WO2009101699A1 - ターボ分子ポンプ - Google Patents

ターボ分子ポンプ Download PDF

Info

Publication number
WO2009101699A1
WO2009101699A1 PCT/JP2008/052540 JP2008052540W WO2009101699A1 WO 2009101699 A1 WO2009101699 A1 WO 2009101699A1 JP 2008052540 W JP2008052540 W JP 2008052540W WO 2009101699 A1 WO2009101699 A1 WO 2009101699A1
Authority
WO
WIPO (PCT)
Prior art keywords
blade
distance
blades
blade angle
angle
Prior art date
Application number
PCT/JP2008/052540
Other languages
English (en)
French (fr)
Inventor
Kouta Oishi
Original Assignee
Shimadzu Corporation
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Shimadzu Corporation filed Critical Shimadzu Corporation
Priority to JP2009553317A priority Critical patent/JP5445143B2/ja
Priority to PCT/JP2008/052540 priority patent/WO2009101699A1/ja
Priority to CN200880128619.3A priority patent/CN102007298B/zh
Priority to US12/867,232 priority patent/US8668436B2/en
Publication of WO2009101699A1 publication Critical patent/WO2009101699A1/ja

Links

Images

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F04—POSITIVE - DISPLACEMENT MACHINES FOR LIQUIDS; PUMPS FOR LIQUIDS OR ELASTIC FLUIDS
    • F04D—NON-POSITIVE-DISPLACEMENT PUMPS
    • F04D19/00—Axial-flow pumps
    • F04D19/02—Multi-stage pumps
    • F04D19/04—Multi-stage pumps specially adapted to the production of a high vacuum, e.g. molecular pumps
    • F04D19/042—Turbomolecular vacuum pumps
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F04—POSITIVE - DISPLACEMENT MACHINES FOR LIQUIDS; PUMPS FOR LIQUIDS OR ELASTIC FLUIDS
    • F04D—NON-POSITIVE-DISPLACEMENT PUMPS
    • F04D29/00—Details, component parts, or accessories
    • F04D29/26—Rotors specially for elastic fluids
    • F04D29/32—Rotors specially for elastic fluids for axial flow pumps
    • F04D29/321—Rotors specially for elastic fluids for axial flow pumps for axial flow compressors
    • F04D29/324—Blades
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F04—POSITIVE - DISPLACEMENT MACHINES FOR LIQUIDS; PUMPS FOR LIQUIDS OR ELASTIC FLUIDS
    • F04D—NON-POSITIVE-DISPLACEMENT PUMPS
    • F04D29/00—Details, component parts, or accessories
    • F04D29/26—Rotors specially for elastic fluids
    • F04D29/32—Rotors specially for elastic fluids for axial flow pumps
    • F04D29/325—Rotors specially for elastic fluids for axial flow pumps for axial flow fans
    • F04D29/327—Rotors specially for elastic fluids for axial flow pumps for axial flow fans with non identical blades
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F04—POSITIVE - DISPLACEMENT MACHINES FOR LIQUIDS; PUMPS FOR LIQUIDS OR ELASTIC FLUIDS
    • F04D—NON-POSITIVE-DISPLACEMENT PUMPS
    • F04D29/00—Details, component parts, or accessories
    • F04D29/26—Rotors specially for elastic fluids
    • F04D29/32—Rotors specially for elastic fluids for axial flow pumps
    • F04D29/38—Blades
    • F04D29/384—Blades characterised by form
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2250/00—Geometry
    • F05D2250/70—Shape

