WO2017145777A1 - コンプレッサインペラ及びターボチャージャ - Google Patents

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秋本　健太
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株式会社 豊田自動織機
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Definitions

  • the present invention relates to a centrifugal compressor impeller that compresses a fluid flowing in from an axial direction and sends the fluid radially outward, and a turbocharger having the compressor impeller.
  • a turbocharger that performs supercharging with exhaust energy from an engine such as an automobile may be provided with a centrifugal compressor impeller that compresses fluid flowing in from the axial direction and sends the fluid outward in the radial direction.
  • a centrifugal compressor impeller that compresses fluid flowing in from the axial direction and sends the fluid outward in the radial direction.
  • surging may occur that prevents the fluid from being compressed even if the compressor impeller rotates.
  • a circulation structure called a casing treatment has been conventionally provided in a housing that accommodates a compressor impeller.
  • a circulation flow path for returning a part of the fluid from the periphery of the compressor impeller to the intake path is provided in the housing.
  • An object of the present invention is to provide a compressor impeller and a turbocharger that can suppress the occurrence of surging more effectively than before.
  • a centrifugal compressor impeller that solves the above problems is housed in a housing, and rotates in a predetermined rotational direction with respect to the housing, thereby compressing fluid flowing in from the axial direction and delivering the fluid radially outward.
  • a hub extending along the axial direction, and a plurality of blades extending radially outward from the hub and arranged side by side in the rotational direction, and at least one of the plurality of blades
  • One blade is formed by a leading edge extending radially outward from the hub at an upstream end in the fluid flow direction, and a shroud line connected to the leading edge and extending along the inner wall of the housing.
  • the corner has a penetrating portion that penetrates the blade across both the front and back sides.
  • the turbocharger that solves the above problems has the compressor impeller.
  • FIG. 4 is a cross-sectional view taken along the line IV-IV in FIG. 3.
  • A) And (b) is a schematic diagram which shows the modification of a slit, respectively.
  • A) And (b) is a schematic diagram which shows the modification of a slit, respectively.
  • A) And (b) is a schematic diagram which shows the modification of a slit, respectively.
  • turbocharger including a compressor impeller according to an embodiment of the present invention
  • the compressor impeller can be applied not only to the turbocharger but also to other centrifugal compressors.
  • a turbocharger 1 shown in FIG. 1 is provided for an engine (not shown) mounted on an automobile or the like, and performs supercharging using exhaust energy from the engine.
  • the turbocharger 1 includes a rotating body 10 including a rotating shaft 11, a compressor impeller 12, and a turbine impeller 13, and a housing 15 that houses the rotating body 10.
  • the compressor impeller 12 is attached to one end (the left end in FIG. 1) of the rotating shaft 11, and the turbine impeller 13 is the other end (the right end in FIG. 1) of the rotating shaft 11. Is attached.
  • the rotating shaft 11 is rotatably supported by a bearing 14, so that the rotating body 10 can rotate with respect to the housing 15.
  • the bearing 14 is shown in a simplified manner.
  • the bearing 14 may include a radial bearing that supports a load in the radial direction and a thrust bearing that supports a load in the thrust direction.
  • the housing 15 includes a compressor housing portion 16 that houses the compressor impeller 12, a turbine housing portion 17 that houses the turbine impeller 13, and a cylindrical bearing housing portion 18 that houses the bearing 14.
  • the bearing housing portion 18 is located in the axially central portion of the housing 15, and the compressor housing portion 16 is attached to one end portion (left end portion in FIG. 1) of the bearing housing portion 18.
  • the turbine housing portion 17 is attached to the other end portion (the right end portion in FIG. 1).
  • the compressor housing portion 16 has a cylindrical intake passage 16 a for supplying intake air to the compressor impeller 12 on the axially outer side of the compressor impeller 12, and is compressed by the compressor impeller 12 on the radially outer side of the compressor impeller 12.
  • a spiral scroll passage 16b for sending out the intake air.
  • the turbine housing portion 17 has a spiral scroll passage 17 a for supplying exhaust gas to the turbine impeller 13 on the radially outer side of the turbine impeller 13, and on the outer side in the axial direction of the turbine impeller 13. It has a cylindrical exhaust passage 17b for exhausting exhaust for driving.
  • the compressor impeller 12 also rotates as the turbine impeller 13 is rotated by the exhaust gas supplied from the scroll passage 17a. Then, the intake air is taken into the compressor impeller 12 from the intake passage 16a, and the intake air is compressed by the rotation of the compressor impeller 12. The intake air compressed by the compressor impeller 12 is sent radially outward toward the scroll passage 16b and finally supplied to the engine.
