WO2016151849A1 - タービン動翼及び可変容量タービン - Google Patents

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WO2016151849A1
WO2016151849A1 PCT/JP2015/059419 JP2015059419W WO2016151849A1 WO 2016151849 A1 WO2016151849 A1 WO 2016151849A1 JP 2015059419 W JP2015059419 W JP 2015059419W WO 2016151849 A1 WO2016151849 A1 WO 2016151849A1
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wing
short
blade
side end
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横山　隆雄
茨木　誠一
豊隆 吉田
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三菱重工業株式会社
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Definitions

  • the present disclosure relates to turbine blades and variable capacity turbines.
  • Patent Document 1 in a mixed flow turbine having two scroll flow paths on the hub side and the shroud side, an intermediate-height intermediate blade is provided in a portion having impulse blade turbine characteristics on the hub side to improve impulse blade turbine characteristics
  • a mixed flow turbine is disclosed that aims to reduce the moment of inertia of the entire turbine blade and to improve both the efficiency of the turbine and the transient response.
  • the mixed flow turbine of Patent Document 1 there is a problem that the reduction of the moment of inertia is not sufficient, and it is difficult to improve the transient response.
  • At least one embodiment of the present invention has been made in view of the above-described problems of the prior art, and an object of the present invention is to improve the turbine efficiency at a small flow rate and improve the transient response.
  • a turbine blade comprises a hub portion connected to one end of a rotating shaft, a plurality of main wings provided at intervals on a circumferential surface of the hub portion, and a plurality of main wings And a short wing provided between two main wings adjacent to each other. Between two adjacent main wings, an inter-blade flow path is formed in which a fluid flows radially inward from the radially outer side of the turbine blade. And, the hub side end of the leading edge of the short wing is configured to be located radially inward of the hub side end of the leading edge of the main wing on the meridional plane.
  • the fluid flowing into the turbine blade flows from the radially outer side of the turbine blade radially inward and obliquely to the leading edge of the main blade. For this reason, the fluid flowing into the turbine blade collides with the leading edge of the main blade and is separated, resulting in loss. Further, according to the findings of the inventor of the present invention, the fluid flowing into the turbine blade collides with the front edge of the main blade and exfoliates, thereby inducing a secondary flow having a swirl component in the inter-blade flow passage, Secondary flow also causes losses.
  • the leading edge of the main wing by providing a short short wing whose leading edge position in the radial direction is the same as the leading edge position of the main wing between the two adjacent main wings, the leading edge of the main wing and It is possible to suppress the separation at the leading edge of the short wing.
  • the reduction effect of the secondary flow flowing in the inter-blade flow path is limited. This is because the secondary flow flowing between the main wing and one surface of the short wing (for example, suction surface) and the secondary flow flowing between the adjacent main wing and the other surface of the short wing (for example, pressure surface) It is considered that the collision occurs at the downstream side of the short wing in the interflow passage and the loss is generated. Further, by providing the short blades radially outward in the turbine moving blade, the moment of inertia is increased, and the transient response is deteriorated.
  • the turbine blade described in the above (1) includes a short blade provided between two adjacent main blades, and the hub side end of the leading edge of the short blade is a main blade on the meridional plane Is located radially inward of the hub end of the front edge of the.
  • this configuration makes it possible to greatly reduce the loss due to the secondary flow flowing in the flow path between the next time. Further, by providing the short blade inward in the radial direction of the turbine moving blade, it is possible to suppress an increase in moment of inertia caused by providing the short blade.
  • a turbine moving blade not provided with the short blade or a turbine provided with the short blade at the radially outer position It is possible to reduce the number of wings as compared to blades. Therefore, although the loss due to the separation of the leading edge of each main wing increases, it is possible to suppress the loss due to the separation of the leading edge of the main wing as a whole of the turbine blade. In addition, reducing the number of wings can reduce the moment of inertia.
  • the hub side end of the trailing edge of the short wing is in axial direction with the hub side end of the trailing edge of the main wing on the meridional plane Or the downstream end of the trailing edge of the main wing in the fluid flow direction.
  • the secondary flow flowing between the main wing and one surface of the short wing and the secondary flow flowing between the adjacent main wing and the other surface of the short wing are the wings It is possible to prevent collisions in the flow path. Thereby, it is possible to reduce the loss due to the secondary flow flowing in the inter-blade flow path.
  • the distance from the hub side end of the leading edge of the main wing to the hub side end of the trailing edge of the main wing on the meridional plane is Lh 1
  • the hub side end of the leading edge of the short wing is 0.30 ⁇ It is configured to be located in a region satisfying Lh2 / Lh1 ⁇ 0.89.
  • the separated flow generated by collision with the leading edge of the main wing is a short wing. Collide with the leading edge of the In addition, the moment of inertia also increases.
  • the distance from the hub side end of the leading edge of the main wing to the hub side end of the leading edge of the short wing is too long, it is not possible to sufficiently suppress the loss due to the secondary flow in the flow path between the wings.
  • the hub side end of the leading edge of the short wing is positioned in a region that satisfies 0.52 ⁇ Lh2 / Lh1 ⁇ 0.84. Configured to
  • the hub side end of the leading edge of the short wing is positioned in a region satisfying 0.60 ⁇ Lh2 / Lh1 ⁇ 0.80.
  • the hub side end of the trailing edge of the short wing is closer to the hub side end of the trailing edge of the main wing Is also configured to be located downstream in the fluid flow direction.
  • the hub side end of the trailing edge of the short wing is configured to be located downstream of the hub side end of the trailing edge of the main wing in the fluid flow direction . That is, the hub side end of the trailing edge of the short wing is configured to be located on the meridional plane at the tip end side of the hub portion in the axial direction than the hub side end of the trailing edge of the main wing.
  • the shroud side end of the trailing edge of the short blade is configured to be located on the trailing edge of the main wing on the meridional plane Be done.
  • the short blade is compared with the case where the entire trailing edge of the short blade is positioned downstream of the trailing edge of the main wing while reducing the loss due to the secondary flow.
  • the shape of can be reduced, and the moment of inertia can be reduced.
  • the wing height of the short wing is configured to be lower than the wing height of the main wing.
  • the effect of reducing the secondary flow flowing in the inter-blade flow path by providing the short wings contributes more to the hub-side portion of the short wings than the shroud-side portion. Therefore, according to the embodiment described in (8), by making the blade height of the short blade lower than that of the main blade, it is possible to reduce the moment of inertia while reducing the loss due to the secondary flow. It can.
  • a variable capacity turbine comprises a turbine bucket according to any of the above (1) to (8), a turbine housing accommodating the turbine bucket, and a turbine bucket And a variable nozzle mechanism for controlling the flow direction of the fluid flowing toward the head.
  • the flow direction of the fluid flowing into the turbine blades is smaller at higher flow rates than at high flow rates.
  • the angle between it and the tangential direction is smaller. For this reason, the loss due to separation generated when the fluid flowing into the turbine moving blade collides with the leading edge of the main blade is greater in the small flow rate than in the large flow rate. Therefore, according to the embodiment described in the above (9), since the above-described turbine moving blade is provided, it is possible to improve the turbine efficiency at a small flow rate in the variable capacity turbine.
  • FIG. 1 is a cross-sectional view of a variable capacity turbine according to an embodiment of the present invention. It is a figure showing a turbine bucket concerning one embodiment of the present invention.
