WO2018146752A1 - 圧縮機及びターボチャージャ - Google Patents

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健一郎 岩切
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Definitions

  • the present disclosure relates to a compressor and a turbocharger.
  • the boundary layer (low energy fluid) developed on the suction surface of the wing accumulates in the vicinity of the wing tip by the action of the centrifugal force, and is rolled up by the clearance flow to create a vortex (hereinafter referred to as “tip leak vortex”).
  • tip leak vortex a vortex
  • the low energy fluid accumulates in the vortex core of the tip leakage vortex, and particularly at high pressure operating points, the accumulated low energy fluid may lose pressure (reverse pressure gradient) and cause backflow. Such a phenomenon is called "vortex collapse" and is a major cause of loss.
  • the clearance drift flow is intended to be suppressed by the tip clearance reducing plate formed in a bowl shape on the end face of the wing.
  • At least one embodiment of the present invention has been made in view of the conventional problems as described above, and an object of the present invention is to provide a highly efficient compressor and a turbocharger provided with the same. .
  • a compressor includes: a rotor including a hub and a wing provided on an outer peripheral surface of the hub; and the rotor so as to face the tip of the wing via a gap. And a casing that encloses the space, where the size of the gap between the tip of the wing and the casing at the leading edge position of the wing is t0, the tip of the wing and the casing are: A gap larger than the size t0 is provided in at least a part of the area downstream of the leading edge position in the axial direction of the rotor.
  • the clearance flow between the tip of the wing tip leakage vortex is increased by maintaining the size of the gap between the wing tip and the casing small at the leading edge position of the wing. Can be suppressed. In this way, it is possible to effectively suppress the increase in loss due to the tip leakage vortex.
  • the pressure surface of the wing via the gap in the at least part of the area It is possible to actively supply a large energy flow from the side to the suction side of the low energy fluid. This can suppress an increase in the accumulation amount of low energy fluid in the vicinity of the tip of the wing. Therefore, by suppressing the development of the boundary layer on the suction surface of the wing and suppressing the collapse of the tip leakage vortex (the occurrence of the backflow on the vortex center line), the reverse flow near the tip of the wing is reduced or the backflow is reduced. Occurrence can be suppressed.
  • the pressure difference between the pressure surface side and the negative pressure surface side is small at a position downstream of the front edge position of the blade to some extent, even if the gap in at least a part of the above range is relatively increased, The reverse flow near the tip of the wing can be effectively reduced or the occurrence of reverse flow can be effectively suppressed without excessively increasing the clearance flow of the As described above, according to the compressor described in the above (1), it is possible to reduce the reverse flow area in the vicinity of the tip of the wing or to suppress the occurrence of reverse flow while suppressing an increase in loss due to the clearance flow Therefore, a highly efficient centrifugal compressor can be realized.
  • a meridional length L from the leading edge position along the tip of the wing is L, along the tip of the wing Assuming that the length of the meridional plane from the leading edge position to the trailing edge position of the wing is L1, the tip of the wing and the casing are large in at least a part of the range of 0 ⁇ L ⁇ 0.5L1. There is a gap larger than t0.
  • the phenomenon in which a tip leakage vortex is generated from the leading edge of the blade, and a low energy fluid in the center of the vortex loses the pressure gradient and starts reverse flow (vortex collapse occurs) is 0
  • the large clearance flow of energy can be positively supplied from the pressure surface side of the wing to the area where the phenomenon of starting to cause reverse flow occurs.
  • the distribution of the size of the gap between the tip of the wing and the casing from the leading edge position to the trailing edge position The position of the maximum value of the gap is located within the range of 0 ⁇ L ⁇ 0.5 L1.
  • the phenomenon that the tip leakage vortex is generated from the leading edge of the blade and the low energy fluid in the center of the vortex loses the pressure gradient and causes backflow is 0 ⁇ L.
  • the collapse of the tip leakage vortex can be effectively suppressed while suppressing the increase of the resulting loss, thereby reducing the reverse flow near the tip of the wing or suppressing the occurrence of backflow. Therefore, a highly efficient centrifugal compressor can be realized.
  • the tip and the tip of the wing from the leading edge position to the trailing edge position of the wing
  • the maximum value t MAX of the gap in the distribution of the gap size with the casing satisfies 1.1t 0 ⁇ t MAX ⁇ 1.5t 0.
  • the maximum value t MAX of the gap has a certain size. Therefore, by setting the maximum value t MAX of the gap to satisfy 1.1t 0 ⁇ t MAX ⁇ 1.5t 0 as described in the above (4), the suppression of the increase in the leakage loss and the boundary on the suction surface of the wing It is possible to realize a highly efficient centrifugal compressor while achieving both suppression of bed development.
  • a meridional plane length from the leading edge position along the tip of the wing is The distribution of the size of the gap from the leading edge position to the trailing edge position of the wing in the case where the vertical axis is the size of the gap between the tip of the wing and the casing as the axis is convex upward Containing a smooth curved convex shape.
  • the curved convex shape exists from the leading edge position to the trailing edge position.
  • the size of the gap in the size distribution of the gap, is constant in a first range from the leading edge position.
  • the curved convex shape is present in a second range on the downstream side of the first range.
  • the compressor described in the above (7) for example, in the case where the inner circumferential surface of the casing is formed parallel to the axial direction of the rotor in the vicinity of the leading edge position of the wing, the high efficiency centrifugal compressor is simplified. It can be realized with various wing configurations.
  • a turbocharger includes the compressor according to any one of (1) to (7) above.
  • a high efficiency compressor and a turbocharger provided with the same are provided.
  • a diagram showing a distribution Dg of the size t of the gap between the tip 12 of the wing 8 and the casing 14 from the leading edge position P0 of the wing 8 to the trailing edge position P1 of the wing 8 in the centrifugal compressor 2 according to one embodiment is there.
