WO2023248534A1 - 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 - Google Patents

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 Download PDF

Info

Publication number
WO2023248534A1
WO2023248534A1 PCT/JP2023/006900 JP2023006900W WO2023248534A1 WO 2023248534 A1 WO2023248534 A1 WO 2023248534A1 JP 2023006900 W JP2023006900 W JP 2023006900W WO 2023248534 A1 WO2023248534 A1 WO 2023248534A1
Authority
WO
WIPO (PCT)
Prior art keywords
impeller
centrifugal compressor
blade
hub
leading edge
Prior art date
Application number
PCT/JP2023/006900
Other languages
English (en)
French (fr)
Inventor
浩範 本田
直志 神坂
勲 冨田
Original Assignee
三菱重工業株式会社
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by 三菱重工業株式会社 filed Critical 三菱重工業株式会社
Priority to CN202380014164.7A priority Critical patent/CN118176365A/zh
Publication of WO2023248534A1 publication Critical patent/WO2023248534A1/ja

Links

Images

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02B—INTERNAL-COMBUSTION PISTON ENGINES; COMBUSTION ENGINES IN GENERAL
    • F02B37/00—Engines characterised by provision of pumps driven at least for part of the time by exhaust
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F04—POSITIVE - DISPLACEMENT MACHINES FOR LIQUIDS; PUMPS FOR LIQUIDS OR ELASTIC FLUIDS
    • F04D—NON-POSITIVE-DISPLACEMENT PUMPS
    • F04D17/00—Radial-flow pumps, e.g. centrifugal pumps; Helico-centrifugal pumps
    • F04D17/08—Centrifugal pumps
    • F04D17/10—Centrifugal pumps for compressing or evacuating
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F04—POSITIVE - DISPLACEMENT MACHINES FOR LIQUIDS; PUMPS FOR LIQUIDS OR ELASTIC FLUIDS
    • F04D—NON-POSITIVE-DISPLACEMENT PUMPS
    • F04D29/00—Details, component parts, or accessories
    • F04D29/26—Rotors specially for elastic fluids
    • F04D29/28—Rotors specially for elastic fluids for centrifugal or helico-centrifugal pumps for radial-flow or helico-centrifugal pumps
    • F04D29/30—Vanes