  • the compressor impeller 12 is a centrifugal compressor impeller having a hub 21 extending along the axial direction and a plurality of blades 22 extending radially outward from the hub 21.
  • a through hole 21a extending in the axial direction is formed at the center of the hub 21 in the radial direction, and the rotating shaft 11 is inserted into the through hole 21a.
  • the plurality of blades 22 include long blades 22A and short blades 22B that are alternately arranged in the rotation direction, and all the long blades 22A have slits that penetrate the long blades 22A in the thickness direction across both front and back sides. 23 is formed.
  • the blade 22 (specifically, the long blade 22A) includes a corner portion 22c formed by a leading edge 22a and a shroud line 22b, and the corner portion 22c has a slit 23.
  • the leading edge 22a is a part of the outline of the blade 22, and is a straight portion extending radially outward from the hub 21 at the upstream end in the intake air flow direction.
  • the shroud line 22b is a part of the contour of the blade 22, is a curved portion that faces the inner wall 16c (see FIG. 1) of the compressor housing portion 16 and extends along the inner wall 16c, and has a corner with the leading edge 22a. (Intersection point) Connected at 22d.
  • the corner portion 22c is a predetermined range region (corner region) including a corner 22d that is an intersection of the leading edge 22a and the shroud line 22b.
  • FIG. 3 is a schematic diagram when the slit 23 is viewed from the direction III in FIG. 2, that is, when the slit 23 is viewed from the downstream side in the rotation direction of the compressor impeller 12.
  • the leading edge 22a and the shroud line 22b are orthogonal to each other for convenience, but the leading edge 22a and the shroud line 22b may not be orthogonal. The same applies to FIGS. 5A to 7B.
  • the slit 23 of the present embodiment is linearly inclined with respect to both the leading edge 22 a and the shroud line 22 b from the vicinity of the corner 22 d that is the intersection of the leading edge 22 a and the shroud line 22 b. It is extended to.
  • the slit 23 includes a leading edge 22a, a shroud line 22b, a first imaginary line 24 separated from the leading edge 22a by 20% of the length of the shroud line 22b, and a half of the length of the leading edge 22a. It is formed in a region surrounded by the second virtual line 25 separated from 22b.
  • the slit 23 does not extend until one end thereof (the lower left end in FIG.
  • the slit (penetrating portion) 23 is disposed inside the outer edge of the blade 22.
  • FIG. 4 is a cross-sectional view taken along the line IV-IV in FIG.
  • the trailing side in the rotational direction of the compressor impeller 12 is referred to as “rear side”, and the preceding side is referred to as “front side”.
  • wing 22 has the front surface which faces a rotation direction, and the rear surface on the opposite side to a front surface.
  • the slit 23 has a front opening 23 a that opens to the front surface of the blade 22 and a rear opening 23 b that opens to the rear surface of the blade 22. As shown in FIG.
  • the slit 23 when viewed in a cross section along the front and back direction (thickness direction) of the blade 22, the slit 23 is formed so that the rear opening 23 b is farther from the leading edge 22 a than the front opening 23 a. It extends obliquely with respect to the front and back direction (thickness direction). (Principles of stalling and countermeasures) As shown in FIG. 4, the intake air taken into the compressor impeller 12 is divided into a flow Fa flowing on the front side and a flow Fb flowing on the rear side at the leading edge 22 a of the blade 22. Of these, the rear flow Fb is relatively separated from the blades 22 when the compressor impeller 12 rotates.
  • the separation / stall of the intake air is more likely to occur in the upstream portion of the blade 22 in the intake flow direction, and more likely to occur in a portion having a higher peripheral speed, that is, a radially outer portion.
  • the upstream portion in the direction of intake air flow corresponds to a portion of the blade 22 near the leading edge 22a.
  • the part having a high peripheral speed corresponds to a part of the blade 22 in the vicinity of the shroud line 22b. Therefore, the corner portion 22c formed by the leading edge 22a and the shroud line 22b becomes a portion that satisfies the above-described two conditions.
  • At least a part of the plurality of blades 22 (specifically, the long blade 22A) has a corner portion 22c formed by a leading edge 22a and a shroud line 22b. Has a slit 23 (penetrating portion) penetrating through both sides.
  • the corner portion 22c is a part having a condition where air separation and stall are likely to occur. Therefore, by providing the slit 23 in such a part, fluid separation and stall can be effectively suppressed. be able to. As a result, it is possible to suppress the occurrence of surging more effectively than before.