  • a diagram showing a distribution Dg of the size t of the gap between the tip 12 of the wing 8 and the casing 14 from the leading edge position P0 of the wing 8 to the trailing edge position P1 of the wing 8 in the centrifugal compressor 2 according to one embodiment is there. It is a schematic sectional drawing (merid surface view) along the rotation axis of axial flow compressor 3 which concerns on one Embodiment.
  • 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 (a meridional view) along the rotation axis of the centrifugal compressor 2 according to one embodiment.
  • the centrifugal compressor 2 is applicable to, for example, a turbocharger for an automobile, a marine vessel, or a power generation engine, a centrifugal compressor for industrial use, and the like.
  • the centrifugal compressor 2 includes a hub 4 fixed to a rotating shaft (not shown) and a rotor 10 including a plurality of wings 8 provided on the outer peripheral surface 6 of the hub 4 And a casing 14 surrounding the rotor 10 so as to face each other with a gap therebetween.
  • the tip 12 of the wing 8 extends along the casing 14 from the leading edge 16 to the trailing edge 18 of the wing 8.
  • the size of the gap between the tip 12 of the wing 8 and the casing 14 at the leading edge position P0 of the wing 8 (the connection position between the leading edge 16 and the tip 12 of the wing 8) as shown in FIG.
  • the tip 12 of the eight and the casing 14 have a gap larger than the size t0 in at least a part of the downstream side in the axial direction of the rotor 10 than the leading edge position P0.
  • the broken line in FIG. 1 is a line connecting the position of distance t0 from the casing 14 from the front edge position P0 of the wing 8 to the rear edge position P1 (connection position between the rear edge 18 of the wing 8 and the tip 12). 1 illustrates an example of the tip shape of a wing in a conventional centrifugal compressor.
  • FIG. 2 is a view showing the clearance flow and the distribution of the reverse flow area A generated on the negative pressure surface 22 side of the wing 8 in the centrifugal compressor 2 according to one embodiment.
  • FIG. 3 shows a conventional centrifugal compressor (as shown by the broken line in FIG. 1, the size of the gap between the tip 12 of the wing 8 and the casing 14 is constant from the front edge position P0 to the rear edge position P1 of the wing 8
  • FIG. 6 is a view showing the clearance flow in the centrifugal compressor set in FIG. 2 and the distribution of the reverse flow area A generated on the negative pressure surface 22 side of the wing 8.
  • FIG. 3 shows a conventional centrifugal compressor (as shown by the broken line in FIG. 1, the size of the gap between the tip 12 of the wing 8 and the casing 14 is constant from the front edge position P0 to the rear edge position P1 of the wing 8
  • FIG. 6 is a view showing the clearance flow in the centrifugal compressor set in FIG. 2 and the distribution of
  • FIG. 4 is a diagram showing streamlines of low-energy fluid separated from the leading edge 16 and accumulated near the tip 12 of the wing 8 in the centrifugal compressor 2 according to one embodiment.
  • FIG. 5 shows a conventional centrifugal compressor (as shown by the broken line in FIG. 1, the gap between the tip 12 of the wing 8 and the casing 14 is set constant from the front edge position P0 to the rear edge position P1 of the wing 8).
  • FIG. 16 is a diagram showing a streamline of low energy fluid Fc separated from leading edge 16 and accumulated near tip 12 of wing 8 in the centrifugal compressor.
  • the tip leakage vortex is maintained by keeping the size t0 of the gap between the tip 12 of the wing 8 and the casing 14 small at the leading edge position P0 of the wing 8. It is possible to suppress an increase in the clearance flow Fa at the V winding start portion. This makes it possible to effectively suppress an increase in loss due to the tip leakage vortex V.
  • the conventional centrifugal is achieved by making the size t of the gap larger than t0 as described above in at least a part of the downstream side of the front edge position P0 of the wing 8.
  • a clearance flow Fb having a large energy from the pressure surface 20 side of the wing 8 to the suction surface 22 side where the low energy fluid is accumulated via the gap in at least a part of the area.
  • Can thereby, as shown in FIGS. 4 and 5, it is possible to suppress an increase in the accumulation amount of the low energy fluid Fc in the vicinity of the tip 12 of the wing 8 as compared with the conventional centrifugal compressor. For this reason, as shown in FIG. 2 and FIG.
  • the development of the boundary layer on the suction surface 22 of the wing 8 is suppressed to collapse the wing tip leakage vortex (backflow on the vortex center line By suppressing the occurrence of backflow in the vicinity of the tip 12 of the wing 8 or suppressing the occurrence of backflow.
  • the size t of the gap in the above at least part of the range is relatively Even if the size is increased, the reverse flow area A in the vicinity of the tip 12 of the wing 8 can be effectively reduced or the occurrence of reverse flow can be effectively suppressed without excessively increasing the clearance flow Fb from the gap.
  • centrifugal compressor 2 it is possible to reduce the reverse flow area in the vicinity of the tip 12 of the wing 8 or to suppress the occurrence of reverse flow while suppressing an increase in loss due to the clearance flow.
  • An efficient centrifugal compressor can be realized. Further, according to the knowledge of the inventor of the present invention, as shown in FIG. 6 and FIG. 7, the effect of improving the performance is enhanced particularly on the high pressure ratio side in the high rotation speed region.
  • FIG. 8 is a schematic cross-sectional view for explaining the configuration of the centrifugal compressor 2 according to one embodiment.
  • FIG. 9 shows the distribution Dg of the size t of the gap between the tip 12 of the wing 8 and the casing 14 from the leading edge position P0 of the wing 8 to the trailing edge position P1 of the wing 8 in the centrifugal compressor 2 according to one embodiment.
  • the meridional plane length L from the leading edge position P0 along the tip 12 of the wing 8 (the meridional plane length position along the tip 12 of the wing 8 when the leading edge position P0 is the origin)
  • a distribution Dg of the size t of the gap is shown as the axis and the size t of the gap between the tip 12 of the wing 8 and the casing 14 as the vertical axis.