Definitions

  • the present disclosure relates to an impeller for a centrifugal compressor, a centrifugal compressor including the impeller, and a turbocharger.
  • turbochargers As a technology to improve the output of engines such as automobile engines (internal combustion engines), turbochargers (superchargers) compress the intake air taken into the engine, increase its density, and supply the intake air containing a lot of oxygen to the engine. ) are frequently used.
  • Patent No. 6924844 Japanese Patent Application Publication No. 2020-186649
  • Patent Document 1 discloses that the ratio D1/D2 of the diameter D1 of the boss portion of the impeller of an open type centrifugal compressor to the maximum outer diameter D2 of the compressor blades satisfies 0.18 or less. Further, Patent Document 2 discloses an example of a blade angle distribution of an impeller of a centrifugal compressor.
  • At least one embodiment of the present invention provides an impeller for a centrifugal compressor capable of suppressing leakage flow of fluid passing through the impeller at the rear half of the impeller, a centrifugal compressor equipped with the impeller, and a turbocharger.
  • the purpose is to
  • the impeller of a centrifugal compressor includes: An impeller for a centrifugal compressor comprising a hub and a plurality of blades provided around the hub, Each of the plurality of wings is In a graph where the horizontal axis is the dimensionless meridional plane length position at the hub side end of the wing and the vertical axis is the wing height in the meridian plane, the wing height is lower than the straight line connecting the leading edge and the trailing edge of the wing. It was configured to have a region where the height increases.
  • a centrifugal compressor includes: the impeller; a housing configured to house the impeller.
  • a turbocharger includes: the centrifugal compressor; a turbine configured to drive the centrifugal compressor.
  • an impeller for a centrifugal compressor that can suppress leakage flow of fluid passing through the impeller at the rear half of the impeller, a centrifugal compressor, and a turbocharger including the impeller.
  • FIG. 1 is a schematic cross-sectional view along the axis of a turbocharger according to one embodiment.
  • FIG. 2 is a schematic diagram showing a meridional section of an impeller of a centrifugal compressor according to an embodiment. It is a graph for explaining blade height of an impeller concerning one embodiment. It is a graph for explaining the blade expansion area of the impeller according to one embodiment. 3 is a graph for explaining the flow velocity and flow angle of fluid passing through an impeller according to one embodiment. It is an explanatory view for explaining the meridional plane shape of the impeller concerning one embodiment.
  • FIG. 2 is an explanatory diagram for explaining the Mach number of fluid passing through an impeller according to one embodiment.
  • FIG. 3 is a diagram showing the relationship between the diameter at the leading edge position of the blade of the hub of the impeller and the efficiency of the centrifugal compressor according to one embodiment.
  • FIG. 3 is a diagram showing the relationship between the height of the inlet blades of an impeller and the efficiency of a centrifugal compressor according to an embodiment.
  • FIG. 1 is a schematic cross-sectional view of a turbocharger 10 according to an embodiment taken along an axis LA.
  • FIG. 2 is a schematic diagram showing a meridional cross section of the impeller 2 of the centrifugal compressor 1 according to one embodiment.
  • a centrifugal compressor 1 according to some embodiments includes an impeller 2 and a housing (compressor housing) 3 configured to rotatably accommodate the impeller 2. Be prepared.
  • the centrifugal compressor 1 according to the present disclosure can be installed, for example, in a turbocharger 10 for automobiles, ships, or industry (for example, for land-based power generation).
  • the centrifugal compressor 1 further includes a rotating shaft 4 to which the impeller 2 is attached, and a bearing 5 that rotatably supports the rotating shaft 4.
  • the impeller 2 is connected to one end of the rotating shaft 4, and the turbine rotor 12 is connected to the other end of the rotating shaft 4.
  • the bearing 5 rotatably supports the rotating shaft 4 between the impeller 2 and the turbine rotor 12.
  • the turbocharger 10 may further include a bearing housing 14 arranged between the housing 3 and the turbine housing 13 and configured to accommodate the rotating shaft 4 and the bearing 5.
  • the turbine 11 (turbocharger 10) is configured to rotate a turbine rotor 12 using the energy of exhaust gas discharged from the engine. Since the impeller 2 is coaxially connected to the turbine rotor 12 via the rotating shaft 4, it is rotated around the axis LA of the impeller 2 in conjunction with the rotation of the turbine rotor 12.
  • a centrifugal compressor 1 (turbocharger 10) draws air (supply air, gas) into a housing 3 by rotating an impeller 2 around an axis LA, compresses the air, and converts the compressed air into compressed air. is configured to send to the engine.
  • the direction in which the axis LA of the impeller 2 extends is defined as the axial direction of the impeller 2
  • the direction orthogonal to the axis LA is defined as the radial direction of the impeller 2
  • the circumferential direction around the axis LA is defined as the impeller 2's axial direction. 2 circumferential direction.
  • the side where the outer peripheral surface 61 of the hub 6 is located with respect to the back surface 62 of the hub 6 is defined as the front side
  • the side where the back surface 62 is located with respect to the outer peripheral surface 61 is defined as the rear side.
  • Exhaust gas discharged from the engine is guided to the turbine rotor 12 via the turbine scroll passage 131, and drives the turbine rotor 12 to rotate.
  • the exhaust gas that rotates the turbine rotor 12 is discharged to the outside of the turbine housing 13 via the exhaust gas discharge passage 132 .
  • each of the plurality of blades 7 of the hub 6 has a leading edge LE located at the most upstream side in the flow direction of the air guided to the impeller 2, and a trailing edge TE located at the most downstream side. , a hub side end 71 and a tip side end 72.
  • Each of the plurality of wings 7 extends along the span direction between the hub side end 71 and the tip side end 72 between the leading edge LE and the trailing edge TE.
  • the tip side end 72 of each of the plurality of blades 7 faces the shroud surface 31 with a clearance CL formed between the blades 7 and the shroud surface 31. That is, the impeller 2 is an open type impeller that does not include an annular member that covers the tip side end 72.
  • the housing 3 includes the above-mentioned shroud surface 31, a fluid introduction channel 32, a diffuser channel 33, and a scroll channel 34.
  • a shroud surface 31 a fluid introduction channel 32, a diffuser channel 33, and a scroll channel 34 are formed.
  • the shroud surface 31 is formed in a convex curved shape in which the distance from the axis LA increases from the front side to the rear side in the axial direction of the impeller 2.
  • the fluid introduction channel 32 is a channel for taking in air from outside the housing 3 and guiding the taken in air (fluid) to the impeller 2.
  • the fluid introduction channel 32 is provided on the front side of the impeller 2 in the axial direction of the impeller 2 and extends along the axial direction of the impeller 2 .
  • air is taken in from the outside of the housing 3 into the fluid introduction passage 32, and the taken air flows through the fluid introduction passage 32 toward the rear side in the axial direction of the impeller 2. Guided by 2.
  • the diffuser flow path 33 and the scroll flow path 34 are flow paths for guiding compressed air (compressed fluid) that has passed through the impeller 2 and been compressed by the impeller 2 to the outside of the centrifugal compressor 1.
  • the scroll flow path 34 is provided on the outer peripheral side (radially outer side) of the impeller 2 and consists of a spiral flow path extending along the circumferential direction of the impeller 2 .
  • the diffuser flow path 33 is provided between the scroll flow path 34 and the impeller 2 in the radial direction of the impeller 2, and extends along the radial direction of the impeller 2.
  • the diffuser flow path 33 communicates with the scroll flow path 34 at an outlet 331 provided at its downstream end (outer peripheral end).
  • the compressed air compressed by the impeller 2 flows into the diffuser passage 33 , flows through the diffuser passage 33 toward the outside in the radial direction of the impeller 2 , and is guided to the scroll passage 34 .
  • the blade height h is defined as the connection between the leading edge position 721 and the trailing edge position 722 of the dimensionless meridional plane length position mt at the tip side end 72, which is the minimum.
  • the area when the line segment constituting the blade height h at the arbitrary position is expanded around the rotation axis (axis LA) of the impeller 2 is defined as the blade expansion area A.
  • FIG. 3 is a graph for explaining the blade height h of the impeller 2 according to one embodiment.
  • the horizontal axis is the non-dimensional meridional plane length position m at the hub side end 71 of the blade 7, and the vertical axis is the blade height h in the meridian plane of the blade 7.
  • the distribution of blade height h between leading edge position 711 and trailing edge position 712 is shown.
  • the leading edge position 711 of the dimensionless meridional plane length position m is set to 0, the trailing edge position 712 is set to 1, and each position on the dimensionless meridian plane length position m is expressed as a value between 0 and 1. ing.
  • the area closer to the leading edge LE than the intermediate position MP (m ⁇ 0.5) is the front half of the impeller, and the area closer to the trailing edge TE than the intermediate position MP (m>0.5) is the rear half of the impeller.
  • the graph in FIG. 3 shows a straight line (reference line) SL1 connecting the leading edge LE and trailing edge TE of the wing 7.
  • Straight line SL1 indicates that the blade height h of the blade 7 linearly decreases from the leading edge LE to the trailing edge TE.
  • a curve C1 shown in the graph of FIG. 3 shows an example of the distribution of the blade height h of the impeller blade 7A according to the comparative example.
  • the blade 7A has a first region AR1, which is a region where the blade height h is larger than the straight line SL1, from the leading edge LE to the trailing edge TE, like the blade of the impeller 2 which has a normal relatively low specific speed. It is prevented from forming.
  • a curve C2 shown in the graph of FIG. 3 shows an example of the distribution of the blade height h of the blade 7 (7B) of the impeller 2 according to one embodiment
  • a curve C3 shows an example of the distribution of the blade height h of the blade 7 (7B) of the impeller 2 according to one embodiment. It shows an example of the distribution of the blade height h of the blade 7 (7C).
  • These wings 7B and 7C have the above-mentioned first region AR1.
  • FIG. 4 is a graph for explaining the blade expansion area A of the impeller 2 according to one embodiment.
  • the horizontal axis is the non-dimensional meridional plane length position m at the hub side end 71 of the blade 7, and the vertical axis is the wing expansion area A of the blade 7, and the leading edge position of the above-mentioned non-dimensional meridional plane length position m.
  • the distribution of wing deployment area A between 711 and trailing edge position 712 is shown.
  • FIG. 4 shows an example of the distribution of the blade development area A of the blade 7A of the impeller according to the comparative example
  • a curve C5 shows an example of the distribution of the blade development area A of the blade 7 (7B) of the impeller 2 according to the embodiment.
  • An example of the distribution of the wing expansion area A is shown.
  • the blade deployment area A is relatively significantly reduced in both the front and rear parts of the impeller, while the above-mentioned first area AR1 is In the blade 7B, the reduction in the blade expansion area A in the front half of the impeller is suppressed compared to the blade 7A.
  • FIG. 5 is a graph for explaining the flow velocity MV and flow angle FA of the fluid passing through the impeller 2 according to one embodiment.
  • the horizontal axis is the non-dimensional meridional plane length position m at the hub side end 71 of the blade 7, and the vertical axis is the flow velocity MV and flow angle FA of the fluid passing through the impeller 2.
  • the distribution of flow velocity MV and flow angle FA between leading edge position 711 and trailing edge position 712 at position m is shown.
  • the curve C6 shown in FIG. 5 shows an example of the distribution of the flow velocity MV at the blade 7A of the impeller according to the comparative example
  • the curve C7 shows the distribution of the flow velocity MV at the blade 7 (7B) of the impeller 2 according to the embodiment. It shows an example of the distribution of flow velocity MV.
  • a curve C8 shown in FIG. 5 shows an example of the flow angle FA distribution at the blade 7A of the impeller according to the comparative example
  • a curve C9 shows an example of the distribution of the flow angle FA at the blade 7 (7B) of the impeller 2 according to the embodiment. This shows an example of the distribution of the flow angle FA.
  • the blade 7B having the first region AR1 described above suppresses the decrease in the blade expansion area A in the front half of the impeller compared to the blade 7A, so that the fluid passing through the impeller 2 can be reduced. Since the flow path area is reduced, speed increase of the fluid in the front half of the impeller is suppressed. This makes it easier to divert the flow of fluid passing through the impeller 2. That is, the blades 7B can increase the flow angle FA in the front half of the impeller compared to the blades 7A, and can increase the amount of diversion of the fluid passing through the impeller 2. As a result, the load on the blade 7B in the front half of the impeller increases compared to the blade 7A.
  • Each of the plurality of blades 7 (7B, 7C) of the impeller 2 has a region AR1 in which the blade height h is larger than the straight line SL1 described above in the graph as shown in FIG. It is configured as follows.
  • the reduction in the blade height h is suppressed, and the reduction in the flow path area is suppressed. is suppressed.
  • the diversion of the fluid flow passing through the impeller 2 is promoted, and the load on the blades 7 of the impeller 2 increases.
  • the load on the blade 7 on the downstream side of the first region AR1 can be reduced.
  • the blades 7 (7B, 7C) described above have a leading edge position 711 and a trailing edge position of the dimensionless meridional plane length position m at the hub side end 71 in a graph as shown in FIG.
