JP2012036783A

JP2012036783A - Radial turbine impeller

Info

Publication number: JP2012036783A
Application number: JP2010176128A
Authority: JP
Inventors: Kenichi Nagao; 健一長尾
Original assignee: IHI Corp
Current assignee: IHI Corp
Priority date: 2010-08-05
Filing date: 2010-08-05
Publication date: 2012-02-23

Abstract

PROBLEM TO BE SOLVED: To provide a radial turbine impeller shaped to suppress loss increase due to collision when gas enters a front edge regarding a flow gas having a speed distribution in a wing height direction (a span direction).SOLUTION: In the radial turbine impeller 10, a flow body vertically flows in a rotation axis 11 and flows out axially. The radial turbine impeller 10 includes a plurality of turbine wings 12 that are disposed around the rotation axis 11. The turbine wings 12 have the front edge 13 composed of a parallel part 13a parallel to the rotation axis 11 and an inclined part 13b inclining toward the rotation axis 11.

Description

本発明は、回転軸に垂直に流入する流体を軸方向に流出させるラジアルタービンインペラに関する。 The present invention relates to a radial turbine impeller that causes a fluid flowing perpendicularly to a rotating shaft to flow out in an axial direction.

ラジアルタービンのインペラ（羽根車）は、マイクロガスタービン、エキスパンダタービン、過給機等に用いられる。かかるインペラは、例えば特許文献１に開示されている。 A radial turbine impeller (impeller) is used for a micro gas turbine, an expander turbine, a supercharger, and the like. Such an impeller is disclosed in Patent Document 1, for example.

図１は、従来の過給機において可変ノズルを有する場合の模式的断面図であり、図２は、従来のインペラの説明図である。図２において、（Ａ）は子午面投影図（半断面）、（Ｂ）はＢ−Ｂ断面図である。 FIG. 1 is a schematic cross-sectional view of a conventional supercharger having a variable nozzle, and FIG. 2 is an explanatory diagram of a conventional impeller. 2A is a meridional projection (half-section), and FIG. 2B is a BB cross-section.

図１において、１は可変ノズル、２はインペラであり、可変ノズル１でインペラ２に流入する流体流量を可変制御するようになっている。 In FIG. 1, 1 is a variable nozzle, 2 is an impeller, and the variable nozzle 1 variably controls the flow rate of fluid flowing into the impeller 2.

図２（Ａ）において、３はインペラを構成するタービン翼であり、タービン翼３の上流端を「前縁」、下流端を「後縁」、翼３の内方端を「ハブ」、外方端と「チップ」と呼ぶ。 2A, reference numeral 3 denotes a turbine blade constituting an impeller. The upstream end of the turbine blade 3 is a “front edge”, the downstream end is a “rear edge”, the inner end of the blade 3 is a “hub”, and the outer blade Called the tip and “chip”.

図２（Ｂ）において、従来のインペラ２では、タービン翼３の軸方向断面形状が、半径方向外方に放射状に２次元で延びている。このような翼形状をラジアルエレメントと呼ぶ。すなわち従来のインペラ２は、ラジアルエレメントで定義されるタービン翼３を備えている。 In FIG. 2B, in the conventional impeller 2, the axial cross-sectional shape of the turbine blade 3 extends radially in two dimensions radially outward. Such a wing shape is called a radial element. That is, the conventional impeller 2 includes a turbine blade 3 defined by a radial element.

特開平０９−１００７０１号公報、「ラジアルタービンの動翼」Japanese Patent Application Laid-Open No. 09-100701, “Radial turbine rotor blade”

上述したように、従来のインペラ２は、ラジアルエレメントで定義されるタービン翼３を備えている。この場合、インペラの前縁形状は入口径が一定又は斜流の形状であり、いずれの場合も子午面に投影したときに直線となる。
このようなラジアルエレメントに基づいて羽根角が設定されるタービン翼においては、ある一箇所（例えばチップ）の羽根角が決定されれば、チップからハブまでのすべての箇所の羽根角が回転軸からの距離に応じて一義的に決定される。 As described above, the conventional impeller 2 includes the turbine blade 3 defined by the radial element. In this case, the front edge shape of the impeller has a constant inlet diameter or a mixed flow shape, and in either case, the shape is a straight line when projected onto the meridian plane.
In a turbine blade in which the blade angle is set based on such a radial element, if the blade angle at a certain location (for example, a tip) is determined, the blade angles at all locations from the tip to the hub are Is uniquely determined according to the distance.