  • FIG. 5 is a diagram showing a meridional surface shape of a turbine bucket according to an embodiment of the present invention.
  • FIG. 5 is a diagram showing a meridional surface shape of a turbine bucket according to an embodiment of the present invention.
  • FIG. 5 is a diagram showing a meridional surface shape of a turbine bucket according to an embodiment of the present invention.
  • FIG. 5 is a diagram showing a meridional surface shape of a turbine bucket according to an embodiment of the present invention.
  • FIG. 5 is a diagram showing a meridional surface shape of a turbine bucket according to an embodiment of the present invention.
  • variable capacity turbine concerning one embodiment of the present invention, it is an explanatory view for explaining the flow of the fluid at the time of large flow volume and small flow volume. It is a figure showing a turbine bucket concerning a 1st comparative form. It is a figure showing a turbine bucket concerning a 2nd comparative form.
  • expressions that indicate that things such as “identical”, “equal” and “homogeneous” are equal states not only represent strictly equal states, but also have tolerances or differences with which the same function can be obtained. It also represents the existing state.
  • expressions representing shapes such as quadrilateral shapes and cylindrical shapes not only represent shapes such as rectangular shapes and cylindrical shapes in a geometrically strict sense, but also uneven portions and chamfers within the range where the same effect can be obtained. The shape including a part etc. shall also be expressed.
  • the expressions “comprising”, “having”, “having”, “including” or “having” one component are not exclusive expressions excluding the presence of other components.
  • FIG. 1 is a schematic cross-sectional view of a variable capacity turbine according to an embodiment of the present invention.
  • a variable displacement turbine 10 according to an embodiment of the present invention includes a turbine bucket 1, a turbine housing 2 accommodating the turbine bucket 1, and a fluid (for example, flowing toward the turbine bucket 1) And a variable nozzle mechanism 3 for controlling the flow direction of the exhaust gas discharged from an engine (not shown).
  • FIG. 2 is a view showing a turbine blade according to an embodiment of the present invention.
  • (A) of FIG. 2 is a perspective view of the turbine bucket 1 and (b) of FIG. 2 is a diagram showing the flow of fluid flowing through the turbine bucket 1.
  • the turbine rotor blade 1 includes a hub portion 11 connected to one end side of the rotation shaft 4, a plurality of main wings 12 provided at intervals on the circumferential surface of the hub portion 11, and a plurality of main wings It includes a short wing 13 provided between two adjacent main wings 12 of the twelve.
  • an inter-blade flow path 14 in which the fluid flows radially inward from the radially outer side of the turbine bucket 1 is formed between the two adjacent main wings 12, 12. Be done.
  • one short wing 13 is provided between two adjacent main wings 12, 12. And eight main wings 12 and eight short wings 13 are arranged alternately at equal intervals.
  • the turbine moving blade 1 according to an embodiment of the present invention is not limited to this form, and two or more short blades 13 may be provided between two adjacent main blades 12, 12.
  • the short wing 13 may not necessarily be provided between all the two adjacent main wings 12, 12, such as the short wings 13 may be provided alternately between the two adjacent main wings 12, 12. .
  • the turbine housing 2 is formed along the extending direction of the scroll channel 21 formed on the outer peripheral side of the turbine bucket 1 and the rotation axis K of the rotating shaft 4.
  • An outlet channel 22 is formed inside.
  • the turbine housing 2 is connected to the bearing housing 5 on the side opposite to the open end of the outlet channel 22.
  • a bearing 51 rotatably supporting the rotating shaft 4 is accommodated in the bearing housing 5.
  • FIGS. 3 to 7 are diagrams showing the meridional surface shape of a turbine bucket according to an embodiment of the present invention.
  • the turbine rotor blade 1 according to one embodiment of the present invention has the hub side end 131 a of the front edge 131 of the short wing 13 on the meridional plane It is comprised so that it may be located inside radial direction rather than the hub side end 121a of 121.
  • FIG. 1 is a diagram showing the meridional surface shape of a turbine bucket according to an embodiment of the present invention.
  • the turbine rotor blade 1 has the hub side end 131 a of the front edge 131 of the short wing 13 on the meridional plane It is comprised so that it may be located inside radial direction rather than the hub side end 121a of 121.
  • FIG. 10A is a view showing a turbine blade according to a first comparative embodiment.
  • FIG. 10A (a) is a perspective view of a turbine rotor blade 1 '
  • FIG. 10A (b) is a diagram showing the flow of fluid flowing through the turbine rotor blade 1'.
  • FIG. 10B is the figure which showed the turbine moving blade concerning 2nd comparison form.
  • FIG. 10B (a) is a perspective view of the turbine rotor blade 1 '
  • FIG. 10B (b) is a diagram showing the flow of fluid flowing through the turbine rotor blade 1'.
  • the fluid flowing into the turbine bucket 1 from the scroll passage 21 is, as indicated by an arrow f in FIG.
  • the position of the front edge 131 ′ in the radial direction between two adjacent main wings 12 ′, 12 ′ is the front edge 121 of the main wing 12 ′.
  • a short short wing 13 ' which is the same as the position of', separation at the front edge 121 'of the main wing 12' and the front edge 131 'of the short wing 13' can be suppressed.
  • the reduction effect of the loss due to the secondary flow sf 'flowing in the inter-blade flow passage 14' is limited.
  • the secondary flow sf2 'flowing between the lower surface 13 and the surface c collides on the downstream side of the short wing 13' in the inter-blade flow passage 14 'and a loss occurs.
  • the short blades 13 'on the radially outer side of the turbine moving blade 1' the moment of inertia is increased, and the transient response is deteriorated.
  • the turbine bucket 1 includes the short wing 13 provided between two adjacent main wings 12, and the hub side end of the front edge 131 of the short wing 13 131a is located radially inward of the hub end 121a of the front edge 121 of the main wing 12 on the meridional plane.
  • this configuration makes it possible to largely reduce the loss due to the secondary flows sf1 and sf2 flowing in the flow path 14 between next time as compared with the turbine rotor blade 1 'of the second comparative embodiment.
  • by providing the short blades 13 inside the turbine moving blade 1 in the radial direction it is possible to suppress an increase in the moment of inertia due to the short blades 13 as compared with the second comparative embodiment described above.
  • the turbine rotor blade 1 of the first comparative embodiment in which the short blades are not provided by providing the short blades 13 inside the radial direction of the turbine rotor blade 1.
  • the number of main blades can be reduced.
  • eight main wings 12 and eight short wings 13 are provided, whereas in the first comparative embodiment, eleven main wings 12 'are provided.
  • ten main wings 12 'and ten short wings 13' are provided.
  • the short blade 13 When the short blade 13 is provided on the radially inner side of the turbine moving blade 1, the short blade 13 crosses the minimum width portion of the inter-blade flow passage 14. For this reason, in order to make the minimum width part (throat part) of the main wing 12 and the short wing 13 into an appropriate throat width, the number of main wings 12 will be reduced. Therefore, according to the turbine rotor blade 1 according to one embodiment of the present invention, although the loss due to the separation of the front edge 121 of each main wing 12 increases, the separation due to the separation at the front edge 121 of the main wing 12 as the entire turbine rotor blade 1 Loss can be suppressed. In addition, by reducing the number of main wings 12, the moment of inertia can be reduced.