Definitions

  • the present invention relates to a turbo molecular pump.
  • the turbo molecular pump performs vacuum evacuation by the operation of a turbine blade composed of a combination of a rotor blade and a fixed blade.
  • the turbine blades are formed radially about the axis of rotation, and the peripheral speeds of the blade root portion and the blade tip portion are different. Therefore, the optimum design is performed so that the performance based on the blade angle and the blade interval at the intermediate point between the blade root and the blade tip becomes the target performance.
  • the increase in the aperture ratio is larger than the increase in the peripheral speed on the outer periphery side than the intermediate point, and the influence of the backflow is larger than that in the intermediate point. It will be out of the optimal design.
  • the aperture ratio when the turbine blade is viewed from the axial direction, the ratio of the portion that can be seen through from the opposite side is referred to as the aperture ratio.
  • a rotor blade has been proposed that employs a torsion blade in which the blade angle of the turbine blade is gradually decreased from the blade root to the blade outer periphery to suppress an increase in the opening ratio of the outer peripheral portion.
  • a torsion blade in which the blade angle of the turbine blade is gradually decreased from the blade root to the blade outer periphery to suppress an increase in the opening ratio of the outer peripheral portion.
  • the blade angle is set so as to be optimal from the blade middle portion to the blade outer peripheral portion.
  • the blade angle at the blade root portion having a low peripheral speed becomes too large, and the influence of the backflow on the exhaust performance becomes large.
  • the exhaust performance is significantly reduced due to the reverse flow.
  • a turbomolecular pump includes a plurality of rotating blades having a plurality of blades radially formed from a rotating body and a plurality of stationary blades having a plurality of blades arranged radially with respect to a rotating shaft of the rotating body.
  • a blade provided on at least one of the rotor blade and the stationary blade is provided as a torsional blade in which the blade angle of the blade is set by an equation having a radial distance from the rotation axis as a variable, and the blade angle formula is: The first formula that gives the optimum blade angle on the outer peripheral side from the predetermined radial direction distance of the blade and the second formula that gives the blade angle that suppresses the backflow of gas molecules on the inner peripheral side from the predetermined radial direction distance.
  • the blade angle at a predetermined radial distance is ⁇ b
  • the blade angle at the innermost periphery of the blade is ⁇ in
  • the blade angle at the outermost periphery of the blade is ⁇ out
  • the blade angle ⁇ in the first equation Satisfies the condition “ ⁇ out ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ b”
  • the blade angle ⁇ in the second equation satisfies the condition “ ⁇ b ⁇ ⁇ ⁇ in”.
  • at least one of the first and second expressions can be configured by a plurality of expressions.
  • the blade angle at a predetermined radial distance is ⁇ b
  • the blade angle at the innermost periphery of the blade is ⁇ in
  • the blade angle at the outermost periphery of the blade is ⁇ out
  • the distance from the outermost periphery of the blade is D
  • the length of the blade is G
  • a rotating blade having a plurality of blades radially formed from a rotating body, and a fixed blade having a plurality of blades arranged radially with respect to the rotating shaft of the rotating body,
  • the blades satisfy the condition “ ⁇ out ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ b” when the blade angle ⁇ is outside the predetermined radial distance and the condition “ ⁇ b ⁇ ⁇ ⁇ ⁇ in” when the blade is outside the predetermined radial distance. It is a torsion wing that satisfies the above.
  • the blades of the rotor blades can be formed so as to satisfy the expression “ ⁇ Sx ⁇ (H / tan ⁇ x) ⁇ / 2 ⁇ ⁇ Sy ⁇ (H / tan ⁇ y) ⁇ / 2”.
  • Sx and ⁇ x are the distance and blade angle between the blades at an arbitrary distance from the outermost periphery of the blade
  • Sy and ⁇ y are the distance and blade angle between the blades at a distance on the inner peripheral side from the arbitrary distance of the blade
  • H is The axial height of the blade.
  • S is the distance between the blades at an arbitrary distance from the outermost periphery of the blade
  • Sout is the distance between the blades at the outermost periphery of the blade
  • Sin is the distance between the blades at the innermost periphery of the blade.
  • S is the distance between the blades at an arbitrary distance from the outermost periphery of the blade
  • Sout is the distance between the blades at the outermost periphery of the blade
  • Sin is the distance between the blades at the innermost periphery of the blade
  • Sb is the blade at a predetermined radial distance Is the distance between.
  • the present invention in the torsional blade, it is possible to improve the effect of suppressing the backflow of gas molecules on the blade inner peripheral side while optimizing the blade angle on the blade outer peripheral side.
  • FIG. 1 is a cross-sectional view showing an embodiment of a turbo molecular pump according to the present invention. It is a figure explaining a rotary blade, (a) is a top view, (b) is a perspective view. It is a perspective view which shows a rotary blade. It is a figure which shows an example of the conventional torsion wing
  • FIG. 4 is a diagram showing a relationship between a radius Rt and a blade angle ⁇ , where (a) shows linearly changing lines L1 to L4, and (b) shows a curvedly changing line L6. It is sectional drawing which cut
  • FIG. 1 is a view showing a turbo molecular pump according to a first embodiment of the present invention, and is a cross-sectional view of a turbo molecular pump main body.
  • the turbo molecular pump includes a pump main body 1 shown in FIG. 1 and a controller (not shown) that supplies power to the pump main body 1 to control rotational driving.
  • a rotor 4 having a plurality of stages of rotating blades 4B and a rotating cylindrical portion 4D is provided.
  • a plurality of blades 40 are formed radially on the rotor 4, and one stage of rotating blades 4 ⁇ / b> B is configured by the blades 40 formed over one circumference of the rotor outer periphery.
  • the rotor 4 is bolted to the shaft 3.
  • the shaft 3 to which the rotor 4 is fixed is supported in a non-contact manner by a pair of upper and lower radial magnetic bearings 7 and a thrust magnetic bearing 8 and is driven to rotate by a motor M.
  • the rotor 4 is made of a metal material such as an aluminum alloy so that it can withstand high-speed rotation.
  • FIG. 3 is a perspective view showing the fixed wing 2B.
  • the fixed wing 2B includes a semi-ring outer frame 20 and an inner frame 22 and a plurality of blades 21 formed therebetween.
  • a plurality of stages of rotating blades 4B and a plurality of stages of fixed blades 2B arranged alternately in the axial direction constitute a turbine blade blade part.
  • the plurality of fixed blades 2B are held at predetermined positions in the casing 2 by sandwiching the outer frame 20 from above and below with spacers 2S.
  • a molecular drag pump unit is constituted by the rotating cylindrical part 4D and the fixed cylindrical part 9D arranged on the downstream side of the turbine blade blade part.
  • the rotating cylindrical portion 4D is provided close to the inner peripheral surface of the fixed cylindrical portion 9D, and a spiral groove is formed on the inner peripheral surface of the fixed cylindrical portion 9D.
  • an exhaust action is generated by the spiral groove of the fixed cylindrical part 9D and the rotating cylindrical part 4D rotating at high speed.
  • the turbo molecular pump in which the turbine blade blade part and the molecular drag pump part shown in FIG. 1 are combined is called a wide area turbo molecular pump.
  • the gas molecules flowing in from the intake port 5 are knocked down by the turbine blade blade and are compressed and exhausted toward the downstream side.
  • the compressed gas molecules are further compressed by the molecular drag pump unit and discharged from the exhaust port 6.
