to the plurality of first coupling grooves. 제1항에 있어서,
상기 보조 날개의 θ1u와 θ1d 의 크기는 상기 주 날개 부압면 하류 부근의 채널이 가이드 되도록 상기 주 날개와의 겹쳐지는 각도들인 것을 특징으로 하는 임펠러.The method of claim 1,
And the magnitude of θ 1u and θ 1d of the auxiliary vanes are angles overlapping with the main vanes so that a channel near the main vane negative pressure surface is guided. 삭제delete 제1항에 있어서,
상기 다수의 제1 결합돌기와 상기 다수의 제2 결합홈에 압박 결합되고,
상기 다수의 제2 결합돌기는 상기 다수의 제1 결합홈에 압박 결합되는 것을 특징으로 하는 임펠러.The method of claim 1,
Pressure-coupled to the plurality of first coupling protrusions and the plurality of second coupling grooves,
The plurality of second coupling protrusions impeller is characterized in that the pressure coupling to the plurality of first coupling grooves. 제1항에 있어서,
상기 다수의 제1 결합돌기는 접착제에 의해 상기 다수의 제2 결합홈에 접착 결합되고,
상기 다수의 제2 결합돌기는 접착제에 의해 상기 다수의 제1 결합홈에 접착 결합되는 것을 특징으로 하는 임펠러.The method of claim 1,
The plurality of first coupling protrusions are adhesively bonded to the plurality of second coupling grooves by an adhesive,
And the plurality of second coupling protrusions are adhesively bonded to the plurality of first coupling grooves by an adhesive. 제1 허브와, 상기 제1 허브의 외주를 따라 동일한 간격을 두고 연장 형성된 다수의 주 날개를 구비하는 제1 부분; 및
상기 제1 허브의 하측에 요철 결합되는 제2 허브와, 상기 제2 허브의 외주를 따라 간격을 두고 연장 형성된 다수의 보조 날개를 구비하는 제2 부분;을 포함하며,
각 주 날개의 전단(L.E.)과 후단(T.E.) 사이의 투영 각도를 Φ1, 다수의 보조날개의 각 전단(L.E.)과 후단(T.E.) 사이의 투영 각도를 θ1 라고 할 때,
각 주 날개와 보조 날개가 겹치는 상류 각도 Φ1u, θ1u 및 하류 각도 Φ1d, θ1d 와, 각 주 날개와 보조 날개가 겹치지 않는 Φ1m, θ1m 으로 구성되며,
상기 Φ1 및 θ1 는 주 날개 및 보조 날개의 반경이 각 허브부터 끝단으로 가면서 0 < θ1 < Φ1를 만족하도록, 상기 θ1 이 상기 Φ1 보다 작으며,
상기 제1 허브 및 상기 제2 허브는 띠 형상으로 이루어지는 것을 특징으로 하는 임펠러A first portion having a first hub and a plurality of main wings extending at equal intervals along an outer circumference of the first hub; And
And a second portion having a second hub that is unevenly coupled to the lower side of the first hub, and a plurality of auxiliary wings extending at intervals along the outer circumference of the second hub.