  • the hub end 132a of the trailing edge 132 of the short wing 13 of the turbine bucket 1 is the trailing edge 122 of the main wing 12 on the meridional plane. Or at the same position in the axial direction as the hub side end 122a of the hub 12 or at the downstream side in the fluid flow direction (the tip side of the hub portion 11 in the axial direction) than the hub side end 122a of the trailing edge 122 of the main wing 12 Configured to
  • the hub end 132a of the trailing edge 132 of the short blade 13 of the turbine bucket 1 is the hub end of the trailing edge 122 of the main wing 12 on the meridional plane. It is located at the same position in the axial direction as 122a.
  • the hub side end 132a of the trailing edge 132 of the short wing 13 of the turbine bucket 1 is on the hub side of the trailing edge 122 of the main wing 12 on the meridional plane. It is configured to be positioned on the tip side of the hub portion 11 in the axial direction with respect to the end 122a.
  • the secondary flow sf1 flowing between the main wing 12 and the one surface 13a of the short wing 13 and the secondary flow sf2 flowing between the adjacent main wing 12 and the other surface 13b of the short wing 13 Can be prevented from colliding in the inter-blade flow passage 14. Thereby, it is possible to reduce the loss due to the secondary flows sf1 and sf2 flowing in the inter-blade flow path 14.
  • FIG. 8A is a diagram showing the relationship between the leading edge position of the short blade and the turbine efficiency in the turbine bucket according to one embodiment of the present invention.
  • FIG. 8B is a diagram showing the relationship between the position of the leading edge of the short blade and the moment of inertia in the turbine bucket according to one embodiment of the present invention.
  • the horizontal axis represents the distance Lh1 from the hub side end 121a of the leading edge 121 of the main wing 12 to the hub side end 122a of the trailing edge 122 of the main wing 12 on the meridional plane.
  • the ratio (Lh2 / Lh1) of Lh2 to Lh1 is shown.
  • the vertical axis in FIG. 8A indicates the change in turbine efficiency relative to the reference turbine blade.
  • the vertical axis in FIG. 8B indicates the change in moment of inertia with respect to the reference turbine blade.
  • Lh2 / Lh1 is “0”, “0.2”, “0.4”, “0.6”, “0.8”, “1”.
  • the changes in the turbine efficiency and the moment of inertia when changing were made were analyzed, and their approximate curves were obtained.
  • a turbine blade having eight main wings and eight short wings is used.
  • Lh2 / Lh1 in the horizontal axis in FIG. 8A and FIG. 8B is "0" for a turbine blade having only a main blade, and corresponds to a turbine blade having only 16 main blades.
  • Lh 2 / Lh 1 is “1”, which means a turbine blade without a short blade, and corresponds to a turbine blade having only eight main blades.
  • the above-mentioned reference turbine moving blade is a turbine moving blade 1 ′ having only 11 main blades shown in FIG. 10A.
  • the wing height of the short wing is the same as the wing height of the main wing.
  • analysis is performed using computational fluid dynamics (CFD), but the method of analysis is not particularly limited to computational fluid dynamics (CFD).
  • the hub side end 131a of the front edge 131 of the short wing 13 is positioned in a region satisfying 0.30 ⁇ Lh2 / Lh1 ⁇ 0.89.
  • the loss due to the secondary flows sf1 and sf2 flowing in the inter-blade flow path 14 is reduced, and 1% or more of the turbine blade 1 'serving as a reference having only 11 main It has become clear that turbine efficiency can be improved.
  • the hub side end 131a of the front edge 131 of the short wing 13 is located in the area
  • the hub side end 131a of the front edge 131 of the short wing 13 is positioned in a region satisfying 0.60 ⁇ Lh2 / Lh1 ⁇ 0.80. It became clear that the improvement of the turbine efficiency of 1.6% or more can be achieved with respect to turbine blade 1 'mentioned above by comprising.
  • the hub side end 131 a of the trailing edge 131 of the short wing 13 flows more fluid than the hub side end 122 a of the trailing edge 122 of the main wing 12. It is configured to be located downstream (radially inward) in the direction.
  • the secondary flow sf1 flowing between the main wing 12 and the one surface 13a of the short wing 13 and the secondary flow sf2 flowing between the adjacent main wing 12 and the other surface 13b of the short wing 13 Can be separated from the trailing edge 122 of the wing 12 downstream.
  • the shroud end 132b of the trailing edge 132 of the short wing 13 is configured to be located on the trailing edge 122 of the main wing 12 on the meridional plane. Ru.
  • the secondary flow sf1 flowing between the main wing 12 and the first face 13a of the short wing 13 and the secondary flow sf2 flowing between the adjacent main wing 12 and the second face 13b of the short wing 13 The effect of being able to move the collision position downstream of the trailing edge 122 of the main wing 12 contributes more to the hub side portion of the short wing 13 than to the shroud side portion. Therefore, according to such an embodiment, the secondary flow sf1 and sf2 cause the entire trailing edge 132 of the short wing 13 to be positioned downstream of the trailing edge 122 of the main wing 12 (FIG. 4).
  • the shape of the short wing 13 can be reduced while reducing the loss, and the moment of inertia can be reduced.
  • the wing height H2 of the short wing 13 is configured to be lower than the wing height H1 of the main wing 12.
  • the effect of reducing the loss due to the secondary flow sf1 and sf2 flowing in the inter-blade flow passage 14 by providing the short wing 13 is that, as described above, the short wing 13 on the hub side is more than the shroud side portion Make a big contribution. Therefore, according to such an embodiment, by making the blade height H2 of the short blade 13 lower than the blade height H1 of the main blade 12, the loss due to the secondary flows sf1 and sf2 is reduced, and the moment of inertia is reduced. It can be planned.
  • the wing height H2 of the short wing 13 is in the range of 1 / 3H1 ⁇ H2 ⁇ 2 / 3H1. According to such an embodiment, it is possible to appropriately reduce the moment of inertia while reducing the loss due to the secondary flows sf1 and sf2.
  • variable capacity turbine 10 flows toward the turbine housing 2 housing the turbine bucket 1 and the turbine bucket 1 And a variable nozzle mechanism 3 for controlling the flow direction of the fluid.
  • the variable nozzle mechanism 3 includes a nozzle mount 31, a nozzle plate 32, a nozzle support 33 and a nozzle vane 34.
  • the nozzle mount 31 is a disk-shaped member having an opening at the central portion, and the outer peripheral portion thereof is held between the turbine housing 2 and the bearing housing 5 so that the space between the turbine housing 2 and the bearing housing 5 is obtained. It is fixed.
  • the nozzle plate 32 is a disk-shaped member having an opening at a central portion, and is fixed to the shroud portion 23 of the turbine housing 2 at a position facing the nozzle mount 31.
  • the nozzle mount 31 and the nozzle plate 32 are connected by a plurality of nozzle supports 33.
  • a plurality of nozzle vanes 34 are arranged at intervals in the circumferential direction between the nozzle mount 31 and the nozzle plate 32.
  • a nozzle flow passage 34 a is formed between the adjacent nozzle vanes 34, 34.
  • the nozzle vanes 34 are configured such that their blade angles change as the nozzle shaft 35 is rotated about its axis by the drive mechanism 36.
  • FIG. 9 is an explanatory diagram for explaining the flow of fluid at high flow rates and low flow rates in the variable capacity turbine according to the embodiment of the present invention.
  • each of the plurality of nozzle vanes 34 rotates in a direction in which the nozzle flow path 34 a formed between two adjacent nozzle vanes 34 expands.