  • torsional blades which will be described later, are employed for the rotor blades 4B and stationary blades 2B up to the fourth stage counted from the intake port side.
  • the number of stages of the rotary blade 4B and the fixed blade 2B to which the torsional blade is applied is determined as appropriate in consideration of the balance with the exhaust performance.
  • FIG. 4 shows an example of a conventional rotary blade 400 having a twisted blade, where (a) is a plan view and (b) is a perspective view.
  • a plurality of blades 401 constituting one stage of the rotary blade 400 are formed radially about the axis J of the rotor 4.
  • an interval S between the blades 400 (hereinafter referred to as an inter-blade distance) S becomes smaller toward the inner peripheral side.
  • the exhaust performance is optimal in the range A1 on the outer peripheral side (Rout ⁇ R ⁇ R1) from the radius R1 where the peripheral speed is relatively large and the exhaust performance is easy to set high. Wing design is adopted.
  • the blade angle ⁇ out at the outermost periphery (blade tip) is set to be smaller than the blade angle ⁇ in at the innermost periphery (blade root).
  • one machining formula using the blade angle ⁇ and the inter-blade distance S as parameters is used.
  • machining is generally performed using a machining formula in which the inter-blade distance S and the blade angle ⁇ change with respect to the radius R.
  • the blade angle ⁇ is increased from the blade tip toward the blade root. It is set to gradually increase.
  • a rotor blade 400 shown in FIG. 4 is a rotor blade processed under such conditions.
  • the relationship between the radius Rt and the blade angle ⁇ in the conventional case is shown as a line L1 in FIG.
  • the blade angle ⁇ increases at a constant rate with respect to the radius R.
  • the inclination angle of the line L1 is set so that the exhaust performance is optimal in the range A1 from the tip to the middle vicinity.
  • the blade angle ⁇ is also increased in the range A2 at the same rate as in the range A1, there is a problem that the blade angle ⁇ becomes too large when the influence of gas backflow is considered.
  • the blade angle ⁇ in the range A2 inside the radius R1 is changed according to the lines L2 to L4 different from the line L1.
  • the lines L2 to L4 shown in FIG. 5A are expressed by equations, the following equations (1) and (2) are obtained.
  • (Range A1): ⁇ ⁇ out + ( ⁇ b ⁇ out) ⁇ (D / Gbout) (1)
  • (Range A2): ⁇ ⁇ in + ( ⁇ b ⁇ in) ⁇ (GD) / Gbin (2)
  • FIG. 6 is a cross-sectional view of a part of the rotor blade 4B cut in a direction perpendicular to the axis. This sectional view has the same shape as the shape of the upper end surface of the blade 40 shown in FIG. 2, and the contour line of the section represents the locus of the machining tool.
  • G is the length of the blade 40
  • Gbout is the blade length from the outermost circumference (tip) of the blade 40 to the radius R1
  • Gbin is from the innermost circumference (root) of the blade 40 to the radius R1.
  • the blade length. D represents the distance from the outermost periphery.
  • the line L2 has a smaller inclination (absolute value) than the line L1, and the blade angle ⁇ is constant in the line L3. Further, in the case of the line L4, the blade angle ⁇ is set to be smaller as it approaches the blade root (radius Rin).
  • the exhaust performance is optimal in the range A1 on the outer peripheral side (Rout ⁇ R ⁇ R1) from the radius R1 where the peripheral speed is relatively large and the exhaust performance can be easily set high as in the conventional case.
  • the range A2 (R1 ⁇ R) where the peripheral speed is relatively small it is possible to set the emphasis on backflow suppression of gas molecules as compared with the conventional case.
  • the lines L1 to L4 in which the blade angle ⁇ changes linearly with respect to the radius R are employed.
  • a line in which the blade angle ⁇ monotonously increases or decreases may be employed.
  • the blade angle ⁇ may be changed like a single line L5 (parabola) having a peak at the radius R1.
  • L5 parabola
  • FIG. 2 is a case where the blade 40 is processed as shown by a line L4 in FIG. 5A, (a) is a plan view, and (b) is a perspective view.
  • the blade shape is the same because both the rotor blade 4B of FIG. 2 and the rotor blade 400 of FIG. 4 are processed by the processing formula of the line L1.
  • the aperture ratio is smaller than that of the conventional rotor blade 400.
  • the blade angle of the blade 20 of the fixed blade 2B shown in FIG. 2 is also set in the same manner as the blade 40 of the rotary blade 4B.
  • the processing formula is switched only before and after the radius R1, but if the conditions of the formulas (3) and (4) are satisfied, a plurality of processing formulas are further included in the range A1 or the range A2.
  • a processing formula may be used.
  • the size of the radius R1 that divides the ranges A1 and A2 is not uniquely determined, and differs depending on which item of the exhaust performance such as the compression ratio and the exhaust speed is important.
  • the backflow of gas molecules on the inner peripheral side is suppressed by switching the tendency of the change in the blade angle ⁇ before and after the radius R1, as shown in FIG. ing.
  • the blade angle ⁇ decreases as in the lines L4 and L5 in FIG. 5
  • the degree of decrease is too large, when the blade 40 is viewed from the outer peripheral side, the inner peripheral side where the processing tool is to be inserted is inserted.
  • the gap between the blades may be hidden behind the outer peripheral blade portion. In such a case, since processing from the outer diameter direction is impossible, the rotor blade 4B must be processed from the axial direction.
  • the gap between the upper and lower blades is slightly larger than the size of one stage of the fixed blade. Therefore, it is very difficult to process the rotary blade 4B from the axial direction. Therefore, in the second embodiment, a blade shape that can process the rotor blade from the outer peripheral side while satisfying the conditions of the first embodiment will be described. Since the fixed blade 2B shown in FIG. 3 can be processed step by step, the processing from the axial direction is easier than the rotating blade 4B.
  • the inter-blade distance S of the blade 40 is set so as to satisfy the following expression (5).
  • the inter-blade distance at the distance Dx where Dx ⁇ Dy is Sx, and the inter-blade distance at the distance Dy is Sy.
  • H is the height of the blade 40 in the axial direction.
  • FIG. 7 is a diagram for explaining the equation (5), and shows the trajectories Tx and Ty of the machining tool at the distances Dx and Dy viewed from the outer peripheral side. Since the blade 40 is machined from the outer peripheral side, in FIG. 7, the inner tool locus Tx needs to be inside the outer tool locus Ty.
  • the blade angle ⁇ the relationship as shown in FIG. 7 is satisfied by setting the inter-blade distance S as shown in Expression (5), and the blade 40 can be machined from the outer peripheral side. .
  • the blade angle ⁇ may be set as shown in equations (1) and (2) and equations (3) and (4).
  • the inter-blade distance S of the blade 40 at the distance D is set so as to satisfy the following expression (6).
  • Expression (6) is an expression related to the inter-blade distance S, and the blade angle ⁇ may be set as in Expressions (1) and (2), and Expressions (3) and (4).
  • S Sout ⁇ (Sout ⁇ Sin) ⁇ (D / G) (6)
  • the inter-blade distance S of the blade 40 at the distance D is set so as to satisfy the following expressions (7) and (8).
  • Sb is the distance between the blades at the radius R1, and is set larger than the distance between the blades Sc at the innermost circumference (blade root).
  • (Range A1): S Sout ⁇ (Sout ⁇ Sb) ⁇ (D / Gbout) (7)
  • (Range A2): S Sout ⁇ (Sb ⁇ Sin) ⁇ (D ⁇ Gbout) / Gbin (8)
  • the influence of the backflow of gas molecules is set while setting the optimum blade angle from the blade outer periphery dominant in the exhaust performance to the blade middle portion (range A1).
  • the backflow can be suppressed in the blade inner periphery (range A2).
  • the exhaust performance of the turbo molecular pump can be improved.
  • the inter-blade distance S as in the second embodiment, processing of the torsional wing becomes easy.