  • the compressor impeller 12 improves the compression effect by the individual blades 22 by providing the slits 23 in the corner portions 22c, even when there is a pressure bias in the circumferential direction in the intake passage 16a, The intake air can be properly compressed, which is also superior to conventional casing treatments. Further, unlike the casing treatment, it is not necessary to provide a circulation passage in the compressor housing portion 16, which is advantageous in that the degree of freedom in designing the compressor housing portion 16 can be improved.
  • the slit 23 is inclined with respect to the thickness direction of the blade 22 so that the rear opening 23b located on the downstream side in the rotation direction is farther from the leading edge 22a than the front opening 23a located on the preceding side in the rotation direction. It extends. For this reason, as indicated by an arrow Fd in FIG. 4, the intake air flowing out from the slit 23 easily flows along the rear surface of the blade 22 as it is, and the separation and stall of the intake air on the rear side can be more effectively suppressed. Can do.
  • the slit 23 is formed in a region between the shroud line 22b and a portion (second imaginary line 25) separated from the shroud line 22b by half of the length of the leading edge 22a. For this reason, the slit 23 is disposed in the vicinity of the shroud line 22b, that is, at a position where the peripheral speed is higher and the intake separation / stall is more likely to occur. Can be suppressed.
  • the slit 23 is formed in a region between the leading edge 22a and a portion (first imaginary line 24) separated from the leading edge 22a by 20% of the length of the shroud line 22b. For this reason, the slit 23 is disposed in the vicinity of the leading edge 22a, that is, in the upstream side in the flow direction of the intake air, at a portion where the separation and stalling of the intake air is more likely to occur. Can be suppressed more effectively.
  • the corner portion 22 c has a slit 23 extending along the surface of the blade 22 as a “penetrating portion”.
  • the slit 23 extends obliquely from both the leading edge 22a and the shroud line 22b from the vicinity of the corner 22d that is the intersection of the leading edge 22a and the shroud line 22b.
  • the separation and stall of the intake air are more likely to occur in the upstream portion in the flow direction of the intake air, and are more likely to occur in the portion with the higher peripheral speed (the radially outer portion). It is considered that the portion where the separation and stalling of the intake air easily occurs extends from the vicinity of the corner 22d along a substantially oblique direction. Therefore, it is effective to extend the slit 23 along such a direction. In addition, it is possible to suppress the separation and stall of intake air.
  • the slit 23 is entirely surrounded by the material constituting the blade 22. For this reason, the strength of the blades 22 around the slits 23 can be improved, and the blades 22 can be prevented from tearing from the slits 23 during the rotation of the compressor impeller 12.
  • the slit 23 extends obliquely and linearly from both the leading edge 22a and the shroud line 22b from the vicinity of the corner 22d that is the intersection of the leading edge 22a and the shroud line 22b. It was supposed to be. However, the slit 23 does not necessarily extend linearly, and as shown in FIGS. 5A and 5B, as the distance from the corner 22d increases, the separation distance from the leading edge 22a and the shroud are increased. You may extend along the curve extended so that all the separation distances from the line 22b may become large.
  • only one slit 23 is provided on each blade 22.
  • a plurality of slits 23 may be formed for one blade 22.
  • a plurality of (here, two) slits 23 can be provided in one blade 22 in parallel with each other.
  • the plurality of slits 23 may not be parallel to each other.
  • the inclination angles of the plurality of slits 23 with respect to the leading edge 22a (or shroud line 22b) may be different from each other, or the plurality of slits 23 may intersect so that the plurality of slits 23 do not intersect.
  • the slit 23 is extended from the vicinity of the corner 22d.
  • the slit 23 may extend from the corner 22d. That is, the penetration part may be connected to the outer edge (leading edge 22a or shroud line 22b) of the blade 22.
  • the slit 23 is not surrounded by the material constituting the blades 22 and partly opened to the outer edge of the blades 22. It may be a notch.
  • the slit 23 extends obliquely from both the leading edge 22a and the shroud line 22b from the vicinity of the corner 22d.
  • the extending direction of the slit 23 is not limited to such a direction.
  • the slit 23 may not pass through the corner 22d or the vicinity of the corner 22d.
  • the slit 23 may be parallel to the leading edge 22a.
  • the slit 23 may be parallel to the shroud line 22b.
  • the corner portion 22 c has the slit 23 extending along the surface of the blade 22 as a “penetrating portion”.