  • the “distribution Dg” refers to the size t of the gap at each position on the tip 12 of the wing 8 from the leading edge position P0 of the wing 8 to the trailing edge position P1 of the wing 8 in the horizontal axis and the vertical axis When plotted, it means a line consisting of a set of plotted points.
  • meridional plane length refers to a meridional plane (a cross-sectional view of the compressor 2 along the rotation axis of the rotor 10, a shape obtained by overlapping a shape obtained by rotationally projecting the shape of the wing 8 around the rotation axis) ) Means the length specified above.
  • the length of the meridional plane from the leading edge position P0 along the tip 12 of the wing 8 is L, and from the leading edge position P0 along the tip 12 of the wing 8 Assuming that the length of the meridional plane to the trailing edge position P1 is L1, the tip 12 of the wing 8 and the casing 14 have a gap t larger than the size t0 in at least a part of the range of 0 ⁇ L ⁇ 0.5L1. Have.
  • the phenomenon in which a tip leakage vortex is generated from the leading edge of the blade, and a low energy fluid in the center of the vortex loses the pressure gradient and starts reverse flow (vortex collapse occurs) is 0
  • the tip 12 of the wing 8 and the casing 14 are in the range of 0 ⁇ L ⁇ 0.5 L1 (preferably 0.1 L1 ⁇ L ⁇ 0.4 L1 and more preferably 0.2 L1 ⁇ L ⁇ 0).
  • the position P2 of the maximum value t MAX of the gap in the distribution Dg of the gap size t is within the range of 0 ⁇ L ⁇ 0.5 L1 (preferably 0.1 L1 ⁇ Within the range of L ⁇ 0.4 L1, more preferably within the range of 0.2 L1 ⁇ L ⁇ 0.3 L1).
  • the phenomenon that the tip leakage vortex is generated from the leading edge of the blade and the low energy fluid in the center of the vortex loses the pressure gradient and causes backflow is 0 ⁇ L.
  • leakage loss loss due to clearance flow itself
  • the maximum value t MAX of the gaps in the distribution Dg of the gap size t satisfies 1.1t0 ⁇ t MAX ⁇ 1.5t0.
  • the maximum value t MAX of the gap has a certain size. Therefore, by setting the maximum value t MAX of the gap to satisfy 1.1t 0 ⁇ t MAX ⁇ 1.5t 0 as described above, suppression of the increase in leakage loss and development of the boundary layer on the suction surface 22 of the wing 8 And a highly efficient centrifugal compressor can be realized.
  • the distribution Dg of the size t of the gap includes a smooth curved convex shape 24 which is convex upward. According to this configuration, a highly efficient centrifugal compressor is realized while suppressing an increase in the risk of breakage of the wing, as compared with the later-described form (see, for example, FIG. 14) in which the slit 26 etc. be able to.
  • the curved convex shape 24 exists from the leading edge position P0 to the trailing edge position P1. According to this configuration, the above-described high efficiency centrifugal compressor can be realized with the configuration of the simple wing 8.
  • the present invention is not limited to the above-described embodiment, and includes, as exemplified below, a mode in which the above-described embodiment is modified or a mode in which these modes are appropriately combined.
  • a mode in which the above-described embodiment is modified or a mode in which these modes are appropriately combined.
  • the size of the gap between the tip 12 of the wing 8 and the casing 14 at the trailing edge position P1 of the wing 8 is the same as that of the tip 12 of the wing 8 at the leading edge position P0 of the wing 8 and the casing 14
  • the form illustrated is equal to the size t0 of the gap.
  • the present invention is not limited to such a form.
  • the size t1 of the gap between the tip 12 of the wing 8 and the casing 14 at the trailing edge position P1 of the wing 8 is the leading edge of the wing 8 It may be smaller than the size t0 of the gap between the tip 12 of the wing 8 and the casing 14 at the position P0.
  • the size of the gap between the tip 12 of the wing 8 and the casing 14 is likely to change due to the centrifugal force of the rotor 10 near the leading edge position P0 of the wing 8, while the trailing edge of the wing 8 In the vicinity of the position P1, the size of the gap between the tip 12 of the wing 8 and the casing 14 is not easily affected by the centrifugal force of the rotor 10.
  • the size t1 of the gap between the tip 12 of the wing 8 and the casing 14 at the trailing edge position P1 of the wing 8 is equal to the tip 12 of the wing 8 at the leading edge position P0 of the wing 8 and the casing 14
  • the curved convex shape 24 illustrated the form which exists ranging from the front edge position P0 to the rear edge position P1.
  • the present invention is not limited to such a form, for example, as shown in FIG. 11, the size of the gap between the tip 12 of the wing 8 and the casing 14 from the leading edge position P0 of the wing 8 to the trailing edge position P1 of the wing 8
  • the size t of the gap is constant in the first range W1 from the front edge position P0
  • the curved convex shape 24 exists in the second range W2 on the downstream side of the first range W1. It may be done.
  • the high efficiency centrifugal compressor has a simple wing structure Can be realized by
  • FIG. 12 and 13 for example, in the distribution Dg of the size t of the gap between the tip 12 of the wing 8 and the casing 14 from the leading edge position P0 of the wing 8 to the trailing edge position P1 of the wing 8. , gap size t reaches the maximum value t MAX linearly increases toward the leading edge position P0 of the blade 8 in the axial direction downstream side from the position P2 of the maximum value t MAX axially downstream side It may decrease linearly as it goes.
  • the size t of the gap may change discontinuously.
  • the tip end 12 of the wing 8 is provided with the slit 26, and the size t of the gap takes a constant value t0 in the first range W1 from the leading edge position P0.
  • the tip 12 of the wing 8 and the casing 14 are at least partially downstream of the leading edge position P0 of the wing 8 in the axial direction of the rotor 10 At the leading edge position P0, the development of the boundary layer on the suction surface 22 of the wing 8 while suppressing the increase of the leakage loss by having a gap larger than the size t0 of the gap between the tip 12 of the wing 8 and the casing 14 at the leading edge position P0. And a highly efficient centrifugal compressor can be realized.

