KR880000521B1 - 축류(軸流)팬 - Google Patents

Abstract

내용 없음.

Description

축류(軸流)팬

제1도는 종래의 축류날개의 전면형상도.

제2도는 본 발명의 한실시예에 의한 축류팬의 분해사시도.

제3도는 상기한 실시예에 있어서의 δθ의 정의를 나타낸 전면(全面)형상도.

제4도는 δz의 정의를 나타낸 회전축을 포함한 평면에 대한 회전투영도.

제5도는 날개의 익단면을 나타낸 단면도.

제6도는 날개의 상호위치를 보인 전면 형상도.

제7도는 날개에 대한 흐름의 상대관계를 보인 발개단면도.

제8도는 δz의 변화에 대한 비소음레벨과 개방점소음 레벨의 값을 보인 실험결과에 의한 특성도.

제9도는 δθ의 변화에 대한 비소음레벨과 개방점소음 레벨의 값을 나타낸 실험결과에 의한 특성도.

제10도는 θt의 변화에 대한 소음레벨과 개방점소음 레벨의 값을 나타낸 실험결과에 의한 특성도.

제11도는 ξt의 변화에 대한 비소음레벨 ks와 개방점 소음레벨의 값을 나타낸 실험결과에 의한 특성도.

제12도는 날개와 벨마우스(bell mouth)의 관계를 나타낸 측면도.

제13도는 벨마우스의 R의 크기와 최소 비소음레벨의 관계를 나타낸 특성도.

제14도는 벨마우스의 덕트부의 길이 ld와 최소 비소음레벨의 관계를 나타낸 특성도이다.

* 도면의 주요부분에 대한 부호의 설명

1 : 날개 1' : 전면투영도에 있어서의 날개

1a : 날개선단부 1a : 전면투영도에 있어서의 날개선단

1b : 날개 전면(前面)부 1b : 전면투영도에 있어서의 날개의 전연부

1c : 날개후연부 1c' : 전면투영도에 있어서의 날개 후연부

1d : 날개외 주부 1d' : 전면투영도에 있어서의 날개외주부

2 : 보스(boss) 3 : 회전축

4 : 회전방향 5 : 캠버(camber)선

5a : 날개부압면(負壓面) 5b : 날개압력면

5c : 상대적 캠버선 6 : 회전축 평행선

7 : 날개면 유입벡터(vector) 8 : 압력면측 박리역

9 : 날개사이의 흐름에 의한 원심력

9a : 원심력의 날개부압면의 법선분력(法線分力)

9b : 원심력의 날개부압면의 평행분력

10 : 벨마우스

10a : 벨마우스의 흡입평면 10b : 벨마우스의 R부

10c : 벨마우스의 덕트부 Rt : 날개외주부(外周部)반경

Re : 날개선단위치반경 Rb : 보스반경

R : 반경 PR : 익현선(翼弦線)중심점

PR' : 전면투영도에 있어서의 익현선중심선

Pt : 날개외주부의 익현선중심선

Pt' : 전면투영도에 있어서의 날개외주부의 익현선중심점

Pb : 보스외주의 익현선중심점

Pb' : 전면투영도에 있어서의 보스외주의 익현선중심점

0 : 전면투영도에 있어서의 보스의 원점 X : X축

δθ : 반경 R에 있어서의 익현선 중심점의 X축에 대한 각도

Sc : Pb를 지나 회전축과 직교하는 평면

Ls : 반경 R의 익현선 중심점과 Sc평면간의 거리

δz : Sc평면과 선분 Pb.PR의 이루는 각도

L : 익현의 길이 DT : 날개차의 외경

θ : 캠버(camber)각 DB : 벨마우스의 내경

ξ : 날개 엇갈림각 BR : 벨마우스의 R부의 크기

PR : 원호날개의 기준반경

ld : 벨마우스의 덕트부의 길이

t : 날개의 주방향 취부피치(pitch)

lx : 날개외주부후연과 덕트단간의 거리

본 발명의 환기팬이나 에어콘등에 쓰이는 축류팬에 관한 것이며, 특히 그 공기력소음을 극한까지 낮출수 있는 축류팬을 제공하는 것이다.