Abstract

　回転体から放射状に形成された複数のブレードを有する回転翼と、回転体の回転軸に対して放射状に配置された複数のブレードを有する固定翼とを交互に複数段備え、回転翼および固定翼の少なくとも一方に設けられたブレードを、該ブレードの翼角度が回転軸からの半径方向距離を変数とする式により設定されるねじり翼とし、翼角度の式を、ブレードの所定半径方向距離より外周側における最適翼角度を与える第１の式と、所定半径方向距離より内周側において気体分子の逆流を抑制する翼角度を与える第２の式とで構成した。

Description

ターボ分子ポンプ
　本発明は、ターボ分子ポンプに関する。
　ターボ分子ポンプは、回転翼と固定翼との組み合わせからなるタービン翼の作動により真空排気を行うものである。タービン翼は回転の軸を中心に放射状に形成されており、翼根元部分と翼先端部分とでは周速度が異なっている。そのため、翼根元と翼先端との中間点における翼角度および翼間隔に基づく性能が目標性能となるように最適設計される。
　しかし、従来のように平板でタービン翼を構成した場合、中間点よりも外周側では、周速度の増加に比べて開口率の増加の方が大きくなり、中間点に比べて逆流の影響が大きくなって最適設計から外れてしまう。なお、本明細書では、タービン翼を軸方向から見たときに、反対側が見通せる部分の割合を開口率と呼ぶ。
　そこで、タービン翼の翼角度を翼根元から翼外周にかけてしだいに小さくなるように変化させたねじり翼を採用し、外周部の開口率の増加を抑えた回転翼が提案されている。（例えば、特許文献１参照）。
特開平０２－６１３８７号公報
　しかしながら、上述したねじり翼では、翼中間部分から翼外周部分において最適となるように翼角度を設定しているので、上述したように翼角度を翼根元から翼先端にかけてしだいに小さくなるように変化させるタービン翼の場合、周速度の小さな翼根元部分における翼角度が大きくなり過ぎ、排気性能への逆流の影響が大きくなってしまう。特に、大流量排気を行う状況において分子流から中間流に近付くと、この逆流による排気性能の低下が顕著となる。
　本発明によるターボ分子ポンプは、回転体から放射状に形成された複数のブレードを有する回転翼と、回転体の回転軸に対して放射状に配置された複数のブレードを有する固定翼とを交互に複数段備え、回転翼および固定翼の少なくとも一方に設けられたブレードを、該ブレードの翼角度が回転軸からの半径方向距離を変数とする式により設定されるねじり翼とし、翼角度の式を、ブレードの所定半径方向距離より外周側における最適翼角度を与える第１の式と、所定半径方向距離より内周側において気体分子の逆流を抑制する翼角度を与える第２の式とで構成した。
　本発明によるターボ分子ポンプにおいて、所定半径方向距離における翼角度をαb、ブレードの最内周における翼角度をαin、ブレードの最外周における翼角度をαoutとしたとき、第１の式における翼角度αは条件「αout≦α≦αb」を満たし、第２の式における翼角度αは条件「αb≧α≧αin」を満たすようにする。また、第１および第２の式の少なくとも一方を、複数の式で構成することもできる。
　さらにまた、所定半径方向距離における翼角度をαb、ブレードの最内周における翼角度をαin、ブレードの最外周における翼角度をαout、ブレードの最外周からの距離をＤ、ブレードの長さをＧ、ブレードの最外周から所定半径方向距離までの長さをＧbout、ブレードの最内周から所定半径方向距離までの長さをＧbinとしたとき、翼角度αに関する第１の式を式「α＝αout＋（αb－αout）・（Ｄ／Ｇbout）」で設定し、第２の式を「α＝αin＋（αb－αin）・（Ｇ－Ｄ）／Ｇbin」で設定することもできる。
　本発明によるターボ分子ポンプの他の態様では、回転体から放射状に形成された複数のブレードを有する回転翼と、回転体の回転軸に対して放射状に配置された複数のブレードを有する固定翼とを交互に複数段備え、ブレードは、その翼角度αが所定半径方向距離より外周側では条件「αout≦α≦αb」を満たし、所定半径方向距離より外周側では条件「αb≧α≧αin」を満たすねじり翼である。ただし、αbは所定半径方向距離における翼角度、αinはブレードの最内周における翼角度、αoutはブレードの最外周における翼角度である。
　本発明によるターボ分子ポンプにおいて、回転翼のブレードを、式「｛Ｓx－（Ｈ／tanαx）｝／２≧｛Ｓy－（Ｈ／tanαy）｝／２」を満たすように形成することができる。ただし、Ｓxおよびαxはブレードの最外周から任意の距離におけるブレード間の距離および翼角度、Ｓyおよびαyはブレードの任意の距離よりも内周側の距離におけるブレード間の距離および翼角度、Ｈはブレードの軸方向高さである。
　また、回転翼のブレードを、式「Ｓ＝Ｓout－(Ｓout－Ｓin)・(Ｄ／Ｇ)」を満たすように形成することもできる。ただし、Ｓはブレードの最外周から任意の距離におけるブレード間の距離、Ｓoutはブレードの最外周におけるブレード間の距離、Ｓinはブレード最内周におけるブレード間の距離である。
　さらにまた、回転翼のブレードのブレード間の距離Ｓを、所定半径方向距離より外周側においては式「Ｓ＝Ｓout－(Ｓout－Ｓb)・(Ｄ／Ｇbout)」のように設定し、所定半径方向距離より内周側においては式「Ｓ＝Ｓout－(Ｓb－Ｓin)・(Ｄ－Ｇbout)／Ｇbin」のように設定することができる。ただし、Ｓはブレードの最外周から任意の距離におけるブレード間の距離、Ｓoutはブレードの最外周におけるブレード間の距離、Ｓinはブレード最内周におけるブレード間の距離、Ｓbは所定半径方向距離におけるブレード間の距離である。
　本発明によれば、ねじり翼において、翼外周側の翼角度を最適化しつつ、翼内周側における気体分子の逆流抑制効果を向上させることができる。
本発明に係るターボ分子ポンプの一実施の形態を示す断面図である。 回転翼を説明する図であり、（ａ）は平面図、（ｂ）は斜視図である。 回転翼を示す斜視図である。 従来のねじり翼の一例を示す図であり、（ａ）は平面図、（ｂ）は斜視図である。 半径Ｒｔと翼角度αとの関係を示す図であり、（ａ）は直線的に変化するラインＬ１～Ｌ４を示し、（ｂ）は曲線的に変化するラインＬ６を示す。 回転翼４Ｂの一部を軸に垂直な方向に切断した断面図である。 加工ツールの軌跡を説明する図である。
