WO2020196481A1 - 燃料電池用遠心圧縮機 - Google Patents

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WO2020196481A1
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blade
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fuel cell
blade angle
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亮 楳山
中根　芳之
享仁 國枝
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株式会社豊田自動織機
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Definitions

  • the present disclosure relates to a centrifugal compressor for a fuel cell that compresses an oxidant gas supplied to a fuel cell stack.
  • a fuel cell system includes a fuel cell centrifugal compressor that compresses air supplied to a fuel cell stack.
  • the centrifugal compressor for fuel cells is equipped with an impeller that compresses air.
  • the impeller has a hub that rotates integrally with the axis of rotation, and a plurality of wings arranged in the circumferential direction of the hub.
  • the centrifugal compressor for a fuel cell is provided with a shroud which is arranged so as to face the hub and forms an impeller chamber for accommodating the impeller.
  • the humidity in the fuel cell stack decreases.
  • the humidity in the fuel cell stack tends to decrease.
  • a decrease in humidity in the fuel cell stack causes a decrease in power generation efficiency of the fuel cell stack. Therefore, in order to maintain the power generation efficiency of the fuel cell stack, it is required that the pressure of the air supplied to the fuel cell stack is high when the air flow supplied to the fuel cell stack is small.
  • the centrifugal compressor for a fuel cell has a problem that when the air flowing along the blade has a small flow rate, surging occurs in which the air flow along the blade causes a backflow. In particular, if the discharge pressure is high when the air flowing along the blade has a small flow rate, surging is likely to occur. When surging occurs, the operation of the fuel cell centrifugal compressor becomes unstable.
  • An object of the present disclosure is to provide a centrifugal compressor for a fuel cell capable of suppressing the occurrence of surging when the oxidant gas flowing along the blade has a small flow rate and the discharge pressure is high.
  • a fuel cell centrifugal compressor that achieves the above object has a hub that rotates integrally with a rotation shaft, and a plurality of wings arranged in the circumferential direction of the hub, and oxidant gas supplied to the fuel cell stack. It includes an impeller configured to be compressed and a shroud that is arranged to face the hub and forms an impeller chamber that houses the impeller.
  • the smaller angle between the wing and the meridional plane is defined as the wing angle.
  • the absolute value of the blade angle on the hub side of the blade has a minimum value between the hub side front edge and the hub side trailing edge of the blade.
  • the absolute value of the blade angle on the shroud side of the blade has a minimum value between the shroud-side front edge and the shroud-side trailing edge of the blade.
  • the absolute value of the blade angle on the hub side of the blade is always equal to or less than the absolute value of the blade angle on the shroud side of the blade between the front edge on the hub side and the trailing edge on the hub side.
  • the absolute value of the blade angle of the trailing edge on the shroud side is smaller than the absolute value of the blade angle of the front edge on the shroud side.
  • the absolute value of the blade angle of the hub-side trailing edge is larger than the absolute value of the blade angle of the hub-side front edge.
  • the schematic block diagram of the fuel cell system in one Embodiment A side sectional view showing a part of a centrifugal compressor for a fuel cell.
  • the centrifugal compressor for a fuel cell of the present embodiment is used in a fuel cell system mounted on a vehicle such as a fuel cell vehicle, for example.
  • the fuel cell system 10 includes a fuel cell stack 11 and a fuel cell centrifugal compressor 12 that compresses air, which is an oxidant gas. Air compressed by the fuel cell centrifugal compressor 12 is supplied to the fuel cell stack 11.
  • the fuel cell stack 11 has, for example, a plurality of cells. Each cell is composed of a laminated oxygen electrode, a hydrogen electrode, and an electrolyte membrane arranged between the two electrodes. Then, the fuel cell stack 11 chemically reacts hydrogen, which is a fuel gas, with oxygen contained in air to generate electricity.
  • the fuel cell stack 11 is electrically connected to a traveling motor (not shown).
  • the traveling motor is driven by using the electric power generated by the fuel cell stack 11 as a power source.
  • the power of the traveling motor is transmitted to the axle via a power transmission mechanism (not shown), and the vehicle travels at a vehicle speed corresponding to the accelerator opening of the accelerator pedal.
  • the fuel cell stack 11 has a supply port 11a to which air is supplied, a discharge port 11b from which air is discharged as an exhaust gas, and a connection flow path 11c connecting the supply port 11a and the discharge port 11b. There is. In the connection flow path 11c, the air supplied from the supply port 11a flows toward the discharge port 11b.
  • the fuel cell centrifugal compressor 12 includes a housing 13, a rotating shaft 14 housed in the housing 13, and an electric motor 15 housed in the housing 13 and rotating the rotating shaft 14.
  • the electric motor 15 is driven by being supplied with electric power from a battery (not shown) to rotate the rotating shaft 14.
  • the centrifugal compressor 12 for a fuel cell is provided with an impeller 16 that rotates to compress air.
  • the impeller 16 is connected to one end of the rotating shaft 14. Then, the impeller 16 rotates integrally with the rotating shaft 14 by rotating the rotating shaft 14. In the fuel cell centrifugal compressor 12, the compression operation is performed by rotating the impeller 16.
  • the housing 13 has a suction port 13a for sucking air and a discharge port 13b for discharging air.
  • the fuel cell system 10 includes a flow path 17 for a compressor.
  • the compressor flow path 17 is composed of, for example, piping. One end of the compressor flow path 17 is open to the atmosphere, and the other end of the compressor flow path 17 is connected to the suction port 13a. Then, air from the outside flows through the flow path 17 for the compressor and is sucked into the suction port 13a.
  • the fuel cell centrifugal compressor 12 compresses the air sucked from the suction port 13a. Then, the air compressed by the fuel cell centrifugal compressor 12 is discharged from the discharge port 13b.
  • the fuel cell system 10 includes a supply flow path 18 that connects the fuel cell centrifugal compressor 12 and the fuel cell stack 11.
  • the supply flow path 18 is composed of, for example, piping. One end of the supply flow path 18 is connected to the discharge port 13b, and the other end of the supply flow path 18 is connected to the supply port 11a. Then, the air discharged from the discharge port 13b flows through the supply flow path 18 and is supplied to the supply port 11a.
  • the fuel cell system 10 includes a turbine 20 having a turbine wheel 19 that is rotated by exhaust gas discharged from the fuel cell stack 11.
  • the turbine 20 has a turbine housing 22.
  • the turbine 20 has a turbine chamber 23 formed in the turbine housing 22.
  • the turbine chamber 23 accommodates the turbine wheel 19.
  • the turbine housing 22 has an introduction port 22a into which the exhaust gas is introduced and an exhaust port 22b in which the exhaust gas that has passed through the turbine chamber 23 is discharged.
  • the fuel cell system 10 includes a discharge flow path 24 that connects the fuel cell stack 11 and the turbine 20.
  • the discharge flow path 24 is composed of, for example, a pipe. One end of the discharge flow path 24 is connected to the discharge port 11b, and the other end of the discharge flow path 24 is connected to the introduction port 22a. Then, the exhaust gas discharged from the discharge port 11b flows through the discharge flow path 24 and is introduced into the introduction port 22a.