축류팬은 공조기나 환기팬등에 널리 쓰이고 있으며, 그 팬에서 발생하는 소음을 가급적 낮추는 것은 사회적으로 매우 중대하다. 그러나, 팬에서 발생하는 소음을 극력 낮추고 또 팬의 공기력성능을 떨어뜨리지 않도록하는 저소음팬의 설계수법은 확립되어 있지 않고 있으며, 개개의 제품의 대응한 그 때뿐의 시행착오적인 설계수법이 적용되어 왔다.

이들의 종래기술중 일본국특공소 50-39241호에서 볼수 있는 임펠러의 전면형상을 회전방향으로 돌출시킨 것과 같은 형상으로 하는것 등의 수법이 많이 쓰이고 있었다.

제1도는 그 특허에 의한 임펠러의 전면형상을 보인것이며, 1은 임펠러의 날개, 2는 날개(1)를 붙이는 보스, 1a는 날개(1)의 선단부, Rt는 임펠러의 외경반경, Re는 날개선단부(1a)의 반경이다.

종래 이 형태의 임펠러의 경우 외주부의 위치의 결정방법 및 전연부의 결정방법에 관하여 명확한 판단기술은 없으며, 단순히 전면형상의 특이성만으로 형상을 규정하는 등의 방법이 적용되어 왔다.

제1도에 있어서 날개선단부(1a)은 반경비 Re/Rt=0.88인 곳에 있으며, 임펠러의 외주부 가까이 Re/Rt≒1.0의 곳에는 없음으로써 가장 일분량이 큰 날개외주부의 면적을 실질적으로 줄이게 되고, 공기력성능의 저하를 초래케하여 소음이 증대한다.

측류팬에 있어서의 날개 선단부는 공기역학적으로 보아 매우 중요하며, 그 형상이 회전축방향에 대하여 큰 형상을 가진다고 하는 것은 유체에 대하여 큰 저항이 되고 날개 전연선단부에서의 전연박리의 유인(誘因)이 되고, 날개면에서 발생하는 소음을 증가시키게 된다.

또 종래의 임펠러에서는 날개에 대한 흐름을 단순한 2차원흐름으로 생각하여 형상을 결정하고 있으므로 개방점에 있어서의 소음특성의 개선은 가능하여도 실제의 팬의 사용형태인 정압발생시에 있어서의 소음특성을 대폭적으로 개선할 수는 없다.

따라서 일본국 특공소 50-39241호와 같은 형태의 팬에서는 날개형에 대한 3차원적인 취급이 도무지 되어있지 않으므로, 팬구성을 이같이 하더라도 소음특성을 비약적으로 향상시키고 초저소음의 측류팬을 구성할수는 없다.

본 발명 및 본 발명의 다른 발명에서는 종래의 측류팬이 가진 결점을 개선하기 위하여 이루어진 것이며, 임펠러의 3차원적 형상을 명확화함으로써 현재까지 없었던 초저소음의 축류 임펠러를 제공하는 것을 목적으로 하는 것이다.

본 발명의 한실시예를 도면으로 설명한다.

제2도는 3개의 날개형상으로 본 실시예에 의한 축류팬의 사시도이며, 벨마우스 부분은 분해하여 표시하고 있다. 1은 3차원형상을 가진 날개, 1^a는 날개선단부, 1^b는 날개전연부, 1^c는 날개후연부, 1^d는 날개외주부, 2는 날개(1)를 달기위한 보스, 3은 임펠러의 회전축, 4는 회전방향이다.

이 날개는 도면에서 아다시피 날개형상의 독특한 것이며, 지금까지 존재하지 않았던 형상이다.

그러면 구체적으로 본 발명에 의한 출류팬을 구성하는 인자(因子)를 나타낸다.

이 임펠러는 팬을 구성하는 여러인자를 명확화함으로써 날개의 3차원 형상을 구체적으로 정의할 수 있도록 한 것이며, 방대한 시험결과에서 얻어진 최적형상이다.

축류팬의 3차원형상을 결정하기 위한 중요한 파라미터로서 본 발명에서는 날개의 익현선 중심점(P_R)의 위치를 규정하고 있다.

제3도는 회전축(3)과 직교하는 평면에, 날개(1)를 투영한때의 투영도이며, 1'는 날개(1)의 투영면상의 날개형상, 2는 보스, 3은 회전축이며, 회전축(3)에서 반경 R의 원통면에서 날개(1)를 절단한때의 투영면에 있어서의 원호 1_bR'-P_R'-1_CR'는 날개단면형상이 된다.

여기에서 P_R'는 원호 1_bR'-1_CR'의 중심선이며, 투영면에 있어서의 익현선 중심점이 된다.