  • each of the plurality of nozzle vanes 34 rotates in the direction in which the nozzle flow path 34a formed between the two adjacent nozzle vanes 34 narrows.
  • the flow directions fa and fb of the fluid flowing into the turbine moving blade 1 are smaller at the small flow rate (fa) than at the large flow rate (fb) with respect to the tangential direction of the turbine moving blade 1. For this reason, the loss caused by separation caused by the fluid flowing into the turbine moving blade 1 colliding with the front edge 121 of the main blade 12 has a greater effect at a small flow rate than at a large flow rate.
  • variable displacement turbine 10 since the above-described turbine moving blade 1 is provided, it is possible to improve the turbine efficiency at a small flow rate.
  • variable displacement turbine 10 shown in FIG. 1 described above is configured as a radial turbine in which a fluid flows from the radial direction to the turbine moving blade 1.
  • variable capacity turbine 10 according to an embodiment of the present invention is not limited to this, and may be configured as a mixed flow turbine in which fluid flows in an oblique direction to the turbine moving blade 1.
  • variable nozzle mechanism 4 rotating shaft 5 bearing housing 10 variable displacement turbine 11 hub portion 12 main wing 121 leading edge 121 a of main wing 121 side of wing leading edge of main wing hub side end 122 of leading edge of wing Hub end 13 Short wing 131 Short wing front edge 131a Short wing front edge Hub side end 132 Short wing trailing edge 132a Short wing trailing edge Hub side end 132b Short wing trailing edge 13a Short wing one surface 13b Short wing other surface 14 Wing flow channel 21 Scroll flow channel 22 Exit flow channel 23 Shroud portion 31 Nozzle mount 32 Nozzle plate 33 Nozzle support 34 Nozzle vane 34a Nozzle flow channel 35 Nozzle shaft 36 Drive mechanism 51 Bearing

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Abstract

【解決手段】本発明の一実施形態は、回転軸の一端側に連結されるハブ部と、ハブ部の周面に間隔を置いて設けられる複数の主翼と、複数の主翼のうちの互いに隣接する２つの主翼の間に設けられる短翼と、を備えるタービン動翼である。隣接する２つの主翼の間には、タービン動翼の半径方向外側から半径方向内側に向かって流体が流れる翼間流路が形成される。そして、短翼の前縁のハブ側端は、子午面上において主翼の前縁のハブ側端よりも半径方向内側に位置する。

Description

タービン動翼及び可変容量タービン
　本開示は、タービン動翼及び可変容量タービンに関する。
　近年、低燃費化技術として、ターボ過給を用いたエンジンのダウンサイジング化が自動車用エンジンにおいて普及している。また近年、自動車の燃費性能の評価方法が、エンジンの極低速時や加速時なども多く含むようになったことから、エンジンの極低速時においても高いタービン効率を発揮するターボチャージャに対するニーズが高まっている。このため、タービン動翼に向かって流れる流体の流れ方向を制御する可変ノズル機構を備える可変容量ターボチャージャが普及してきている。このような背景の下、エンジンの極低速時から高速時までの幅広い運転範囲において高いタービン効率を発揮するとともに、過渡応答性にも優れるタービン動翼が求められている。
　一般的に、エンジンの低速時におけるタービン動翼の性能を向上させるには、小流量時に合わせて、タービン動翼の翼高やスロート面積を設定する必要がある。しかしながら、その背反事象として大流量時におけるタービン効率が低下するとの問題がある。
国際公開第２０１４／０３８０５４号
　特許文献１には、ハブ側とシュラウド側の２つのスクロール流路を有する斜流タービンにおいて、ハブ側の衝動翼タービン特性を有する部分に中間高さの中間翼を設けて衝動翼タービン特性の改善およびタービン動翼全体の慣性モーメントの低減を図り、タービン効率の向上と過渡応答性の向上の両立を図った斜流タービンが開示されている。しかしながら、この特許文献１の斜流タービンでは、慣性モーメントの低減が十分ではなく、過渡応答性が改善し難いとの問題があった。
　本発明の少なくとも一実施形態は、上述した従来技術の課題に鑑みなされたものであって、その目的とするところは、小流量時におけるタービン効率を向上させるとともに、過渡応答性を向上させたタービン動翼、及び該タービン動翼を備える可変容量タービンを提供することにある。
　（１）本発明の少なくとも一実施形態にかかるタービン動翼は、回転軸の一端側に連結されるハブ部と、ハブ部の周面に間隔を置いて設けられる複数の主翼と、複数の主翼のうちの互いに隣接する２つの主翼の間に設けられる短翼とを備える。隣接する２つの主翼の間には、タービン動翼の半径方向外側から半径方向内側に向かって流体が流れる翼間流路が形成される。そして、短翼の前縁のハブ側端は、子午面上において主翼の前縁のハブ側端よりも半径方向内側に位置するように構成される。