  • a region AR1 (first region) in which the blade height h is larger than that of the straight line SL1 is formed closer to the leading edge position 711 than the intermediate position MP of the blade 712.
  • the first region AR1 described above is formed from the leading edge position 711 to the intermediate position MP.
  • each of the plurality of blades 7 (7B, 7C) is provided with a region AR1 (first region) in the front half of the impeller in which the blade height h is larger than the straight line SL1 on the graph.
  • the above-mentioned blade 7 (7C) is arranged from the leading edge position 711 to the trailing edge position 712 of the dimensionless meridian plane length position m at the hub side end 71 in the graph as shown in FIG.
  • the blade height h is configured to be the same as the straight line SL1 or larger than the straight line SL1.
  • first region AR1 where the blade height h is larger than the straight line SL1 on the graph is provided in the front half of the impeller, and by increasing the load on the blades 7 in the front half of the impeller, the impeller The load on the blades 7 in the rear half can be reduced.
  • second region AR2 by not forming a region (second region AR2) where the blade height h is smaller than the straight line SL1 on the graph from the leading edge position 711 to the trailing edge position 712, the impeller It is possible to suppress the leakage flow of the fluid passing through 2.
  • the blade 7 (7B) described above may be configured to form a region (second region AR2) in which the blade height h is smaller than the straight line SL1 in the graph shown in FIG. .
  • the second region AR2 described above is formed in the rear half of the impeller.
  • the blade height h and the blade expansion area A are reduced in the second region AR2, and the load on the blades 7 on the downstream side of the second region AR2 is reduced, so that the blades passing through the impeller 2 Fluid leakage flow from the rear half of the impeller can be suppressed.
  • each of the plurality of blades 7 (7B) of the impeller 2 has a leading edge position 711 and a trailing edge position of a dimensionless meridional plane length position m at the hub side end 71.
  • the wing expansion area A at the intermediate position MP of 712 is defined as AM
  • the blade expansion area A at the leading edge position 711 of the hub side end 71 is defined as ALE . It is configured to satisfy the condition of A M ⁇ 0.95 ⁇ A LE .
  • each of the plurality of blades 7 suppresses a decrease in the blade deployment area A in the front half of the impeller, and increases the load on the blades 7 in the front half of the impeller.
  • the load associated with this can be reduced. Thereby, leakage flow of the fluid passing through the impeller 2 from the rear half of the impeller can be suppressed.
  • a curve C10 shown in FIG. 4 shows an example of the distribution of the blade development area A of the blade 7 (7C) of the impeller 2 according to one embodiment.
  • each of the plurality of blades 7 (7C) of the impeller 2 according to some embodiments has a leading edge position 711 and a trailing edge at the dimensionless meridian length position m at the hub side end 71.
  • the wing expansion area A at any position between position 712 is defined as AF
  • It is configured to have an area (third area AR3) that satisfies the condition of AF > ALE .
  • the third region AR3 described above is formed in the front half of the impeller and the rear half of the impeller.
  • the blades 7 (7B, 7C) are configured to satisfy the condition A F ⁇ 0.95 ⁇ A LE from the leading edge position 711 to the intermediate position MP.
  • the turning of the fluid flow passing through the impeller 2 is promoted in the region (third region AR3) where the blade deployment area A is larger than the leading edge position 711,
  • the load on the blades 7 of the impeller 2 increases.
  • the turning of the fluid flow on the downstream side of the third region AR3 can be made gentle, so that the load on the blades 7 on the downstream side of the third region AR3 can be reduced.
  • leakage flow of the fluid passing through the impeller 2 from the rear half of the impeller can be suppressed.
  • FIG. 6 is an explanatory diagram for explaining the meridional plane shape of the impeller 2 according to one embodiment.
  • the hub 6 described above defines the diameter at the leading edge position 711 of the wing 7 of the hub 6 as D LE and the diameter at the trailing edge position 712 of the wing 7 of the hub 6, as shown in FIG.
  • D TE the diameter at the leading edge position 711 of the wing 7 of the hub 6
  • D TE the diameter at the trailing edge position 712 of the wing 7 of the hub 6
  • FIG. 6 a graph is shown in which the horizontal axis is the axial position Z of the impeller 2 with the leading edge position 711 being 0, and the vertical axis is the diameter D.
  • the meridional plane shape of the impeller 2 according to the present embodiment is shown by a solid line
  • the meridional plane shape of the impeller according to the comparative example is shown by a chain line.
  • the diameter DLE of the impeller 2 is larger than that of the impeller according to the comparative example.
  • FIG. 7 is an explanatory diagram for explaining the Mach number of fluid passing through the impeller 2 according to one embodiment.
  • FIG. 7 shows a graph in which the horizontal axis is the Mach number MN of the fluid passing through the impeller 2 and the vertical axis is the span direction.
  • the distribution of the Mach number MN of the impeller 2 according to the present embodiment is shown by a solid line, and the distribution of the Mach number MN of the impeller according to the comparative example is shown by a chain line.
  • the impeller 2 according to the present embodiment has an overall increased Mach number MN from the hub side end 71 to the shroud surface 31 in the span direction, compared to the impeller according to the comparative example. ing.
  • FIG. 8 is a diagram showing the relationship between the diameter D LE at the leading edge position 711 of the blade 7 of the hub 6 of the impeller 2 and the efficiency CE of the centrifugal compressor 1 according to one embodiment.
  • FIG. 8 shows the results of optimizing the diameter DLE so that the efficiency CE of the centrifugal compressor 1 becomes good.
  • the hub 6 preferably satisfies the following conditions: 0.25 ⁇ D TE ⁇ D LE ⁇ 0.33 ⁇ D TE , and 0.27 ⁇ D TE ⁇ D LE ⁇ 0.31 ⁇ It is more preferable that the condition of DTE is satisfied.
  • the impeller 2 that satisfies the above conditions can increase the circumferential speed of the blade 7 compared to the case that does not satisfy the above conditions.
  • By increasing the circumferential speed of the blades 7 and increasing the load on the blades 7 in the front half of the impeller it is possible to compensate for the reduction in the load on the blades 7 in the rear half of the impeller.
  • the Mach number MN of the fluid passing through the impeller 2 increases, and the matching of the blade angle, flow angle, and inlet blade height (blade height h LE ) is improved. As a result, the flow of fluid passing through the impeller 2 can be diverted more efficiently.
  • the impeller 2 described above defines a blade height h at the leading edge LE of the blade 7 as h LE and a blade height h at the trailing edge position 712 of the blade 7 of the hub 6, as shown in FIG.
  • DTE the diameter
  • FIG. 9 is a diagram showing the relationship between the inlet blade height (blade height h LE ) of the impeller 2 and the efficiency CE of the centrifugal compressor 1 according to one embodiment.
  • FIG. 9 shows the optimization result of the blade height hLE so that the efficiency CE of the centrifugal compressor 1 becomes good.
  • the impeller 2 preferably satisfies the following conditions: 0.08 ⁇ D TE ⁇ h LE ⁇ 0.12 ⁇ D TE , and 0.10 ⁇ D TE ⁇ h LE ⁇ 0.11 ⁇ It is more preferable that the condition of DTE is satisfied.
  • An impeller 2 that satisfies the above conditions is an impeller 2 with a relatively low specific speed, and even in such an impeller 2, leakage flow of the fluid passing through the impeller 2 at the rear half of the impeller can be suppressed.
  • the leading edge LE of the blade 7 described above has a tip side end 72 of the leading edge LE that allows more gas to pass through the impeller 2 than a hub side end 71 of the leading edge LE. It is inclined so that it is located on the upstream side in the flow direction. That is, the tip side end 72 of the leading edge LE is provided at a position farther from the back surface 62 than the hub side end 71 of the leading edge LE in the axial direction of the impeller 2 .
  • the centrifugal compressor 1 includes the impeller 2 described above and the housing 3 configured to accommodate the impeller 2, as shown in FIGS. 1 and 2. According to the above configuration, the centrifugal compressor 1 including the impeller 2 can effectively suppress the leakage flow of the fluid passing through the impeller 2 from the rear half of the impeller (the trailing edge TE side of the intermediate position MP). The efficiency of the compressor 1 can be improved.
  • the housing 3 of the centrifugal compressor 1 described above has the shroud surface 31 described above that faces the blades 7 via the clearance CL.
  • the clearance (shortest distance) CL between the trailing edge TE of the blade 7 and the shroud surface 31 is defined as CL TE
  • the blade height h at the trailing edge TE of the blade 7 is defined as h TE .
  • the clearance ratio CL TE /h TE is configured to satisfy the condition of 0.15 ⁇ CL TE /h TE ⁇ 0.30.
  • the centrifugal compressor 1 including the impeller 2 with a low specific speed has a relatively large clearance ratio CL TE /h TE compared to the centrifugal compressor 1 including the impeller 2 with a high specific speed.
  • the centrifugal compressor 1 equipped with the impeller 2 described above effectively reduces the leakage flow of the fluid passing through the impeller 2 at the rear half of the impeller when the clearance ratio CL TE /h TE satisfies the above conditions. can be suppressed to
  • the hub 6 of the impeller 2 described above has a diameter D TE at the trailing edge position 712 of the blade 7 of the hub 6, as shown in FIG. It is configured to satisfy the condition of D TE ⁇ 300 mm or less.
  • the hub 6 is preferably configured to satisfy the condition that D TE ⁇ 100 mm or less.
  • the turbocharger 10 includes the above-described centrifugal compressor 1 and the above-described turbine 11 configured to drive the centrifugal compressor.
  • the turbocharger 10 including the centrifugal compressor 1 can effectively suppress the leakage flow of the fluid passing through the impeller 2 from the rear half of the impeller (the side closer to the trailing edge TE than the intermediate position MP). The efficiency of turbocharger 10 can be improved.
  • expressions expressing shapes such as a square shape or a cylindrical shape do not only mean shapes such as a square shape or a cylindrical shape in a strict geometric sense, but also within the range where the same effect can be obtained. , shall also represent shapes including uneven parts, chamfered parts, etc.
  • the expressions "comprising,””including,” or “having" one component are not exclusive expressions that exclude the presence of other components.
  • the impeller (2) of the centrifugal compressor (1) includes: An impeller (2) of a centrifugal compressor (1) comprising a hub (6) and a plurality of blades (7) provided around the hub (6), Each of the plurality of wings (7) is In a graph in which the horizontal axis is the dimensionless meridional plane length position (m) at the hub side end (71) of the blade (7), and the vertical axis is the blade height (h) in the meridian plane of the blade (7), The blade is configured to have a region (AR1) in which the blade height (h) is larger than a straight line (SL1) connecting the leading edge (LE) and the trailing edge (TE) of the blade (7).
  • AR1 region in which the blade height (h) is larger than a straight line (SL1) connecting the leading edge (LE) and the trailing edge (TE) of the blade (7).
  • each of the plurality of blades (7) has a blade height (h) in a region (first region AR1) where the blade height (h) is larger than a straight line (SL1) on the graph. ) is suppressed, and a decrease in flow path area is suppressed.
  • first region AR1 where the decrease in flow path area is suppressed, the diversion of the fluid flow passing through the impeller (2) is promoted, and the load on the blades (7) of the impeller (2) increases.
  • the impeller (2) of the centrifugal compressor (1) described in 1) above In the graph, the blade (7) is located at an intermediate position (MP) between the leading edge position (711) and the trailing edge position (712) of the dimensionless meridional plane length position (m) at the hub side end (71). Also, a region (AR1, first region) where the blade height (h) is larger than the straight line (SL1) is formed on the leading edge position (711) side.
  • the impeller (2) of the centrifugal compressor (1) described in 1) above In the graph, the blade (7) extends from the leading edge position (711) to the trailing edge position (712) of the dimensionless meridional plane length position (m) at the hub side end (71).
  • the height (h) was configured to be the same as the straight line (SL1) or larger than the straight line (SL1).
  • a region (first region AR1) where the blade height (h) is larger than the straight line (SL1) on the graph is provided in the front half of the impeller, and the blade (7) in the front half of the impeller is By increasing the load, the load on the blades (7) in the rear half of the impeller can be reduced. Furthermore, according to configuration 3) above, from the leading edge position (711) to the trailing edge position (712), the blade height (h) is smaller than the straight line (SL1) on the graph ( By not forming the second region AR2), leakage flow of the fluid passing through the impeller (2) can be suppressed.
  • the leading edge (LE) of the blade (7) is Since the intensity of the generated shock wave can be reduced, the pressure ratio and efficiency of the centrifugal compressor (1) can be improved compared to the case where the leading edge (LE) of the blade (7) is not provided with the above-described slope.
  • the impeller (2) of the centrifugal compressor (1) according to any one of 1) to 8) above,
  • the hub (6) is When the diameter at the trailing edge position (712) of the wing (7) of the hub (6) is defined as D TE , It was configured to satisfy the condition of D TE ⁇ 300 mm or less.
  • the centrifugal compressor (1) described in 10) above has a shroud surface (31) facing the blade (7) via a clearance (CL),
  • the centrifugal compressor (1) includes:
  • the clearance (CL) between the trailing edge (TE) of the blade (7) and the shroud surface (31) is defined as CL TE
  • the blade height at the trailing edge (TE) of the blade (7) When defined as h TE ,
  • the clearance ratio CL TE /h TE was configured to satisfy the condition of 0.15 ⁇ CL TE /h TE ⁇ 0.30.
  • the turbocharger (10) equipped with the centrifugal compressor (1) described above can effectively suppress the leakage flow of the fluid passing through the impeller (2) at the rear half of the impeller.
  • the efficiency of the charger (10) can be improved.