투영면에 있어서의 P_R'의 위치를 명확화하기 위하여 보스반경(Rb)의 원통면에서 날개(1)를 절단한때의 투영면에 있어서의 보스부익현선중심점을 Pb'으로 하고 회전축(3)의 투영면에 있어서의 0를 잇는 직선 Pb'-0을 X축, 0를 원점으로 한 좌표계를 투영면상에 형상한다.

P_R'는 익현선중심점(P_R')에서의 익현선중심점궤적(Pb'-P_R'-Pt')의 접선과 반경(R)과 이루는 각도를 표시한다.

또 대시(')기호가 붙은 부호는 투영면에 있어서의 각부분을 표시한다.

상기 좌표계에 있어서 직선 P'_R-0와 X축이 이루는 각도를 δθ로 하고, 거리를R로 하면, P'_R의 위치는(R, δe)라고 하는 극좌표로 표현할 수 있다.

이 발명에서는 직선 pt'-0와 x축의 이루는 각도를 δθ't라 하면 δe=δθtx

(Rt : 날개끝 반경, Rb : 보스반경)로 부여하고 δθt=40。-50。로 하고 있다.

이와같이 하여 익현선 중심점(R_R)의 위치를 회전축(3)과 직교하는 평면상으로 정의할 수 있으므로, 다음에 축 방향 위치로 정의한다.

제4도는 제3도에 있어서의 보스부익현 중심점 Pb'에서 외주부 익현선중심점 Pt'까지의 반경방향의 궤적 Pb'-P_R'-Pt'에 관하여 임의의 반경 R에 있어서의 익현선 중심점 P_R을 평면(OX)면에, 반경(R)로 회전투영한 익현선 중심점 P_R의 반경방향 분포및 날개(1)의 동일위치에서의 단면을 표시한다. 도면에서, 9는 임펠러의 회전시의 원심력, 9a, 9b는 원심력(9)의 각부압면 법선분력 및 접선방향분력, 화살표 A는 기체의 유입방향을 표시한다.

여기서 보스(2)의 외주부에 있어서의 날개(1)의 익현선 중심점 Pb를 지나 회전축(3)과 직교하는 평면 Sc면을 생각한다.

임의의 반경 R에 있어서의 익현선 중심점을 P_R로 하였을때 상기 Sc평면과 P_R전과의 거리를 Ls, 보스부익현선중심점(Pb)와 Sc평면이 이루는 각도를 δz라고 하면 δz=tan-1

이 된다.

따라서 Ls 또는 δz를 규정하여 반경 R를 부여하므로서 익현선 중심점 P_R의 축방향위치를 정의할 수가 있다.

임펠러를 구성하기 위하여서는 상기 익현선 중심점 P_R를 상대적인 원점으로하고, 여기에 캠버가 주어진 날개단면을 형성하고, 날개면 전체를 매끄러운 곡면으로 하면 된다. 제5도는 익현선 중심점 P_R를 상대원점으로 하여 날개면을 형성하였을때 날개(1)를 반경 R의 원통면에서 절단하고, 그 단면을 2차원 평면으로 전개한때의 전개도를 보인다. 날개의 그 캠버선(5)은 본 실시예에서는 한원호를 쓰고 있으므로 그 원호를 형성하기 위하여 중심각θ, 원호를 형성하는 반경을(P_R), 날개의 전연을(1_b), 후연을(1_c)로 한다.

이 한실시예에서는 θ의 반경방향분포를 θ=(θt-θb)×

+θb로 하고 이때 θt는 날개끝에서 캠버 각, 즉 날개끝에서의 캠버선의 중심각, θb는 날개보스부에서의 캠버각, 즉 날개부스부에서는 켐버선의 중심각을 부여하고 θt=20°-30°, θt=27°-37°, θt<θb로 한다.

날개를 붙이는 위치는 익현선

와 회전축(3)과 평행한 직선(6)간의 각도를 엇갈림 ξ로 하고, ξ를 반경방향으로 분포되도록 결정한다.

즉 ξ의 반경방향분포를 ξ=(ξt+ξb)×

+ξb로 하며 이때 ξt는 날개끝에서의 엇갈림각, ξb는 날개 보스부에서의 엇갈림각으로 하고 ξt=62°-72°, ξb=53°-63°, ξt>ξb로 하고 있다.