When the projection angle between the front end LE and the rear end TE of each main wing is Φ 1 , and the projection angle between each front end LE and the rear end TE of the plurality of auxiliary wings is θ 1 ,
It consists of the upstream angles Φ 1u , θ 1u and the downstream angles Φ 1d , θ 1d where each of the main and auxiliary vanes overlap, and Φ 1m and θ 1m where each of the main vanes and the secondary vanes do not overlap,
Φ 1 and θ 1 is 0 <θ 1 < So as to satisfy the Φ 1, had a θ 1 is less than the Φ 1,
The first hub and the second hub is characterized in that the impeller made of a band shape 제1 허브와, 상기 제1 허브의 외주를 따라 동일한 간격을 두고 연장 형성된 다수의 주 날개를 구비하는 제1 부분; 및
상기 제1 허브의 하측에 요철 결합되는 제2 허브와, 상기 제2 허브의 외주를 따라 간격을 두고 연장 형성된 다수의 보조 날개를 구비하는 제2 부분;을 포함하며,
각 주 날개의 전단(L.E.)과 후단(T.E.) 사이의 투영 각도를 Φ1, 다수의 보조날개의 각 전단(L.E.)과 후단(T.E.) 사이의 투영 각도를 θ1 라고 할 때,
각 주 날개와 보조 날개가 겹치는 상류 각도 Φ1u, θ1u 및 하류 각도 Φ1d, θ1d 와, 각 주 날개와 보조 날개가 겹치지 않는 Φ1m, θ1m 으로 구성되며,
상기 Φ1 및 θ1 는 주 날개 및 보조 날개의 반경이 각 허브부터 끝단으로 가면서 0 < θ1 < Φ1를 만족하도록, 상기 θ1 이 상기 Φ1 보다 작으며,
상기 제1 및 제2 허브는 상호 결합 시 단일 원추 형상인 것을 특징으로 하는 임펠러.A first portion having a first hub and a plurality of main wings extending at equal intervals along an outer circumference of the first hub; And
And a second portion having a second hub that is unevenly coupled to the lower side of the first hub, and a plurality of auxiliary wings extending at intervals along the outer circumference of the second hub.
When the projection angle between the front end LE and the rear end TE of each main wing is Φ 1 , and the projection angle between each front end LE and the rear end TE of the plurality of auxiliary wings is θ 1 ,
It consists of the upstream angles Φ 1u , θ 1u and the downstream angles Φ 1d , θ 1d where each of the main and auxiliary vanes overlap, and Φ 1m and θ 1m where each of the main vanes and the secondary vanes do not overlap,
Φ 1 and θ 1 is 0 <θ 1 < So as to satisfy the Φ 1, had a θ 1 is less than the Φ 1,
The impeller of the first and second hub is characterized in that the single conical shape when engaged with each other. 원형 밑판과, 상기 원형 밑판의 상면 중앙에 돌출 형성된 허브와, 상기 원형 밑판의 상면에 동일한 간격을 두고 상기 허브를 중심으로 원주 방향으로 형성된 다수의 주 날개를 구비하는 제1 부분; 및
슈라우드와, 상기 슈라우드의 저면을 따라 간격을 두고 일체로 형성된 다수의 보조 날개를 구비하는 제2 부분을 포함하며,
주 날개 부압면과 보조날개 압력면 사이의 입구면적을 Ssu 라 하고, 주 날개 압력면과 보조날개 부압면 사이의 입구면적을 Spu 라 하고, 각 채널 하류에서의 면적인 주 날개의 부압면 채널 하류면적을 Ssd라 하고, 주 날개의 압력면 채널 하류면적을 Spd라 할 때,
각 보조 날개의 출구각은 각 주 날개 출구각과 동일하고,
상기 보조 날개의 입구는 S 형태의 변곡이 생기는 곳에 위치하고,
상기 보조 날개의 입구각도는 채널의 주 유선에 유동각 접선이 일치하는 각도인 것을 특징으로 하는 임펠러.A first portion having a circular base plate, a hub protruding from the center of the upper surface of the circular base plate, and a plurality of main wings formed in the circumferential direction around the hub at equal intervals on the upper surface of the circular base plate; And
A second portion having a shroud and a plurality of auxiliary vanes integrally formed at intervals along the bottom surface of the shroud,
The inlet area between the main wing negative pressure side and the auxiliary wing pressure surface is called Ssu, the inlet area between the main wing pressure side and the auxiliary wing negative pressure surface is called Spu, and the area downstream of each channel is downstream of the negative pressure side channel of the main wing. When the area is Ssd and the pressure surface channel downstream area of the main wing is Spd,