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
  • Supercharger (AREA)

Abstract

遠心圧縮機のインペラは、ハブと、ハブの周りに設けられた複数の翼を備え、複数の翼の各々は、横軸を翼のハブ側端における無次元子午面長位置とし、縦軸を翼の子午面における翼高さとするグラフにおいて、翼の前縁と後縁を結ぶ直線よりも翼高さが大きくなる領域を有するように構成されている。

Description

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
　本開示は、遠心圧縮機のインペラ、該インペラを備える遠心圧縮機及びターボチャージャに関する。
　本願は、２０２２年６月２３日に日本国特許庁に出願された特願２０２２－１０１１１４号に基づき優先権を主張し、その内容をここに援用する。
　従来、自動車用エンジンなどのエンジン（内燃機関）の出力を向上させる技術として、エンジンが吸い込む吸気を圧縮し、密度を高くして酸素を多く含んだ吸気をエンジンに供給するターボチャージャ（過給機）が多用されている。
　ターボチャージャは、例えば、回転シャフトの一端側に設けられる遠心圧縮機と、回転シャフトの他端側に設けられるタービンと、を備える。エンジンから送られた排ガスのエネルギによりタービンロータ（タービンのインペラ）を回転させ、タービンロータの回転に連動して回転する遠心圧縮機のインペラを回転させて吸気を圧縮し、エンジンに供給するように構成されている。
特許６９２４８４４号公報 特開２０２０－１８６６４９号公報
　遠心圧縮機の低比速度化に伴い、インペラの外径は拡大し流路幅は狭まるが、回転系と静止系のクリアランスは同じようには狭まらないため、低比速度遠心圧縮機のクリアランス比は相対的に大きくなる。クリアランス比の拡大は漏れ流れに起因する損失の増大につながるため、低比速度遠心圧縮機の高効率化には漏れ流れ（特にインペラの後半部の漏れ流れ）を抑制することが必要となる。
　なお、特許文献１には、オープンタイプの遠心圧縮機のインペラのボス部の径Ｄ１とコンプレッサ翼の最大外径Ｄ２の比Ｄ１／Ｄ２が０．１８以下を満たすことが開示されている。また、特許文献２には、遠心圧縮機のインペラの翼角分布の一例が開示されている。
　上述の事情に鑑みて、本発明の少なくとも一実施形態は、インペラを通過する流体のインペラ後半部の漏れ流れを抑制できる遠心圧縮機のインペラ、該インペラを備える遠心圧縮機及びターボチャージャを提供することを目的とする。
　本発明の少なくとも一実施形態に係る遠心圧縮機のインペラは、
　ハブと、前記ハブの周りに設けられた複数の翼を備える遠心圧縮機のインペラであって、
　前記複数の翼の各々は、
　横軸を前記翼のハブ側端における無次元子午面長位置とし、縦軸を前記翼の子午面における翼高さとするグラフにおいて、前記翼の前縁と後縁を結ぶ直線よりも前記翼高さが大きくなる領域を有するように構成された。
　本発明の少なくとも一実施形態に係る遠心圧縮機は、
　前記インペラと、
　前記インペラを収容するように構成されたハウジングと、を備える。
　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、
　前記遠心圧縮機と、
　前記遠心圧縮機を駆動させるように構成されたタービンと、を備える。
　本発明の少なくとも一実施形態によれば、インペラを通過する流体のインペラ後半部の漏れ流れを抑制できる遠心圧縮機のインペラ、該インペラを備える遠心圧縮機及びターボチャージャが提供される。
一実施形態に係るターボチャージャの軸線に沿った概略断面図である。 一実施形態に係る遠心圧縮機のインペラの子午面断面を示す概略図である。 一実施形態に係るインペラの翼高さを説明するためのグラフである。 一実施形態に係るインペラの翼展開面積を説明するためのグラフである。 一実施形態に係るインペラを通過する流体の流速および流れ角を説明するためのグラフである。 一実施形態に係るインペラの子午面形状を説明するための説明図である。 一実施形態に係るインペラを通過する流体のマッハ数を説明するための説明図である。 一実施形態に係るインペラのハブの翼の前縁位置における直径と遠心圧縮機の効率との関係を示す図である。 一実施形態に係るインペラの入口翼高さと遠心圧縮機の効率との関係を示す図である。
　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。
　以下の実施形態では、本開示の遠心圧縮機は、ターボチャージャに具備されているものとして説明を行うが、本開示の遠心圧縮機は、電動の遠心圧縮機などであってもよい。また、本開示の遠心圧縮機の圧縮対象の気体を空気に限定する必要はない。すなわち、本開示の遠心圧縮機は、気体を圧縮して送ることが可能であればよく、遠心圧縮機単体で構成しても、タービン以外の機構や装置と複合して構成してもよい。また、その用途等を限定する必要もない。
（遠心圧縮機、ターボチャージャ）
　図１は、一実施形態に係るターボチャージャ１０の軸線ＬＡに沿った概略断面図である。図２は、一実施形態に係る遠心圧縮機１のインペラ２の子午面断面を示す概略図である。幾つかの実施形態に係る遠心圧縮機１は、図１、図２に示されるように、インペラ２と、インペラ２を回転可能に収容するように構成されたハウジング（コンプレッサハウジング）３と、を備える。本開示にかかる遠心圧縮機１は、例えば、自動車用、舶用又は産業用（例えば、陸上発電用）のターボチャージャ（過給機）１０などに搭載可能である。
　ターボチャージャ１０は、図１に示されるように、遠心圧縮機１と、遠心圧縮機１を駆動するように構成されたタービン１１と、を備える。タービン１１は、不図示のエンジン（内燃機関）から排出された排ガスのエネルギにより回転するタービンロータ１２と、タービンロータ１２を回転可能に収容するように構成されたタービンハウジング１３と、を含む。
　遠心圧縮機１は、インペラ２が取り付けられる回転シャフト４と、回転シャフト４を回転可能に支持する軸受５と、をさらに備える。ターボチャージャ１０においては、回転シャフト４の一端側にインペラ２が連結され、回転シャフト４の他端側にタービンロータ１２が連結される。軸受５は、インペラ２とタービンロータ１２の間において回転シャフト４を回転可能に支持する。ターボチャージャ１０は、ハウジング３とタービンハウジング１３との間に配置され、回転シャフト４および軸受５を収容するように構成された軸受ハウジング１４をさらに備えていてもよい。
　タービン１１（ターボチャージャ１０）は、上記エンジンから排出された排ガスのエネルギにより、タービンロータ１２を回転させるように構成されている。インペラ２は、回転シャフト４を介してタービンロータ１２と同軸上に連結されているため、タービンロータ１２の回転に連動してインペラ２の軸線ＬＡ回りに回転駆動する。遠心圧縮機１（ターボチャージャ１０）は、インペラ２が軸線ＬＡ回りに回転駆動することにより、ハウジング３の内部に空気（給気、気体）を吸入し、該空気を圧縮し、圧縮された空気を上記エンジンに送るように構成されている。
　遠心圧縮機１から上記エンジンに送られた圧縮空気は、上記エンジンにおける燃焼に供されるようになっている。上記エンジンにおける燃焼により生じた排ガスは、上記エンジンからタービン１１に送られ、タービンロータ１２を回転させるようになっている。
　以下、図２に示されるように、インペラ２の軸線ＬＡが延在する方向をインペラ２の軸方向とし、軸線ＬＡに直交する方向をインペラ２の径方向とし、軸線ＬＡ回りの周方向をインペラ２の周方向とする。インペラ２の軸方向において、ハブ６の背面６２に対してハブ６の外周面６１が位置する側を前方側とし、外周面６１に対して背面６２が位置する側を後方側とする。
（タービンロータ）
　タービンロータ１２は、図１に示されるように、略円錐台形状のハブ１２１と、ハブ１２１の外周面に設けられた複数のタービン翼１２２と、を含む。ハブ１２１や複数のタービン翼１２２は、軸線ＬＡを中心として回転シャフト４と一体的に回転可能に設けられている。タービンロータ１２は、タービンロータ１２の径方向における外側から導入される排ガスをタービンロータ１２の軸方向に沿って導くように構成されている。
（タービンハウジング）
　タービンハウジング１３の内部には、上記エンジンから排出された排ガスをタービンロータ１２に導くためのタービンスクロール流路１３１と、タービンロータ１２を通過した排ガスをタービンハウジング１３の外部に排出するための排ガス排出流路１３２が形成されている。タービンスクロール流路１３１は、タービンロータ１２の外周側に設けられ、タービンロータ１２の周方向に沿って延在する渦巻状の流路からなる。排ガス排出流路１３２は、タービンロータ１２の軸方向に沿って延在している。
　上記エンジンから排出された排ガスは、タービンスクロール流路１３１を介してタービンロータ１２に導かれ、タービンロータ１２を回転駆動させる。タービンロータ１２を回転駆動させた排ガスは、排ガス排出流路１３２を介してタービンハウジング１３の外部に排出される。
（インペラ）
　インペラ２は、図１、図２に示されるように、略円錐台形状のハブ６と、ハブ６の周りに設けられた複数の翼（インペラ翼）７と、を含む。ハブ６の外周面６１は、インペラ２の軸方向における後方側（ハブ６の背面６２側）に向かうにつれて軸線ＬＡからの距離が大きくなる凹湾曲状に形成されている。複数の翼７の各々は、ハブ６の外周面６１から立設し、軸線ＬＡ周りの周方向において他の翼７との間に間隔を開けて配置されている。
　図２に示されるように、ハブ６の複数の翼７の各々は、インペラ２に導かれる空気の流れ方向における最も上流側に位置する前縁ＬＥと、最も下流側に位置する後縁ＴＥと、ハブ側端７１と、チップ側端７２と、を含む。複数の翼７の各々は、前縁ＬＥと後縁ＴＥとの間において、ハブ側端７１とチップ側端７２との間をスパン方向に沿って延在している。
　ハブ側端７１は、翼７のスパン方向における一方側の端であり、ハブ６の外周面６１に接続される端である。チップ側端７２は、翼７のスパン方向における他方側の端であり、ハブ側端７１とは反対側に位置する端である。本明細書において、スパン方向とは、各無次元子午面長位置におけるハブ側端７１とチップ側端７２を結ぶ方向である。