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Abstract

ハブと、ハブの外周面に設けられた翼とを含むロータと、翼の先端と隙間を介して対向するようにロータを囲繞するケーシングと、を備える圧縮機であって、翼の前縁位置における翼の先端とケーシングとの隙間の大きさをｔ０とすると、翼の先端とケーシングとは、ロータの軸方向における前縁位置よりも下流側の少なくとも一部の範囲において、大きさｔ０よりも大きな隙間を有する。

Description

圧縮機及びターボチャージャ
　本開示は、圧縮機及びターボチャージャに関する。
　遠心圧縮機及び軸流圧縮機において、翼の先端とケーシングとの隙間における圧力面側から負圧面側への漏れ流れ（以下、「クリアランスフロー」という。）は、効率に対して影響を与える要因である。
　翼の負圧面上で発達した境界層（低エネルギー流体）は、遠心力の作用によって翼の先端の近傍に集積し、クリアランスフローによって巻き上がって渦（以下、「翼端漏れ渦」という。）を形成する。低エネルギー流体は、翼端漏れ渦の渦中心部に集積し、特に高圧力作動点においては、集積した低エネルギー流体が圧力上昇（逆圧力勾配）に負けて逆流を生じることがある。このような現象は「渦崩壊」と呼ばれ、損失発生の大きな要因となる。
　このような損失発生を抑制するため、クリアランスフロー自体を抑制する取り組みが行われている。例えば特許文献１に記載の翼では、翼の端面に庇状に形成したチップクリアランス低減用プレートにより、クリアランスフフローの抑制を図っている。
特開２００４‐１２４８１３号公報
　特許文献１に記載されるような庇状のチップクリアランス低減用プレートを翼の端面に形成する場合、翼の構造が複雑となり、コストアップの要因となる。また、クリアランスフローを抑制することで、翼の先端近傍に翼面境界層が集積しやすくなって、流路内に掻き揚げ渦として渦が巻き上がる場合があり、クリアランスフローの抑制が必ずしも高効率化に繋がるとは限らない。
　本発明の少なくとも一実施形態は、上述したような従来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、高効率な圧縮機及びこれを備えたターボチャージャを提供することである。
　（１）本発明の少なくとも一実施形態に係る圧縮機は、ハブと、前記ハブの外周面に設けられた翼とを含むロータと、前記翼の先端と隙間を介して対向するように前記ロータを囲繞するケーシングと、を備える圧縮機であって、前記翼の前縁位置における前記翼の先端と前記ケーシングとの隙間の大きさをｔ０とすると、前記翼の前記先端と前記ケーシングとは、前記ロータの軸方向における前記前縁位置よりも下流側の少なくとも一部の範囲において、前記大きさｔ０よりも大きな隙間を有する。
　上記（１）に記載の圧縮機によれば、翼の前縁位置では翼の先端とケーシングとの隙間の大きさを小さく維持することで、翼端漏れ渦の巻き始め部におけるクリアランスフローの増大を抑制することができる。これにより、翼端漏れ渦に起因する損失の増大を効果的に抑制することができる。
　また、翼の前縁位置より下流側の少なくとも一部の範囲で隙間の大きさを上記のように相対的に大きくすることで、当該少なくとも一部の範囲における隙間を介して、翼の圧力面側からエネルギーの大きなクリアランスフローを低エネルギー流体の集積した負圧面側へ積極的に供給することができる。これにより、翼の先端近傍における低エネルギー流体の集積量の増大を抑制することができる。このため、翼の負圧面における境界層の発達を抑制して翼端漏れ渦の崩壊（渦中心線上における逆流の発生）を抑制することにより、翼の先端近傍における逆流域を縮小し又は逆流の発生を抑制することができる。
　また、翼の前縁位置よりある程度下流側の位置では、圧力面側と負圧面側との差圧が小さいため、上記少なくとも一部の範囲における隙間を相対的に大きくしても、当該隙間からのクリアランスフローを過度に増大させることなく翼の先端近傍における逆流域を効果的に縮小し、又は逆流の発生を効果的に抑制することができる。
　このように、上記（１）に記載の圧縮機によれば、クリアランスフローに起因する損失の増大を抑制しつつ、翼の先端近傍における逆流域を縮小し又は逆流の発生を抑制することができるため、高効率な遠心圧縮機を実現することができる。
　（２）幾つかの実施形態では、上記（１）に記載の圧縮機において、前記翼の前記先端に沿った前記前縁位置からの子午面長さをＬ、前記翼の前記先端に沿った前記前縁位置から前記翼の後縁位置までの子午面長さをＬ１とすると、前記翼の前記先端と前記ケーシングとは、０＜Ｌ≦０．５Ｌ１の範囲の少なくとも一部において、前記大きさｔ０よりも大きな隙間を有する。
　本願発明者の知見によれば、翼端漏れ渦が翼の前縁から発生し、渦中心部の低エネルギー流体が圧力勾配に負けて逆流を生じ始める（渦崩壊を生じ始める）現象は、０＜Ｌ≦０．５Ｌ１の範囲内で起こる傾向がある。よって、上記（２）に記載のように、翼の先端とケーシングとを、０＜Ｌ≦０．５Ｌ１の範囲の少なくとも一部において、大きさｔ０よりも大きな隙間を有するように構成することにより、逆流を生じ始める現象が起こる領域に翼の圧力面側からエネルギーの大きなクリアランスフローを積極的に供給することができる。これにより、翼の負圧面における境界層の発達を抑制して翼端漏れ渦の崩壊を効果的に抑制することにより、翼の先端近傍における逆流域を縮小し又は逆流の発生を抑制することができる。したがって、高効率な遠心圧縮機を実現することができる。