しかし、ラジアルエレメントで定義されるタービン翼３を備えている従来のインペラ２の場合、流入ガスの翼高さ方向（スパン方向）への分布に合わせたインペラ形状を作ることができないという問題点があった。
この場合、インペラ２の前縁において、ガスが入射するときの衝突による損失増加が生じていた。 However, in the case of the conventional impeller 2 provided with the turbine blade 3 defined by the radial element, there is a problem that the impeller shape that matches the distribution of the inflowing gas in the blade height direction (span direction) cannot be made. there were.
In this case, at the leading edge of the impeller 2, an increase in loss due to a collision when gas enters has occurred.

本発明は、上述した問題点を解決するために創案されたものである。すなわち、本発明の目的は、翼高さ方向（スパン方向）への速度分布を有する流入ガスについて、前縁にガスが入射するときの衝突による損失増加を抑えた形状を有するラジアルタービンインペラを提供することにある。 The present invention has been developed to solve the above-described problems. That is, an object of the present invention is to provide a radial turbine impeller having a shape that suppresses an increase in loss due to a collision when gas enters the leading edge of an inflow gas having a velocity distribution in the blade height direction (span direction). There is to do.

本発明によれば、流体が回転軸に対し垂直に流入し軸方向に流出するラジアルタービンインペラであって、
前記回転軸周りに配置される複数のタービン翼を備え、
前記タービン翼は、前記回転軸に平行な平行部と、
前記回転軸に対して傾斜した傾斜部と、からなる前縁を有する、ことを特徴とするラジアルタービンインペラが提供される。 According to the present invention, a radial turbine impeller in which a fluid flows perpendicularly to a rotating shaft and flows out in an axial direction,
A plurality of turbine blades arranged around the rotation axis;
The turbine blade includes a parallel portion parallel to the rotation axis,
There is provided a radial turbine impeller having a leading edge including an inclined portion inclined with respect to the rotation shaft.

本発明の実施例によれば、前記平行部の長さは、前記前縁の全長に対する比率が４０％以上６０％以下であり、
前記回転軸から前記傾斜部までの最短の長さは、前記回転軸から前記平行部までの長さに対する比率が９４％以上９７％以下である。 According to an embodiment of the present invention, the length of the parallel part is 40% or more and 60% or less of the ratio of the length of the leading edge,
The shortest length from the rotating shaft to the inclined portion is 94% or more and 97% or less in proportion to the length from the rotating shaft to the parallel portion.

前縁側において、流入ガスの流れを悪化させていたチップ側の径のみを一部下げることによって、前縁にガスが入射するときの衝突による損失を低減させることができる。 By reducing only the diameter on the tip side that has deteriorated the flow of the inflowing gas on the leading edge side, loss due to collision when gas enters the leading edge can be reduced.

従来のインペラを備えた過給機の模式的断面図である。It is typical sectional drawing of the supercharger provided with the conventional impeller. 従来のインペラの説明図である。It is explanatory drawing of the conventional impeller. 本発明によるインペラの子午面投影図（半断面）である。It is a meridional projection view (half cross section) of the impeller according to the present invention. 本発明によるインペラを用いた場合の効率予測結果表である。It is an efficiency prediction result table | surface at the time of using the impeller by this invention. 本願発明によるｂ／ｂ０又はｒ／ｒ０に対するタービン効率についての表である。4 is a table of turbine efficiency for b / b0 or r / r0 according to the present invention. 本願発明によるｒをｒ４に近づけた場合のインペラの子午面投影図（半断面）である。It is a meridional projection view (half section) of an impeller when r according to the present invention is brought close to r4. 本発明による翼後縁における流体の流出速度の説明図である。It is explanatory drawing of the outflow speed of the fluid in the blade trailing edge by this invention.

以下、本発明の好ましい実施形態を添付図面に基づいて詳細に説明する。なお、各図において共通する部分には同一の符号を付し、重複した説明を省略する。 Hereinafter, preferred embodiments of the present invention will be described in detail with reference to the accompanying drawings. In addition, the same code | symbol is attached | subjected to the common part in each figure, and the overlapping description is abbreviate | omitted.