　ハブ６は、回転シャフト４の一端側に固定されているため、ハブ６や複数のインペラ翼７は、インペラ２の軸線ＬＡを中心として回転シャフト４と一体的に回転可能に設けられている。インペラ２は、インペラ２の軸方向に沿って導入される空気をインペラ２の径方向における外側に導くように構成されている。
　図２に示されるように、複数の翼７の各々のチップ側端７２は、シュラウド面３１との間に形成されるクリアランスＣＬを挟んで、シュラウド面３１と対向している。すなわち、インペラ２は、チップ側端７２を覆う環状部材を含まないオープンタイプのインペラからなる。
（ハウジング）
　ハウジング３は、図２に示されるように、上述したシュラウド面３１と、流体導入流路３２と、ディフューザ流路３３と、スクロール流路３４と、を有する。換言すると、ハウジング３の内部には、シュラウド面３１と、流体導入流路３２と、ディフューザ流路３３と、スクロール流路３４が形成されている。
　シュラウド面３１は、インペラ２の軸方向における前方側から後方側に向かうにつれて軸線ＬＡからの距離が大きくなる凸湾曲状に形成されている。
　流体導入流路３２は、ハウジング３の外部から空気を取り込み、取り込んだ空気（流体）をインペラ２に導くための流路である。流体導入流路３２は、インペラ２よりもインペラ２の軸方向における前方側に設けられ、インペラ２の軸方向に沿って延在している。インペラ２を回転駆動させることで、流体導入流路３２にハウジング３の外部から空気が取り込まれ、取り込まれた空気が流体導入流路３２をインペラ２の軸方向における後方側に向かって流れてインペラ２に導かれる。
　ディフューザ流路３３およびスクロール流路３４は、インペラ２を通過してインペラ２により圧縮された圧縮空気（圧縮流体）を遠心圧縮機１の外部に導くための流路である。スクロール流路３４は、インペラ２の外周側（径方向における外側）に設けられ、インペラ２の周方向に沿って延在する渦巻状の流路からなる。ディフューザ流路３３は、インペラ２の径方向においてスクロール流路３４とインペラ２との間に設けられ、インペラ２の径方向に沿って延在している。ディフューザ流路３３は、その下流端部（外周端部）に設けられた出口３３１において、スクロール流路３４と連通している。インペラ２により圧縮された圧縮空気は、ディフューザ流路３３に流入し、ディフューザ流路３３をインペラ２の径方向における外側に向かって流れてスクロール流路３４に導かれる。
（翼高さ、翼展開面積の定義）
　図２に示されるような子午面にて、ハブ側端７１における無次元子午面長位置ｍの前縁位置７１１と後縁位置７１２の間の任意の位置と、この任意の位置との距離が最小となるチップ側端７２における無次元子午面長位置ｍｔの前縁位置７２１と後縁位置７２２の間の位置と、を繋いだものを翼高さｈと定義する。上記任意の位置における翼高さｈを構成する線分をインペラ２の回転軸（軸線ＬＡ）回りに展開させたときの面積を翼展開面積Ａと定義する。
　図３は、一実施形態に係るインペラ２の翼高さｈを説明するためのグラフである。図３のグラフは、横軸を翼７のハブ側端７１における無次元子午面長位置ｍとし、縦軸を翼７の子午面における翼高さｈとして、上記無次元子午面長位置ｍの前縁位置７１１と後縁位置７１２の間の翼高さｈの分布が示されている。図３～５では、無次元子午面長位置ｍの前縁位置７１１を０とし、後縁位置７１２を１とし、無次元子午面長位置ｍ上における各位置を０以上１以下の値で表している。無次元子午面長位置ｍの前縁位置７１１と後縁位置７１２の中間位置（ｍ＝０．５）をＭＰとする。中間位置ＭＰよりも前縁ＬＥ側（ｍ＜０．５）をインペラ前半部とし、中間位置ＭＰよりも後縁ＴＥ側（ｍ＞０．５）をインペラ後半部とする。
　図３のグラフには、翼７の前縁ＬＥと後縁ＴＥを結ぶ直線（基準線）ＳＬ１が示されている。直線ＳＬ１は、翼７の翼高さｈが前縁ＬＥから後縁ＴＥまでに亘り線形減少することを示している。図３のグラフに示される曲線Ｃ１は、比較例に係るインペラの翼７Ａの翼高さｈの分布の一例を示すものである。翼７Ａは、通常の比較的比速度の低いインペラ２の翼と同様に、前縁ＬＥから後縁ＴＥまでの間に直線ＳＬ１よりも翼高さｈが大きくなる領域である第１領域ＡＲ１が形成されないようになっている。
　図３のグラフに示される曲線Ｃ２は、一実施形態に係るインペラ２の翼７（７Ｂ）の翼高さｈの分布の一例を示すものであり、曲線Ｃ３は、一実施形態に係るインペラ２の翼７（７Ｃ）の翼高さｈの分布の一例を示すものである。これらの翼７Ｂ、７Ｃは、上述した第１領域ＡＲ１を有するようになっている。
　図４は、一実施形態に係るインペラ２の翼展開面積Ａを説明するためのグラフである。図４のグラフは、横軸を翼７のハブ側端７１における無次元子午面長位置ｍとし、縦軸を翼７の翼展開面積Ａとして、上記無次元子午面長位置ｍの前縁位置７１１と後縁位置７１２の間の翼展開面積Ａの分布が示されている。図４に示される曲線Ｃ４は、比較例に係るインペラの翼７Ａの翼展開面積Ａの分布の一例を示すものであり、曲線Ｃ５は、一実施形態に係るインペラ２の翼７（７Ｂ）の翼展開面積Ａの分布の一例を示すものである。
　図４に示されるように、比較例に係る翼７Ａは、インペラ前半部および後半部の両方において、翼展開面積Ａが比較的大きく減少しているのに対して、上述した第１領域ＡＲ１を有する翼７Ｂは、翼７Ａに比べて、インペラ前半部における翼展開面積Ａの減少が抑制されている。
　図５は、一実施形態に係るインペラ２を通過する流体の流速ＭＶおよび流れ角ＦＡを説明するためのグラフである。図５のグラフは、横軸を翼７のハブ側端７１における無次元子午面長位置ｍとし、縦軸をインペラ２を通過する流体の流速ＭＶおよび流れ角ＦＡとして、上記無次元子午面長位置ｍの前縁位置７１１と後縁位置７１２の間の流速ＭＶおよび流れ角ＦＡの分布が示されている。
　図５に示される曲線Ｃ６は、比較例に係るインペラの翼７Ａでの流速ＭＶの分布の一例を示すものであり、曲線Ｃ７は、一実施形態に係るインペラ２の翼７（７Ｂ）での流速ＭＶの分布の一例を示すものである。図５に示される曲線Ｃ８は、比較例に係るインペラの翼７Ａでの流れ角ＦＡの分布の一例を示すものであり、曲線Ｃ９は、一実施形態に係るインペラ２の翼７（７Ｂ）での流れ角ＦＡの分布の一例を示すものである。
　図５に示されるように、上述した第１領域ＡＲ１を有する翼７Ｂは、翼７Ａに比べて、インペラ前半部における翼展開面積Ａの減少が抑制されることで、インペラ２を通過する流体の流路面積が縮小するため、インペラ前半部における流体の増速が抑制される。これにより、インペラ２を通過する流体の流れが転向され易くなる。すなわち、翼７Ｂは、翼７Ａに比べて、インペラ前半部における流れ角ＦＡを増加させることができ、インペラ２を通過する流体の転向量を増加させることができる。この結果、翼７Ｂは、翼７Ａに比べて、インペラ前半部における翼の負荷が増大する。
（翼高さの分布）
　幾つかの実施形態に係るインペラ２の複数の翼７（７Ｂ、７Ｃ）の各々は、図３に示されるようなグラフにおいて、上述した直線ＳＬ１よりも翼高さｈが大きくなる領域ＡＲ１を有するように構成されている。
　上記の構成によれば、複数の翼７の各々は、グラフ上の直線ＳＬ１よりも翼高さｈが大きい第１領域ＡＲ１において、翼高さｈの縮小が抑制され、且つ流路面積の減少が抑制される。流路面積の減少が抑制された第１領域ＡＲ１では、インペラ２を通過する流体の流れの転向が促進され、インペラ２の翼７に係る負荷が増大する。第１領域ＡＲ１において翼７に係る負荷を大きなものとし、上記流体の流れの転向を促進させることで、第１領域ＡＲ１よりも下流側における上記流体の流れの転向が緩やかでも良くなるため、第１領域ＡＲ１よりも下流側における翼７に係る負荷を小さくできる。第１領域ＡＲ１よりも下流側における翼７に係る負荷を小さくすることで、インペラ２を通過する流体のインペラ後半部（中間位置ＭＰよりも後縁ＴＥ側）の漏れ流れを抑制できる。
　幾つかの実施形態では、上述した翼７（７Ｂ、７Ｃ）は、図３に示されるようなグラフにおいて、ハブ側端７１における前記無次元子午面長位置ｍの前縁位置７１１と後縁位置７１２の中間位置ＭＰよりも前縁位置７１１側に直線ＳＬ１よりも翼高さｈが大きくなる領域ＡＲ１（第１領域）が形成されるように構成されている。図示される実施形態では、上述した第１領域ＡＲ１は、前縁位置７１１から中間位置ＭＰまでに亘り形成されている。
　上記の構成によれば、複数の翼７（７Ｂ、７Ｃ）の各々は、グラフ上の直線ＳＬ１よりも翼高さｈが大きい領域ＡＲ１（第１領域）をインペラ前半部に設け、インペラ前半部における翼７に係る負荷を大きくすることで、インペラ後半部における翼７に係る負荷を小さくできる。これにより、インペラ２を通過する流体のインペラ後半部の漏れ流れを抑制できる。
　幾つかの実施形態では、上述した翼７（７Ｃ）は、図３に示されるようなグラフにおいて、ハブ側端７１における前記無次元子午面長位置ｍの前縁位置７１１から後縁位置７１２までに亘って、翼高さｈが直線ＳＬ１と同じ、又は直線ＳＬ１よりも大きくなるように構成されている。
　上記の構成によれば、グラフ上の直線ＳＬ１よりも翼高さｈが大きい領域（第１領域ＡＲ１）をインペラ前半部に設け、インペラ前半部における翼７に係る負荷を大きくすることで、インペラ後半部における翼７に係る負荷を小さくできる。また、上記の構成によれば、前縁位置７１１から後縁位置７１２までに亘って、グラフ上の直線ＳＬ１よりも翼高さｈが小さい領域（第２領域ＡＲ２）を形成しないことで、インペラ２を通過する流体の漏れ流れを抑制できる。
　なお、上述した翼７（７Ｂ）は、図３に示されるようなグラフにおいて、直線ＳＬ１よりも翼高さｈが小さい領域（第２領域ＡＲ２）が形成されるように構成されていてもよい。図示される実施形態では、上述した第２領域ＡＲ２は、インペラ後半部に形成されている。この場合には、第２領域ＡＲ２にて翼高さｈや翼展開面積Ａの減少が促進され、第２領域ＡＲ２よりも下流側における翼７に係る負荷が小さくなるため、インペラ２を通過する流体のインペラ後半部の漏れ流れを抑制できる。
（翼展開面積の分布）
　幾つかの実施形態に係るインペラ２の複数の翼７（７Ｂ）の各々は、図４に示されるように、ハブ側端７１における無次元子午面長位置ｍの前縁位置７１１と後縁位置７１２の中間位置ＭＰにおける翼展開面積ＡをＡＭと定義し、ハブ側端７１の前縁位置７１１における翼展開面積ＡをＡＬＥと定義した場合において、