　（３）幾つかの実施形態では、上記（２）に記載の圧縮機において、前記前縁位置から前記後縁位置までの前記翼の前記先端と前記ケーシングとの隙間の大きさの分布における前記隙間の最大値の位置は、０＜Ｌ≦０．５Ｌ１の範囲内に位置する。
　上記のように、本願発明者の知見によれば、翼端漏れ渦が翼の前縁から発生し、渦中心部の低エネルギー流体が圧力勾配に負けて逆流を生じ始める現象は、０＜Ｌ≦０．５Ｌ１の範囲内で起こる傾向がある。よって、上記（３）に記載のように、上記隙間の大きさの分布における隙間の最大値の位置を０＜Ｌ≦０．５Ｌ１の範囲内に設定することにより、漏れ損失（クリアランスフロー自体に起因する損失）の増大を抑制しつつ、翼端漏れ渦の崩壊を効果的に抑制して、翼の先端近傍における逆流域を縮小し又は逆流の発生を抑制することができる。したがって、高効率な遠心圧縮機を実現することができる。
　（４）幾つかの実施形態では、上記（１）乃至（３）に何れか１項に記載の圧縮機において、前記前縁位置から前記翼の後縁位置までの前記翼の前記先端と前記ケーシングとの隙間の大きさの分布における前記隙間の最大値ｔＭＡＸは、１．１ｔ０≦ｔＭＡＸ≦１．５ｔ０を満たす。
　上記漏れ損失の増大を抑制する観点からは、上記隙間の大きさは基本的には極力小さくすることが望ましい。また、翼の負圧面における境界層の発達を抑制する観点からは、上記隙間の最大値ｔＭＡＸは、ある程度の大きさがあることが望ましい。そこで、上記（４）に記載のように隙間の最大値ｔＭＡＸを１．１ｔ０≦ｔＭＡＸ≦１．５ｔ０を満たすように設定することにより、漏れ損失の増大の抑制と翼の負圧面における境界層の発達の抑制とを両立し、高効率な遠心圧縮機を実現することができる。
　（５）幾つかの実施形態では、上記（１）乃至（４）の何れか１項に記載の圧縮機において、前記翼の前記先端に沿った前記前縁位置からの子午面長さを横軸とし、前記翼の前記先端と前記ケーシングとの隙間の大きさを縦軸とした場合における、前記前縁位置から前記翼の後縁位置までの前記隙間の大きさの分布は、上方に凸となる滑らかな湾曲凸形状を含む。
　上記（５）に記載の圧縮機によれば、翼の先端にスリット等を設けて上記（１）の構成を実現する場合と比較して、翼の破損リスクの増大を抑制しつつ高効率な遠心圧縮機を実現することができる。
　（６）幾つかの実施形態では、上記（５）に記載の圧縮機において、前記隙間の大きさの分布において、前記湾曲凸形状は、前記前縁位置から前記後縁位置に亘って存在する。
　上記（６）に記載の圧縮機によれば、高効率な遠心圧縮機を簡素な翼構成で実現することができる。
　（７）幾つかの実施形態では、上記（５）に記載の圧縮機において、前記隙間の大きさの分布において、前記隙間の大きさは、前記前縁位置からの第１範囲において一定であり、前記湾曲凸形状は、前記第１範囲の下流側の第２範囲に存在する。
　上記（７）に記載の圧縮機によれば、例えば翼の前縁位置近傍においてケーシングの内周面がロータの軸方向に平行に形成されている場合等において、高効率な遠心圧縮機を簡素な翼構成で実現することができる。
　（８）本発明の少なくとも一実施形態に係るターボチャージャは、上記（１）乃至（７）の何れか１項に記載の圧縮機を備える。
　上記（８）に記載のターボチャージャによれば、高効率な圧縮機を備えたターボチャージャを実現することができる。
　本発明の少なくとも一つの実施形態によれば、高効率な圧縮機及びこれを備えたターボチャージャが提供される。
一実施形態に係る遠心圧縮機２の回転軸線に沿った概略断面図（子午面図）である。 一実施形態に係る遠心圧縮機２における、クリアランスフローＦと翼８の負圧面２２側で生じる逆流域Ａの分布を示す図である。 従来の遠心圧縮機（図１の破線に示すように、翼の前縁位置から後縁位置に亘って翼の先端とケーシングとの隙間が一定に設定された遠心圧縮機）におけるクリアランスフローＦと翼８の負圧面２２側で生じる逆流域Ａの分布を示す図である。 一実施形態に係る遠心圧縮機２における、前縁から剥離して翼の先端近傍に集積する低エネルギー流体の流線を示す図である。 従来の遠心圧縮機（図１の破線に示すように、翼の前縁位置から後縁位置に亘って翼の先端とケーシングとの隙間が一定に設定された遠心圧縮機）における、前縁から剥離して翼の先端近傍に集積する低エネルギー流体Ｆｃの流線を示す図である。 一実施形態に係る遠心圧縮機２と従来構成について、高回転数及び低回転数での重量流量と出口効率との関係を示す図である。 一実施形態に係る遠心圧縮機２と従来構成について、高回転数及び低回転数での重量流量と圧力比との関係を示す図である。 一実施形態に係る遠心圧縮機２の構成を説明するための概略断面図（子午面図）である。 一実施形態に係る遠心圧縮機２における、翼８の前縁位置Ｐ０から翼８の後縁位置Ｐ１までの翼８の先端１２とケーシング１４との隙間の大きさｔの分布Ｄｇを示す図である。 一実施形態に係る遠心圧縮機２における、翼８の前縁位置Ｐ０から翼８の後縁位置Ｐ１までの翼８の先端１２とケーシング１４との隙間の大きさｔの分布Ｄｇを示す図である。 一実施形態に係る遠心圧縮機２における、翼８の前縁位置Ｐ０から翼８の後縁位置Ｐ１までの翼８の先端１２とケーシング１４との隙間の大きさｔの分布Ｄｇを示す図である。 一実施形態に係る軸流圧縮機３の回転軸線に沿った概略断面図（子午面図）である。 一実施形態に係る軸流圧縮機３における、翼８の前縁位置Ｐ０から翼８の後縁位置Ｐ１までの翼８の先端１２とケーシング１４との隙間の大きさｔの分布Ｄｇを示す図である。 一実施形態に係る軸流圧縮機３の回転軸線に沿った概略断面図（子午面図）である。 一実施形態に係る軸流圧縮機３における、翼８の前縁位置Ｐ０から翼８の後縁位置Ｐ１までの翼８の先端１２とケーシング１４との隙間の大きさｔの分布Ｄｇを示す図である。