図３は、本発明によるインペラの子午面投影図（半断面）である。
本発明のインペラ１０は、流体が回転軸１１に対し垂直に流入し軸方向に流出するラジアルタービンインペラであり、回転軸１１まわりに配置される複数のタービン翼１２を備える。
このタービン翼１２は３次元形状を有しており、この図において、１３は前縁、１３ａは前縁の平行部、１３ｂは前縁の傾斜部、１４は後縁、１５はハブ、１６はチップである。 FIG. 3 is a meridional projection (half section) of an impeller according to the present invention.
The impeller 10 of the present invention is a radial turbine impeller in which a fluid flows perpendicularly to the rotating shaft 11 and flows out in the axial direction, and includes a plurality of turbine blades 12 arranged around the rotating shaft 11.
This turbine blade 12 has a three-dimensional shape. In this figure, 13 is a leading edge, 13a is a parallel part of the leading edge, 13b is a sloped part of the leading edge, 14 is a trailing edge, 15 is a hub, 16 is Chip.

この図に示すように、以下の説明において、回転軸１１から前縁の平行部１３ａまでの翼高さ方向（スパン方向）の長さをｒ０、回転軸１１から前縁の傾斜部１３ｂまでの翼高さ方向（スパン方向）の長さにおいて最短距離の長さをｒ、回転軸１１からチップ１６までの翼高さ方向（スパン方向）の長さにおいて最短距離の長さをｒ４と定義する。
また、以下の説明において、タービン翼１２の上流端１２ａから前縁の傾斜部１３ｂまでの軸方向の長さにおいて最短距離の長さをｂ、最長距離までの長さをｂ０と定義する。 As shown in this figure, in the following description, the length in the blade height direction (span direction) from the rotating shaft 11 to the parallel portion 13a of the leading edge is r0, and the length from the rotating shaft 11 to the inclined portion 13b of the leading edge is The length of the shortest distance in the blade height direction (span direction) is defined as r, and the length of the shortest distance in the blade height direction (span direction) from the rotating shaft 11 to the tip 16 is defined as r4. .
In the following description, the length of the shortest distance in the axial length from the upstream end 12a of the turbine blade 12 to the inclined portion 13b of the leading edge is defined as b, and the length up to the longest distance is defined as b0.

本発明によるインペラ１０は、前縁１３の子午面形状は、傾斜部１３ｂとチップ１６との交点が上流側（図で上方向）に膨らんだ形状となっている。
なお、この図において、前縁１３の形状は折れ線であるが、本発明はこれに限定されず曲線であってもよい。 In the impeller 10 according to the present invention, the meridional shape of the leading edge 13 is such that the intersection of the inclined portion 13b and the tip 16 swells upstream (upward in the figure).
In addition, in this figure, although the shape of the front edge 13 is a broken line, this invention is not limited to this, A curve may be sufficient.

従来は、前縁１３の上方に位置するノズル（図示しない）から流体ガスが回転軸１１方向に流れてくる際、ラジアルタービンの形状から前縁１３において、ハブ１５側よりもチップ１６側の方がより前縁羽根角が大きいという特性があるために、チップ１６側の方がガス入射の際の衝突による損失が大きい状態になっていた。
この問題に対し、本発明によって、チップ１６側の径を下げることによって、上記損失を軽減させることができるという効果を得ることができる。
また、これによって、チップ１６側の流体ガスについて流入角度を制御することが可能になる。 Conventionally, when fluid gas flows in the direction of the rotary shaft 11 from a nozzle (not shown) located above the leading edge 13, the radial edge shape causes the leading edge 13 to be closer to the tip 16 side than the hub 15 side. However, since the leading edge blade angle is larger, the tip 16 side has a larger loss due to collision at the time of gas incidence.
With respect to this problem, the present invention can obtain the effect of reducing the loss by reducing the diameter on the chip 16 side.
This also makes it possible to control the inflow angle of the fluid gas on the chip 16 side.

図４は、本発明によるインペラ１０を用いて、ｂ／ｂ０を０．５及びｒ／ｒ０を０．９７とした場合の効率予測結果表である。本発明のインペラ１０を使用したことによって、図の通り小流量及び大流量において従来のものよりも効率が上がっている。
本発明において、ｂ／ｂ０は０．４以上０．６以下であり、ｒ／ｒ０は０．９４以上０．９７以下であることが望ましい。
かかる範囲内で各長さを設定することによって、上述した本発明の効果をより効果的に得ることができる。
ここで、小流量領域は効率が流量に対して増加する領域であり、大流量領域は効率が流量に対して低下する領域である。 FIG. 4 is an efficiency prediction result table when b / b0 is set to 0.5 and r / r0 is set to 0.97 using the impeller 10 according to the present invention. By using the impeller 10 of the present invention, the efficiency is higher than the conventional one at a small flow rate and a large flow rate as shown in the figure.
In the present invention, b / b0 is preferably 0.4 or more and 0.6 or less, and r / r0 is preferably 0.94 or more and 0.97 or less.
By setting each length within such a range, the above-described effects of the present invention can be obtained more effectively.
Here, the small flow rate region is a region where the efficiency increases with respect to the flow rate, and the large flow rate region is a region where the efficiency decreases with respect to the flow rate.