　ＡＭ≧０．９５×ＡＬＥの条件を満たすように構成されている。
　上記の構成によれば、複数の翼７の各々は、インペラ前半部における翼展開面積Ａの減少を抑制し、インペラ前半部における翼７に係る負荷を大きくすることで、インペラ後半部における翼７に係る負荷を小さなものとすることができる。これにより、インペラ２を通過する流体のインペラ後半部の漏れ流れを抑制できる。
　図４に示される曲線Ｃ１０は、一実施形態に係るインペラ２の翼７（７Ｃ）の翼展開面積Ａの分布の一例を示すものである。幾つかの実施形態に係るインペラ２の複数の翼７（７Ｃ）の各々は、図４に示されるように、ハブ側端７１における前記無次元子午面長位置ｍの前縁位置７１１と後縁位置７１２の間の任意の位置における翼展開面積ＡをＡＦと定義した場合において、
　ＡＦ＞ＡＬＥの条件を満たす領域（第３領域ＡＲ３）を有するように構成されている。
　図示される実施形態では、上述した第３領域ＡＲ３は、インペラ前半部やインペラ後半部に形成されている。翼７（７Ｂ、７Ｃ）は、前縁位置７１１から中間位置ＭＰまでに亘って、ＡＦ≧０．９５×ＡＬＥの条件を満たすように構成されている。
　上記の構成によれば、複数の翼７の各々は、前縁位置７１１よりも翼展開面積Ａが大きい領域（第３領域ＡＲ３）において、インペラ２を通過する流体の流れの転向が促進され、インペラ２の翼７に係る負荷が増大する。これにより、第３領域ＡＲ３よりも下流側における上記流体の流れの転向が緩やかでも良くなるため、第３領域ＡＲ３よりも下流側における翼７に係る負荷を小さくできる。第３領域ＡＲ３よりも下流側における翼７に係る負荷を小さいものとすることで、インペラ２を通過する流体のインペラ後半部の漏れ流れを抑制できる。
（ハブの直径）
　図６は、一実施形態に係るインペラ２の子午面形状を説明するための説明図である。幾つかの実施形態では、上述したハブ６は、図６に示されるように、ハブ６の翼７の前縁位置７１１における直径をＤＬＥと定義し、ハブ６の翼７の後縁位置７１２における直径をＤＴＥと定義した場合において、
　ＤＬＥ≧０．２５×ＤＴＥの条件を満たすように構成された。
　図６では、前縁位置７１１を０とするインペラ２の軸方向位置Ｚを横軸とし、直径Ｄを縦軸とするグラフが示されている。図６では、本実施形態に係るインペラ２の子午面形状を実線で示し、比較例に係るインペラの子午面形状を一点鎖線で示している。図６に示されるように、インペラ２の直径ＤＬＥは、比較例に係るインペラよりも大きくなっている。
　図７は、一実施形態に係るインペラ２を通過する流体のマッハ数を説明するための説明図である。図７では、インペラ２を通過する流体のマッハ数ＭＮを横軸とし、スパン方向を縦軸とするグラフが示されている。本実施形態に係るインペラ２のマッハ数ＭＮの分布を実線で示し、比較例に係るインペラのマッハ数ＭＮの分布を一点鎖線で示している。図７に示されるように、本実施形態に係るインペラ２は、比較例に係るインペラに比べて、スパン方向におけるハブ側端７１からシュラウド面３１までに亘り、全体的にマッハ数ＭＮが増大している。
　図８は、一実施形態に係るインペラ２のハブ６の翼７の前縁位置７１１における直径ＤＬＥと遠心圧縮機１の効率ＣＥとの関係を示す図である。図８では、遠心圧縮機１の効率ＣＥが良好となるように直径ＤＬＥの最適化結果が示されている。図８に示されるように、ハブ６は、０．２５×ＤＴＥ≦ＤＬＥ≦０．３３×ＤＴＥの条件を満たすことが好ましく、０．２７×ＤＴＥ≦ＤＬＥ≦０．３１×ＤＴＥの条件を満たすことがさらに好ましい。
　上記の構成によれば、上記条件を満たすインペラ２は、上記条件を満たさない場合に比べて、翼７の周速を増大させることができる。翼７の周速を増大させ、インペラ前半部における翼７に係る負荷を大きくすることで、インペラ後半部における翼７に係る負荷低減を補うことができる。具体的には、翼７の周速を増大させることで、インペラ２を通過する流体のマッハ数ＭＮが増加し、翼角、流れ角および入口翼高さ（翼高さｈＬＥ）のマッチングが向上するため、より効率的にインペラ２を通過する流体の流れを転向させることができる。
（前縁の翼高さ）
　幾つかの実施形態では、上述したインペラ２は、図６に示されるように、翼７の前縁ＬＥにおける翼高さｈをｈＬＥと定義し、ハブ６の翼７の後縁位置７１２における直径をＤＴＥと定義した場合において、
　ｈＬＥ≦０．１２×ＤＴＥの条件を満たすように構成されている。
　図９は、一実施形態に係るインペラ２の入口翼高さ（翼高さｈＬＥ）と遠心圧縮機１の効率ＣＥとの関係を示す図である。図９では、遠心圧縮機１の効率ＣＥが良好となるように翼高さｈＬＥの最適化結果が示されている。図９に示されるように、インペラ２は、０．０８×ＤＴＥ≦ｈＬＥ≦０．１２×ＤＴＥの条件を満たすことが好ましく、０．１０×ＤＴＥ≦ｈＬＥ≦０．１１×ＤＴＥの条件を満たすことがさらに好ましい。
　上記条件を満たすインペラ２は、比較的比速度が低いインペラ２であり、このようなインペラ２においても、インペラ２を通過する流体のインペラ後半部の漏れ流れを抑制できる。
（前縁のスイープ形状）
　幾つかの実施形態では、図６に示されるように、上述した翼７の前縁ＬＥは、前縁ＬＥのチップ側端７２が前縁ＬＥのハブ側端７１よりもインペラ２を通過する気体の流れ方向の上流側に位置するように傾斜している。すなわち、前縁ＬＥのチップ側端７２は、インペラ２の軸方向において前縁ＬＥのハブ側端７１よりも背面６２から離れた位置に設けられている。
　上記の構成によれば、翼７の前縁ＬＥに上述した傾斜を設けることで、インペラ２を通過する流体の圧縮時に翼７の前縁ＬＥに生じる衝撃波の強度を低減できるため、翼７の前縁ＬＥに上述した傾斜を設けない場合に比べて、遠心圧縮機１の圧力比や効率の向上が図れる。
　幾つかの実施形態に係る遠心圧縮機１は、図１、図２に示されるように、上述したインペラ２と、インペラ２を収容するように構成された上述したハウジング３と、を備える。上記の構成によれば、インペラ２を備える遠心圧縮機１は、インペラ２を通過する流体のインペラ後半部（中間位置ＭＰよりも後縁ＴＥ側）の漏れ流れを効果的に抑制できるため、遠心圧縮機１の効率を向上させることができる。
　幾つかの実施形態では、図２に示されるように、上述した遠心圧縮機１のハウジング３は、翼７にクリアランスＣＬを介して対向する上述したシュラウド面３１を有する。遠心圧縮機１は、翼７の後縁ＴＥとシュラウド面３１との間のクリアランス（最短距離）ＣＬをＣＬＴＥと定義し、翼７の後縁ＴＥにおける翼高さｈをｈＴＥと定義した場合において、クリアランス比ＣＬＴＥ／ｈＴＥが、０．１５＜ＣＬＴＥ／ｈＴＥ＜０．３０の条件を満たすように構成されている。
　インペラ２の比速度が低くなるにつれて、インペラ２の外径（出口径ＤＴＥ）が拡大し、これに伴い翼高さｈ（ｈＴＥ）が小さくなるが、インペラ２（回転系）とハウジング３（静止系）との間のクリアランスＣＬ（ＣＬＴＥ）は、翼高さｈのように小さくはならない。このため、比速度が低いインペラ２を備える遠心圧縮機１は、比速度が高いインペラ２を備える遠心圧縮機１に比べて、クリアランス比ＣＬＴＥ／ｈＴＥが相対的に大きくなる。上記の構成によれば、上述したインペラ２を備える遠心圧縮機１は、クリアランス比ＣＬＴＥ／ｈＴＥが上記条件を満たす場合において、インペラ２を通過する流体のインペラ後半部の漏れ流れを効果的に抑制できる。
（小型インペラ）
　幾つかの実施形態では、上述したインペラ２のハブ６は、図６に示されるように、ハブ６の前記翼７の後縁位置７１２における直径をＤＴＥと定義した場合において、
　ＤＴＥ≦３００ｍｍ以下の条件を満たすように構成されている。
　上記直径ＤＴＥが小さい程、クリアランス比ＣＬＴＥ／ｈＴＥを小さくすることが困難となり、インペラ２を通過する流体のインペラ後半部の漏れ流れを抑制することが困難となる。上記の構成によれば、上記条件ＤＴＥ≦３００ｍｍ以下を満たす場合にも、インペラ２を通過する流体のインペラ後半部の漏れ流れを抑制できる。なお、ハブ６は、ＤＴＥ≦１００ｍｍ以下の条件を満たすように構成されていることが好ましい。
　幾つかの実施形態に係るターボチャージャ１０は、図１に示されるように、上述した遠心圧縮機１と、遠心圧縮機を駆動させるように構成された上述したタービン１１と、を備える。上記の構成によれば、遠心圧縮機１を備えるターボチャージャ１０は、インペラ２を通過する流体のインペラ後半部（中間位置ＭＰよりも後縁ＴＥ側）の漏れ流れを効果的に抑制できるため、ターボチャージャ１０の効率を向上させることができる。
　本明細書において、「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。
　また、本明細書において、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。
　また、本明細書において、一の構成要素を「備える」、「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。
　本開示は上述した実施形態に限定されることはなく、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。
　上述した幾つかの実施形態に記載の内容は、例えば以下のように把握されるものである。
１）本開示の少なくとも一実施形態に係る遠心圧縮機（１）のインペラ（２）は、
　ハブ（６）と、前記ハブ（６）の周りに設けられた複数の翼（７）を備える遠心圧縮機（１）のインペラ（２）であって、
　前記複数の翼（７）の各々は、
　横軸を前記翼（７）のハブ側端（７１）における無次元子午面長位置（ｍ）とし、縦軸を前記翼（７）の子午面における翼高さ（ｈ）とするグラフにおいて、前記翼（７）の前縁（ＬＥ）と後縁（ＴＥ）を結ぶ直線（ＳＬ１）よりも前記翼高さ（ｈ）が大きくなる領域（ＡＲ１）を有するように構成された。
　上記１）の構成によれば、複数の翼（７）の各々は、グラフ上の直線（ＳＬ１）よりも翼高さ（ｈ）が大きい領域（第１領域ＡＲ１）において、翼高さ（ｈ）の縮小が抑制され、且つ流路面積の減少が抑制される。流路面積の減少が抑制された第１領域（ＡＲ１）では、インペラ（２）を通過する流体の流れの転向が促進され、インペラ（２）の翼（７）に係る負荷が増大する。第１領域（ＡＲ１）において翼（７）に係る負荷を大きなものとし、上記流体の流れの転向を促進させることで、第１領域（ＡＲ１）よりも下流側における上記流体の流れの転向が緩やかでも良くなるため、第１領域（ＡＲ１）よりも下流側における翼に係る負荷を小さくできる。第１領域（ＡＲ１）よりも下流側における翼（７）に係る負荷を小さくすることで、インペラ（２）を通過する流体のインペラ後半部の漏れ流れを抑制できる。