  • the turbine 20 has an introduction flow path 25 that connects the turbine chamber 23 and the discharge flow path 24 and introduces the exhaust gas flowing through the discharge flow path 24 into the turbine chamber 23.
  • the introduction flow path 25 is formed in the turbine housing 22 and communicates with the introduction port 22a and the turbine chamber 23. Therefore, the introduction flow path 25 is connected to the discharge flow path 24 via the introduction port 22a.
  • the turbine wheel 19 is discharged from the fuel cell stack 11 and is rotated by the exhaust gas introduced into the turbine chamber 23 via the discharge flow path 24, the introduction port 22a, and the introduction flow path 25.
  • the turbine wheel 19 rotates, the exhaust energy of the exhaust gas is extracted as mechanical energy, and a motor (not shown) connected to the turbine wheel 19 functions as a generator to regenerate power to the motor. Occurs. Then, the regenerative power generated in the motor is stored in a battery (not shown) and used as a power source for, for example, a traveling motor.
  • the turbine 20 has a pressure adjusting valve 26 that adjusts the cross section of the flow path of the introduction flow path 25 to adjust the pressure of the air supplied to the fuel cell stack 11.
  • the pressure regulating valve 26 has, for example, a plurality of nozzle vanes arranged in the circumferential direction at positions on the outer periphery of the turbine wheel 19, and a rotating mechanism portion for rotating the plurality of nozzle vanes. Then, the flow path cross section of the introduction flow path 25 is adjusted by rotating the plurality of nozzle vanes by the rotation mechanism unit.
  • the fuel cell stack 11 includes a control device 30.
  • the control device 30 is electrically connected to the electric motor 15. Then, the control device 30 controls the drive of the electric motor 15. Further, the control device 30 is electrically connected to the pressure regulating valve 26.
  • the control device 30 calculates the required power generation amount required for the fuel cell stack 11 based on the operation mode of the accelerator pedal and the like, and derives the target opening degree of the pressure adjusting valve 26 based on the required power generation amount.
  • the control device 30 controls the opening degree of the pressure adjusting valve 26 so that the opening degree of the pressure adjusting valve 26 becomes the derived target opening degree. Then, the pressure of the air supplied to the fuel cell stack 11 is adjusted by controlling the opening degree of the pressure adjusting valve 26 by the control device 30.
  • the opening degree of the pressure adjusting valve 26 is the rotation angle of the plurality of nozzle vanes. Then, the humidity in the fuel cell stack 11 is adjusted by adjusting the pressure of the air supplied to the fuel cell stack 11. The humidity in the fuel cell stack 11 is adjusted to a predetermined desired humidity in order to efficiently generate electricity in the fuel cell stack 11.
  • the housing 13 has a bottomed cylindrical compressor housing 31 having a suction port 13a and a disc-shaped bearing housing 32 that closes the opening of the compressor housing 31.
  • An impeller chamber 33 for accommodating the impeller 16 is formed in the compressor housing 31.
  • the impeller chamber 33 communicates with the suction port 13a.
  • One end of the rotating shaft 14 penetrates the bearing housing 32 and projects into the impeller chamber 33.
  • the rotating shaft 14 is rotatably supported by the bearing housing 32 via the bearing 32a.
  • the suction port 13a extends in the axial direction of the rotating shaft 14.
  • the compressor housing 31 has a discharge chamber 34 from which air compressed by the impeller 16 is discharged, and a diffuser flow path 35 that communicates the impeller chamber 33 and the discharge chamber 34.
  • the diffuser flow path 35 is arranged radially outside the rotation shaft 14 with respect to the impeller chamber 33, and is formed in an annular shape around the impeller 16 (impeller chamber 33).
  • the discharge chamber 34 is an annular shape arranged radially outside the rotating shaft 14 with respect to the diffuser flow path 35. The air compressed by the impeller 16 passes through the diffuser flow path 35, is further compressed, and is discharged to the discharge chamber 34.
  • the air in the discharge chamber 34 is discharged from the discharge port 13b to the supply flow path 18, and is supplied to the fuel cell stack 11 via the supply flow path 18 and the supply port 11a. Therefore, the impeller 16 compresses the air supplied to the fuel cell stack 11.
  • the impeller 16 has a hub 41 that rotates integrally with the rotation shaft 14, and a plurality of wings 42 arranged in the circumferential direction of the hub 41.
  • the hub 41 is attached to one end of the rotating shaft 14.
  • the hub 41 has a substantially conical shape in which the outer diameter increases from the front end portion located near the suction port 13a toward the rear end portion, and has a surface that is a curved surface recessed toward the axis of the rotating shaft 14. are doing.
  • the plurality of wings 42 are arranged on the surface of the hub 41 at equal intervals in the circumferential direction. Since the outer diameter of the hub 41 increases from the front end to the rear end, the distance between the blades 42 adjacent to each other in the circumferential direction of the hub 41 increases from the front end to the rear end of the hub 41. It gradually becomes wider.
  • the fuel cell centrifugal compressor 12 includes a shroud 50 that forms the impeller chamber 33.
  • the shroud 50 is part of the compressor housing 31.
  • the shroud 50 is arranged to face the hub 41 and extends along the surface of the hub 41.
  • the shroud 50 surrounds a plurality of wings 42.
  • the inter-blade passage 51 is partitioned by a pair of blades 42, a hub 41, and a shroud 50 that are adjacent to each other in the circumferential direction of the hub 41.
  • FIG. 3 shows the meridional shape of the wing 42.
  • the wing 42 is formed including a hub-side meridian L1 which is a meridian on the hub 41 side and a shroud-side meridian L2 which is a meridian on the shroud 50 side.
  • the meridian plane of the wing 42 is a vertical cross section that passes through the hub side meridian L1, the shroud side meridian L2, and the axis of the rotation axis 14. Then, the front end of the hub-side meridian L1 becomes the hub-side front edge a1 of the wing 42, and the rear end of the hub-side meridian L1 becomes the hub-side rear edge a2 of the wing 42.
  • the front end of the shroud side meridian L2 becomes the shroud side front edge b1 of the wing 42
  • the rear end of the shroud side meridian L2 becomes the shroud side rear edge b2 of the wing 42.
  • the edge connecting the hub-side front edge a1 and the shroud-side front edge b1 is the front edge 42a of the wing 42.
  • the edge connecting the hub-side trailing edge a2 and the shroud-side trailing edge b2 is the trailing edge 42b of the wing 42.
  • the distance Lh in the axial direction of the rotating shaft 14 from the hub-side trailing edge a2 of the blade 42 to the hub-side front edge a1 is the axial direction of the rotating shaft 14 from the hub-side trailing edge a2 of the blade 42 to the shroud-side front edge b1.
  • the distance is longer than Ls.
  • the shape of the hub 41 side and the base end of the wing 42 is determined by the hub side meridian L1, and the shape of the shroud 50 side, that is, the tip is determined by the shroud side meridian L2, and has a three-dimensional shape as a whole.
  • the hub-side meridian L1 is a curve quantified by the blade angle ⁇ , which is the angle formed by the blade 42 and the meridian surface.
  • the shroud-side meridian L2 is a curve quantified by the blade angle ⁇ , which is the angle formed by the blade 42 and the meridian plane.
  • the smaller angle between the wing 42 and the meridional surface is defined as the wing angle ⁇ .