  • the specific shape of the penetrating portion is not limited to the slit 23 that extends long, and may be a circular through hole, for example.
  • the slit 23 was provided in all the long blades 22A among the blade
  • the slits 23 may be provided in all the blades 22 including the short blades 22B, or the slits 23 may be alternately provided in the rotation direction in the plurality of long blades 22A.
  • at least one of the plurality of blades 22 may have a slit 23 (penetrating portion).

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Abstract

遠心式のコンプレッサインペラは、ハウジングに収容され、前記ハウジングに対し所定の回転方向に回転することで、軸方向から流入する流体を圧縮して、該流体を径方向外側に送出するように構成され、前記軸方向に沿って延びるハブと、前記ハブから径方向外側に延び、前記回転方向に並んで配置された複数の羽根と、を備え、前記複数の羽根のうち少なくとも１つの羽根は、前記流体の流れ方向における上流側の端部において前記ハブから径方向外側に延びるリーディングエッジと、前記リーディングエッジと接続され、前記ハウジングの内壁に沿って延びるシュラウドラインと、によって形成される角部を備え、該角部は前記羽根をその表裏両側に亘って貫通する貫通部を有する。

Description

コンプレッサインペラ及びターボチャージャ
　本発明は、軸方向から流入する流体を圧縮して、径方向外側に送出する遠心式のコンプレッサインペラ、及び、当該コンプレッサインペラを有するターボチャージャに関する。
　自動車等のエンジンからの排気エネルギーにより過給を行うターボチャージャ等には、軸方向から流入する流体を圧縮して、径方向外側に送出する遠心式のコンプレッサインペラが設けられることがある。このようなコンプレッサインペラでは、流体の流入量が少なくなると、コンプレッサインペラが回転しても流体を圧縮できなくなるサージングが発生するおそれがある。
　サージングの発生を抑制するために、コンプレッサインペラを収容しているハウジングに、ケーシングトリートメントと呼ばれる循環構造を設けることが従来行われている。これは、例えば特許文献１に記載されているように、ハウジングに、流体の一部をコンプレッサインペラ周辺から吸気路に戻すための循環流路を設けるものである。これによって、コンプレッサインペラに流入する流体の見かけ流量を増やし、サージングの発生を抑制することができるとされている。
特開２００５－２３７９２号公報
　しかしながら、コンプレッサインペラの吸気路に接続されている吸気管が湾曲している等の事情により、コンプレッサインペラにより吸い込まれる流体には、コンプレッサインペラの回転方向（周方向）において圧力の偏りが生じていることがある。そうすると、コンプレッサインペラの周りに設けられた上記循環流路内で生じる周方向における圧力差によって、流体が循環流路内を周方向に流動するため、流体を吸気路に戻すような軸方向の流れを確保できなくなるおそれがある。その結果、ケーシングトリートメントによるサージングの抑制効果が十分に発揮されないという問題があった。
　本発明は、サージングの発生を従来よりも効果的に抑制可能なコンプレッサインペラ及びターボチャージャを提供することを目的とする。
　上記課題を解決する遠心式のコンプレッサインペラは、ハウジングに収容され、前記ハウジングに対し所定の回転方向に回転することで、軸方向から流入する流体を圧縮して、該流体を径方向外側に送出するように構成され、前記軸方向に沿って延びるハブと、前記ハブから径方向外側に延び、前記回転方向に並んで配置された複数の羽根と、を備え、前記複数の羽根のうち少なくとも１つの羽根は、前記流体の流れ方向における上流側の端部において前記ハブから径方向外側に延びるリーディングエッジと、前記リーディングエッジと接続され、前記ハウジングの内壁に沿って延びるシュラウドラインと、によって形成される角部を備え、該角部は前記羽根をその表裏両側に亘って貫通する貫通部を有する。