２）幾つかの実施形態では、上記１）に記載の遠心圧縮機（１）のインペラ（２）であって、
　前記翼（７）は、前記グラフにおいて、前記ハブ側端（７１）における前記無次元子午面長位置（ｍ）の前縁位置（７１１）と後縁位置（７１２）の中間位置（ＭＰ）よりも前記前縁位置（７１１）側に前記直線（ＳＬ１）よりも前記翼高さ（ｈ）が大きくなる領域（ＡＲ１、第１領域）が形成されるように構成された。
　上記２）の構成によれば、複数の翼（７）の各々は、グラフ上の直線（ＳＬ１）よりも翼高さ（ｈ）が大きな領域（ＡＲ１、第１領域）をインペラ前半部（中間位置ＭＰよりも前縁ＬＥ側）に設け、インペラ前半部における翼（７）に係る負荷を大きくすることで、インペラ後半部における翼（７）に係る負荷を小さくできる。これにより、インペラ（２）を通過する流体のインペラ後半部の漏れ流れを抑制できる。
３）幾つかの実施形態では、上記１）に記載の遠心圧縮機（１）のインペラ（２）であって、
　前記翼（７）は、前記グラフにおいて、前記ハブ側端（７１）における前記無次元子午面長位置（ｍ）の前縁位置（７１１）から後縁位置（７１２）までに亘って、前記翼高さ（ｈ）が前記直線（ＳＬ１）と同じ、又は前記直線（ＳＬ１）よりも大きくなるように構成された。
　上記３）の構成によれば、グラフ上の直線（ＳＬ１）よりも翼高さ（ｈ）が大きい領域（第１領域ＡＲ１）をインペラ前半部に設け、インペラ前半部における翼（７）に係る負荷を大きくすることで、インペラ後半部における翼（７）に係る負荷を小さくできる。また、上記３）の構成によれば、上記前縁位置（７１１）から上記後縁位置（７１２）までに亘って、グラフ上の直線（ＳＬ１）よりも翼高さ（ｈ）が小さい領域（第２領域ＡＲ２）を形成しないことで、インペラ（２）を通過する流体の漏れ流れを抑制できる。
４）幾つかの実施形態では、上記１）から３）までの何れかに記載の遠心圧縮機（１）のインペラ（２）であって、
　前記翼（７）は、
　前記翼高さ（ｈ）を構成する線分を前記インペラの回転軸（ＬＡ）回りに展開させたときの面積を翼展開面積（Ａ）と定義し、前記ハブ側端（７１）における前記無次元子午面長位置（ｍ）の前縁位置（７１１）と後縁位置（７１２）の中間位置（ＭＰ）における前記翼展開面積をＡＭと定義し、前記ハブ側端（７１）の前記前縁位置（７１１）における前記翼展開面積をＡＬＥと定義した場合において、
　ＡＭ≧０．９５×ＡＬＥの条件を満たすように構成された。
　上記４）の構成によれば、複数の翼（７）の各々は、インペラ前半部における翼展開面積（Ａ）の減少を抑制し、インペラ前半部における翼（７）に係る負荷を大きくすることで、インペラ後半部における翼（７）に係る負荷を小さなものとすることができる。これにより、インペラ（２）を通過する流体のインペラ後半部の漏れ流れを抑制できる。
５）幾つかの実施形態では、上記４）に記載の遠心圧縮機（１）のインペラ（２）であって、
　前記翼（７）は、
　前記ハブ側端（７１）における前記無次元子午面長位置（ｍ）の前記前縁位置（７１１）と前記後縁位置（７１２）の間の任意の位置における前記翼展開面積をＡＦと定義した場合において、
　ＡＦ＞ＡＬＥの条件を満たす領域を有するように構成された。
　上記５）の構成によれば、複数の翼（７）の各々は、前縁位置よりも翼展開面積（Ａ）が大きい領域（第３領域ＡＲ３）において、インペラ（２）を通過する流体の流れの転向が促進され、インペラ（２）の翼（７）に係る負荷が増大する。これにより、第３領域（ＡＲ３）よりも下流側における上記流体の流れの転向が緩やかでも良くなるため、第３領域（ＡＲ３）よりも下流側における翼（７）に係る負荷を小さくできる。第３領域（ＡＲ３）よりも下流側における翼（７）に係る負荷を小さいものとすることで、インペラ（２）を通過する流体のインペラ後半部の漏れ流れを抑制できる。
６）幾つかの実施形態では、上記１）から５）までの何れかに記載の遠心圧縮機（１）のインペラ（２）であって、
　前記ハブ（６）は、
　前記ハブ（６）の前記翼（７）の前縁位置（７１１）における直径をＤＬＥと定義し、前記ハブ（６）の前記翼（７）の後縁位置（７１２）における直径をＤＴＥと定義した場合において、
　ＤＬＥ≧０．２５×ＤＴＥの条件を満たすように構成された。
　上記６）の構成によれば、上記条件を満たすインペラ（２）は、上記条件を満たさない場合に比べて、翼（７）の周速を増大させることができる。翼（７）の周速を増大させ、インペラ前半部における翼（７）に係る負荷を大きくすることで、インペラ後半部における翼に係る負荷低減を補うことができる。
７）幾つかの実施形態では、上記６）に記載の遠心圧縮機（１）のインペラ（２）であって、
　前記インペラ（２）は、
　前記翼（７）の前縁（ＬＥ）における翼高さ（ｈ）をｈＬＥと定義し、前記ハブ（６）の前記翼（７）の後縁位置（７１２）における直径をＤＴＥと定義した場合において、
　ｈＬＥ≦０．１２×ＤＴＥの条件を満たすように構成された。
　上記７）の構成によれば、上記条件を満たす比速度が低いインペラ（２）においても、インペラ（２）を通過する流体のインペラ後半部の漏れ流れを抑制できる。
８）幾つかの実施形態では、上記１）から７）までの何れかに記載の遠心圧縮機（１）のインペラ（２）であって、
　前記翼（７）の前記前縁（ＬＥ）は、前記前縁（ＬＥ）のチップ側端（７２）が前記前縁（ＬＥ）の前記ハブ側端（７１）よりも前記インペラ（２）を通過する気体の流れ方向の上流側に位置するように傾斜している。
　上記８）の構成によれば、翼（７）の前縁（ＬＥ）に上述した傾斜を設けることで、インペラ（２）を通過する流体の圧縮時に翼（７）の前縁（ＬＥ）に生じる衝撃波の強度を低減できるため、翼（７）の前縁（ＬＥ）に上述した傾斜を設けない場合に比べて、遠心圧縮機（１）の圧力比や効率の向上が図れる。
９）幾つかの実施形態では、上記１）から８）までの何れかに記載の遠心圧縮機（１）のインペラ（２）であって、
　前記ハブ（６）は、
　前記ハブ（６）の前記翼（７）の後縁位置（７１２）における直径をＤＴＥと定義した場合において、
　ＤＴＥ≦３００ｍｍ以下の条件を満たすように構成された。
　上記直径ＤＴＥが小さい程、クリアランス比（ＣＬＴＥ／ｈＴＥ）を小さくすることが困難となり、インペラ（２）を通過する流体のインペラ後半部の漏れ流れを抑制することが困難となる。上記９）の構成によれば、上記条件（ＤＴＥ≦３００ｍｍ以下）を満たす場合にも、インペラ（２）を通過する流体のインペラ後半部の漏れ流れを抑制できる。
１０）本開示の少なくとも一実施形態に係る遠心圧縮機（１）は、
　上記１）から９）までの何れかに記載の遠心圧縮機（１）のインペラ（２）と、
　前記インペラ（２）を収容するように構成されたハウジング（３）と、を備える。
　上記１０）の構成によれば、上述したインペラ（２）を備える遠心圧縮機（１）は、インペラ（２）を通過する流体のインペラ後半部の漏れ流れを効果的に抑制できるため、遠心圧縮機（１）の効率を向上させることができる。
１１）幾つかの実施形態では、上記１０）に記載の遠心圧縮機（１）であって、
　前記ハウジング（３）は、前記翼（７）にクリアランス（ＣＬ）を介して対向するシュラウド面（３１）を有し、
　前記遠心圧縮機（１）は、
　前記翼（７）の後縁（ＴＥ）と前記シュラウド面（３１）との間の前記クリアランス（ＣＬ）をＣＬＴＥと定義し、前記翼（７）の前記後縁（ＴＥ）における翼高さをｈＴＥと定義した場合において、
　クリアランス比ＣＬＴＥ／ｈＴＥが、０．１５＜ＣＬＴＥ／ｈＴＥ＜０．３０の条件を満たすように構成された。
　インペラ（２）の比速度が低くなるにつれて、インペラ（２）の外径（出口径）が拡大し、これに伴い翼高さ（ｈ）が小さくなるが、インペラ（２、回転系）とハウジング（３、静止系）との間のクリアランス（ＣＬ）は、翼高さ（ｈ）のように小さくはならない。このため、比速度が低いインペラ（２）を備える遠心圧縮機（１）は、比速度が高いインペラ（２）を備える遠心圧縮機（１）に比べて、クリアランス比（ＣＬＴＥ／ｈＴＥ）が相対的に大きくなる。上記１１）の構成によれば、上述したインペラ（２）を備える遠心圧縮機（１）は、クリアランス比（ＣＬＴＥ／ｈＴＥ）が上記条件を満たす場合において、インペラ（２）を通過する流体のインペラ後半部の漏れ流れを効果的に抑制できる。
１２）本開示の少なくとも一実施形態に係るターボチャージャ（１０）は、
　上記１０）又は１１）に記載の遠心圧縮機（１）と、
　前記遠心圧縮機を駆動させるように構成されたタービン（１１）と、を備える。
　上記１２）の構成によれば、上述した遠心圧縮機（１）を備えるターボチャージャ（１０）は、インペラ（２）を通過する流体のインペラ後半部の漏れ流れを効果的に抑制できるため、ターボチャージャ（１０）の効率を向上させることができる。
１　　　　　遠心圧縮機
２　　　　　インペラ
３　　　　　ハウジング
４　　　　　回転シャフト
５　　　　　軸受
６　　　　　ハブ
７　　　　　翼
１０　　　　ターボチャージャ
１１　　　　タービン
１２　　　　タービンロータ
１３　　　　タービンハウジング
１４　　　　軸受ハウジング
３１　　　　シュラウド面
３２　　　　流体導入流路
３３　　　　ディフューザ流路
３４　　　　スクロール流路
６１　　　　外周面
６２　　　　背面
７１　　　　ハブ側端
７２　　　　チップ側端
１２１　　　ハブ
１２２　　　タービン翼
１３１　　　スクロール流路
１３２　　　排ガス排出流路
３３１　　　出口
７１１，７２１　前縁位置
７１２，７２２　後縁位置
ＬＥ　　　　前縁
ＴＥ　　　　後縁
Ａ　　　　　翼展開面積
ＡＲ１　　　第１領域
ＡＲ２　　　第２領域
ＡＲ３　　　第３領域
Ｃ１～Ｃ１０　曲線
ＣＥ　　　効率
ＣＬ　　　　クリアランス
Ｄ　　　　　直径
ＦＡ　　　　流れ角
ＬＡ　　　　軸線
ＬＥ　　　　前縁
ＭＮ　　　　マッハ数
ＭＰ　　　　中間位置
ＭＶ　　　　流速
ＳＬ１　　　直線
ＴＥ　　　　後縁
Ｚ　軸方向位置
ｈ　翼高さ
ｍ　無次元子午面長位置