L는 익현의 길이이며, 제6에 보인 날개사이의 원주방향 거리T를 사용하여 T/L라는 패러미터로서, 반경방향의 날개의 크기를 한정한다.

이와같이 5개의 패라미터를 독자적 값으로 함으로써 초저소음의 축류임페러가 얻어짐을 아래에 기술한다.

팬을 저소음화할 경우, 가장 간단한 방법은 회전수를 떨어뜨려서 팬의 기류음(氣流音)을 내리는 방법이다. 그러나 이 방법을 쓰면 음은 내려가지만 팬으로서의 기본적인 기능이 대폭으로 저하한다.

즉 풍량이 저하하여 정압상승을 얻지 못한다. 여기서 임페러의 플로우패턴(flow pattern)(기류의 선회방향속도 성분의 반경방향분포)을 자유와류(Cu×R=일정, Cu : 기류의 선회방향속도 성분, R : 반경 기류의 반경방향의 각운동량이 일정날개의 보스부에서 외주부까지 일정하게 일을 시킨다.

이 경우는 유선(流線)의 반경방향분포는 입구에서 출구까지 대략 일정하다)에서 주속(周速)이 큰 날개의 외주부에서 큰일을 시키는 강제와류(Cu=R×정수, Cu : 기류의 선회방향속도성분, R : 반경, 기류의 각운동량이 반경에 비례하여 증대한다)의 플로우패턴으로 하여, 풍량, 정압을 떨어뜨리지 않고 팬의 회전수를 내려서 소음을 낮추려고 하고 있었다. 그러나 날개면으로 유입하는 공기는 외부에서 강제력을 주지않는한 스스로의 플로우패턴이 소용돌이가없는 퍼렌셜(potential)의 흐름이 되어 있다.

따라서 임페러의 익간흐름을 강제와류로 하더라도, 날개에 유입하기전의 흐름은 자유와류(흐름의 축유입 속도는 임페러의 각 반경위치에 있어서 일정)으로 흐르고 있으므로 강제와류로 설계한 임페러로 서는 임페러의 보스 가까이에서는 제7도에 보이듯이 상대적 유입각도 ε가 크게 된다.

날개(1)에 대한 무충돌 유입각은 γ이므로 ε>γ의 경향이 강하므로 임페러에 유입하는 흐름(7)은 날개의 압력면(5b)에서 전역박리를 일으키고 박리역(8)이 증대함으로써 날개에서 발생하는 영속주파수 소음이 증대한다.

이 경향은 풍량이 많은 개방점 가까이에서 현저하게 된다. 즉 풍량이 증가함으로써 상대유입각 ε가 점점 커지고 박리역(8)이 증가하기 때문이다.

따라서 개방점 가까이에서의 소음을 낮추려고 날개의 엇갈림각 ξ을 줄여가면, 정압이 발생된 경우 반대로 받음각(attack angle) α가 지나치게 커져서 부압면(5a)에서의 박리가 생겨 날개는 실속(失速)한다.

여기에서 개방점 가까이에서의 소음도 낮게하고 정압이 발생한때의 소음도 낮게하기 위하여는 날개의 전연형상을 최적화할 필요가 있다.

본 발명에서는 상기 특성을 얻기위하여 익현선 중심점의 3차원적인 분포상태를 규정하고, 임페러의 전체 형상을 결정하는 것이다.

여기서 본 발명에 있어서의 기본날개형상을 결정하는 파라미터의 값을 다음에 보인다.

δz=22.5°(반경방향일정)

δθ=45°×

θ=-7.5°×

+32°

T/L=1.05(반경방향 일정)

(Rt : 날개끝반경, Rb : 날개보스반경)

기본날개에서는 δθ의 반경방향분포를 반경 R에 대하여 선형으로 하고 있으므로, 제3도에 있어서의 익현선중심 P_R'에 있어서의 익현선 중심점 궤적 Pb'-P_R'-Pt : 의 접선과 반경 R이 이루는 각도 Pθ'는 보스부에서 날개선단을 향함에 따라 급격히 그 각도가 증대한다.

여기서 부가하여 익현선 중심점을 P_R을 δz=22.5°가 되도록 배치함으로써 날개 전연부에서의 흐름에 대하여 날개의 실질적인 캠버선의 형성은(5c)처럼 캠버각θ가 적어진 상태가 된다.