　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。
　図１は、一実施形態に係る遠心圧縮機２の回転軸線に沿った概略断面図（子午面図）である。遠心圧縮機２は、例えば自動車用、舶用、又は発電エンジン用のターボチャージャや、産業用の遠心圧縮機等に適用可能である。
　図１に示すように、遠心圧縮機２は、不図示の回転軸に固定されたハブ４及びハブ４の外周面６に設けられた複数の翼８を含むロータ１０と、翼８の先端１２と隙間を介して対向するようにロータ１０を囲繞するケーシング１４と、を備える。翼８の先端１２は、翼８の前縁１６から後縁１８までケーシング１４に沿って延在する。
　図１に示すように、翼８の前縁位置Ｐ０（翼８の前縁１６と先端１２との接続位置）における翼８の先端１２とケーシング１４との隙間の大きさをｔ０とすると、翼８の先端１２とケーシング１４とは、前縁位置Ｐ０よりもロータ１０の軸方向における下流側の少なくとも一部の範囲において、大きさｔ０よりも大きな隙間を有する。なお、図１における破線は、ケーシング１４から距離ｔ０の位置を翼８の前縁位置Ｐ０から後縁位置Ｐ１（翼８の後縁１８と先端１２との接続位置）に亘って結んだ線であり、従来の遠心圧縮機における翼の先端形状の例を示している。
　上記遠心圧縮機２の構成により得られる効果について、図２～図５を用いて説明する。図２は、一実施形態に係る遠心圧縮機２における、クリアランスフローと翼８の負圧面２２側で生じる逆流域Ａの分布を示す図である。図３は、従来の遠心圧縮機（図１の破線に示すように、翼８の前縁位置Ｐ０から後縁位置Ｐ１に亘って翼８の先端１２とケーシング１４との隙間の大きさが一定に設定された遠心圧縮機）におけるクリアランスフローと翼８の負圧面２２側で生じる逆流域Ａの分布を示す図である。図４は、一実施形態に係る遠心圧縮機２における、前縁１６から剥離して翼８の先端１２近傍に集積する低エネルギー流体の流線を示す図である。図５は、従来の遠心圧縮機（図１の破線に示すように、翼８の前縁位置Ｐ０から後縁位置Ｐ１に亘って翼８の先端１２とケーシング１４との隙間が一定に設定された遠心圧縮機）における、前縁１６から剥離して翼８の先端１２近傍に集積する低エネルギー流体Ｆｃの流線を示す図である。
　上記遠心圧縮機２によれば、翼８の前縁位置Ｐ０では翼８の先端１２とケーシング１４との隙間の大きさｔ０を小さく維持することで、図２に示すように、翼端漏れ渦Ｖの巻き始め部におけるクリアランスフローＦａの増大を抑制することができる。これにより、翼端漏れ渦Ｖに起因する損失の増大を効果的に抑制することができる。
　また、翼８の前縁位置Ｐ０より下流側の少なくとも一部の範囲で隙間の大きさｔを上記のようにｔ０よりも大きくすることで、図２及び図３に示すように、従来の遠心圧縮機と比較して、当該少なくとも一部の範囲における隙間を介して翼８の圧力面２０側からエネルギーの大きなクリアランスフローＦｂを低エネルギー流体の集積した負圧面２２側へ積極的に供給することができる。これにより、図４及び図５に示すように、従来の遠心圧縮機と比較して、翼８の先端１２近傍における低エネルギー流体Ｆｃの集積量の増大を抑制することができる。このため、図２及び図３に示すように、従来の遠心圧縮機と比較して、翼８の負圧面２２における境界層の発達を抑制して翼端漏れ渦の崩壊（渦中心線上における逆流の発生）を抑制することにより、翼８の先端１２近傍における逆流域Ａを縮小し又は逆流の発生を抑制することができる。
　また、翼８の前縁位置Ｐ０よりある程度下流側の位置では、圧力面２０側と負圧面２２側との差圧が小さいため、上記少なくとも一部の範囲における隙間の大きさｔを相対的に大きくしても、当該隙間からのクリアランスフローＦｂを過度に増大させることなく翼８の先端１２近傍における逆流域Ａを効果的に縮小し、又は逆流の発生を効果的に抑制することができる。
　このように、遠心圧縮機２によれば、クリアランスフローに起因する損失の増大を抑制しつつ、翼８の先端１２近傍における逆流域を縮小し又は逆流の発生を抑制することができるため、高効率な遠心圧縮機を実現することができる。また、本願発明者の知見によれば、図６及び図７に示すように、特に、高回転数域における高圧力比側で性能向上効果が大きくなる。