　タービン動翼に流入する流体は、タービン動翼の半径方向外側から半径方向内側に向かって、主翼の前縁に対して斜め方向に流れる。このため、タービン動翼に流入する流体が主翼の前縁に衝突して剥離し、損失が発生する。また、本発明者の知見によれば、タービン動翼に流入する流体が主翼の前縁に衝突して剥離することで、翼間流路内に旋回成分を有する二次流れを誘発し、この二次流れによっても損失が発生する。
　また、本発明者の知見によれば、隣接する２つの主翼の間に、その半径方向における前縁位置を主翼の前縁位置と同じとする短い短翼を設けることで、主翼の前縁および短翼の前縁における剥離を抑制することが出来る。しかしながら、翼間流路内を流れる二次流れによる損失の低減効果は限定的である。これは、主翼と短翼の一面（例えば負圧面）との間を流れる二次流れと、隣接する主翼と短翼の他面（例えば圧力面）との間を流れる二次流れとが、翼間流路内における短翼の下流側にて衝突し、損失が発生するのが一因と考えられる。また、タービン動翼における半径方向外側に短翼を設けることで、慣性モーメントが増加し、過渡応答性が悪化してしまう。
　これに対して上記（１）に記載のタービン動翼は、隣接する２つの主翼の間に設けられる短翼を備えており、この短翼の前縁のハブ側端が、子午面上において主翼の前縁のハブ側端よりも半径方向内側に位置している。本発明者の知見によれば、この構成によって、翌間流路内を流れる二次流れによる損失を大きく低減することが出来る。また、タービン動翼における半径方向内側に短翼を設けることで、短翼を設けることによる慣性モーメントの増加を抑制することが出来る。
　しかも、上記（１）に記載のタービン動翼によれば、このような短翼を設けることで、短翼が設けられていないタービン動翼や、半径方向外側の位置に短翼が設けられるタービン動翼と比べて、主翼の枚数を減らすことが可能となる。このため、各主翼の前縁の剥離による損失は大きくなるものの、タービン動翼全体としての主翼前縁の剥離による損失を抑制することが出来る。また、主翼の枚数を減らすことで、慣性モーメントを低減することが出来る。
　（２）幾つかの実施形態では、上記（１）に記載のタービン動翼において、上記短翼の後縁のハブ側端は、子午面上において、主翼の後縁のハブ側端と軸方向において同じ位置に位置するか、又は主翼の後縁のハブ側端よりも流体の流れ方向の下流側に位置するように構成される。
　上記（２）に記載の実施形態によれば、主翼と短翼の一面との間を流れる二次流れと、隣接する主翼と短翼の他面との間を流れる二次流れとが、翼間流路内で衝突することを防ぐことが出来る。これにより、翼間流路内を流れる二次流れによる損失を低減することが出来る。
　（３）幾つかの実施形態では、上記（２）に記載のタービン動翼において、子午面上における、主翼の前縁のハブ側端から主翼の後縁のハブ側端までの距離をＬｈ１、子午面上における、主翼の前縁のハブ側端から短翼の前縁のハブ側端までの距離をＬｈ２、としたときに、上記短翼の前縁のハブ側端は、０．３０＜Ｌｈ２／Ｌｈ１＜０．８９を満たす領域に位置するように構成される。
　本発明者の知見によれば、主翼の前縁のハブ側端から短翼の前縁のハブ側端までの距離が近過ぎると、主翼の前縁に衝突して発生した剥離流が短翼の前縁に衝突し、損失が発生する。また、慣性モーメントも大きくなってしまう。一方、主翼の前縁のハブ側端から短翼の前縁のハブ側端までの距離が遠過ぎると、翼間流路内を流れる二次流れによる損失を十分に抑制することが出来ない。本発明者が検討したところによれば、上記（３）に記載の実施形態のように、短翼の前縁のハブ側端が、０．３０＜Ｌｈ２／Ｌｈ１＜０．８９を満たす領域に位置するように構成することで、翼間流路内を流れる二次流れによる損失を低減し、所定以上のタービン効率の向上を図れることが明らかとなった。
　（４）幾つかの実施形態では、上記（３）に記載のタービン動翼において、上記短翼の前縁のハブ側端は、０．５２＜Ｌｈ２／Ｌｈ１＜０．８４を満たす領域に位置するように構成される。
　本発明者が検討したところによれば、上記（４）に記載の実施形態のように、短翼の前縁のハブ側端が、０．５２＜Ｌｈ２／Ｌｈ１＜０．８４を満たす領域に位置するように構成することで、一層のタービン効率の向上を図れることが明らかとなった。
　（５）幾つかの実施形態では、上記（４）に記載のタービン動翼において、上記短翼の前縁のハブ側端は、０．６０＜Ｌｈ２／Ｌｈ１＜０．８０を満たす領域に位置するように構成される。
　本発明者が検討したところによれば、上記（５）に記載の実施形態のように、短翼の前縁のハブ側端が、０．６０＜Ｌｈ２／Ｌｈ１＜０．８０を満たす領域に位置するように構成することで、より一層のタービン効率の向上を図れることが明らかとなった。
　（６）幾つかの実施形態では、上記（２）から（５）の何れかに記載のタービン動翼において、上記短翼の後縁のハブ側端は、主翼の後縁のハブ側端よりも流体の流れ方向の下流側に位置するように構成される。
　上記（６）に記載の実施形態によれば、短翼の後縁のハブ側端が、主翼の後縁のハブ側端よりも、流体の流れ方向の下流側に位置するように構成される。すなわち、短翼の後縁のハブ側端が、子午面上において、主翼の後縁のハブ側端よりも軸方向においてハブ部の先端側に位置するように構成される。この構成により、主翼と短翼の一面との間を流れる二次流れと、隣接する主翼と短翼の他面との間を流れる二次流れとが衝突する位置を、主翼の後縁から下流側に離すことが出来る。これにより、翼間流路内を流れる二次流れによる損失を一層抑制することが出来る。
　（７）幾つかの実施形態では、上記（６）に記載のタービン動翼において、上記短翼の後縁のシュラウド側端は、子午面上において、主翼の後縁上に位置するように構成される。
　上記（６）に記載の実施形態における効果、すなわち、主翼と短翼の一面との間を流れる二次流れと、隣接する主翼と短翼の他面との間を流れる二次流れとが衝突する位置を、主翼の後縁から下流側に離すことが出来るとの効果は、短翼のハブ側の部分の方がシュラウド側の部分よりも大きく寄与する。よって、上記（７）に記載の実施形態によれば、二次流れによる損失を低減しつつ、短翼の後縁の全体を主翼の後縁よりも下流側に位置させる場合と比べて短翼の形状を小さくすることが出来、慣性モーメントの低減を図ることが出来る。
　（８）幾つかの実施形態では、上記（１）から（７）の何れか一項に記載のタービン動翼において、上記短翼の翼高は、主翼の翼高よりも低く構成される。
　短翼を設けることによる、翼間流路内を流れる二次流れによる損失を低減する効果は、上述したように、短翼のハブ側の部分方がシュラウド側の部分よりも大きく寄与する。よって、上記（８）に記載の実施形態によれば、短翼の翼高を主翼の翼高よりも低くすることで、二次流れによる損失を低減しつつ、慣性モーメントの低減を図ることが出来る。
　（９）本発明の少なくとも一実施形態にかかる可変容量タービンは、上記（１）から（８）の何れかに記載のタービン動翼と、タービン動翼を収容するタービンハウジングと、タービン動翼に向かって流れる流体の流れ方向を制御するための可変ノズル機構と、を備える。
　タービン動翼に向かって流れる流体の流れ方向を制御する可変ノズル機構を備える可変容量タービンでは、タービン動翼に流入する流体の流れ方向は、小流量時の方が大流量時よりもタービン動翼の接線方向とのなす角度が小さくなる。このため、タービン動翼に流入する流体が主翼の前縁に衝突することで発生する剥離による損失は、小流量時の方が大流量時よりもその影響が大きくなる。よって、上記（９）に記載の実施形態によれば、上述したタービン動翼を備えているため、可変容量タービンにおいて、小流量時におけるタービン効率を向上させることが出来る。