즉 날개전연에 유입하는 흐름에 있어서는 실질적인 날개위의 유선형상은 날개가 회전함으로써 유체에 대하여 원심력이 작용하므로 반경방향으로 직교방향에서 유입하는 형태로서가 아니라 조금 외주방향을 향한 제3도에 있어서의(7)과 같은 형태로 유입하므로 상대적으로 날개전연과, 조금 날개면에 들어온 곳에서의 유선위치가 축방향에 대하여 지나치게 변화하는 일이 없는 상태가 된다.

이와같은 유선형태가 되면, 날개에 유입하는 흐름(7)이 무충돌로 유입하는 상태, 즉 ε≒r이라는 상태를 달성할 수가 있으며, 압력면측에서의 박리역(8)은 소멸하고 소음의 발생이 매우 작게된다.

δz와 δθ의 조합은 기본형의 것이 가장 좋지만, 팬을 설계함에 있어서 축방향치수의 제한등에 의하여 이 값을 변경하여 쓰지 않으면 안되는 경우도 있다.

그래서 실험적으로 각마다미터를 가장 최적치로 정해놓고, 한편 값을 바꾼 날개를 몇가지 제작하여 실험한결과, 제8도, 제9도와 같은 결과가 나왔다.

제8도에서 아다시피 δz의 값은 12.5°-32.5°사이에 있으면 최소비소음레벨 Ks의 값은 충분히 적으며, 매우 저소음이다. 여기서 비소음레벨 Ks(폰)은 다음식과 같이 정의한다.

Ks=SPL-10×log(Q Ps2.5)

SPL : 소음레벌(폰) Q=유량(㎥/min)

Ps=정압(mmAq)

또 개방점의 소음레벨만을 보면 δz가 커지면 커질수록 소음레벨은 저하하고 있지만 δz=32.5° 이상에서의 그 저하도가 포화해있으며 강도면에서 보아도 δz의 최대치는 32.5°이다.

제9도에서는 δθ의 값에 의한 비소음레벨의 변화개방점에서의 소음레벨의 변화를 나타내고 있다.

도면에서도 아다시피 δθ>40°의 조건을 충족시키면 소음레벨은 매우 저하한다.

실질적으로 δθ은 큰쪽이 소음이 저하하는 경향에 있지만, 굴곡강도의 점에서 보아 최대 50°정도가 한계이다. 따라서 δθ=40°~50°사이에 값이 존재하면 소음은 충분히 낮출수가 있다.

또 전연형상을 최적화하기 위하여 상기와같이 δθ과 δz에 반경방향에 분포되도록 하였으므로 날개면이 전체적으로 흡입축에 기우는 부분이 많아지고, 그 때문에 날개면 위를 원호위의 궤적을 그리면서 통과해가는 익간의 흐름에 의하여 원심력이 날개 부압면에 크게 작용한다.

즉 제4도에 있어서 원심력(9)의 부압면측 법선분력(9a)이 부압면(5a)위에 발달하는 속도경계층에 대하여 큰 압축력이 되고, 경계층을 매우 얇게 만들수 있다.

부압면(5a)측에서 발생하는 공기력소음은 경계층 두께에 선형으로 비례하기 때문에 경계층을 얇게 만들수가 있다는 것은 발생소음을 저하시키는 것이된다.

여기에 더하여 경계층에 부압면 측 법선분력(9a)과 같은 압출력이 작용하므로 저풍량역에 있어서의 날개 받음각 증대에 의한 부압면(5a)상의 경계층 박리에 대하여 강한 억제작용이 생겨 날개가 실속(失速)하지 않게되고 보다 넓은 동작영역을 얻을수가 있다.

다음에 날개의 기능요소의 하나인 갬버각 θ및 엇갈림각 ξ의 분포에 관하여 풀이한다.

캠버각 θ는 원호익 형상의 임펠러의 경우 날개엘레멘트가 행하는 일량을 경정하는 중요한 양이다.

일반적으로 θ가 크면 클수록 날개는 동일회전시에 보다 많이 일을 하지만, θ가 커지면 소음도 증대하는 경향이 있다. 그래서 다른 파라미터는 모두 기본형의 것을 쓰고, θ의 분포방법을 바꾼 몇가지의 날개에 관하여 소음을 측정한결과, 제10도를 얻었다.

즉, θ=(θt-θb)×

+θb

라는 분포식에 있어서, θb=32°로 하여 실험을 하면, 비소음레벨은 θt=20°~30°의 곳에서 충분히 적어지고, 매우 저소음의 날개가 됨을 알수가 있다.