The exit angle of each auxiliary vane is equal to the exit angle of each main vane,
The inlet of the auxiliary wing is located where the S-shaped inflection occurs,
The inlet angle of the auxiliary wing is an impeller characterized in that the angle of the flow angle tangent to the main streamline of the channel. 제8항에 있어서,
상기 Ssu와 상기 Spu가 동일하게 되도록 상기 보조 날개 전단(L.E.)을 입구 동일 반경 채널 사이로 위치하는 것을 특징으로 하는 임펠러.The method of claim 8,
Impeller characterized in that the auxiliary blade front end (LE) is positioned between the inlet equal radius channel so that the Ssu and the Spu equal. 제8항에 있어서,
상기 Ssu와 Ssd가 유사하게 유지되도록 상기 보조 날개 전단(L.E.)을 피봇점으로 하여 상기 보조 날개 후단(T.E.)을 출구 동일 반경 채널 사이로 회전 이동하여 출구각과 채널 사이 출구위치를 설정하는 것을 특징으로 하는 임펠러.The method of claim 8,
The auxiliary blade front end LE is pivotally moved between the outlet equal radius channels so that the Ssu and Ssd are similarly maintained, and the outlet angle and the outlet position between the channels are set. Impeller. 제8항에 있어서,
상기 슈라우드는 띠 형상으로 이루어지는 것을 특징으로 하는 임펠러.The method of claim 8,
The shroud is an impeller, characterized in that the band shape. 제8항에 있어서,
상기 밑판은 상면에 상기 다수의 보조 날개의 하단이 삽입되는 다수의 제1 결합홈이 형성되고,
상기 슈라우드는 저면에 상기 다수의 주 날개의 상단이 삽입되는 다수의 제2 결합홈이 형성되는 것을 특징으로 하는 임펠러.The method of claim 8,
The bottom plate has a plurality of first coupling grooves are inserted into the lower surface of the plurality of auxiliary wings,
The shroud is an impeller, characterized in that a plurality of second coupling grooves are formed in which the upper end of the plurality of main wings are inserted. 제12항에 있어서,
상기 다수의 보조 날개의 하단은 상기 다수의 제1 결합홈에 압박 결합되고,
상기 다수의 주 날개의 하단은 상기 다수의 제2 결합홈에 압박 결합되는 것을 특징으로 하는 임펠러.The method of claim 12,
Lower ends of the plurality of auxiliary wings are pressed into the plurality of first coupling grooves,
The lower end of the plurality of main wings are impeller coupled to the plurality of second coupling grooves. 제12항에 있어서,
상기 다수의 보조 날개의 하단은 접착제에 의해 상기 다수의 제1 결합홈에 접착 결합되고,
상기 다수의 주 날개의 하단은 접착제에 의해 상기 다수의 제2 결합홈에 접착 결합되는 것을 특징으로 하는 임펠러.The method of claim 12,
Lower ends of the plurality of auxiliary wings are adhesively bonded to the plurality of first coupling grooves by an adhesive,
An impeller of the plurality of main wings are adhesively bonded to the plurality of second coupling grooves by an adhesive. 제1항 또는 제8항에 있어서,
각 주 날개 사이에 1개씩 배치된 다수의 보조 날개는 임펠러의 회전 방향을 따라 서로 상이한 간격으로 배치되는 것을 특징으로 하는 임펠러.The method according to claim 1 or 8,
Impellers, characterized in that the plurality of auxiliary wings arranged one by one between each main wing are arranged at different intervals from each other along the direction of rotation of the impeller. 제8항에 있어서,
상기 원형 밑판과 상기 슈라우드는 유동 하류방향으로 경사지거나 수평 방향으로 형성된 것을 특징으로 하는 임펠러.The method of claim 8,
And said circular base plate and said shroud are inclined in a flow downstream direction or formed in a horizontal direction. 제16항에 있어서,
상기 원형 밑판의 외경이 상기 슈라우드의 내경보다 작게 형성된 것을 특징으로 하는 임펠러.The method of claim 16,
Impeller characterized in that the outer diameter of the circular base plate is formed smaller than the inner diameter of the shroud. 제16항에 있어서,
상기 다수의 주 날개와 상기 다수의 보조 날개는 상기 원형 밑판과 상기 슈라우드에 일체로 결합된 것을 특징으로 하는 임펠러.
The method of claim 16,
And the plurality of main wings and the plurality of auxiliary wings are integrally coupled to the circular base plate and the shroud.
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