　上記課題を解決するターボチャージャは、上記コンプレッサインペラを有する。
一実施形態に係るターボチャージャの概略構成を示す断面図である。 図１のターボチャージャにおけるコンプレッサインペラの斜視図である。 図２のＩＩＩの方向からスリットを見たときの模式図である。 図３のＩＶ－ＩＶ断面における断面図である。 （ａ）及び（ｂ）はそれぞれ、スリットの変形例を示す模式図である。 （ａ）及び（ｂ）はそれぞれ、スリットの変形例を示す模式図である。 （ａ）及び（ｂ）はそれぞれ、スリットの変形例を示す模式図である。
　以下、本発明の実施形態に係るコンプレッサインペラを備えるターボチャージャについて、図面を参照しつつ説明する。なお、当該コンプレッサインペラは、ターボチャージャだけでなく、他の遠心式圧縮機に適用することも可能である。
（ターボチャージャの概略構成）
　図１に示すターボチャージャ１は、自動車等に搭載される不図示のエンジンに対して設けられるものであり、エンジンからの排気エネルギーを利用して過給を行うものである。ターボチャージャ１は、回転軸１１とコンプレッサインペラ１２とタービンインペラ１３とからなる回転体１０と、回転体１０を収容するハウジング１５とを有する。
　コンプレッサインペラ１２は、回転軸１１の一方の端部（図１において左側の端部）に取り付けられており、タービンインペラ１３は、回転軸１１の他方の端部（図１において右側の端部）に取り付けられている。回転軸１１は、軸受１４によって回転自在に支持されており、これによって回転体１０がハウジング１５に対して回転可能となっている。なお、図１では軸受１４を簡略化して図示している。軸受１４は、ラジアル方向の荷重を支持するラジアル軸受と、スラスト方向の荷重を支持するスラスト軸受とを含んでいてもよい。
　ハウジング１５は、コンプレッサインペラ１２を収容するコンプレッサハウジング部１６と、タービンインペラ１３を収容するタービンハウジング部１７と、軸受１４を収容する円筒状の軸受ハウジング部１８とからなる。軸受ハウジング部１８は、ハウジング１５の軸方向中央部に位置しており、軸受ハウジング部１８の一方の端部（図１において左側の端部）にコンプレッサハウジング部１６が取り付けられ、軸受ハウジング部１８の他方の端部（図１において右側の端部）にタービンハウジング部１７が取り付けられている。
　コンプレッサハウジング部１６は、コンプレッサインペラ１２の軸方向外側に、吸気をコンプレッサインペラ１２に供給するための円筒状の吸気路１６ａを有するとともに、コンプレッサインペラ１２の径方向外側に、コンプレッサインペラ１２により圧縮された吸気を送出するための渦巻き状のスクロール通路１６ｂを有する。また、タービンハウジング部１７は、タービンインペラ１３の径方向外側に、排気をタービンインペラ１３に供給するための渦巻き状のスクロール通路１７ａを有するとともに、タービンインペラ１３の軸方向外側に、タービンインペラ１３の駆動に供した排気を排出するための円筒状の排気路１７ｂを有する。
　このように構成されたターボチャージャ１では、スクロール通路１７ａから供給される排気によってタービンインペラ１３が回転させられるのに伴って、コンプレッサインペラ１２も回転する。そうすると、吸気路１６ａからコンプレッサインペラ１２に吸気が取り込まれ、コンプレッサインペラ１２の回転によって吸気が圧縮される。コンプレッサインペラ１２で圧縮された吸気は、スクロール通路１６ｂに向かって径方向外側に送出され、最終的にエンジンに供給される。
（コンプレッサインペラの詳細構成）
　図２に示すように、コンプレッサインペラ１２は、軸方向に沿って延びるハブ２１と、ハブ２１から径方向外側に延びる複数の羽根２２とを有する、遠心式のコンプレッサインペラである。ハブ２１の径方向中心部には、軸方向に延びる貫通孔２１ａが形成されており、この貫通孔２１ａに回転軸１１が挿入される。複数の羽根２２は、回転方向に交互に並んで配置された長翼２２Ａ及び短翼２２Ｂを含み、全ての長翼２２Ａには、長翼２２Ａをその表裏両側に亘って厚み方向に貫通するスリット２３が形成されている。