또 도시는 하고 있지 않지만 θb의 값을 27°~37°로까지 변화시켜도 이 경향은 변하지 않은것을 부가하여둔다.

날개의 엇갈림 각ξ의 분포에 관하여 상기한 바와같이 δθ와 δz를 최적화하고, 날개전연부에서의 플로우패턴을 자유와류에 가까운 것으로 하고 있으므로, 상대적 유입각 ε에 관하여, 날개의 엇갈림각ξ도 강한 영향을 준다. 여기서 날개의 엇갈림각 ξ의 분포시키는 방법을

ξ(ξt-ξb)×

+ξb

로 하고, 다른 파라미터를 모두 기본형상으로 하여 몇가지 날개에 대하여 소음을 측정해보면, 제11도에서 같은 결과를 얻을 수 있었다.

도면에서 아디시피 ξt=62°~72° 또한 ξb=ξt-9°, 즉, ξb=53°~63°로 하면 배우 저소음의 팬을 얻을 수 있음이 명확하다.

또 본 발명에서는 피치현비 T/L=1.05로 하고 있다. 즉 동일 일량에 대하여 익현의 길이 L가 길면 길수록 캠버각 θ을 작게할 수 있으므로 소음이 저하하는 것은 제10도에서 보아도 분명하다.

그러나 한장의 판에서 프레스등을 써서 날개를 형성할때 T/L=1.0이 한계이며, 플라스틱 성형을 할 경우도 저렴한 날개의 경우 형의 관계에서 이 값이 한계가 된다. 한편 T/L을 크게하는 것은 상기와같이 소음을 증대시키는 원인이 된다.

따라서 T/L의 최대치로서는 소음이 2폰(phone)정도 증대되는 T/L=1.2가 한계치가 된다.

또 반경방향의 T/L의 분포에 관하여는 날개면 전연을 전기한대로 특수형상으로 하기 위하여 반경방향으로 거의 일정하게 하는 것이 좋고, 특히 외주부에서 T/L을 극단적으로 크게하는 것은 소음의 증대를 초래한다.

강도면에서 본 발명에 의한 축류임펠러를 보면 기본적으로 익현선 중심점을 원추대 면상에 배열한 구조이며, 캠버각 θ의 분포시키는 방법을 외주부에 24.5°, 보스부에서 32°로 하였으므로, 날개의 전체형상은 반경방향에 대하여 만곡시킨 곡면형상이되고 종래의 평면형상의 날개에 비하여 매우 굴곡 강도가 증가하고 있다.

그 때문에 종래은는 3mm 두께이상의 판을 쓰지 않으면 안되었던 날개에 대하여도 2mm 정도의 판으로 날개를 구성하면 되므로, 재료비를 매우 저감시킬 수 있다.

또 날개두께를 얇게할 수 있으므로, 팬의 중량의 경감화가 도모되고 이 때문에 모터의 부하가 저감되어 보다 적은 풀력의 모터로 구동할 수가 있고, 에너지 절약이 가능하다.

또 날개부압면의 경계층을 강하게 압축할 수 있는 구조로 하였으므로 날개면상에 생기는 2차흐름도 억제되므로 효율증가등의 잇점이 있다.

또 본실시예는 날개매수가 3장의 것에 관하여 말하였지만 필수파라미터를 상기와같이 하면 날개징수에 상관없이 동일한 효과를 얻게 된다.

또 상기한 날개를 보다 저소음의 팬으로 사용하는 경우 벨마우스와 조합이 중요하게 된다.

그래서 계통적으로 벨마우스와의 조합시험을 실시하여 최소비 소음레벨이 매우 낮아지는 형상을 구성하였다. 최소비소음 레벨이 저하하기 위하여는 팬이 될수 있는 한 실속되지 않는 벨마우스 형상으로 하지 않으면 안된다.

제12도는 본 발명에 사용한 벨마우스와 임펠러의 상대적 위치를 표시하는 도면으로, 10은 벨마우스본체, 10a는 회전축(3)과 직교하는 벨마우스(10)의 R부분, 10c는 벨마우스(10)의 덕트부분, 7은 공기류이다.

여기서 최소비소음레벨을 낮추는 형의 기본형상을 표시한다.