　本発明の少なくとも一実施形態によれば、小流量時におけるタービン効率を向上させるとともに、過渡応答性を向上させたタービン動翼、及び該タービン動翼を備える可変容量タービンを提供することが出来る。
本発明の一実施形態にかかる可変容量タービンを示した断面図である。 本発明の一実施形態にかかるタービン動翼を示した図である。 本発明の一実施形態にかかるタービン動翼の子午面形状を示した図である。 本発明の一実施形態にかかるタービン動翼の子午面形状を示した図である。 本発明の一実施形態にかかるタービン動翼の子午面形状を示した図である。 本発明の一実施形態にかかるタービン動翼の子午面形状を示した図である。 本発明の一実施形態にかかるタービン動翼の子午面形状を示した図である。 本発明の一実施形態にかかるタービン動翼における短翼の前縁位置とタービン効率との関係を示した図である。 本発明の一実施形態にかかるタービン動翼における短翼の前縁位置と慣性モーメントとの関係を示した図である。 本発明の一実施形態にかかる可変容量タービンにおいて、大流量時および小流量時における流体の流れを説明するための説明図である。 第１の比較形態にかかるタービン動翼を示した図である。 第２の比較形態にかかるタービン動翼を示した図である。
　以下、添付図面を参照して本発明の幾つかの実施形態について説明する。ただし、実施形態として記載されている又は図面に示されている構成部品の寸法、材質、形状、その相対的配置等は、本発明の範囲をこれに限定する趣旨ではなく、単なる説明例にすぎない。
　例えば、「ある方向に」、「ある方向に沿って」、「平行」、「直交」、「中心」、「同心」或いは「同軸」等の相対的或いは絶対的な配置を表す表現は、厳密にそのような配置を表すのみならず、公差、若しくは、同じ機能が得られる程度の角度や距離をもって相対的に変位している状態も表すものとする。
　例えば、「同一」、「等しい」及び「均質」等の物事が等しい状態であることを表す表現は、厳密に等しい状態を表すのみならず、公差、若しくは、同じ機能が得られる程度の差が存在している状態も表すものとする。
　例えば、四角形状や円筒形状等の形状を表す表現は、幾何学的に厳密な意味での四角形状や円筒形状等の形状を表すのみならず、同じ効果が得られる範囲で、凹凸部や面取り部等を含む形状も表すものとする。
　一方、一の構成要素を「備える」、「具える」、「具備する」、「含む」、又は、「有する」という表現は、他の構成要素の存在を除外する排他的な表現ではない。
　また、以下の説明において、同じ構成には同じ符号を付してその詳細な説明を省略する場合がある。
　また、以下の比較形態の説明において、実施形態に対応する構成には同じ符号に「´」を付してその詳細な説明を省略する場合がある。
　図１は、本発明の一実施形態にかかる可変容量タービンを示した概略断面図である。
　図１に示すように、本発明の一実施形態にかかる可変容量タービン１０は、タービン動翼１と、タービン動翼１を収容するタービンハウジング２と、タービン動翼１に向かって流れる流体（例えば、不図示のエンジンから排出される排気ガス）の流れ方向を制御するための可変ノズル機構３とを備える。
　図２は、本発明の一実施形態にかかるタービン動翼を示した図である。図２の（ａ）はタービン動翼１の斜視図、図２の（ｂ）はタービン動翼１を流れる流体の流れを示した図である。
　図２に示すように、タービン動翼１は、回転軸４の一端側に連結されるハブ部１１と、ハブ部１１の周面に間隔を置いて設けられる複数の主翼１２と、複数の主翼１２のうちの互いに隣接する２つの主翼１２，１２の間に設けられる短翼１３とを含んでいる。そして、隣接する２つの主翼１２，１２の間には、図２の矢印Ｒに示すように、タービン動翼１の半径方向外側から半径方向内側に向かって流体が流れる翼間流路１４が形成される。
　図２に示した実施形態では、隣接する２つの主翼１２，１２の間に、１つの短翼１３が設けられている。そして、８枚の主翼１２と８枚の短翼１３とがそれぞれ交互に等間隔に配置されている。ただし、本発明の一実施形態にかかるタービン動翼１はこの形態に限定されず、隣接する２つの主翼１２，１２の間に２つ以上の短翼１３が設けられていても良い。また例えば、隣接する２つの主翼１２，１２の間に一つ置きに短翼１３を設けるなど、必ずしも全ての隣接する２つの主翼１２，１２の間に短翼１３が設けられていなくても良い。
　また、図１に示した実施形態では、タービンハウジング２には、タービン動翼１の外周側に形成されるスクロール流路２１と、回転軸４の回転軸線Ｋの延伸方向に沿って形成される出口流路２２とが内部に形成されている。タービンハウジング２は、出口流路２２の開口端と反対側において、軸受ハウジング５と連結されている。軸受ハウジング５には、回転軸４を回転可能に支持する軸受５１が収容されている。
　図３～図７は、本発明の一実施形態にかかるタービン動翼の子午面形状を示した図である。
　本発明の一実施形態にかかるタービン動翼１は、図２及び図３～図７に示すように、短翼１３の前縁１３１のハブ側端１３１ａが、子午面上において主翼１２の前縁１２１のハブ側端１２１ａよりも半径方向内側に位置するように構成される。
　図１０Ａは、第１の比較形態にかかるタービン動翼を示した図である。図１０Ａの（ａ）はタービン動翼１´の斜視図、図１０Ａの（ｂ）はタービン動翼１´を流れる流体の流れを示した図である。また、図１０Ｂは、第２の比較形態にかかるタービン動翼を示した図である。図１０Ｂの（ａ）はタービン動翼１´の斜視図、図１０Ｂの（ｂ）はタービン動翼１´を流れる流体の流れを示した図である。
　スクロール流路２１からタービン動翼１に流入する流体は、図２の（ｂ）の矢印ｆで示したように、タービン動翼１の半径方向外側から半径方向内側に向かって、主翼１２の前縁１２１に対して斜め方向に流れる。このため、図１０Ａに示すように、タービン動翼１´に流入する流体が主翼１２´の前縁１２１´に衝突して剥離し、損失が発生する。また、本発明者の知見によれば、タービン動翼１´に流入する流体が主翼１２´の前縁１２１´に衝突して剥離することで、翼間流路１４´内に旋回成分を有する二次流れｓｆ´を誘発し、この二次流れｓｆ´によっても損失が発生する。
　また、本発明者の知見によれば、図１０Ｂに示すように、隣接する２つの主翼１２´，１２´の間に、その半径方向における前縁１３１´の位置を主翼１２´の前縁１２１´の位置と同じとする短い短翼１３´を設けることで、主翼１２´の前縁１２１´および短翼１３´の前縁１３１´における剥離を抑制することが出来る。しかしながら、翼間流路１４´内を流れる二次流れｓｆ´による損失の低減効果は限定的である。これは、主翼１２´と短翼１３´の一面１３ａ´（例えば負圧面）との間を流れる二次流れｓｆ１´と、隣接する主翼１２´と短翼１３´の他面１３ｂ´（例えば圧力面）との間を流れる二次流れｓｆ２´とが、翼間流路１４´内における短翼１３´の下流側にて衝突し、損失が発生するためと考えられる。また、タービン動翼１´における半径方向外側に短翼を１３´設けることで、慣性モーメントが増加し、過渡応答性が悪化してしまう。