　図１及び図２に示すように、羽根２２（詳細には、長翼２２Ａ）は、リーディングエッジ２２ａとシュラウドライン２２ｂとによって形成される角部２２ｃを備え、角部２２ｃがスリット２３を有する。リーディングエッジ２２ａとは、羽根２２の輪郭の一部であり、吸気の流れ方向における上流側の端部においてハブ２１から径方向外側に延びる直線部分である。また、シュラウドライン２２ｂとは、羽根２２の輪郭の一部であり、コンプレッサハウジング部１６の内壁１６ｃ（図１参照）に対向し、内壁１６ｃに沿って延びる曲線部分であり、リーディングエッジ２２ａと角（交点）２２ｄにて接続されている。角部２２ｃとは、リーディングエッジ２２ａとシュラウドライン２２ｂとの交点である角２２ｄを含む所定範囲の領域（角領域）である。
　図３は、図２のＩＩＩの方向からスリット２３を見たとき、すなわち、コンプレッサインペラ１２の回転方向の後行側からスリット２３を見たときの模式図である。なお、図３では、便宜のため、リーディングエッジ２２ａとシュラウドライン２２ｂとが直交しているが、リーディングエッジ２２ａとシュラウドライン２２ｂとは直交していなくてもよい。このことは、図５（ａ）～図７（ｂ）においても同様である。
　図３に示すように、本実施形態のスリット２３は、リーディングエッジ２２ａとシュラウドライン２２ｂとの交点である角２２ｄの近傍から、リーディングエッジ２２ａ及びシュラウドライン２２ｂのいずれに対しても斜めに直線的に延設されている。また、スリット２３は、リーディングエッジ２２ａと、シュラウドライン２２ｂと、シュラウドライン２２ｂの長さの２０％だけリーディングエッジ２２ａから離れた第１仮想線２４と、リーディングエッジ２２ａの長さの半分だけシュラウドライン２２ｂから離れた第２仮想線２５と、によって囲まれる領域内に形成されている。スリット２３は、その一方端（図３の左下端）がリーディングエッジ２２ａ又はシュラウドライン２２ｂに達するまでは延びておらず、羽根２２を構成する材料によって全周が囲まれた長穴状となっている。言い換えれば、スリット（貫通部）２３は、羽根２２の外縁よりも内側に配置されている。
　図４は、図３のＩＶ－ＩＶ断面における断面図である。以下の説明においては、コンプレッサインペラ１２の回転方向の後行側を「後側」、先行側を「前側」と称する。羽根２２は、回転方向を向く前面と、前面とは反対側の後面とを有する。スリット２３は、羽根２２の前面に開口する前側開口２３ａと、羽根２２の後面に開口する後側開口２３ｂとを有する。図４に示すように、羽根２２の表裏方向（厚み方向）に沿った断面で見ると、スリット２３は、後側開口２３ｂが前側開口２３ａよりもリーディングエッジ２２ａから遠くなるように、羽根２２の表裏方向（厚み方向）に対して斜めに延びている。
（失速の発生原理とその対策）
　図４に示すように、コンプレッサインペラ１２に取り込まれた吸気は、羽根２２のリーディングエッジ２２ａで、前側を流れる流れＦａと後側を流れる流れＦｂとに分かれる。このうち、後側の流れＦｂは、コンプレッサインペラ１２の回転時に羽根２２から相対的に離れていくことになる。そして、吸気量が少ない場合には、羽根２２に対する吸気の迎え角が相対的に大きくなるので、矢印Ｆｃで示すように、吸気が羽根２２の後側の面から剥離して羽根２２に沿って流れなくなる失速という現象が発生する。
　そこで、本実施形態では、羽根２２にスリット２３を設けることにより、図４の矢印Ｆｄで示すように、前側を流れる吸気の一部が、スリット２３を通って後側に流れることができるようになっている。こうして、スリット２３を介して後側に吸気を供給することで、後側における吸気の流量を増やすことができ、後側における吸気の剥離・失速を抑えることが可能となっている。
　ここで、吸気の剥離・失速は、羽根２２のうち、吸気の流れ方向において上流側の部位ほど発生しやすく、また、周速度が速い部位、すなわち、径方向外側の部位ほど発生しやすい。吸気の流れ方向において上流側の部位とは、羽根２２のうちリーディングエッジ２２ａの近傍の部位に相当する。また、周速度が速い部位（径方向外側の部位）とは、羽根２２のうちシュラウドライン２２ｂの近傍の部位に相当する。したがって、リーディングエッジ２２ａとシュラウドライン２２ｂとによって形成される角部２２ｃは、上述の２つの条件を満たす部位となり、このような部位にスリット２３を設けることで、吸気の剥離・失速をより効果的に抑えることが可能となっている。
（効果）