　図８は、一実施形態に係る遠心圧縮機２の構成を説明するための概略断面図である。図９は、一実施形態に係る遠心圧縮機２における、翼８の前縁位置Ｐ０から翼８の後縁位置Ｐ１までの翼８の先端１２とケーシング１４との隙間の大きさｔの分布Ｄｇを示す図である。図９では、翼８の先端１２に沿った前縁位置Ｐ０からの子午面長さＬ（前縁位置Ｐ０を原点とした場合の翼８の先端１２に沿った子午面長さ位置）を横軸とし、翼８の先端１２とケーシング１４との隙間の大きさｔを縦軸として、隙間の大きさｔの分布Ｄｇを示している。なお、「分布Ｄｇ」とは、翼８の前縁位置Ｐ０から翼８の後縁位置Ｐ１までの翼８の先端１２上の各位置における隙間の大きさｔを、上記横軸及び縦軸においてプロットしたときの、プロットした各点の集合からなる線のことを意味する。また、「子午面長さ」とは、子午面（ロータ１０の回転軸線に沿った圧縮機２の断面図において、翼８の形状を当該回転軸線の周りに回転投影した形状を重ね合わせた図）上で規定される長さを意味する。
　一実施形態では、例えば図８及び図９に示すように、翼８の先端１２に沿った前縁位置Ｐ０からの子午面長さをＬ、翼８の先端１２に沿った前縁位置Ｐ０から後縁位置Ｐ１までの子午面長さをＬ１とすると、翼８の先端１２とケーシング１４とは、０＜Ｌ≦０．５Ｌ１の範囲の少なくとも一部において、大きさｔ０よりも大きな隙間ｔを有する。
　本願発明者の知見によれば、翼端漏れ渦が翼の前縁から発生し、渦中心部の低エネルギー流体が圧力勾配に負けて逆流を生じ始める（渦崩壊を生じ始める）現象は、０＜Ｌ≦０．５Ｌ１の範囲内で起こる傾向がある。よって、上記のように、翼８の先端１２とケーシング１４とを、０＜Ｌ≦０．５Ｌ１の範囲（好ましく０．１Ｌ１≦Ｌ≦０．４Ｌ１の範囲、更に好ましく０．２Ｌ１≦Ｌ≦０．３Ｌ１の範囲）の少なくとも一部において、大きさｔ０よりも大きな隙間ｔを有するように構成することにより、逆流を生じ始める現象が起こる領域に翼８の圧力面２０側からエネルギーの大きなクリアランスフローＦｂ（図２参照）を積極的に供給することができる。これにより、翼８の負圧面２２における境界層の発達を抑制して翼端漏れ渦の崩壊を効果的に抑制することにより、翼８の先端１２近傍における逆流域Ａ（図２参照）を縮小し又は逆流の発生を抑制することができる。したがって、高効率な遠心圧縮機を実現することができる。
　一実施形態では、例えば図９に示すように、上記隙間の大きさｔの分布Ｄｇにおける隙間の最大値ｔＭＡＸの位置Ｐ２は、０＜Ｌ≦０．５Ｌ１の範囲内（好ましく０．１Ｌ１≦Ｌ≦０．４Ｌ１の範囲内、更に好ましく０．２Ｌ１≦Ｌ≦０．３Ｌ１の範囲内）に位置する。
　上記のように、本願発明者の知見によれば、翼端漏れ渦が翼の前縁から発生し、渦中心部の低エネルギー流体が圧力勾配に負けて逆流を生じ始める現象は、０＜Ｌ≦０．５Ｌ１の範囲内で起こる傾向がある。よって、上記隙間の大きさｔの分布Ｄｇにおける隙間の最大値ｔＭＡＸの位置Ｐ２を、０＜Ｌ≦０．５Ｌ１の範囲内に設定することにより、漏れ損失（クリアランスフロー自体に起因する損失）の増大を抑制しつつ、翼端漏れ渦の崩壊を効果的に抑制して、翼８の先端１２近傍における逆流域Ａ（図２参照）を縮小し又は逆流の発生を抑制することができる。したがって、高効率な遠心圧縮機を実現することができる。
　一実施形態では、図９に示すように、上記隙間の大きさｔの分布Ｄｇにおける隙間の最大値ｔＭＡＸは、１．１ｔ０≦ｔＭＡＸ≦１．５ｔ０を満たす。
　上記漏れ損失の増大を抑制する観点からは、上記隙間の大きさｔは基本的には極力小さくすることが望ましい。また、翼８の負圧面２２における境界層の発達を抑制する観点からは、上記隙間の最大値ｔＭＡＸは、ある程度の大きさがあることが望ましい。そこで、上記のように隙間の最大値ｔＭＡＸを１．１ｔ０≦ｔＭＡＸ≦１．５ｔ０を満たすように設定することにより、漏れ損失の増大の抑制と翼８の負圧面２２における境界層の発達の抑制とを両立し、高効率な遠心圧縮機を実現することができる。
　一実施形態では、図９に示すように、上記隙間の大きさｔの分布Ｄｇは、上方に凸となる滑らかな湾曲凸形状２４を含む。かかる構成によれば、翼８の先端１２にスリット２６等を設ける後述の形態（例えば図１４参照）と比較して、翼の破損リスクの増大を抑制しつつ高効率な遠心圧縮機を実現することができる。
　一実施形態では、図９に示す隙間の大きさｔの分布Ｄｇにおいて、湾曲凸形状２４は、前縁位置Ｐ０から後縁位置Ｐ１に亘って存在する。かかる構成によれば、上記高効率な遠心圧縮機を簡素な翼８の構成で実現することができる。
　本発明は上述した実施形態に限定されることはなく、以下に例示するように、上述した実施形態に変形を加えた形態や、これらの形態を適宜組み合わせた形態も含む。以下では、上述した構成と同一名称の構成については同一の符号を付して基本的な説明を省略し、各実施形態の特徴的な構成を中心に説明する。
　例えば、上述した実施形態では、翼８の後縁位置Ｐ１における翼８の先端１２とケーシング１４との隙間の大きさが、翼８の前縁位置Ｐ０における翼８の先端１２とケーシング１４との隙間の大きさｔ０に等しい形態を例示した。
　しかしながら、本発明はかかる形態に限定されず、例えば図１０に示すように、翼８の後縁位置Ｐ１における翼８の先端１２とケーシング１４との隙間の大きさｔ１が、翼８の前縁位置Ｐ０における翼８の先端１２とケーシング１４との隙間の大きさｔ０よりも小さくてもよい。