　これに対して、本発明の一実施形態にかかるタービン動翼１は、隣接する２つの主翼１２に間に設けられる短翼１３を備えており、この短翼１３の前縁１３１のハブ側端１３１ａが、子午面上において主翼１２の前縁１２１のハブ側端１２１ａよりも半径方向内側に位置している。本発明者の知見によれば、この構成によって、第２の比較形態のタービン動翼１´と比べて翌間流路１４内を流れる二次流れｓｆ１、ｓｆ２による損失を大きく低減することが出来る。また、タービン動翼１における半径方向内側に短翼１３を設けることで、上述した第２の比較形態と比べて、短翼１３を設けることによる慣性モーメントの増加を抑制することが出来る。
　しかも、本発明の一実施形態にかかるタービン動翼１では、タービン動翼１の半径方向内側に短翼１３を設けることで、短翼が設けられていない第１の比較形態のタービン動翼１´（図１０Ａ）、及び半径方向外側に短翼１３´が設けられている第２の比較形態のタービン動翼１´（図１０Ｂ）と比べて、主翼の枚数を減らすことが可能となる。図２に示す実施形態では、８枚の主翼１２と８枚の短翼１３を備えているのに対して、第１の比較形態では、１１枚の主翼１２´を備えている。第２の比較形態では、１０枚の主翼１２´と１０枚の短翼１３´とを備えている。タービン動翼１の半径方向内側に短翼１３を設けると、翼間流路１４の最小幅部を短翼１３が横断する形となる。このため、主翼１２と短翼１３との最小幅部（スロート部）を適切なスロート幅とするために、主翼１２の枚数が減らされることとなるのである。
　したがって、本発明の一実施形態にかかるタービン動翼１によれば、各主翼１２の前縁１２１の剥離による損失は大きくなるものの、タービン動翼１全体としての主翼１２の前縁１２１における剥離による損失を抑制することが出来る。また、主翼１２の枚数を減らすことで、慣性モーメントを低減することが出来る。
　幾つかの実施形態では、図２及び図３～図７に示すように、タービン動翼１の短翼１３の後縁１３２のハブ側端１３２ａは、子午面上において、主翼１２の後縁１２２のハブ側端１２２ａと軸方向において同じ位置に位置するか、又は主翼１２の後縁１２２のハブ側端１２２ａよりも流体の流れ方向の下流側（軸方向においてハブ部１１の先端側）に位置するように構成される。
　図２、及び図３、図６に示した実施形態では、タービン動翼１の短翼１３の後縁１３２のハブ側端１３２ａは、子午面上において、主翼１２の後縁１２２のハブ側端１２２ａと軸方向において同じ位置に位置している。一方、図４、図５、図７に示した実施形態では、タービン動翼１の短翼１３の後縁１３２のハブ側端１３２ａは、子午面上において、主翼１２の後縁１２２のハブ側端１２２ａよりも軸方向においてハブ部１１の先端側に位置するように構成される。
　このような実施形態によれば、主翼１２と短翼１３の一面１３ａとの間を流れる二次流れｓｆ１と、隣接する主翼１２と短翼１３の他面１３ｂとの間を流れる二次流れｓｆ２とが、翼間流路１４内で衝突することを防ぐことが出来る。これにより、翼間流路１４内を流れる二次流れｓｆ１、ｓｆ２による損失を低減することが出来る。
　図８Ａは、本発明の一実施形態にかかるタービン動翼における短翼の前縁位置とタービン効率との関係を示した図である。図８Ｂは、本発明の一実施形態にかかるタービン動翼における短翼の前縁位置と慣性モーメントとの関係を示した図である。図８Ａおよび図８Ｂにおいて、その横軸は、子午面上における、主翼１２の前縁１２１のハブ側端１２１ａから主翼１２の後縁１２２のハブ側端１２２ａまでの距離をＬｈ１、主翼１２の前縁１２１のハブ側端１２１ａから短翼１３の前縁１３１のハブ側端１３１ａまでの距離をＬｈ２としたときにおける、Ｌｈ２とＬｈ１との比（Ｌｈ２／Ｌｈ１）を示している。また、図８Ａの縦軸は、基準となるタービン動翼に対するタービン効率の変化を示している。図８Ｂの縦軸は、基準となるタービン動翼に対する慣性モーメントの変化を示している。
　本実施形態では、図８Ａおよび図８Ｂに示すように、Ｌｈ２／Ｌｈ１を「０」、「０．２」、「０．４」、「０．６」、「０．８」、「１」と変化させたときのタービン効率および慣性モーメントの変化を解析し、その近似曲線を求めた。本実施形態では、主翼および短翼をそれぞれ８枚有するタービン動翼を用いた。ここで、図８Ａおよび図８Ｂにおける横軸におけるＬｈ２／Ｌｈ１が「０」とは、主翼のみを有するタービン動翼のことであり、主翼１６枚のみを有するタービン動翼に相当する。また、Ｌｈ２／Ｌｈ１が「１」とは、短翼が存在しないタービン動翼のことであり、主翼８枚のみを有するタービン動翼に相当する。また、本実施形態において、上述した基準となるタービン動翼とは、図１０Ａに示す主翼１１枚のみを有するタービン動翼１´である。また、短翼の翼高は、主翼の翼高と同じである。なお、本実施形態では、数値流体力学（ＣＦＤ）を用いて解析を行ったが、解析の手法は特に数値流体力学（ＣＦＤ）に限定されない。
　図８Ａに示したように、主翼１２の前縁１２１のハブ側端１２１ａから短翼１３の前縁１３１のハブ側端１３１ａまでの距離が近いと（Ｌｈ２／Ｌｈ１が小さいと）、タービン効率はあまり向上しない。これは、主翼１２の前縁１２１のハブ側端１２１ａから短翼１３の前縁１３１のハブ側端１３１ａまでの距離が近過ぎると、主翼１２の前縁１２１に衝突して発生した剥離流が短翼１３の前縁１３１に衝突し、損失が発生するためと考えられた。一方、図８Ｂに示すように、主翼１２の前縁１２１のハブ側端１２１ａから短翼１３の前縁１３１のハブ側端１３１ａまでの距離が遠過ぎると（Ｌｈ２／Ｌｈ１が１に近いと）、翼間流路１４内を流れる二次流れｓｆ１、ｓｆ２による損失を十分に抑制することが出来ない。
　本発明者が検討したところによれば、図８Ａに示すように、短翼１３の前縁１３１のハブ側端１３１ａが、０．３０＜Ｌｈ２／Ｌｈ１＜０．８９を満たす領域に位置するように構成することで、翼間流路１４内を流れる二次流れｓｆ１、ｓｆ２による損失を低減し、上述した主翼１１枚のみを有する基準となるタービン動翼１´に対して、１％以上のタービン効率の向上を図れることが明らかとなった。
　また、本発明者が検討したところによれば、図８Ａに示すように、短翼１３の前縁１３１のハブ側端１３１ａが、０．５２＜Ｌｈ２／Ｌｈ１＜０．８４を満たす領域に位置するように構成することで、上述したタービン動翼１´に対して、１．４％以上のタービン効率の向上を図れることが明らかとなった。
　また、本発明者が検討したところによれば、図８Ａに示すように、短翼１３の前縁１３１のハブ側端１３１ａが、０．６０＜Ｌｈ２／Ｌｈ１＜０．８０を満たす領域に位置するように構成することで、上述したタービン動翼１´に対して、１．６％以上のタービン効率の向上を図れることが明らかとなった。
　幾つかの実施形態では、図４、図５、図７に示すように、短翼１３の後縁１３１のハブ側端１３１ａは、主翼１２の後縁１２２のハブ側端１２２ａよりも流体の流れ方向の下流側（半径方向内側）に位置するように構成される。
　このような実施形態によれば、主翼１２と短翼１３の一面１３ａとの間を流れる二次流れｓｆ１と、隣接する主翼１２と短翼１３の他面１３ｂとの間を流れる二次流れｓｆ２とが衝突する位置を主翼１２の後縁１２２から下流側に離すことが出来る。これにより、翼間流路１４内を流れる二次流れｓｆ１、ｓｆ２による損失を一層抑制することが出来る。
　幾つかの実施形態では、図５、図７に示すように、短翼１３の後縁１３２のシュラウド側端１３２ｂは、子午面上において、主翼１２の後縁１２２上に位置するように構成される。