　複数の羽根２２のうち少なくとも一部の羽根２２（詳細には、長翼２２Ａ）は、リーディングエッジ２２ａとシュラウドライン２２ｂとによって形成される角部２２ｃを有し、該角部２２ｃは、羽根２２をその表裏両側に亘って貫通するスリット２３（貫通部）を有する。上述のように、角部２２ｃは、吸気の剥離・失速が発生しやすい条件を備えた部位であるから、このような部位にスリット２３を設けることによって、流体の剥離・失速を効果的に抑えることができる。その結果、サージングの発生を従来よりも効果的に抑制することが可能となっている。また、コンプレッサインペラ１２は、スリット２３を角部２２ｃに設けることによって、個々の羽根２２による圧縮効果を向上させるものであるので、吸気路１６ａにおいて周方向に圧力の偏りがあるような場合でも、適切に吸気を圧縮することができ、この点においても、従来のケーシングトリートメントよりも優れている。さらに、ケーシングトリートメントのように、コンプレッサハウジング部１６に循環通路を設ける必要がないので、コンプレッサハウジング部１６の設計自由度を向上させることができるという点でも有利である。
　また、スリット２３は、回転方向後行側に位置する後側開口２３ｂが回転方向先行側に位置する前側開口２３ａよりもリーディングエッジ２２ａから遠くなるように、羽根２２の厚み方向に対して斜めに延びている。このため、図４の矢印Ｆｄで示すように、スリット２３から後側に流れ出た吸気が、そのまま羽根２２の後面に沿って流れやすく、後側における吸気の剥離・失速をより効果的に抑えることができる。
　また、スリット２３は、シュラウドライン２２ｂと該シュラウドライン２２ｂからリーディングエッジ２２ａの長さの半分だけ離間した箇所（第２仮想線２５）との間の領域に形成されている。このため、スリット２３が、シュラウドライン２２ｂのより近傍、すなわち、周速度がより速く、吸気の剥離・失速がより発生しやすい部位に配置されることになり、吸気の剥離・失速をより効果的に抑えることができる。
　また、スリット２３は、リーディングエッジ２２ａと該リーディングエッジ２２ａからシュラウドライン２２ｂの長さの２０％だけ離れた箇所（第１仮想線２４）との間の領域に形成されている。このため、スリット２３が、リーディングエッジ２２ａのより近傍、すなわち、吸気の流れ方向においてより上流側の、吸気の剥離・失速がより発生しやすい部位に配置されることになり、吸気の剥離・失速をより効果的に抑えることができる。
　また、角部２２ｃは、「貫通部」として、羽根２２の表面に沿って延びるスリット２３を有する。貫通部を、長く延びるスリット２３とすることで、スリット２３を介して前側から後側に流れる吸気の流量を増やすことができ、吸気の剥離・失速をより確実に抑えることができる。
　また、スリット２３は、リーディングエッジ２２ａとシュラウドライン２２ｂとの交点である角２２ｄの近傍から、リーディングエッジ２２ａ及びシュラウドライン２２ｂのいずれに対しても斜めに延設されている。上述のように、吸気の剥離・失速は、吸気の流れ方向において上流側の部位ほど発生しやすく、また、周速度が速い部位（径方向外側の部位）ほど発生しやすい。吸気の剥離・失速が発生しやすい部位は、角２２ｄの近傍から概ね斜めの方向に沿って延びていると考えられるので、このような方向に沿ってスリット２３を延設することによって、効果的に吸気の剥離・失速を抑制できる。
　また、スリット２３は、羽根２２を構成する材料によって全周が囲まれている。このため、スリット２３周辺の羽根２２の強度を向上させることができるとともに、コンプレッサインペラ１２の回転中に、羽根２２がスリット２３から裂けていくことを抑制することができる。
［他の実施形態］
　本発明は上記実施形態に限定されるものではなく、その趣旨を逸脱しない限りにおいて上記実施形態の要素を適宜組み合わせまたは種々の変更を加えることが可能である。
　例えば、上記実施形態では、スリット２３が、リーディングエッジ２２ａとシュラウドライン２２ｂとの交点である角２２ｄの近傍から、リーディングエッジ２２ａ及びシュラウドライン２２ｂのいずれに対しても斜めに直線的に延設されているものとした。しかしながら、スリット２３は、必ずしも直線的に延設されている必要はなく、図５（ａ）及び図５（ｂ）に示すように、角２２ｄから離れるにつれて、リーディングエッジ２２ａからの離間距離及びシュラウドライン２２ｂからの離間距離のいずれもが大きくなるように延びている曲線に沿って延設されていてもよい。
　また、上記実施形態では、スリット２３が、１枚の羽根２２に１つだけ設けられているものとした。しかしながら、スリット２３は、１枚の羽根２２に対して複数形成されていてもよい。この場合、例えば、図６（ａ）に示すように、複数（ここでは２つ）のスリット２３を互いに平行に１枚の羽根２２に設けることができる。ただし、複数のスリット２３は互いに平行でなくてもよい。例えば、複数のスリット２３が交差しない程度に、リーディングエッジ２２ａ（又はシュラウドライン２２ｂ）に対する複数のスリット２３の傾斜角度が互いに異なっていてもよいし、複数のスリット２３が交差していてもよい。