  • the blade angle ⁇ has different values for the hub side meridian L1 and the shroud side meridian L2.
  • the blade angle ⁇ has a different value depending on the position on the hub side meridian L1.
  • the blade angle ⁇ has a different value depending on the position on the shroud side meridian L2.
  • the blade angle ⁇ at an arbitrary position on the hub side meridian L1 is defined as the blade angle ⁇ of the hub side meridian L1 or the blade angle ⁇ on the hub side.
  • the blade angle ⁇ at an arbitrary position on the shroud side meridian L2 is defined as the blade angle ⁇ of the shroud side meridian L2 or the blade angle ⁇ on the shroud side.
  • the blade angle ⁇ of the blade 42 is shown on the vertical axis, and the dimensionless meridian length S is shown on the horizontal axis.
  • the wing angle ⁇ is a negative value.
  • the blade angle ⁇ of the hub-side meridian L1 has a maximum value aMAX between the hub-side front edge a1 and the hub-side trailing edge a2 of the blade 42. Therefore, the absolute value of the blade angle ⁇ on the hub 41 side of the blade 42 has a minimum value between the hub side front edge a1 and the hub side trailing edge a2 of the blade 42.
  • the blade angle ⁇ of the hub-side meridian L1 has a maximum value aMAX closer to the hub-side front edge a1 than the midpoint CT of the hub-side meridian L1.
  • the blade angle ⁇ of the shroud-side meridian L2 has a maximum value bMAX between the shroud-side front edge b1 and the shroud-side trailing edge b2 of the blade 42. Therefore, the absolute value of the blade angle ⁇ on the shroud 50 side of the blade 42 has a minimum value between the shroud side front edge b1 and the shroud side trailing edge b2 of the blade 42.
  • the blade angle ⁇ of the shroud-side meridian L2 has a maximum value bMAX closer to the shroud-side trailing edge b2 than the midpoint CT of the shroud-side meridian L2.
  • the blade angle ⁇ of the hub-side meridian L1 is always equal to or greater than the blade angle ⁇ of the shroud-side meridian L2 between the hub-side front edge a1 and the hub-side trailing edge a2. Therefore, the absolute value of the blade angle ⁇ on the hub 41 side of the blade 42 is always equal to or less than the absolute value of the blade angle ⁇ on the shroud 50 side of the blade 42 between the hub side front edge a1 and the hub side trailing edge a2.
  • the blade angle ⁇ of the shroud side trailing edge b2 is larger than the blade angle ⁇ of the shroud side front edge b1. Therefore, the absolute value of the blade angle ⁇ of the shroud side trailing edge b2 is smaller than the absolute value of the blade angle ⁇ of the shroud side front edge b1.
  • the blade angle ⁇ of the shroud side front edge b1 is the minimum value bMIN at the blade angle ⁇ of the shroud side meridian L2.
  • the blade angle ⁇ at the hub side trailing edge a2 and the blade angle ⁇ at the shroud side trailing edge b2 are the same.
  • the blade angle ⁇ of the hub-side trailing edge a2 has a minimum value aMIN at the blade angle ⁇ of the hub-side meridian L1.
  • the blade angle ⁇ of the hub-side trailing edge a2 is smaller than the blade angle ⁇ of the hub-side front edge a1. Therefore, the absolute value of the blade angle ⁇ of the hub-side trailing edge a2 is larger than the absolute value of the blade angle ⁇ of the hub-side front edge a1.
  • the length X1 of the shroud-side meridian L2 from the shroud-side front edge b1 to the portion where the shroud-side meridian L2 has the maximum value is that the blade angle ⁇ of the hub-side front edge a1 to the hub-side meridian L1 is the maximum value. It is more than twice the length X2 of the hub-side meridian L1 up to the site.
  • the absolute value of the blade angle ⁇ on the hub 41 side of the blade 42 has a minimum value between the hub side front edge a1 and the hub side trailing edge a2 of the blade 42.
  • the absolute value of the blade angle ⁇ on the shroud 50 side of the blade 42 has a minimum value between the shroud side front edge b1 and the shroud side trailing edge b2 of the blade 42.
  • the absolute value of the blade angle ⁇ on the hub 41 side of the blade 42 is always equal to or less than the absolute value of the blade angle ⁇ on the shroud 50 side of the blade 42 between the hub side front edge a1 and the hub side trailing edge a2.
  • the absolute value of the blade angle ⁇ of the shroud side trailing edge b2 is smaller than the absolute value of the blade angle ⁇ of the shroud side front edge b1.
  • the present inventor states that in the wing 42 designed in this way, the absolute value of the wing angle ⁇ of the hub-side trailing edge a2 is smaller than the absolute value of the wing angle ⁇ of the hub-side front edge a1. It has been found that when the air flowing along the blade 42 (inter-blade passage 51) has a small flow rate, surging that causes a backflow in the air flowing along the blade 42 is likely to occur. In particular, if the discharge pressure is high when the air flowing along the blade 42 has a small flow rate, surging is likely to occur. Therefore, in the present embodiment, the absolute value of the blade angle ⁇ of the hub-side trailing edge a2 is set to be larger than the absolute value of the blade angle ⁇ of the hub-side front edge a1.
  • the surge line L11 connecting the limit points where surging does not occur in the present embodiment with a line moves in a direction in which the flow rate becomes smaller than the surge line L12 of the comparative example shown by the alternate long and short dash line in FIG. are doing.
  • the surge line L12 when the absolute value of the blade angle ⁇ of the hub-side trailing edge a2 is smaller than the absolute value of the blade angle ⁇ of the hub-side front edge a1 is shown as a comparative example. There is.
  • the humidity in the fuel cell stack 11 decreases.
  • the pressure of the air supplied to the fuel cell stack 11 is low, the humidity in the fuel cell stack 11 tends to decrease. ..
  • a decrease in humidity in the fuel cell stack 11 causes a decrease in power generation efficiency of the fuel cell stack 11. Therefore, in order to maintain the power generation efficiency of the fuel cell stack 11, it is required that the pressure of the air supplied to the fuel cell stack 11 is high when the air supplied to the fuel cell stack 11 has a small flow rate.
  • the operating region of the fuel cell centrifugal compressor 12 is expanded when the air flowing along the blade 42 has a small flow rate and the discharge pressure is high. Therefore, the occurrence of surging is suppressed when the air flowing along the blade 42 has a small flow rate and the discharge pressure is high. Therefore, when the flow rate of the air supplied to the fuel cell stack 11 is small, the pressure of the air supplied to the fuel cell stack 11 can be increased, and the power generation efficiency of the fuel cell stack 11 is maintained.
  • the present inventor has an absolute value of the blade angle ⁇ of the hub side trailing edge a2 smaller than the absolute value of the blade angle ⁇ of the hub side front edge a1. It was found that when the air flowing along the blade 42 has a small flow rate, surging that causes a backflow in the air flow along the blade 42 is likely to occur. In particular, if the discharge pressure is high when the air flowing along the blade 42 has a small flow rate, surging is likely to occur. Therefore, in the present embodiment, the absolute value of the blade angle ⁇ of the hub-side trailing edge a2 is set to be larger than the absolute value of the blade angle ⁇ of the hub-side front edge a1.