　以下、図を参照して本発明を実施するための最良の形態について説明する。
－第１の実施の形態－
　図１は本発明に係るターボ分子ンプの第１の実施の形態を示す図であり、ターボ分子ポンプ本体の断面図である。ターボ分子ポンプは、図１に示すポンプ本体１と、ポンプ本体１に電源を供給し回転駆動を制御するコントローラ（不図示）とから成る。
　ポンプ本体１のケーシング２の内部には、複数段の回転翼４Ｂおよび回転円筒部４Ｄが形成されたロータ４が設けられている。図２に示すように、ロータ４には複数のブレード４０が放射状に形成されており、ロータ外周の一周にわたって形成されたブレード４０によって、一段分の回転翼４Ｂが構成されている。ロータ４はシャフト３にボルト締結されている。ロータ４が固定されたシャフト３は、上下一対のラジアル磁気軸受７およびスラスト磁気軸受８によって非接触式に支持され、モータＭにより回転駆動される。なお、ロータ４は、高速回転に耐えられるようにアルミ合金などの金属材料で製作される。
　一方、ポンプ本体１のベース９側には、複数段の固定翼２Ｂおよび固定円筒部９Ｄが設けられている。図３は固定翼２Ｂを示す斜視図である。固定翼２Ｂは、半リング状の外枠２０および内枠２２と、その間に形成された複数のブレード２１を備えている。この固定翼２Ｂをロータ４を囲むように一対配置することで、一段分の固定翼２Ｂが形成される。そして、軸方向に交互に配置された複数段の回転翼４Ｂと複数段の固定翼２Ｂとによりタービンブレード翼部が構成される。複数段の固定翼２Ｂは、外枠２０をスペーサ２Ｓで上下から挟持することでケーシング２内の所定位置に保持されている。
　また、タービンブレード翼部の下流側に配置された回転円筒部４Ｄと固定円筒部９Ｄとによりモレキュラードラッグポンプ部が構成されている。回転円筒部４Ｄは固定円筒部９Ｄの内周面に近接して設けられており、固定円筒部９Ｄの内周面には螺旋溝が形成されている。モレキュラードラッグポンプ部では、固定円筒部９Ｄの螺旋溝と高速回転する回転円筒部４Ｄとにより排気作用が発生する。
　図１に示すタービンブレード翼部とモレキュラードラッグポンプ部とを結合させたターボ分子ポンプは、広域型ターボ分子ポンプと称されている。吸気口５から流入したガス分子はタービンブレード翼部によって図示下方へと叩き飛ばされ、下流側に向かって圧縮排気される。その圧縮されたガス分子は、さらにモレキュラードラッグポンプ部によって圧縮され、排気ポート６から排出される。
　図１に示すターボ分子ポンプでは、吸気口側から数えて４段目までの回転翼４Ｂおよび固定翼２Ｂには、後述するようなねじり翼が採用されている。なお、ねじり翼が適用される回転翼４Ｂおよび固定翼２Ｂの段数は、排気性能との兼ね合いにより適時決定される。まず、本実施の形態におけるねじり翼形状を説明する前に、図４，５を参照して従来のねじり翼の問題点について説明する。
　図４は、従来のねじり翼を有する回転翼４００の一例を示したものであり、（ａ）は平面図、（ｂ）は斜視図である。ロータ４の外周には、回転翼４００の一段分を構成する複数のブレード４０１が、ロータ４の軸Ｊを中心に放射状に形成されている。そのため、ブレード４００の間隔（以下ではブレード間距離と称する）Ｓは、内周側ほど小さくなっている。ターボ分子ポンプにおいては、一般的に、周速度が比較的大きくて排気性能を高く設定しやすい半径Ｒ１よりも外周側（Ｒout≧Ｒ≧Ｒ１）の範囲Ａ１において、排気性能が最適となるような翼設計が採用される。
　ねじり翼の場合、最外周（翼先端部）における翼角度αoutは、最内周（翼根元部）における翼角度αinよりも小さく設定されている。ブレード４００を切削加工する際の加工プログラムにおいては、翼角度αと翼間距離Ｓとをパラメータとする一つの加工式が用いられる。従来は、半径Ｒに対して翼間距離Ｓも翼角度αもそれぞれ一定変化する加工式を用いて加工するのが一般的であり、その場合、翼先端から翼根元に向けて翼角度αが次第に大きくなるように設定される。図４に示す回転翼４００は、そのような条件で加工された回転翼である。
　従来の場合の半径Ｒｔと翼角度αとの関係を示すと、図５（ａ）のラインＬ１のようになる。この場合、翼角度αが半径Ｒに対して一定の割合で増加している。ラインＬ１の傾き角度は、先端から中間近辺までの範囲Ａ１の部分において排気性能が最適となるように設定される。しかしながら、範囲Ａ２においても範囲Ａ１の場合と同じ割合で翼角度αを増加させているため、気体の逆流の影響を考えた場合、翼角度αが大きくなり過ぎてしまうという問題があった。
　そこで、本実施の形態では、半径Ｒ１より内側の範囲Ａ２における翼角度αを、ラインＬ１とは別のラインＬ２～Ｌ４に従って変化させるようにした。図５（ａ）に示すラインＬ２～Ｌ４を式で表すと、次式（１），（２）のようになる。式（２）においてαin＞αbと設定するとラインＬ２が得られ、αin＝αbと設定するとラインＬ３が得られ、αin＜αbと設定するとラインＬ４が得られる。
　（範囲Ａ１）：α＝αout＋（αb－αout）・（Ｄ／Ｇbout）　　　…（１）
　（範囲Ａ２）：α＝αin＋（αb－αin）・（Ｇ－Ｄ）／Ｇbin　　　…（２）
　式（１）、（２）のＤ，Ｇ，Ｇbout，Ｇbinは、図６に示す各部の寸法であり、αbは半径Ｒ１における翼角度である。図６は、回転翼４Ｂの一部を軸に垂直な方向に切断した断面図である。この断面図は図２に示したブレード４０の上端面の形状と同一形状を成しており、断面の輪郭線は加工ツールの軌跡を表していることになる。図６に示すように、Ｇはブレード４０の長さ、Ｇboutはブレード４０の最外周（先端）から半径Ｒ１までのブレード長さ、Ｇbinはブレード４０の最内周（根元）から半径Ｒ１までのブレード長さである。また、Ｄは最外周からの距離を示す。