図５（Ａ）は、ｂ／ｂ０に対するタービン効率についての表であり、図５（Ｂ）は、ｒ／ｒ０に対するタービン効率についての表である。
図５（Ａ）において、小流量はｂ／ｂ０が大きくなるに従ってタービン効率が下がっており、大流量はｂ／ｂ０が０．４以上０．７以下近辺においてタービン効率は最大値を取っている。そのため、小流量と大流量の両方で高い改善効率を有するのは、ｂ／ｂ０が０．４以上０．６以下のときであると考えられる。
また、図５（Ｂ）において、小流量はｒ／ｒ０が０．９６以上０．９８以下近辺においてタービン効率の最大値を取っており、大流量はｒ／ｒ０が大きくなるに従ってタービン効率が上がっている。そのため、小流量と大流量の両方で高い改善効率を有するのは、ｒ／ｒ０が０．９４以上０．９７以下のときであると考えられる。
なお、図３において、図６のように、ｒがｒ４に近くなるほど、チップ１６と前縁の傾斜部１３ｂの交点付近において、チップ１６の円弧部分が小さくなることになる。かかる場合、円弧部分を小さくするに従って、流れを後縁１４方向に急激に変化させることになり、損失増加の要因となってしまう。よって、かかる形状（具体的には、ｒ／ｒ０が０．９４以下である形状）を選定すると性能向上が期待できなくなるため、このような形状を選定することはできないということになる。 FIG. 5A is a table regarding turbine efficiency with respect to b / b0, and FIG. 5B is a table regarding turbine efficiency with respect to r / r0.
In FIG. 5 (A), the turbine efficiency decreases as b / b0 increases with a small flow rate, and the turbine efficiency takes the maximum value when b / b0 is between 0.4 and 0.7. . Therefore, it is considered that high improvement efficiency is achieved at both the small flow rate and the large flow rate when b / b0 is 0.4 or more and 0.6 or less.
In FIG. 5 (B), the small flow rate has the maximum turbine efficiency when r / r0 is in the vicinity of 0.96 or more and 0.98 or less, and the large flow rate increases as r / r0 increases. ing. For this reason, it is considered that the high improvement efficiency at both the small flow rate and the large flow rate is when r / r0 is 0.94 or more and 0.97 or less.
In FIG. 3, as shown in FIG. 6, as r becomes closer to r4, the arc portion of the tip 16 becomes smaller in the vicinity of the intersection of the tip 16 and the inclined portion 13b of the leading edge. In such a case, as the arc portion is made smaller, the flow is suddenly changed in the direction of the trailing edge 14, which causes an increase in loss. Therefore, when such a shape (specifically, a shape having r / r0 of 0.94 or less) is selected, performance improvement cannot be expected, and thus such a shape cannot be selected.

図７は、翼前縁における流体の流出速度の説明図である。
図７（Ａ）は、従来技術における前縁１３の上流側における速度三角形であり、図７（Ｂ）は、本発明における前縁１３の上流側における速度三角形を示している。この図において、Ｗは流体の相対速度、ｕは翼の旋回速度、Ｃは流体の絶対速度、β０は相対流入角度である。 FIG. 7 is an explanatory diagram of the outflow speed of the fluid at the blade leading edge.
FIG. 7A shows a speed triangle on the upstream side of the leading edge 13 in the prior art, and FIG. 7B shows a speed triangle on the upstream side of the leading edge 13 in the present invention. In this figure, W is the relative velocity of the fluid, u is the rotational speed of the blade, C is the absolute velocity of the fluid, and β0 is the relative inflow angle.