  • the operating range of the fuel cell centrifugal compressor 12 can be expanded when the air flow rate is small and the discharge pressure is high. Therefore, it is possible to suppress the occurrence of surging when the air flowing along the blade 42 has a small flow rate and the discharge pressure is high.
  • the blade angle ⁇ of the hub-side meridian L1 may be, for example, a maximum value aMAX closer to the hub-side trailing edge a2 than the midpoint CT of the hub-side meridian L1.
  • the blade angle ⁇ of the hub-side meridian L1 may have a maximum value aMAX at the midpoint CT of the hub-side meridian L1, for example.
  • the blade angle ⁇ of the shroud-side meridian L2 may have a maximum value bMAX, for example, closer to the shroud-side front edge b1 than the midpoint CT of the shroud-side meridian L2.
  • the blade angle ⁇ of the shroud-side meridian L2 may have a maximum value bMAX at the midpoint CT of the shroud-side meridian L2, for example.
  • the blade angle ⁇ at the hub side trailing edge a2 and the blade angle ⁇ at the shroud side trailing edge b2 do not have to match, and the blade angle ⁇ at the hub side trailing edge a2 is on the shroud side. It may be larger than the blade angle ⁇ at the trailing edge b2. That is, the absolute value of the blade angle ⁇ at the hub-side trailing edge a2 may be smaller than the absolute value of the blade angle ⁇ at the shroud-side trailing edge b2.
  • the absolute value of the blade angle ⁇ on the hub 41 side of the blade 42 is always equal to or less than the absolute value of the blade angle ⁇ on the shroud 50 side of the blade 42 between the hub side front edge a1 and the hub side trailing edge a2. Just do it.
  • the distance Ls in the axial direction of the shaft 14 may be the same.
  • the distance Lh in the axial direction of the rotation shaft 14 from the hub-side trailing edge a2 of the wing 42 to the hub-side front edge a1 is the rotation from the hub-side trailing edge a2 of the wing 42 to the shroud-side front edge b1. It may be shorter than the distance Ls in the axial direction of the shaft 14.
  • the length X1 of the shroud side meridian L2 from the shroud side front edge b1 to the portion where the shroud side meridian L2 has the maximum value is the blade angle from the hub side front edge a1 to the hub side meridian L1. It does not have to be twice or more the length X2 of the hub-side meridian L1 to the site where ⁇ reaches the maximum value.
  • the shroud 50 is a part of the compressor housing 31, but the shroud is not limited to this, and the shroud may be a separate member from the compressor housing 31.
  • the oxidant gas is arbitrary as long as it is a gas containing oxygen.
  • the centrifugal compressor 12 for a fuel cell does not have to be used for the fuel cell system 10 mounted on a vehicle such as a fuel cell vehicle.

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Abstract

燃料電池用遠心圧縮機は、ハブ及び複数の翼を有するインペラと、シュラウドとを備える。翼と子午面とがなす角度のうち小さい角度を翼角度と定義する。翼のハブ側の翼角度の絶対値は、翼のハブ側前縁とハブ側後縁との間で極小値を有する。翼のシュラウド側の翼角度の絶対値は、翼のシュラウド側前縁とシュラウド側後縁との間で極小値を有する。翼のハブ側の翼角度の絶対値は、ハブ側前縁とハブ側後縁との間において常に翼のシュラウド側の翼角度の絶対値以下である。シュラウド側後縁の翼角度の絶対値は、シュラウド側前縁の翼角度の絶対値よりも小さい。ハブ側後縁の翼角度の絶対値は、ハブ側前縁の翼角度の絶対値よりも大きい。

Description

燃料電池用遠心圧縮機
　本開示は、燃料電池スタックに供給される酸化剤ガスを圧縮する燃料電池用遠心圧縮機に関する。
　近年、燃料ガスである水素と酸化剤ガスである空気に含まれる酸素とを化学反応させて発電を行う燃料電池スタックを備える燃料電池システムを搭載した車両が実用化されている。例えば特許文献１に開示されているように、燃料電池システムは、燃料電池スタックに供給される空気を圧縮する燃料電池用遠心圧縮機を備えている。