　また、上記実施形態では、スリット２３が、角２２ｄの近傍から延設されているものとした。しかしながら、図６（ｂ）に示すように、スリット２３を、角２２ｄから延設してもよい。すなわち、貫通部が羽根２２の外縁（リーディングエッジ２２ａ又はシュラウドライン２２ｂ）に繋がっていてもよい。この場合、スリット２３は、羽根２２を構成する材料によって全周が囲まれておらず、一部が羽根２２の外縁に開放されている切欠状となるが、強度的に問題なければ、このような切欠状でもよい。
　また、上記実施形態では、スリット２３が、角２２ｄの近傍から、リーディングエッジ２２ａ及びシュラウドライン２２ｂのいずれに対しても斜めに延設されているものとした。しかしながら、スリット２３の延設方向はこのような向きに限定されない。例えば、図７（ａ）に示すように、スリット２３は、角２２ｄ又は角２２ｄの近傍を通らなくてもよい。また、図７（ｂ）に示すように、スリット２３は、リーディングエッジ２２ａと平行であってもよい。あるいは、スリット２３は、シュラウドライン２２ｂと平行であってもよい。
　また、上記実施形態では、角部２２ｃは、「貫通部」として、羽根２２の表面に沿って延びるスリット２３を有する。しかしながら、貫通部の具体的形状は、長く延びるスリット２３に限定されず、例えば円形の貫通孔等とすることも可能である。
　また、上記実施形態では、複数の長翼２２Ａと複数の短翼２２Ｂとによって構成される羽根２２のうち、全ての長翼２２Ａにスリット２３を設けるものとしたが、スリット２３を設ける羽根２２は適宜変更が可能である。例えば、短翼２２Ｂを含めて全ての羽根２２にスリット２３を設けてもよいし、複数の長翼２２Ａにおいてスリット２３を回転方向に交互に設けるようにしてもよい。或いは、複数の羽根２２のうち少なくとも１つの羽根２２がスリット２３（貫通部）を有していてもよい。

Claims (8)

  1. 　ハウジングに収容され、前記ハウジングに対し所定の回転方向に回転することで、軸方向から流入する流体を圧縮して、該流体を径方向外側に送出するように構成された遠心式のコンプレッサインペラであって、
    　前記軸方向に沿って延びるハブと、
    　前記ハブから径方向外側に延び、前記回転方向に並んで配置された複数の羽根と、を備え、
    　前記複数の羽根のうち少なくとも１つの羽根は、前記流体の流れ方向における上流側の端部において前記ハブから径方向外側に延びるリーディングエッジと、前記リーディングエッジと接続され、前記ハウジングの内壁に沿って延びるシュラウドラインと、によって形成される角部を備え、該角部は前記羽根をその表裏両側に亘って貫通する貫通部を有するコンプレッサインペラ。
  2. 　前記羽根は、前記回転方向を向く前面と、前記前面とは反対側の後面とを有し、
    　前記貫通部は、前記前面に開口する前側開口と、前記後面に開口する後側開口とを有し、
    　前記貫通部は、前記後側開口が前記前側開口よりも前記リーディングエッジから遠くなるように、前記羽根の厚み方向に対して斜めに延びている請求項１に記載のコンプレッサインペラ。
  3. 　前記貫通部は、前記シュラウドラインと該シュラウドラインから前記リーディングエッジの長さの半分だけ離間した箇所との間の領域に形成されている請求項１又は２に記載のコンプレッサインペラ。
  4. 　前記貫通部は、前記リーディングエッジと該リーディングエッジから前記シュラウドラインの長さの２０％だけ離れた箇所との間の領域に形成されている請求項１ないし３のいずれか１項に記載のコンプレッサインペラ。
  5. 　前記貫通部は、前記羽根の表面に沿って延びるスリットである請求項１ないし４のいずれか１項に記載のコンプレッサインペラ。
  6. 　前記スリットは、前記リーディングエッジと前記シュラウドラインとの交点又はその近傍から、前記リーディングエッジ及び前記シュラウドラインのいずれに対しても斜めに延設されている請求項５に記載のコンプレッサインペラ。
  7. 　前記スリットは、前記羽根を構成する材料によって全周が囲まれている請求項５又は６に記載のコンプレッサインペラ。
  8. 　請求項１ないし７のいずれか１項に記載のコンプレッサインペラを有するターボチャージャ。
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