従来は、タービン翼１２の前縁１３において、相対流入角度β０が所定角度よりも大きい場合、図７（Ａ）に示すようにインペラへの流入後に、流体ガスが隣接するタービン翼１２との間において剥離渦１７を発生させてしまい、ガス入射の際における衝突による損失を増加させる一因となっていた。
この点に対し、上記チップ側１６の径を下げることによって、相対流入角度がβに縮小させることで、上記のような剥離渦１７の発生を抑えることができるという効果を得ることが可能になる。 Conventionally, when the relative inflow angle β0 is larger than a predetermined angle at the leading edge 13 of the turbine blade 12, the fluid gas is in contact with the adjacent turbine blade 12 after flowing into the impeller as shown in FIG. In this case, the separation vortex 17 is generated in this case, which increases the loss due to collision at the time of gas incidence.
On the other hand, by reducing the diameter of the tip side 16 and reducing the relative inflow angle to β, it is possible to obtain the effect that the generation of the separation vortex 17 as described above can be suppressed. .

具体的には、図７（Ａ）と図７（Ｂ）を比較した場合に、本発明についての図７（Ｂ）においては、前縁１３の一部の径を下げているため、その分だけインペラ１０の前縁側において旋回速度ｕが減少している（図７（Ｂ）におけるｕ´は減少後の旋回速度）。
また、インペラ前縁へ流入する流体は、質量保存および各運動量保存が成り立つと仮定すると、前縁の径を下げた部分へ流入する流体の絶対速度Ｃは増加することになる（図７（Ｂ）におけるＣ´は増加後の絶対速度）。
この結果、相対流入角度は減少することとなる（図７（Ｂ）のβ´は減少後の相対流入角度）。 Specifically, when FIG. 7 (A) is compared with FIG. 7 (B), in FIG. 7 (B) regarding the present invention, the diameter of a part of the leading edge 13 is lowered. Thus, the turning speed u is decreased on the front edge side of the impeller 10 (u ′ in FIG. 7B is the reduced turning speed).
Assuming that the fluid flowing into the impeller leading edge satisfies mass conservation and conservation of momentum, the absolute velocity C of the fluid flowing into the portion where the diameter of the leading edge is lowered increases (FIG. 7B C ′ in) is the absolute speed after the increase).
As a result, the relative inflow angle decreases (β ′ in FIG. 7B is the relative inflow angle after the decrease).

よって、チップ１６の径を下げることによって、流体ガスのインペラ流入後における剥離渦１７の発生を抑えるという効果を得ることができる。
さらに、その結果として、ガス入射の際における衝突による損失を減少させることができるという効果を有する。 Therefore, by reducing the diameter of the tip 16, it is possible to obtain an effect of suppressing the generation of the separation vortex 17 after the fluid gas impeller flows.
Furthermore, as a result, there is an effect that loss due to collision at the time of gas incidence can be reduced.

なお、本発明は上述した実施形態に限定されず、特許請求の範囲の記載によって示され、さらに特許請求の範囲の記載と均等の意味および範囲内でのすべての変更を含むものである。 In addition, this invention is not limited to embodiment mentioned above, is shown by description of a claim, and also includes all the changes within the meaning and range equivalent to description of a claim.

１０インペラ、
１１回転軸、１２タービン翼、
１２ａ上流端、１３前縁、１３ａ平行部、１３ｂ傾斜部、
１４後縁、１５ハブ、１６チップ、１７流入ガスの剥離渦 10 impeller,
11 rotating shaft, 12 turbine blades,
12a upstream end, 13 leading edge, 13a parallel part, 13b inclined part,
14 Trailing edge, 15 Hub, 16 Tip, 17 Inlet gas separation vortex

Claims

流体が回転軸に対し垂直に流入し軸方向に流出するラジアルタービンインペラであって、
前記回転軸周りに配置される複数のタービン翼を備え、
前記タービン翼は、前記回転軸に平行な平行部と、
前記回転軸に対して傾斜した傾斜部と、からなる前縁を有する、ことを特徴とするラジアルタービンインペラ。 A radial turbine impeller in which a fluid flows perpendicularly to a rotating shaft and flows out in an axial direction,
A plurality of turbine blades arranged around the rotation axis;
The turbine blade includes a parallel portion parallel to the rotation axis,
A radial turbine impeller comprising a leading edge including an inclined portion inclined with respect to the rotating shaft.

前記平行部の長さは、前記前縁の全長に対する比率が４０％以上６０％以下であり、
前記回転軸から前記傾斜部までの最短の長さは、前記回転軸から前記平行部までの長さに対する比率が９４％以上９７％以下である、ことを特徴とするラジアルタービンインペラ。 The length of the parallel part is 40% or more and 60% or less of the ratio of the total length of the leading edge,
A radial turbine impeller characterized in that the shortest length from the rotating shaft to the inclined portion is 94% or more and 97% or less with respect to the length from the rotating shaft to the parallel portion.