　燃料電池用遠心圧縮機は、空気を圧縮するインペラを備えている。インペラは、回転軸と一体的に回転するハブ、及びハブの周方向に配列された複数の翼を有している。また、燃料電池用遠心圧縮機は、ハブに対向するように配置されるとともにインペラを収容するインペラ室を形成するシュラウドを備えている。
特開２０１０－１４４５３７号公報
　ところで、燃料電池システムにおいては、例えば、燃料電池スタックに空気が過剰に供給されると、燃料電池スタック内の湿度は低下する。かといって、燃料電池スタックに供給される空気が小流量の場合であっても、燃料電池スタックに供給される空気の圧力が低いと、燃料電池スタック内の湿度は低下し易くなる。燃料電池スタック内の湿度の低下は、燃料電池スタックの発電効率の低下を招く。したがって、燃料電池スタックの発電効率を維持するためには、燃料電池スタックに供給される空気が小流量であるときに、燃料電池スタックに供給される空気の圧力が高いことが要求される。
　しかしながら、燃料電池用遠心圧縮機では、翼に沿って流れる空気が小流量であるとき、翼に沿う空気の流れに逆流が生じるサージングが発生するという問題がある。特に、翼に沿って流れる空気が小流量であるときに吐出圧力が高いと、サージングが発生し易い。サージングが発生すると、燃料電池用遠心圧縮機の運転が不安定になってしまう。
　本開示の目的は、翼に沿って流れる酸化剤ガスが小流量であって、且つ吐出圧力が高いときのサージングの発生を抑制することができる燃料電池用遠心圧縮機を提供することにある。
　上記目的を達成する燃料電池用遠心圧縮機は、回転軸と一体的に回転するハブ、及び前記ハブの周方向に配列された複数の翼を有するとともに燃料電池スタックに供給される酸化剤ガスを圧縮するように構成されるインペラと、前記ハブに対向するように配置されるとともに前記インペラを収容するインペラ室を形成するシュラウドと、を備える。前記翼と子午面とがなす角度のうち小さい角度を翼角度と定義する。前記翼の前記ハブ側の翼角度の絶対値は、前記翼のハブ側前縁とハブ側後縁との間で極小値を有する。前記翼の前記シュラウド側の翼角度の絶対値は、前記翼のシュラウド側前縁とシュラウド側後縁との間で極小値を有する。前記翼の前記ハブ側の翼角度の絶対値は、前記ハブ側前縁と前記ハブ側後縁との間において常に前記翼の前記シュラウド側の翼角度の絶対値以下である。前記シュラウド側後縁の翼角度の絶対値は、前記シュラウド側前縁の翼角度の絶対値よりも小さい。前記ハブ側後縁の翼角度の絶対値は、前記ハブ側前縁の翼角度の絶対値よりも大きい。
一実施形態における燃料電池システムの概略構成図。 燃料電池用遠心圧縮機の一部分を示す側断面図。 インペラの子午面形状を示す図。 翼角度と無次元子午線長さとの関係を示すグラフ。 燃料電池用遠心圧縮機の圧力比と流量との関係を示すグラフ。
　以下、燃料電池用遠心圧縮機を具体化した一実施形態を図１～図５にしたがって説明する。本実施形態の燃料電池用遠心圧縮機は、例えば、燃料電池車などの車両に搭載される燃料電池システムに用いられる。
　図１に示すように、燃料電池システム１０は、燃料電池スタック１１と、酸化剤ガスである空気を圧縮する燃料電池用遠心圧縮機１２と、を備えている。燃料電池スタック１１には、燃料電池用遠心圧縮機１２によって圧縮された空気が供給される。燃料電池スタック１１は、例えば、複数のセルを有している。各セルは、酸素極と、水素極と、両極の間に配置された電解質膜とが積層されて構成されている。そして、燃料電池スタック１１は、燃料ガスである水素と空気に含まれる酸素とを化学反応させて発電を行う。
　燃料電池スタック１１は、図示しない走行用モータに電気的に接続されている。走行用モータは、燃料電池スタック１１により発電された電力を電力源として駆動する。走行用モータの動力は、図示しない動力伝達機構を介して車軸に伝達され、車両は、アクセルペダルのアクセル開度に応じた車速で走行する。
　燃料電池スタック１１は、空気が供給される供給口１１ａと、空気が排出ガスとして排出される排出口１１ｂと、供給口１１ａと排出口１１ｂとを接続する接続流路１１ｃと、を有している。接続流路１１ｃでは、供給口１１ａから供給された空気が排出口１１ｂに向けて流れる。
　燃料電池用遠心圧縮機１２は、ハウジング１３と、ハウジング１３内に収容される回転軸１４と、ハウジング１３内に収容されるとともに回転軸１４を回転させる電動モータ１５と、を備えている。電動モータ１５は、図示しないバッテリから電力が供給されることにより駆動して回転軸１４を回転させる。
　また、燃料電池用遠心圧縮機１２は、空気を圧縮するために回転するインペラ１６を備えている。インペラ１６は、回転軸１４の一端部に連結されている。そして、インペラ１６は、回転軸１４が回転することにより、回転軸１４と一体的に回転する。燃料電池用遠心圧縮機１２では、インペラ１６が回転することにより圧縮動作が行われる。
　ハウジング１３は、空気が吸入される吸入口１３ａと、空気が吐出される吐出口１３ｂと、を有している。また、燃料電池システム１０は、圧縮機用流路１７を備えている。圧縮機用流路１７は、例えば、配管で構成されている。圧縮機用流路１７の一端は大気に開放されており、圧縮機用流路１７の他端は吸入口１３ａに接続されている。そして、外部からの空気が圧縮機用流路１７を流れて吸入口１３ａに吸入される。燃料電池用遠心圧縮機１２は、吸入口１３ａから吸入された空気を圧縮する。そして、燃料電池用遠心圧縮機１２にて圧縮された空気は吐出口１３ｂから吐出される。
　燃料電池システム１０は、燃料電池用遠心圧縮機１２と燃料電池スタック１１とを接続する供給流路１８を備えている。供給流路１８は、例えば、配管で構成されている。供給流路１８の一端は吐出口１３ｂに接続されるとともに、供給流路１８の他端は供給口１１ａに接続されている。そして、吐出口１３ｂから吐出された空気は、供給流路１８を流れて供給口１１ａに供給される。
　燃料電池システム１０は、燃料電池スタック１１から排出される排出ガスによって回転するタービンホイール１９を有するタービン２０を備えている。タービン２０は、タービンハウジング２２を有している。タービン２０は、タービンハウジング２２内に形成されるタービン室２３を有している。タービン室２３は、タービンホイール１９を収容する。
　タービンハウジング２２は、排出ガスが導入される導入口２２ａと、タービン室２３を通過した排出ガスが排出される排出口２２ｂと、を有している。また、燃料電池システム１０は、燃料電池スタック１１とタービン２０とを接続する排出流路２４を備えている。排出流路２４は、例えば、配管で構成されている。排出流路２４の一端は排出口１１ｂに接続されるとともに、排出流路２４の他端は導入口２２ａに接続されている。そして、排出口１１ｂから排出された排出ガスは、排出流路２４を流れて導入口２２ａに導入される。
　タービン２０は、タービン室２３と排出流路２４とを繋ぐとともに排出流路２４を流れる排出ガスをタービン室２３に導入する導入流路２５を有している。導入流路２５は、タービンハウジング２２内に形成されるとともに、導入口２２ａとタービン室２３とを連通する。よって、導入流路２５は、導入口２２ａを介して排出流路２４に接続されている。タービンホイール１９は、燃料電池スタック１１から排出されて、排出流路２４、導入口２２ａ、及び導入流路２５を介してタービン室２３に導入される排出ガスにより回転する。
　燃料電池システム１０では、タービンホイール１９が回転することにより、排出ガスの排気エネルギーが機械的エネルギーとして取り出され、タービンホイール１９と接続されている図示しないモータが発電機として機能してモータに回生電力が発生する。そして、モータに発生した回生電力が、図示しないバッテリに蓄電され、例えば、走行用モータの電力源として用いられる。
　タービン２０は、導入流路２５の流路断面積を調整して燃料電池スタック１１に供給される空気の圧力を調整する圧力調整弁２６を有している。圧力調整弁２６は、例えば、タービンホイール１９の外周の位置に周方向に複数配列されるノズルベーンと、複数のノズルベーンを回動させる回動機構部と、を有している。そして、回動機構部によって複数のノズルベーンが回動することにより、導入流路２５の流路断面積が調整される。