BR=0.117DT

ld=0.0667DT

DB=1.017DT

lx=0

여기서 DT는 임펠러의 직경, BR는 벨마우스(10)의 R부의 크기, ld는 벨마우스(10)의 덕트부길이, DB는 벨마우스(10)의 내경, lx는 벨마우스(10)의 덕트단과 날개(1)의 오주부 후연의 거리이다.

상기한 축류날개(1)는 흡입측으로 돌출량이 많고 날개(1)의 외주부에서 보다큰 일을 하며 더구나 전연부(1b)에서는 자유와류적 특징이 있으므로 이 특징을 살리는 벨마우스형상이 필요하다.

본 발명에 의한 벨마우스(10)는 흡입평면(10a)이 있기 때문에 흡입흐름은 이 평면(10a)에 따라 날개(1)에 공기류(7)로서 유입한다.

통상의 벨마우스는 흡입평면(10a)이 없으므로 벨마우스의 선단부에서 흐름이 박리되고 난류가 임펠러에 들어온다. 본 발명의 벨마우스의 경우는 선단에서의 박리가 없으므로 일반적으로 말하는 흡입난류에 의한 날개의 비정상 양력(陽力)변동으로 인한 소음발생이 극히 적다.

그 위에 날개(1)의 외주부후연은 덕트(10c)로 덮혀 있으므로 날개(1)의 외주부에서의 누설이 감소하고 외주부 후연가까이 까지 유효하게 일을 하기 때문에 큰 정압상승을 얻게되며 그 결과로서 최소비 소음레벨이 대폭으로 저하한다.

거기 조립시 치수적인 제약으로 기본 벨마우스 형상을 변경하지 않으면 안되는 경우는 있으므로 벨마우스(10b)의 R의 크기 BR및 덕트부길이 ld를 변화시켜서 특성시험을 하였다. 단 다른 형상은 모두 기본형상으로 하였다.

제13도는 벨마우스(10)의 R부 크기 BR에 대한 최소비소음레벨의 값을 실험적으로 구한것으로 BR=0.07DT~0.2DT이면은 충분히 저소음의 축류팬을 얻을 수 있음을 알수 있다.

제14도는 벨마우스(10)의 덕트부길이 ld와 최소비소음레벨의 관계를 실험적으로 구한것으로서, ld=0.04DT~0.1DT이면은 충분히 저소음의 팬을 얻을 수 있음을 알수 있다.

특히 덕트길이 ld에 관하여는 ld가 지나치게 크면은 날개(1)의 외주로부터 공기류(7)의 흐름을 저해하며, 소음을 증대시키는 경향이 강하다.

벨마우스(10)의 내경 DB에 관하여는 임펠러외경 DT에 가까우면 가까울수록 서어징(surging)하기 어려운 경향이 있지만 제작상으로 보아 DB=0.01DT가 한계이다. 그러나 DB가 크게 되면은 급격하게 서어징하기 쉽게되므로, 최소비 소음레벨의 증대분이 3폰(phon)정도인 DB=1.04DT가 큰쪽의 한계가 된다.

덕트(10c)의 종단과 날개(1)의 외주부 후연의 거리 1x는 기본적으로 lx=0으로 하여야하나, 보스부에서의 후연위치가 외주부에서의 위치보다 송풍측에 존재하고 있으므로 2분 lx=0.04DT 만큼거리 lx를 두어도 성능적으로 변화하지 않으며 저소음팬이 된다는 것을 부기한다.

이상 기술한 본 발명에 의하면 날개의 필수파라미터인 δz, δθ를 최적화한 축류날개를 사용하고 벨마우스 형상도 최적화 하였으므로 대풍량, 고정압으로 더구나 최소비소음레벨이 매우 낮은 축류팬을 제공할수 있는 효과가 있다.

또한 본 발명에 의하면 파라미터 θ, ξ를 최적화한 축류 날개를 사용하므로 상기 효과를 보다 조장한 것이다.