　上述した実施形態における効果、すなわち、主翼１２と短翼１３の一面１３ａとの間を流れる二次流れｓｆ１と、隣接する主翼１２と短翼１３の他面１３ｂとの間を流れる二次流れｓｆ２とが衝突する位置を主翼１２の後縁１２２から下流側に離すことが出来るとの効果は、短翼１３のハブ側の部分の方がシュラウド側の部分よりも大きく寄与する。よって、このような実施形態によれば、短翼１３の後縁１３２の全体を主翼１２の後縁１２２よりも下流側に位置させる場合（図４）と比べて、二次流れｓｆ１、ｓｆ２による損失を低減しつつ、短翼１３の形状を小さくすることが出来、慣性モーメントの低減を図ることが出来る。
　幾つかの実施形態では、図６、図７に示すように、短翼１３の翼高Ｈ２は、主翼１２の翼高Ｈ１よりも低く構成される。
　短翼１３を設けることによる、翼間流路１４内を流れる二次流れｓｆ１、ｓｆ２による損失を低減する効果は、上述したように、短翼１３のハブ側の方がシュラウド側の部分よりも大きく寄与する。よって、このような実施形態によれば、短翼１３の翼高Ｈ２を主翼１２の翼高Ｈ１よりも低くすることで、二次流れｓｆ１、ｓｆ２による損失を低減しつつ、慣性モーメントの低減を図ることが出来る。
　幾つかの実施形態では、短翼１３の翼高Ｈ２は、１／３Ｈ１≦Ｈ２＜２／３Ｈ１の範囲にある。このような実施形態によれば、二次流れｓｆ１、ｓｆ２による損失を低減しつつ、適切に慣性モーメントの低減を図ることが出来る。
　幾つかの実施形態では、上述した図１に示すように、本発明の一実施形態にかかる可変容量タービン１０は、タービン動翼１を収容するタービンハウジング２と、タービン動翼１に向かって流れる流体の流れ方向を制御するための可変ノズル機構３とを備える。
　図１に示した実施形態では、可変ノズル機構３は、ノズルマウント３１と、ノズルプレート３２と、ノズルサポート３３と、ノズルベーン３４と、を含んでいる。ノズルマウント３１は、中央部に開口を有する円板状の部材であって、その外周部がタービンハウジング２と軸受ハウジング５とによって挟持されることで、タービンハウジング２と軸受ハウジング５との間に固定されている。ノズルプレート３２は、中央部に開口を有する円板状の部材であって、ノズルマウント３１と対向した位置において、タービンハウジング２のシュラウド部２３に固定されている。ノズルマウント３１とノズルプレート３２とは、複数のノズルサポート３３によって連結されている。また、ノズルマウント３１とノズルプレート３２との間には、複数のノズルベーン３４が周方向に間隔を置いて配置されている。隣接するノズルベーン３４，３４の間にはノズル流路３４ａが形成される。ノズルベーン３４は、駆動機構３６によってノズル軸３５がその軸線周りに回動されることで、その翼角が変化するように構成されている。
　図９は、本発明の一実施形態にかかる可変容量タービンにおいて、大流量時および小流量時における流体の流れを説明するための説明図である。図９の（ｂ）に示す大流量時においては、複数のノズルベーン３４の各々は、隣接する２つのノズルベーン３４の間に形成されるノズル流路３４ａが拡がる方向に回動する。一方、図９（ａ）に示す小流量時においては、複数のノズルベーン３４の各々は、隣接する２つのノズルベーン３４の間に形成されるノズル流路３４ａが狭くなる方向に回動する。そして、タービン動翼１に流入する流体の流れ方向ｆａ、ｆｂは、小流量時（ｆａ）の方が大流量時（ｆｂ）よりもタービン動翼１の接線方向とのなす角度が小さくなる。このため、タービン動翼１に流入する流体が主翼１２の前縁１２１に衝突することで発生する剥離による損失は、小流量時の方が大流量時よりもその影響が大きくなる。
　したがって、このような可変容量タービン１０によれば、上述したようなタービン動翼１を備えているため、小流量時におけるタービン効率を向上させることが出来る。
　以上、本発明の好ましい形態について説明したが、本発明は上記の形態に限定されるものではなく、本発明の目的を逸脱しない範囲での種々の変更が可能である。
　例えば、上述した図１に示す可変容量タービン１０は、タービン動翼１に対して半径方向から流体が流入するラジアルタービンとして構成されている。しかしながら、本発明の一実施形態にかかる可変容量タービン１０はこれに限定されず、タービン動翼１対して斜め方向に流体が流入する斜流タービンとして構成されてもよいものである。
１　　　　　　タービン動翼
２　　　　　　タービンハウジング
３　　　　　　可変ノズル機構
４　　　　　　回転軸
５　　　　　　軸受ハウジング
１０　　　　　可変容量タービン
１１　　　　　ハブ部
１２　　　　　主翼
１２１　　　　主翼の前縁
１２１ａ　　　主翼の前縁のハブ側端
１２２　　　　主翼の後縁
１２２ａ　　　主翼の後縁のハブ側端
１３　　　　　短翼
１３１　　　　短翼の前縁
１３１ａ　　　短翼の前縁のハブ側端
１３２　　　　短翼の後縁
１３２ａ　　　短翼の後縁のハブ側端
１３２ｂ　　　短翼の後縁のシュラウド側端
１３ａ　　　　短翼の一面
１３ｂ　　　　短翼の他面
１４　　　　　翼間流路
２１　　　　　スクロール流路
２２　　　　　出口流路
２３　　　　　シュラウド部
３１　　　　　ノズルマウント
３２　　　　　ノズルプレート
３３　　　　　ノズルサポート
３４　　　　　ノズルベーン
３４ａ　　　　ノズル流路
３５　　　　　ノズル軸
３６　　　　　駆動機構
５１　　　　　軸受

Claims (9)

  1. 　回転軸の一端側に連結されるハブ部と、
    　前記ハブ部の周面に間隔を置いて設けられる複数の主翼と、
    　前記複数の主翼のうちの互いに隣接する２つの主翼の間に設けられる短翼と、を備えるタービン動翼であって、
    　前記隣接する２つの主翼の間には、前記タービン動翼の半径方向外側から半径方向内側に向かって流体が流れる翼間流路が形成され、
    　前記短翼の前縁のハブ側端は、子午面上において前記主翼の前縁のハブ側端よりも半径方向内側に位置する
    タービン動翼。
  2. 　前記短翼の後縁のハブ側端は、子午面上において、前記主翼の後縁のハブ側端と軸方向において同じ位置に位置するか、又は前記主翼の後縁のハブ側端よりも前記流体の流れ方向の下流側に位置する
    請求項１に記載のタービン動翼。
  3. 　前記子午面上における、前記主翼の前縁のハブ側端から前記主翼の後縁のハブ側端までの距離をＬｈ１、
    　前記子午面上における、前記主翼の前縁のハブ側端から前記短翼の前縁のハブ側端までの距離をＬｈ２、としたときに、
    　前記短翼の前縁のハブ側端は、０．３０＜Ｌｈ２／Ｌｈ１＜０．８９を満たす領域に位置する
    請求項２に記載のタービン動翼。
  4. 　前記短翼の前縁のハブ側端は、０．５２＜Ｌｈ２／Ｌｈ１＜０．８４を満たす領域に位置する
    請求項３に記載のタービン動翼。
  5. 　前記短翼の前縁のハブ側端は、０．６０＜Ｌｈ２／Ｌｈ１＜０．８０を満たす領域に位置する
    請求項４に記載のタービン動翼。
  6. 　前記短翼の後縁のハブ側端は、前記主翼の後縁のハブ側端よりも前記流体の流れ方向の下流側に位置する
    請求項２から５の何れか一項に記載のタービン動翼。
  7. 　前記短翼の後縁のシュラウド側端は、前記子午面上において、前記主翼の後縁上に位置する
    請求項６に記載のタービン動翼。
  8. 　前記短翼の翼高は、前記主翼の翼高よりも低い
    請求項１から７の何れか一項に記載のタービン動翼。
  9. 　請求項１から８の何れか一項に記載のタービン動翼と、
    　前記タービン動翼を収容するタービンハウジングと、
    　前記タービン動翼に向かって流れる流体の流れ方向を制御するための可変ノズル機構と、を備える可変容量タービン。
     
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