　燃料電池スタック１１は、制御装置３０を備えている。制御装置３０は、電動モータ１５と電気的に接続されている。そして、制御装置３０は、電動モータ１５の駆動を制御する。また、制御装置３０は、圧力調整弁２６と電気的に接続されている。制御装置３０は、アクセルペダルの操作態様等に基づいて燃料電池スタック１１に要求される要求発電量を算出し、その要求発電量に基づいて、圧力調整弁２６の目標開度を導出する。制御装置３０は、圧力調整弁２６の開度が、導出された目標開度となるように圧力調整弁２６の開度を制御する。そして、制御装置３０により圧力調整弁２６の開度が制御されることにより、燃料電池スタック１１に供給される空気の圧力が調整される。なお、圧力調整弁２６の開度は、複数のノズルベーンの回動角度である。そして、燃料電池スタック１１に供給される空気の圧力が調整されることにより、燃料電池スタック１１内の湿度が調整される。燃料電池スタック１１内の湿度は、燃料電池スタック１１の発電を効率良く行うために、予め定められた所望の湿度に調整される。
　図２に示すように、ハウジング１３は、吸入口１３ａを有する有底円筒状のコンプレッサハウジング３１と、コンプレッサハウジング３１の開口を閉塞する円板状のベアリングハウジング３２と、を有している。コンプレッサハウジング３１内には、インペラ１６を収容するインペラ室３３が形成されている。インペラ室３３は、吸入口１３ａに連通している。回転軸１４の一端部は、ベアリングハウジング３２を貫通してインペラ室３３内に突出している。回転軸１４は、軸受３２ａを介してベアリングハウジング３２に回転可能に支持されている。吸入口１３ａは、回転軸１４の軸線方向に延びている。
　コンプレッサハウジング３１は、インペラ１６によって圧縮された空気が吐出される吐出室３４と、インペラ室３３と吐出室３４とを連通するディフューザ流路３５と、を有している。ディフューザ流路３５は、インペラ室３３よりも回転軸１４の径方向外側に配置されており、インペラ１６（インペラ室３３）の周囲で環状に形成されている。吐出室３４は、ディフューザ流路３５よりも回転軸１４の径方向外側に配置された環状である。インペラ１６によって圧縮された空気は、ディフューザ流路３５を通過することによって、さらに圧縮されて吐出室３４に吐出される。そして、吐出室３４内の空気は、吐出口１３ｂから供給流路１８に吐出されて、供給流路１８及び供給口１１ａを介して燃料電池スタック１１に供給される。したがって、インペラ１６は、燃料電池スタック１１に供給される空気を圧縮する。
　図３に示すように、インペラ１６は、回転軸１４と一体的に回転するハブ４１、及びハブ４１の周方向に配列された複数の翼４２を有している。ハブ４１は、回転軸１４の一端部に取り付けられている。ハブ４１は、吸入口１３ａ近傍に位置する前端部から後端部に向かうにつれて外径が拡径していく略円錐形状であり、回転軸１４の軸線に向けて凹む湾曲面である表面を有している。複数の翼４２は、ハブ４１の表面に周方向に等間隔置きで配置されている。ハブ４１が、前端部から後端部に向かうにつれて外径が拡径していくため、ハブ４１の周方向で隣り合う翼４２同士の間隔は、ハブ４１の前端部から後端部に向かうにつれて徐々に広くなっていく。
　燃料電池用遠心圧縮機１２は、インペラ室３３を形成するシュラウド５０を備えている。本実施形態において、シュラウド５０は、コンプレッサハウジング３１の一部である。シュラウド５０は、ハブ４１に対向配置されるとともにハブ４１の表面に沿って延びている。シュラウド５０は、複数の翼４２を取り囲んでいる。そして、ハブ４１の周方向で隣り合う一対の翼４２、ハブ４１、及びシュラウド５０によって翼間通路５１が区画されている。
　図３は、翼４２の子午面形状を示している。翼４２は、ハブ４１側の子午線であるハブ側子午線Ｌ１と、シュラウド５０側の子午線であるシュラウド側子午線Ｌ２と、を含んで形成されている。なお、翼４２の子午面とは、ハブ側子午線Ｌ１、シュラウド側子午線Ｌ２、及び回転軸１４の軸線を通過する縦断面である。そして、ハブ側子午線Ｌ１の前端が、翼４２のハブ側前縁ａ１となり、ハブ側子午線Ｌ１の後端が、翼４２のハブ側後縁ａ２となる。また、シュラウド側子午線Ｌ２の前端が、翼４２のシュラウド側前縁ｂ１となり、シュラウド側子午線Ｌ２の後端が、翼４２のシュラウド側後縁ｂ２となる。ハブ側前縁ａ１とシュラウド側前縁ｂ１とを結ぶ縁は、翼４２の前縁４２ａである。ハブ側後縁ａ２とシュラウド側後縁ｂ２とを結ぶ縁は、翼４２の後縁４２ｂである。
　翼４２のハブ側後縁ａ２からハブ側前縁ａ１までの回転軸１４の軸線方向での距離Ｌｈは、翼４２のハブ側後縁ａ２からシュラウド側前縁ｂ１までの回転軸１４の軸線方向での距離Ｌｓよりも長い。
　翼４２は、ハブ側子午線Ｌ１によってハブ４１側、基端の形状が決定され、シュラウド側子午線Ｌ２によってシュラウド５０側、即ち先端の形状が決定され、全体として３次元形状を有する。ハブ側子午線Ｌ１は、翼４２と子午面とがなす角度である翼角度βで数値化される曲線である。また、シュラウド側子午線Ｌ２は、翼４２と午線面とがなす角度である翼角度βで数値化される曲線である。本実施形態では、翼４２と子午面とがなす角度のうち小さい角度を翼角度βと定義する。翼角度βは、ハブ側子午線Ｌ１とシュラウド側子午線Ｌ２とで異なる値を有する。翼角度βは、ハブ側子午線Ｌ１上の位置によって異なる値を有する。翼角度βは、シュラウド側子午線Ｌ２上の位置によって異なる値を有する。ハブ側子午線Ｌ１上の任意の位置における翼角度βを、ハブ側子午線Ｌ１の翼角度β又はハブ側の翼角度βと定義する。シュラウド側子午線Ｌ２上の任意の位置における翼角度βを、シュラウド側子午線Ｌ２の翼角度β又はシュラウド側の翼角度βと定義する。
　図４では、翼４２の翼角度βを縦軸に示し、無次元子午線長さＳを横軸に示している。翼角度βは、負の値である。
　ハブ側子午線Ｌ１の翼角度βは、翼４２のハブ側前縁ａ１とハブ側後縁ａ２との間で極大値ａＭＡＸを有する。したがって、翼４２のハブ４１側の翼角度βの絶対値は、翼４２のハブ側前縁ａ１とハブ側後縁ａ２との間で極小値を有する。ハブ側子午線Ｌ１の翼角度βは、ハブ側子午線Ｌ１の中間点ＣＴよりもハブ側前縁ａ１寄りで極大値ａＭＡＸを有する。
　シュラウド側子午線Ｌ２の翼角度βは、翼４２のシュラウド側前縁ｂ１とシュラウド側後縁ｂ２との間で極大値ｂＭＡＸを有する。したがって、翼４２のシュラウド５０側の翼角度βの絶対値は、翼４２のシュラウド側前縁ｂ１とシュラウド側後縁ｂ２との間で極小値を有する。シュラウド側子午線Ｌ２の翼角度βは、シュラウド側子午線Ｌ２の中間点ＣＴよりもシュラウド側後縁ｂ２寄りで極大値ｂＭＡＸを有する。
　ハブ側子午線Ｌ１の翼角度βは、ハブ側前縁ａ１とハブ側後縁ａ２との間において常にシュラウド側子午線Ｌ２の翼角度β以上になっている。したがって、翼４２のハブ４１側の翼角度βの絶対値は、ハブ側前縁ａ１とハブ側後縁ａ２との間において常に翼４２のシュラウド５０側の翼角度βの絶対値以下である。
　シュラウド側後縁ｂ２の翼角度βは、シュラウド側前縁ｂ１の翼角度βよりも大きい。したがって、シュラウド側後縁ｂ２の翼角度βの絶対値は、シュラウド側前縁ｂ１の翼角度βの絶対値よりも小さい。シュラウド側前縁ｂ１の翼角度βは、シュラウド側子午線Ｌ２の翼角度βでの最小値ｂＭＩＮとなっている。
　ハブ側後縁ａ２での翼角度βとシュラウド側後縁ｂ２での翼角度βとは一致している。ハブ側後縁ａ２の翼角度βは、ハブ側子午線Ｌ１の翼角度βでの最小値ａＭＩＮを有する。ハブ側後縁ａ２の翼角度βは、ハブ側前縁ａ１の翼角度βよりも小さい。したがって、ハブ側後縁ａ２の翼角度βの絶対値は、ハブ側前縁ａ１の翼角度βの絶対値よりも大きい。
　シュラウド側前縁ｂ１からシュラウド側子午線Ｌ２の翼角度βが極大値となる部位までのシュラウド側子午線Ｌ２の長さＸ１は、ハブ側前縁ａ１からハブ側子午線Ｌ１の翼角度βが極大値となる部位までのハブ側子午線Ｌ１の長さＸ２の２倍以上である。