Claims (2)

1. 회전축을 중심으로 혼 반경R의 원통면에서 임펠러를 절단시의 단면에서의 익현선중심점 P_R과, 날개의 보스부를 반경 Rb의 원통면에서 절단시의 단면에서의 익현선 중심점 Pb를 지나 상기 회전축과 직교하는 평면 Sc간의 거리를 Ls로 할때, 공기류의 흡입측을 정방향으로 한 좌표계에 있어서, 상기 P_R점을 상기 평면 Sc에 대하여 항상 정방향으로 위치시켜 δz=tan_-1

   

   로 표현되는 δz의 값을 δz=12.5°~32.5°로 하고, 회전축과 직교하는 평면에 날개면을 투영시의 투영면에 있어서, 날개의 보스부를 반경 Rb의 원통면에서 절단시의 단면에서의 익현선중신점 Pb'로 하고 상기 회전축을 원점 0로 하여 상기 0점과 Pb'점을 잇는 직선을 X축으로 한 좌표계에서, 상기 날개면을 반경 R의 원통면에서 절단시의 익현선중심점을 PR'로 하여 직선 PR'-0와 X축이 이루는 각도를 δθ로 할때 δθ의 반경 방향분포를

   δθ=δθt×

   

   (Rt : 날개끝반경, Rb : 날개보스반경, δθt : 직선 pt'-0와 X축이 이루는 각도)로 부여하여 δθt=40°~50°로 하고, 회전축과 직교하는 평면이 있고 그곳으로부터 반경 BR이 곡면으로 좁혀져 직선부 ld를 가지며 상기 날개외경 DT에 대하여 내경 DB로 된 흡입벨마우스에 있어서, 팬위치를 상기 날개외주에서의 후연부와 덕트종단부간의 거리를 lx로 할때 각 파라미터의 크기의 값을

   BR=0.07DT~0.2DT DB=1.01DT~0.04DT

   ld=1.04~0.1DT lx=0~0.04DT

   로 한것을 특징으로 하는 축류팬.
2. 회전축을 중신으로 한 반경 R의 원통면에서 임펠러를 절단시의 단면에서의 익현선 중심점 PR과, 날개의 보스부를 반경 Rb의 원통면에서 절단시의 단면에서의 중심점 Pb를 지나 회전축과 직교하는 평면 Sc간의 거리를 Ls로 할때, 공기류의 흡입측을 정방향으로한 좌표계에 있어서, 상기 P_R점을 상기 평면 Sc에 대하여 항상 정방향으로 위치시켜 δz=tan_-1

   

   로 표현되는 δz의 값을 δz=12.5°~32.5°로 하고, 회전축과 직교하는 평면에 날개면을 투영시에 투영면에 있어서 상기 날개의 보스부를 반경 Rb의 원통면에서 절단시의 단면에서의 익현선 중심점 Pb'로 하고, 상기 회전축을 원점 0으로 하여 상기 0점과 Pb'점을 잇는 직선을 X축으로 한 좌표계에서, 날개면을 반경 R의 원통면에서 절단시의 익현선 중심점을 PR'로 하며 직선 PR'로 하며 직선 PR'-0와 X축이 이루는 각도를 δθ로 할때, δθ의 반경방향분포를

   δθ=δθt×

   

   (Rt : 날개끝반경, Rb : 날개보스반경, δθt : 직선 Pt'-0와 X축이 이루는 각도)로 부여하여 δθ=40°~50°로 하고, 날개면을 반경 R의 원통면에서 절단하여 그 단면을 2차원 평면으로 전개시킨 전개도에 있어서, 그 날개단면에서의 캠버선의 형상을 원호형상으로 하고, 그 원호를 형성하기위한 중심각을 θ로 할때, θ의 반경방향분포를

   θ(θt-θb)×

   

   +θb

   (θt : 날개끝의 캠버각, θb : 날개보스에서의 캠버각)으로 부여하여 θt=20°~30°, θb=27°~37°, θt<θb로 하고, 상기 전계도에 있어서, 날개의 익현선과 회전축에 평행으로 날개의 전연을 지나는 직선이 이루는 각도를 ξ로 할때로의 반경방향분포를 ξ=(ξt-ξb)×

   

   +ξb

   (ξt : 날개끝에서의 엇갈림각, ξb : 날개보스에서의 엇갈림각)으로 부여하고 ξt=62°~72°, ξb=53°~63°, ξt>ξb로 하고, 그리고 회전축과 직교하는 평면이 있고 그곳으로부터 반경 BR의 곡면으로 좁혀져 직선부 ld를 가지며 상기 날개외 경 DT에 대하여 내경 DB로 된 흡입벨마우스에 있어서, 팬 위치를 상기날개외주에서의 후연부와 덕트종간부간의 거리를 lx로 할때 각 파라미터의 크기의 값을

   BR-0.07DT~0.2DT

   ld=0.04~0.1DT

   DB=1.01 DT~1.04DT

   lx=0~0.04DT

   로 한것을 특징으로 하는 축류팬.

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