　図５（ａ）のラインＬ２はラインＬ１よりも傾きの大きさ（絶対値）が小さく、ラインＬ３では翼角度α＝一定となっている。また、ラインＬ４の場合には、翼根元（半径Ｒin）に近付くほど翼角度αが小さくなるように設定される。このように設定することにより、周速度が比較的大きくて排気性能を高く設定しやすい半径Ｒ１よりも外周側（Ｒout≧Ｒ≧Ｒ１）の範囲Ａ１においては、従来と同様に排気性能が最適となるような設定とすることができるとともに、周速度が比較的小さな範囲Ａ２（Ｒ１≧Ｒ）では、従来よりも気体分子の逆流抑制を重視した設定とすることができる。
　なお、図５（ａ）では半径Ｒに対して翼角度αが直線的に変化するラインＬ１～Ｌ４を採用したが、翼角度αが単調増加または単調減少するラインを採用するようにしても良い。また、図５（ｂ）に示すように半径Ｒ１にピークを有する一つのラインＬ５（放物線）のように、翼角度αを変化させるようにしても良い。この場合、従来のように翼間距離Ｓの変化を一定に変化させるとすれば、翼角度αおよびブレード間距離Ｓに関する加工式は、従来と同様に一つで良いことになる。
　特に、図５（ａ）のように範囲Ａ１ではラインＬ１を採用し、範囲Ａ２においてラインＬ３もしくはＬ４に切り替える場合や、図５（ｂ）のようなラインＬ５を用いる場合を、まとめて式で表現すると、次式（３）、（４）のようになる。すなわち、範囲Ａ１では式（３）を満足するように翼角度αを設定し、範囲Ａ２では式（４）を満足するように翼角度αを設定する。この条件を満たすような加工式を用いてブレード４０を形成しても、上述したような作用効果を奏することができる。
　　　αout≦α≦αb　　　（範囲Ａ１）…（３）
　　　αb≧α≧αin　　　（範囲Ａ２）…（４）
　図２に示す回転翼４Ｂは、図５（ａ）のラインＬ４のようにブレード４０を加工した場合であり、（ａ）は平面図、（ｂ）は斜視図である。範囲Ａ１では、図２の回転翼４Ｂの場合も図４の回転翼４００の場合もラインＬ１の加工式で加工しているので、翼形状は同一形状となっている。しかし、範囲Ａ２では、回転翼４ＢはラインＬ４で示すように翼角度αが回転翼４００の場合よりも小さいため、開口率は従来の回転翼４００に比べて小さくなっている。その結果、周速度の比較的小さな内周側における気体分子の逆流を従来よりも抑えることができ、トータルとしての排気性能向上を図ることができる。なお、第１の実施形態では、図２に示した固定翼２Ｂのブレード２０の翼角度に関しても、回転翼４Ｂのブレード４０の場合と同様に設定される。
　なお、図５（ａ）では、半径Ｒ１の前後のみで加工式を切り替えているが、式（３），（４）の条件を満たしていれば、さらに範囲Ａ１内または範囲Ａ２内において複数の加工式を用いても構わない。また、範囲Ａ１，Ａ２を分ける半径Ｒ１の大きさは一義的に決まるものではなく、圧縮比や排気速度などの排気性能のどの項目を重視するかによって異なる。
－第２の実施の形態－
　上述した第１の実施の形態では、翼角度αの変化の傾向を、図５に示すように半径Ｒ１の前後で切り替えることにより、内周側（範囲Ａ２）における気体分子の逆流を抑えるようにしている。ところが、図５のラインＬ４やＬ５のように翼角度αが減少するものにおいては、減少の度合いが大きすぎると、ブレード４０を外周側から見たときに、加工ツールを入れるべき内周側のブレード間の隙間が外周側のブレード部分に隠れてしまう場合がある。そのような場合、外径方向からの加工が不可能となるため、軸方向から回転翼４Ｂの加工を行わざるを得ない。
　しかし、図１に示すように、２～４段目の回転翼４Ｂは、その上側に回転翼４Ｂがあるため、上下のブレード間隙間は固定翼一段分の寸法より若干大きい程度である。そのため、回転翼４Ｂを軸方向から加工するのは非常に難しい。そこで、第２の実施の形態では、第１の実施の形態の条件を満足しつつ、回転翼を外周側から加工できるようなブレード形状について説明する。なお、図３に示した固定翼２Ｂに関しては一段ずつ加工することができるので、軸方向からの加工が回転翼４Ｂに比べて容易である。
（第１のブレード形状）
　第１のブレード形状では、ブレード４０の翼間距離Ｓを次式（５）を満たすように設定する。図６に示すブレード４０の最外周からの距離Ｄに関して、Ｄx＜Ｄyなる距離Ｄxにおける翼間距離をＳxとし、距離Ｄyにおける翼間距離をＳyとする。Ｈはブレード４０の軸方向の高さである。
　｛Ｓx－（Ｈ／tanαx）｝／２≧｛Ｓy－（Ｈ／tanαy）｝／２　　　…（５）
　図７は式（５）を説明する図であり、外周側から見た距離ＤxおよびＤyにおける加工ツールの軌跡Ｔx，Ｔyを示したものである。ブレード４０は外周側から加工されるので、図７において、内周側のツール軌跡Ｔxは外周側のツール軌跡Ｔyの内側にある必要がある。ここでは、翼角度αに対して、式（５）のように翼間距離Ｓを設定することにより図７に示すような関係が満たされ、ブレード４０を外周側から加工することが可能となる。なお、翼角度αに関しては式（１）、（２）や、式（３）、（４）のように設定すれば良い。
（第２のブレード形状）
　第２のブレード形状では、距離Ｄにおけるブレード４０の翼間距離Ｓを次式（６）を満たすように設定する。この設定の場合、外周側から内周側にかけて一定の割合で翼間距離Ｓが減少しているので、ブレード４０を外周側から加工することが可能となる。式（６）は翼間距離Ｓに関する式であり、翼角度αに関しては式（１）、（２）や、式（３）、（４）のように設定すれば良い。
　　Ｓ＝Ｓout－(Ｓout－Ｓin)・(Ｄ／Ｇ)　　　…（６）
（第３のブレード形状）
　第３のブレード形状では、距離Ｄにおけるブレード４０の翼間距離Ｓを次式（７），（８）を満たすように設定する。Ｓbは半径Ｒ１における翼間距離であり、最内周（翼根元）の翼間距離Ｓcよりも大きく設定される。
　（範囲Ａ１）：Ｓ＝Ｓout－(Ｓout－Ｓb)・(Ｄ／Ｇbout)　　　…（７）
　（範囲Ａ２）：Ｓ＝Ｓout－(Ｓb－Ｓin)・(Ｄ－Ｇbout)／Ｇbin　　　…（８）
　以上説明したように、第１の実施の形態によれば、排気性能に対して支配的な翼外周から翼中間部分（範囲Ａ１）において最適な翼角度を設定しつつ、気体分子の逆流の影響が大きな翼内周部（範囲Ａ２）において逆流を抑制することができる。その結果、ターボ分子ポンプの排気性能向上を図ることができる。さらに、第２の実施の形態のように翼間距離Ｓを設定することにより、ねじり翼の加工が容易となる。

