KR20110104548A - 프로펠러 팬 - Google Patents

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KR20110104548A
KR20110104548A KR1020117018383A KR20117018383A KR20110104548A KR 20110104548 A KR20110104548 A KR 20110104548A KR 1020117018383 A KR1020117018383 A KR 1020117018383A KR 20117018383 A KR20117018383 A KR 20117018383A KR 20110104548 A KR20110104548 A KR 20110104548A
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토시카츠 아라이
세이지 나카시마
히토시 키쿠치
마사노리 시오노이리
카츠미 아라키
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미쓰비시덴키 가부시키가이샤
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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.

Description

프로펠러 팬{PROPELLER FAN}
본 발명은, 환기 팬이나 에어컨 등에 사용되는 프로펠러 팬에 관한 것이다.
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).
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).
(선행 기술 문헌)
특허 문헌 1 : 일본 특허3608038호 공보
특허 문헌 2 : 일본 특개평2-233899호 공보
그러나, 상기 종래의 기술에 의하면, 날개 외연에 큰 날개 외연 소용돌이가 발생한다. 그 때문에, 송풍-소음 특성이 악화된다는 문제가 있다.
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.
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.
본 발명에 관한 프로펠러 팬은, 날개 외연에 발생한 날개 외연 소용돌이를 억제하여, 송풍-소음 특성을 개선할 수 있다는 효과를 이룬다.
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.
이하에, 본 발명에 관한 프로펠러 팬의 실시의 형태를 도면에 의거하여 상세히 설명한다. 또한, 이 실시의 형태에 의해 본 발명이 한정되는 것이 아니다.
실시의 형태 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.
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.
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.
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.
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.
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.
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.
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.
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.
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.
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.
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.
또한, 비소음(KT)은, 다음 식으로 정의된다.
KT=SPLA-10Log(Q·PT 2 .5)
Q : 풍량[㎥/min]
PT : 전압(全壓)[Pa]
SPLA : 소음 특성(A보정 후)[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.
실시의 형태 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.
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.
실시의 형태 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.
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.
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.
실시의 형태 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.
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.
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.
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.
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.
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.
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.
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.
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.
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.
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.
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.
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.
δzw=tan-1(Ls/(R-Rb))
(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.
δzd=α(R-Rb)n+δzw
α=(δzt-δzw)/(Rt-Rw)n
(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.
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.
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.
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(KT)의 관계를 실험적으로 구한 결과를 나타내고, 도 19는 풍량(Q)과 팬 효율(ET)의 관계를 실험적으로 구한 결과를 나타낸다.
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(KT)이 저감(-1dBA)되고, 또한, 팬 효율(ET)이 개선(최대 +2 내지 3포인트 정도)되어 있다.
또한, 팬 효율(ET)은, 다음 식으로 정의된다.
ET=(PT·Q)/(60·PW)
Q : 풍량[㎥/min]
PT : 전압[Pa]
PW : 축동력[W]
(산업상의 이용 가능성)
이상과 같이, 본 발명에 관한 프로펠러 팬은, 환기 팬이나 에어컨 등에 적합하다.
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 팬

Claims (3)

  1. 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 있는 것을 특징으로 하는 프로펠러 팬.
  2. 제 1항에 있어서,
    날개 내주 전연측 또는 날개 내주 후연측을 파형으로 형성한 것을 특징으로 하는 프로펠러 팬.
  3. 제 1항에 있어서,
    날개 외주측이 기류의 상류측으로 굴곡하여 있는 것을 특징으로 하는 프로펠러 팬.
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