　次に、本実施形態の作用について説明する。
　インペラ１６の翼４２は、翼４２のハブ４１側の翼角度βの絶対値は、翼４２のハブ側前縁ａ１とハブ側後縁ａ２との間で極小値を有する。翼４２のシュラウド５０側の翼角度βの絶対値は、翼４２のシュラウド側前縁ｂ１とシュラウド側後縁ｂ２との間で極小値を有する。そして、翼４２のハブ４１側の翼角度βの絶対値は、ハブ側前縁ａ１とハブ側後縁ａ２との間において常に翼４２のシュラウド５０側の翼角度βの絶対値以下である。シュラウド側後縁ｂ２の翼角度βの絶対値は、シュラウド側前縁ｂ１の翼角度βの絶対値よりも小さい。
　本発明者は、このように設計された翼４２において、ハブ側後縁ａ２の翼角度βの絶対値が、ハブ側前縁ａ１の翼角度βの絶対値よりも小さくなっていると、翼４２（翼間通路５１）に沿って流れる空気が小流量であるとき、翼４２に沿って流れる空気の流れに逆流が生じるサージングが発生し易いことを見出した。特に、翼４２に沿って流れる空気が小流量であるときに吐出圧力が高いと、サージングが発生し易い。そこで、本実施形態では、ハブ側後縁ａ２の翼角度βの絶対値が、ハブ側前縁ａ１の翼角度βの絶対値よりも大きく設定されている。
　図５に示すように、本実施形態におけるサージングが発生しない限界点を線で結んだサージラインＬ１１は、図５において二点鎖線で示す比較例のサージラインＬ１２よりも流量が小さくなる方向へ移動している。ここで、図５では、ハブ側後縁ａ２の翼角度βの絶対値が、ハブ側前縁ａ１の翼角度βの絶対値よりも小さくなっている場合のサージラインＬ１２を比較例として示している。
　このように、燃料電池用遠心圧縮機１２の作動領域が、図５において斜線で示す領域Ａ１分だけ拡大するため、翼４２に沿って流れる空気が小流量であって、且つ吐出圧力が高いときの燃料電池用遠心圧縮機１２の作動領域が拡大する。したがって、翼４２に沿って流れる空気が小流量であって、且つ吐出圧力が高いときのサージングの発生が抑制される。
　燃料電池システム１０においては、例えば、燃料電池スタック１１に空気が過剰に供給されると、燃料電池スタック１１内の湿度は低下する。かといって、燃料電池スタック１１に供給される空気が小流量の場合であっても、燃料電池スタック１１に供給される空気の圧力が低いと、燃料電池スタック１１内の湿度は低下し易くなる。燃料電池スタック１１内の湿度の低下は、燃料電池スタック１１の発電効率の低下を招く。したがって、燃料電池スタック１１の発電効率を維持するためには、燃料電池スタック１１に供給される空気が小流量であるときに、燃料電池スタック１１に供給される空気の圧力が高いことが要求される。
　このとき、本実施形態の燃料電池用遠心圧縮機１２では、翼４２に沿って流れる空気が小流量であって、且つ吐出圧力が高いときの燃料電池用遠心圧縮機１２の作動領域が拡大しており、翼４２に沿って流れる空気が小流量であって、且つ吐出圧力が高いときのサージングの発生が抑制される。したがって、燃料電池スタック１１に供給される空気が小流量であるときに、燃料電池スタック１１に供給される空気の圧力を高くすることが可能となり、燃料電池スタック１１の発電効率が維持される。
　上記実施形態では以下の効果を得ることができる。
　（１）本発明者は、このように設計された翼４２において、ハブ側後縁ａ２の翼角度βの絶対値が、ハブ側前縁ａ１の翼角度βの絶対値よりも小さくなっていると、翼４２に沿って流れる空気が小流量であるとき、翼４２に沿って流れる空気の流れに逆流が生じるサージングが発生し易いことを見出した。特に、翼４２に沿って流れる空気が小流量であるときに吐出圧力が高いと、サージングが発生し易い。そこで、本実施形態では、ハブ側後縁ａ２の翼角度βの絶対値が、ハブ側前縁ａ１の翼角度βの絶対値よりも大きく設定されている。これによれば、空気が小流量であって、且つ吐出圧力が高いときの燃料電池用遠心圧縮機１２の作動領域を拡大することができる。したがって、翼４２に沿って流れる空気が小流量であって、且つ吐出圧力が高いときのサージングの発生を抑制することができる。
　なお、上記実施形態は、以下のように変更して実施することができる。上記実施形態及び以下の変更例は、技術的に矛盾しない範囲で互いに組み合わせて実施することができる。
　○　実施形態において、ハブ側子午線Ｌ１の翼角度βは、例えば、ハブ側子午線Ｌ１の中間点ＣＴよりもハブ側後縁ａ２寄りで極大値ａＭＡＸとなっていてもよい。
　○　実施形態において、ハブ側子午線Ｌ１の翼角度βは、例えば、ハブ側子午線Ｌ１の中間点ＣＴで極大値ａＭＡＸとなっていてもよい。
　○　実施形態において、シュラウド側子午線Ｌ２の翼角度βは、例えば、シュラウド側子午線Ｌ２の中間点ＣＴよりもシュラウド側前縁ｂ１寄りで極大値ｂＭＡＸとなっていてもよい。
　○　実施形態において、シュラウド側子午線Ｌ２の翼角度βは、例えば、シュラウド側子午線Ｌ２の中間点ＣＴで極大値ｂＭＡＸとなっていてもよい。
　○　実施形態において、ハブ側後縁ａ２での翼角度βとシュラウド側後縁ｂ２での翼角度βとが一致していなくてもよく、ハブ側後縁ａ２での翼角度βが、シュラウド側後縁ｂ２での翼角度βよりも大きくてもよい。つまり、ハブ側後縁ａ２での翼角度βの絶対値が、シュラウド側後縁ｂ２での翼角度βの絶対値よりも小さくてもよい。要は、翼４２のハブ４１側の翼角度βの絶対値が、ハブ側前縁ａ１とハブ側後縁ａ２との間において常に翼４２のシュラウド５０側の翼角度βの絶対値以下であればよい。
　○　実施形態において、翼４２のハブ側後縁ａ２からハブ側前縁ａ１までの回転軸１４の軸線方向での距離Ｌｈと、翼４２のハブ側後縁ａ２からシュラウド側前縁ｂ１までの回転軸１４の軸線方向での距離Ｌｓとが同じであってもよい。
　○　実施形態において、翼４２のハブ側後縁ａ２からハブ側前縁ａ１までの回転軸１４の軸線方向での距離Ｌｈが、翼４２のハブ側後縁ａ２からシュラウド側前縁ｂ１までの回転軸１４の軸線方向での距離Ｌｓよりも短くてもよい。
　○　実施形態において、シュラウド側前縁ｂ１からシュラウド側子午線Ｌ２の翼角度βが極大値となる部位までのシュラウド側子午線Ｌ２の長さＸ１が、ハブ側前縁ａ１からハブ側子午線Ｌ１の翼角度βが極大値となる部位までのハブ側子午線Ｌ１の長さＸ２の２倍以上でなくてもよい。
　○　実施形態において、シュラウド５０は、コンプレッサハウジング３１の一部であったが、これに限らず、シュラウドがコンプレッサハウジング３１とは別部材であってもよい。
　○　実施形態において、酸化剤ガスとしては、酸素を含むガスであれば任意である。
　○　実施形態において、燃料電池用遠心圧縮機１２は、燃料電池車などの車両に搭載される燃料電池システム１０に用いられるものではなくてもよい。

Claims (1)

  1. 　回転軸と一体的に回転するように構成されたハブ、及び前記ハブの周方向に配列された複数の翼を有するとともに燃料電池スタックに供給される酸化剤ガスを圧縮するように構成されたインペラと、
    　前記ハブに対向するように配置されるとともに前記インペラを収容するインペラ室を形成するシュラウドと、を備え、
    　前記翼と子午面とがなす角度のうち小さい角度を翼角度と定義すると、
    　前記翼の前記ハブ側の翼角度の絶対値は、前記翼のハブ側前縁とハブ側後縁との間で極小値を有し、
    　前記翼の前記シュラウド側の翼角度の絶対値は、前記翼のシュラウド側前縁とシュラウド側後縁との間で極小値を有し、
    　前記翼の前記ハブ側の翼角度の絶対値は、前記ハブ側前縁と前記ハブ側後縁との間において常に前記翼の前記シュラウド側の翼角度の絶対値以下であり、
    　前記シュラウド側後縁の翼角度の絶対値は、前記シュラウド側前縁の翼角度の絶対値よりも小さい燃料電池用遠心圧縮機であって、
    　前記ハブ側後縁の翼角度の絶対値は、前記ハブ側前縁の翼角度の絶対値よりも大きい、燃料電池用遠心圧縮機。