Claims (8)

  1. 　回転体から放射状に形成された複数のブレードを有する回転翼と、前記回転体の回転軸に対して放射状に配置された複数のブレードを有する固定翼とを交互に複数段備え、
    　前記回転翼および固定翼の少なくとも一方に設けられた前記ブレードを、該ブレードの翼角度が前記回転軸からの半径方向距離を変数とする式により設定されるねじり翼とし、
    　前記翼角度の式を、前記ブレードの所定半径方向距離より外周側における最適翼角度を与える第１の式と、前記所定半径方向距離より内周側において気体分子の逆流を抑制する翼角度を与える第２の式とで構成したターボ分子ポンプ。
  2. 　請求項１に記載のターボ分子ポンプにおいて、
    　前記所定半径方向距離における翼角度をαb、前記ブレードの最内周における翼角度をαin、前記ブレードの最外周における翼角度をαoutとしたとき、
    　前記第１の式における翼角度αは条件「αout≦α≦αb」を満たし、前記第２の式における翼角度αは条件「αb≧α≧αin」を満たすターボ分子ポンプ。
  3. 　請求項１または２に記載のターボ分子ポンプにおいて、
    　前記第１および第２の式の少なくとも一方を、複数の式で構成したターボ分子ポンプ。
  4. 　請求項１に記載のターボ分子ポンプにおいて、
    　翼角度αに関する前記第１の式を、式「α＝αout＋（αb－αout）・（Ｄ／Ｇbout）」で設定し、
    　翼角度αに関する前記第２の式を、式「α＝αin＋（αb－αin）・（Ｇ－Ｄ）／Ｇbin」で設定するターボ分子ポンプ。
    　ただし、前記所定半径方向距離における翼角度をαb、前記ブレードの最内周における翼角度をαin、前記ブレードの最外周における翼角度をαout、前記ブレードの最外周からの距離をＤ、前記ブレードの長さをＧ、前記ブレードの最外周から前記所定半径方向距離までの長さをＧbout、前記ブレードの最内周から前記所定半径方向距離までの長さをＧbinとする。
  5. 　回転体から放射状に形成された複数のブレードを有する回転翼と、前記回転体の回転軸に対して放射状に配置された複数のブレードを有する固定翼とを交互に複数段備え、
    　前記ブレードは、その翼角度αが所定半径方向距離より外周側では条件「αout≦α≦αb」を満たし、前記所定半径方向距離より外周側では条件「αb≧α≧αin」を満たすねじり翼であるターボ分子ポンプ。ただし、αbは前記所定半径方向距離における翼角度、αinは前記ブレードの最内周における翼角度、αoutは前記ブレードの最外周における翼角度である。
  6. 　請求項１～５のいずれか一項に記載のターボ分子ポンプにおいて、
    　前記回転翼のブレードを、式「｛Ｓx－（Ｈ／tanαx）｝／２≧｛Ｓy－（Ｈ／tanαy）｝／２」を満たすように形成したターボ分子ポンプ。
    　ただし、Ｓxおよびαxはブレードの最外周から任意の距離におけるブレード間の距離および翼角度、Ｓyおよびαyはブレードの前記任意の距離よりも内周側の距離におけるブレード間の距離および翼角度、Ｈはブレードの軸方向高さである。
  7. 　請求項４に記載のターボ分子ポンプにおいて、
    　前記回転翼のブレードを、式「Ｓ＝Ｓout－(Ｓout－Ｓin)・(Ｄ／Ｇ)」を満たすように形成したターボ分子ポンプ。
    　ただし、Ｓは前記ブレードの最外周から任意の距離におけるブレード間の距離、Ｓoutは前記ブレードの最外周におけるブレード間の距離、Ｓinはブレード最内周におけるブレード間の距離である。
  8. 　請求項４に記載のターボ分子ポンプにおいて、
    　前記回転翼のブレードのブレード間の距離Ｓを、前記所定半径方向距離より外周側においては式「Ｓ＝Ｓout－(Ｓout－Ｓb)・(Ｄ／Ｇbout)」のように設定し、前記所定半径方向距離より内周側においては式「Ｓ＝Ｓout－(Ｓb－Ｓin)・(Ｄ－Ｇbout)／Ｇbin」のように設定するターボ分子ポンプ。
    　ただし、Ｓは前記ブレードの最外周から任意の距離におけるブレード間の距離、Ｓoutは前記ブレードの最外周におけるブレード間の距離、Ｓinはブレード最内周におけるブレード間の距離、Ｓbは前記所定半径方向距離におけるブレード間の距離である。
PCT/JP2008/052540 2008-02-15 2008-02-15 ターボ分子ポンプ WO2009101699A1 (ja)

Priority Applications (4)

Application Number Priority Date Filing Date Title
JP2009553317A JP5445143B2 (ja) 2008-02-15 2008-02-15 ターボ分子ポンプ
PCT/JP2008/052540 WO2009101699A1 (ja) 2008-02-15 2008-02-15 ターボ分子ポンプ
CN200880128619.3A CN102007298B (zh) 2008-02-15 2008-02-15 涡轮分子泵
US12/867,232 US8668436B2 (en) 2008-02-15 2008-02-15 Turbomolecular pump