Claims (12)

  1. 　ハブと、前記ハブの周りに設けられた複数の翼を備える遠心圧縮機のインペラであって、
    　前記複数の翼の各々は、
    　横軸を前記翼のハブ側端における無次元子午面長位置とし、縦軸を前記翼の子午面における翼高さとするグラフにおいて、前記翼の前縁と後縁を結ぶ直線よりも前記翼高さが大きくなる領域を有するように構成された、
    遠心圧縮機のインペラ。
  2. 　前記翼は、前記グラフにおいて、前記ハブ側端における前記無次元子午面長位置の前縁位置と後縁位置の中間位置よりも前記前縁位置側に前記直線よりも前記翼高さが大きくなる領域が形成されるように構成された、
    　請求項１に記載の遠心圧縮機のインペラ。
  3. 　前記翼は、前記グラフにおいて、前記ハブ側端における前記無次元子午面長位置の前縁位置から後縁位置までに亘って、前記翼高さが前記直線と同じ、又は前記直線よりも大きくなるように構成された、
    　請求項１に記載の遠心圧縮機のインペラ。
  4. 　前記翼は、
    　前記翼高さを構成する線分を前記インペラの回転軸回りに展開させたときの面積を翼展開面積と定義し、前記ハブ側端における前記無次元子午面長位置の前縁位置と後縁位置の中間位置における前記翼展開面積をＡＭと定義し、前記ハブ側端の前記前縁位置における前記翼展開面積をＡＬＥと定義した場合において、
    　ＡＭ≧０．９５×ＡＬＥの条件を満たすように構成された、
    　請求項１乃至３の何れか１項に記載の遠心圧縮機のインペラ。
  5. 　前記翼は、
    　前記ハブ側端における前記無次元子午面長位置の前記前縁位置と前記後縁位置の間の任意の位置における前記翼展開面積をＡＦと定義した場合において、
    　ＡＦ＞ＡＬＥの条件を満たす領域を有するように構成された、
    　請求項４に記載の遠心圧縮機のインペラ。
  6. 　前記ハブは、
    　前記ハブの前記翼の前縁位置における直径をＤＬＥと定義し、前記ハブの前記翼の後縁位置における直径をＤＴＥと定義した場合において、
    　ＤＬＥ≧０．２５×ＤＴＥの条件を満たすように構成された、
    請求項１乃至３の何れか１項に記載の遠心圧縮機のインペラ。
  7. 　前記インペラは、
    　前記翼の前縁における翼高さをｈＬＥと定義し、前記ハブの前記翼の後縁位置における直径をＤＴＥと定義した場合において、
    　ｈＬＥ≧０．１２×ＤＴＥの条件を満たすように構成された、
    請求項６に記載の遠心圧縮機のインペラ。
  8. 　前記翼の前記前縁は、前記前縁のチップ側端が前記前縁の前記ハブ側端よりも前記インペラを通過する気体の流れ方向の上流側に位置するように傾斜している、
    請求項１乃至３の何れか１項に記載の遠心圧縮機のインペラ。
  9. 　前記ハブは、
    　前記ハブの前記翼の後縁位置における直径をＤＴＥと定義した場合において、
    　ＤＴＥ≦３００ｍｍ以下の条件を満たすように構成された、
    請求項１乃至３の何れか１項に記載の遠心圧縮機のインペラ。
  10. 　請求項１乃至３の何れか１項に記載のインペラと、
    　前記インペラを収容するように構成されたハウジングと、
    を備える遠心圧縮機。
  11. 　前記ハウジングは、前記翼にクリアランスを介して対向するシュラウド面を有し、
    　前記遠心圧縮機は、
    　前記翼の後縁と前記シュラウド面との間の前記クリアランスをＣＬＴＥと定義し、前記翼の前記後縁における翼高さをｈＴＥと定義した場合において、
    　クリアランス比ＣＬＴＥ／ｈＴＥが、０．１５＜ＣＬＴＥ／ｈＴＥ＜０．３０の条件を満たすように構成された、
    請求項１０に記載の遠心圧縮機。
  12. 　請求項１０に記載の遠心圧縮機と、
    　前記遠心圧縮機を駆動させるように構成されたタービンと、
    を備えるターボチャージャ。
PCT/JP2023/006900 2022-06-23 2023-02-27 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 WO2023248534A1 (ja)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202380014164.7A CN118176365A (zh) 2022-06-23 2023-02-27 离心压缩机的叶轮、离心压缩机以及涡轮增压器

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
JP2022101114A JP2024002113A (ja) 2022-06-23 2022-06-23 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
JP2022-101114 2022-06-23

Publications (1)

Publication Number Publication Date
WO2023248534A1 true WO2023248534A1 (ja) 2023-12-28

Family

ID=89379396

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
PCT/JP2023/006900 WO2023248534A1 (ja) 2022-06-23 2023-02-27 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

Country Status (3)

Country Link
JP (1) JP2024002113A (ja)
CN (1) CN118176365A (ja)
WO (1) WO2023248534A1 (ja)

Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2006009748A (ja) * 2004-06-29 2006-01-12 Mitsubishi Heavy Ind Ltd 遠心圧縮機
JP2018091207A (ja) * 2016-12-02 2018-06-14 三菱重工エンジン＆ターボチャージャ株式会社 遠心圧縮機及びターボチャージャ
JP2019015229A (ja) * 2017-07-06 2019-01-31 株式会社Ihi 遠心圧縮機インペラ及び遠心圧縮機

Patent Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2006009748A (ja) * 2004-06-29 2006-01-12 Mitsubishi Heavy Ind Ltd 遠心圧縮機
JP2018091207A (ja) * 2016-12-02 2018-06-14 三菱重工エンジン＆ターボチャージャ株式会社 遠心圧縮機及びターボチャージャ
JP2019015229A (ja) * 2017-07-06 2019-01-31 株式会社Ihi 遠心圧縮機インペラ及び遠心圧縮機

Also Published As

Publication number Publication date
JP2024002113A (ja) 2024-01-11
CN118176365A (zh) 2024-06-11

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US9732756B2 (en) Centrifugal compressor
US9850913B2 (en) Centrifugal compressor
US6945748B2 (en) Centrifugal compressor with channel ring defined inlet recirculation channel
EP2960528A1 (en) Centrifugal compressor
WO2018146753A1 (ja) 遠心圧縮機、ターボチャージャ
WO2018131167A1 (ja) タービンホイール、タービン及びターボチャージャ
CN111911455A (zh) 离心压缩机的叶轮、离心压缩机以及涡轮增压器
WO2023248534A1 (ja) 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
US11821339B2 (en) Turbocharger
JP7336026B2 (ja) タービン及びこのタービンを備えるターボチャージャ
WO2023203855A1 (ja) タービンハウジングおよび可変容量型のターボチャージャ
JP7413514B2 (ja) スクロールケーシングおよび遠心圧縮機
JP7123029B2 (ja) 遠心圧縮機
WO2021234886A1 (ja) コンプレッサハウジングおよび遠心圧縮機
WO2022158165A1 (ja) 可変容量タービンおよび過給機
JP7445004B2 (ja) コンプレッサハウジングおよび遠心圧縮機
CN113574281B (zh) 离心压缩机以及涡轮增压器
US20230272738A1 (en) Turbine and turbocharger
EP3617476B1 (en) Turbine for turbocharger, and turbocharger

Legal Events

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

Ref document number: 23826723

Country of ref document: EP

Kind code of ref document: A1