　遠心圧縮機では、翼８の前縁位置Ｐ０近傍では、ロータ１０の遠心力の影響で翼８の先端１２とケーシング１４との隙間の大きさが変化しやすいのに対し、翼８の後縁位置Ｐ１近傍では、翼８の先端１２とケーシング１４との隙間の大きさはロータ１０の遠心力の影響を受けにくい。このため、上記のように、翼８の後縁位置Ｐ１における翼８の先端１２とケーシング１４との隙間の大きさｔ１を、翼８の前縁位置Ｐ０における翼８の先端１２とケーシング１４との隙間の大きさｔ０よりも小さくすることにより、クリアランスフローに起因する損失を低減し、高効率な遠心圧縮機を実現することができる。
　また、上述した実施形態では、湾曲凸形状２４が前縁位置Ｐ０から後縁位置Ｐ１に亘って存在する形態を例示した。
　しかしながら、本発明はかかる形態に限定されず、例えば図１１に示すように、翼８の前縁位置Ｐ０から翼８の後縁位置Ｐ１までの翼８の先端１２とケーシング１４との隙間の大きさｔの分布Ｄｇにおいて、隙間の大きさｔは、前縁位置Ｐ０からの第１範囲Ｗ１において一定であり、湾曲凸形状２４は、第１範囲Ｗ１の下流側の第２範囲Ｗ２内に存在していてもよい。
　かかる構成によれば、例えば翼８の前縁位置Ｐ０近傍においてケーシング１４の内周面がロータ１０の軸方向に平行に形成されている場合等において、高効率な遠心圧縮機を簡素な翼構成で実現することができる。
　また、上述した実施形態では、本発明を遠心圧縮機２に適用する場合を例示したが、本発明は、かかる形態に限定されず軸流圧縮機３に適用してもよい。
　この場合、例えば図１２及び図１３に示すように、翼８の前縁位置Ｐ０から翼８の後縁位置Ｐ１までの翼８の先端１２とケーシング１４との隙間の大きさｔの分布Ｄｇにおいて、隙間の大きさｔは、翼８の前縁位置Ｐ０から軸方向下流側に向かうにつれて直線的に増加して最大値ｔＭＡＸに到達し、最大値ｔＭＡＸの位置Ｐ２から軸方向下流側に向かうにつれて直線的に減少してもよい。
　また、例えば図１４及び図１５に示すように、翼８の前縁位置Ｐ０から翼８の後縁位置Ｐ１までの翼８の先端１２とケーシング１４との隙間の大きさｔの分布Ｄｇにおいて、隙間の大きさｔは不連続に変化してもよい。図１４及び図１５に示す形態では、翼８の先端１２にはスリット２６が設けられており、隙間の大きさｔは、前縁位置Ｐ０からの第１範囲Ｗ１において一定値ｔ０をとり、第１範囲Ｗ１の下流側に隣接する第２範囲Ｗ２（スリット２６が設けられた範囲）において一定の最大値ｔＭＡＸをとり、第２範囲Ｗ２の下流側に隣接する第３範囲Ｗ３において一定値ｔ０をとる。
　図１０～図１５に示した幾つかの実施形態においても、翼８の先端１２とケーシング１４とが、翼８の前縁位置Ｐ０よりもロータ１０の軸方向における下流側の少なくとも一部の範囲において、前縁位置Ｐ０における翼８の先端１２とケーシング１４との隙間の大きさｔ０よりも大きな隙間を有することにより、漏れ損失の増大を抑制しつつ翼８の負圧面２２における境界層の発達の抑制し、高効率な遠心圧縮機を実現することができる。
２　遠心圧縮機
３　軸流圧縮機
４　ハブ
６　外周面
８　翼
１０　ロータ
１２　先端
１４　ケーシング
１６　前縁
１８　後縁
２０　圧力面
２２　負圧面
２４　湾曲凸形状
２６　スリット

Claims (8)

  1. 　ハブと、前記ハブの外周面に設けられた翼とを含むロータと、
    　前記翼の先端と隙間を介して対向するように前記ロータを囲繞するケーシングと、
    　を備える圧縮機であって、
    　前記翼の前縁位置における前記翼の先端と前記ケーシングとの隙間の大きさをｔ０とすると、
    　前記翼の前記先端と前記ケーシングとは、前記ロータの軸方向における前記前縁位置よりも下流側の少なくとも一部の範囲において、前記大きさｔ０よりも大きな隙間を有する、圧縮機。
  2. 　前記翼の前記先端に沿った前記前縁位置からの子午面長さをＬ、前記翼の前記先端に沿った前記前縁位置から前記翼の後縁位置までの子午面長さをＬ１とすると、
    　前記翼の前記先端と前記ケーシングとは、０＜Ｌ≦０．５Ｌ１の範囲の少なくとも一部において、前記大きさｔ０よりも大きな隙間を有する、請求項１に記載の圧縮機。
  3. 　前記前縁位置から前記後縁位置までの前記翼の前記先端と前記ケーシングとの隙間の大きさの分布における前記隙間の最大値の位置は、０＜Ｌ≦０．５Ｌ１の範囲内に位置する、請求項２に記載の圧縮機。
  4. 　前記前縁位置から前記翼の後縁位置までの前記翼の前記先端と前記ケーシングとの隙間の大きさの分布における前記隙間の最大値ｔＭＡＸは、１．１ｔ０≦ｔＭＡＸ≦１．５ｔ０を満たす、請求項１乃至３の何れか１項に記載の圧縮機。
  5. 　前記翼の前記先端に沿った前記前縁位置からの子午面長さを横軸とし、前記翼の前記先端と前記ケーシングとの隙間の大きさを縦軸とした場合における、前記前縁位置から前記翼の後縁位置までの前記隙間の大きさの分布は、上方に凸となる滑らかな湾曲凸形状を含む、請求項１乃至４の何れか１項に記載の圧縮機。
  6. 　前記隙間の大きさの分布において、前記湾曲凸形状は、前記前縁位置から前記後縁位置に亘って存在する、請求項５に記載の圧縮機。
  7. 　前記隙間の大きさの分布において、前記隙間の大きさは、前記前縁位置からの第１範囲において一定であり、前記湾曲凸形状は、前記第１範囲の下流側の第２範囲に存在する、請求項５に記載の圧縮機。
  8. 　請求項１乃至７の何れか１項に記載の圧縮機を備えるターボチャージャ。
     
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