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Families Citing this family (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN116050028B (zh) * 2023-03-30 2023-06-20 陕西空天信息技术有限公司 叶轮叶片确定方法、计算机可读存储介质和电子设备
DE102023114444A1 (de) 2023-06-01 2023-08-17 FEV Group GmbH Brennstoffzellenanordnung mit geschlossenem Verdichter sowie Fahrzeug mit einer solchen Anordnung

Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2010144537A (ja) * 2008-12-16 2010-07-01 Jtekt Corp 燃料電池用圧縮機
US20110173975A1 (en) * 2010-01-19 2011-07-21 Ford Global Technologies, Llc Turbocharger
JP2017193982A (ja) * 2016-04-19 2017-10-26 本田技研工業株式会社 コンプレッサ

Family Cites Families (30)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP0775248B1 (en) * 1994-06-10 1999-09-15 Ebara Corporation Centrifugal or mixed flow turbomachinery
JP3790101B2 (ja) * 1998-04-24 2006-06-28 株式会社荏原製作所 斜流ポンプ
US7207767B2 (en) * 2002-07-12 2007-04-24 Ebara Corporation Inducer, and inducer-equipped pump
JP4288051B2 (ja) * 2002-08-30 2009-07-01 三菱重工業株式会社 斜流タービン、及び、斜流タービン動翼
US20070243064A1 (en) * 2006-04-12 2007-10-18 Jcs/Thg,Llc. Fan blade assembly for electric fan
EP2020509B1 (en) * 2007-08-03 2014-10-15 Hitachi, Ltd. Centrifugal compressor, impeller and operating method of the same
JP2009281197A (ja) * 2008-05-20 2009-12-03 Mitsubishi Heavy Ind Ltd 斜流タービン
EP2189663B1 (en) * 2008-11-21 2016-04-27 Hitachi, Ltd. Centrifugal compressor and associated manufacturing method
DE102009019061A1 (de) * 2009-04-27 2010-10-28 Man Diesel & Turbo Se Mehrstufiger Radialverdichter
JP5371578B2 (ja) * 2009-06-26 2013-12-18 三菱重工業株式会社 タービンロータ
JP5495700B2 (ja) * 2009-10-07 2014-05-21 三菱重工業株式会社 遠心圧縮機のインペラ
JP5730649B2 (ja) * 2011-04-13 2015-06-10 株式会社日立製作所 羽根車及びそれを有するターボ機械
US20130129524A1 (en) * 2011-11-18 2013-05-23 Scott R. Sargent Centrifugal impeller
US9964116B2 (en) * 2012-01-18 2018-05-08 Ebara Corporation Inducer
ITCO20120055A1 (it) * 2012-11-06 2014-05-07 Nuovo Pignone Srl Pala di canale di ritorno per compressori centrifughi
JP6034162B2 (ja) * 2012-11-30 2016-11-30 株式会社日立製作所 遠心式流体機械
US20150086396A1 (en) * 2013-09-26 2015-03-26 Electro-Motive Diesel Inc. Turbocharger with mixed flow turbine stage
JP6133748B2 (ja) * 2013-10-09 2017-05-24 三菱重工業株式会社 インペラ及びこれを備える回転機械
JP2015086710A (ja) * 2013-10-28 2015-05-07 株式会社日立製作所 ガスパイプライン用遠心圧縮機及びガスパイプライン
CN106164496A (zh) * 2014-01-07 2016-11-23 诺沃皮尼奥内股份有限公司 具有非线性叶片前缘的离心压缩机叶轮及相关联的设计方法
JP6184017B2 (ja) * 2014-01-14 2017-08-23 三菱重工業株式会社 インペラ及びそれを備えた回転機械
JP2016061241A (ja) * 2014-09-18 2016-04-25 三菱重工業株式会社 遠心羽根車及び遠心圧縮機
WO2016129628A1 (ja) * 2015-02-10 2016-08-18 三菱日立パワーシステムズ株式会社 タービン及びガスタービン
US10030667B2 (en) * 2016-02-17 2018-07-24 Regal Beloit America, Inc. Centrifugal blower wheel for HVACR applications
JP6746943B2 (ja) * 2016-02-23 2020-08-26 株式会社Ihi 遠心圧縮機インペラ
US10760587B2 (en) * 2017-06-06 2020-09-01 Elliott Company Extended sculpted twisted return channel vane arrangement
JP7019446B2 (ja) * 2018-02-20 2022-02-15 三菱重工サーマルシステムズ株式会社 遠心圧縮機
JP6740271B2 (ja) * 2018-03-05 2020-08-12 三菱重工業株式会社 羽根車及びこの羽根車を備えた遠心圧縮機
JP2020186649A (ja) * 2019-05-10 2020-11-19 三菱重工業株式会社 遠心圧縮機のインペラ、遠心圧縮機及びターボチャージャ
JP7453896B2 (ja) * 2020-11-12 2024-03-21 三菱重工コンプレッサ株式会社 回転機械のインペラ及び回転機械

Patent Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2010144537A (ja) * 2008-12-16 2010-07-01 Jtekt Corp 燃料電池用圧縮機
US20110173975A1 (en) * 2010-01-19 2011-07-21 Ford Global Technologies, Llc Turbocharger
JP2017193982A (ja) * 2016-04-19 2017-10-26 本田技研工業株式会社 コンプレッサ

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