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
PCT/JP2008/052540 WO2009101699A1 (ja) 2008-02-15 2008-02-15 ターボ分子ポンプ

Publications (1)

Publication Number Publication Date
WO2009101699A1 true WO2009101699A1 (ja) 2009-08-20

Family

ID=40956743

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
PCT/JP2008/052540 WO2009101699A1 (ja) 2008-02-15 2008-02-15 ターボ分子ポンプ

Country Status (4)

Country Link
US (1) US8668436B2 (ja)
JP (1) JP5445143B2 (ja)
CN (1) CN102007298B (ja)
WO (1) WO2009101699A1 (ja)

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2013092063A (ja) * 2011-10-24 2013-05-16 Shimadzu Corp ターボ分子ポンプおよびターボ分子ポンプ用の翼構造
JP2020122429A (ja) * 2019-01-30 2020-08-13 株式会社島津製作所 ターボ分子ポンプ

Families Citing this family (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN102588320A (zh) * 2012-03-09 2012-07-18 北京北仪创新真空技术有限责任公司 分子泵钣金定片
GB2552793A (en) 2016-08-08 2018-02-14 Edwards Ltd Vacuum pump
US10557471B2 (en) 2017-11-16 2020-02-11 L Dean Stansbury Turbomolecular vacuum pump for ionized matter and plasma fields
TWI678471B (zh) * 2018-08-02 2019-12-01 宏碁股份有限公司 散熱風扇
GB2618348A (en) * 2022-05-04 2023-11-08 Edwards Ltd Rotor blade for a turbomolecular vacuum pump

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPH1089284A (ja) * 1996-09-12 1998-04-07 Seiko Seiki Co Ltd ターボ分子ポンプ
JP2000110771A (ja) * 1998-10-01 2000-04-18 Mitsubishi Heavy Ind Ltd ターボ分子ポンプ
JP2000161285A (ja) * 1998-11-24 2000-06-13 Seiko Seiki Co Ltd ターボ分子ポンプ及び真空装置
JP2003003987A (ja) * 2001-06-22 2003-01-08 Osaka Vacuum Ltd 分子ポンプ

Family Cites Families (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE2229724B2 (de) * 1972-06-19 1980-06-04 Leybold-Heraeus Gmbh, 5000 Koeln Turbomolekularpumpe
CN1006491B (zh) * 1985-04-01 1990-01-17 株式会社岛津制作所 涡轮分子泵
DE3891263T1 (de) * 1988-02-26 1990-03-15 Nikolaj Michailovic Novikov Turbomolekular-vakuumpumpe
JPH0261387A (ja) 1988-08-24 1990-03-01 Seiko Seiki Co Ltd ターボ分子ポンプ

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPH1089284A (ja) * 1996-09-12 1998-04-07 Seiko Seiki Co Ltd ターボ分子ポンプ
JP2000110771A (ja) * 1998-10-01 2000-04-18 Mitsubishi Heavy Ind Ltd ターボ分子ポンプ
JP2000161285A (ja) * 1998-11-24 2000-06-13 Seiko Seiki Co Ltd ターボ分子ポンプ及び真空装置
JP2003003987A (ja) * 2001-06-22 2003-01-08 Osaka Vacuum Ltd 分子ポンプ

Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2013092063A (ja) * 2011-10-24 2013-05-16 Shimadzu Corp ターボ分子ポンプおよびターボ分子ポンプ用の翼構造
JP2020122429A (ja) * 2019-01-30 2020-08-13 株式会社島津製作所 ターボ分子ポンプ
JP7052752B2 (ja) 2019-01-30 2022-04-12 株式会社島津製作所 ターボ分子ポンプ

Also Published As

Publication number Publication date
CN102007298A (zh) 2011-04-06
US8668436B2 (en) 2014-03-11
US20110064562A1 (en) 2011-03-17
CN102007298B (zh) 2014-04-30
JP5445143B2 (ja) 2014-03-19
JPWO2009101699A1 (ja) 2011-06-02

Similar Documents

Publication Publication Date Title
WO2009101699A1 (ja) ターボ分子ポンプ
US7765786B2 (en) Aircraft engine with separate auxiliary rotor and fan rotor
US7771170B2 (en) Turbine wheel
CN108026935B (zh) 高硬度涡轮机推进器、包括所述推进器的涡轮机及制造方法
EP2589819B1 (en) Centrifugal compressor with scroll structure
US7189062B2 (en) Centrifugal impeller
EP1706590B1 (en) Titanium compressor wheel
US9416784B2 (en) Exhaust pump
JP2007336738A (ja) モータロータ
CN1133403A (zh) 带导入流道的轴流鼓风机
JP6442407B2 (ja) 高効率低比速度遠心ポンプ
WO2016125335A1 (ja) 遠心圧縮機
WO2018131167A1 (ja) タービンホイール、タービン及びターボチャージャ
US6412173B1 (en) Miniature turbomolecular pump
JP5141684B2 (ja) ターボ分子ポンプ
EP3693612A1 (en) Spiraling grooves as a hub treatment for cantilevered stators in compressors
JPH10213094A (ja) 遠心圧縮機のインペラ
US6890146B2 (en) Compound friction vacuum pump
CN114483646A (zh) 旋转机械的叶轮以及旋转机械
CN108884754B (zh) 叶轮、涡轮增压器及它们中的气体流动场的形成方法
JPH10246197A (ja) ターボ分子ポンプ
JP2000110771A (ja) ターボ分子ポンプ
EP3839263B1 (en) Shrouded impeller with shroud reinforcing struts in the impeller suction eye
WO2023187913A1 (ja) 斜流タービン及びターボチャージャ
JPWO2019097611A1 (ja) コンプレッサインペラ、コンプレッサ及びターボチャージャ

Legal Events

Date Code Title Description
WWE Wipo information: entry into national phase

Ref document number: 200880128619.3

Country of ref document: CN

121 Ep: the epo has been informed by wipo that ep was designated in this application

Ref document number: 08711370

Country of ref document: EP

Kind code of ref document: A1

WWE Wipo information: entry into national phase

Ref document number: 2009553317

Country of ref document: JP

NENP Non-entry into the national phase

Ref country code: DE

WWE Wipo information: entry into national phase

Ref document number: 12867232

Country of ref document: US

122 Ep: pct application non-entry in european phase

Ref document number: 08711370

Country of ref document: EP

Kind code of ref document: A1