JP5483096B2 - Turbine 3D impeller - Google Patents
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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タービンの３次元インペラに関する。 The present invention relates to a three-dimensional impeller for a turbine 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。
また、本発明に関連する３次元インペラは、特許文献２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.
A three-dimensional impeller related to the present invention is disclosed in Patent Document 2.
図１は、従来の２次元インペラを備えた過給機の模式的断面図であり、図２は、従来の２次元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、（Ｃ）はＣ−Ｃ矢視図である。 FIG. 1 is a schematic cross-sectional view of a turbocharger equipped with a conventional two-dimensional impeller, and FIG. 2 is an explanatory diagram of the conventional two-dimensional impeller. 2, (A) is a meridional projection (half-section), (B) is a BB cross-sectional view, and (C) is a CC arrow view.
図１において、１は可変ノズル、２は２次元インペラであり、可変ノズル１で２次元インペラ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 a two-dimensional impeller, and the variable nozzle 1 variably controls the flow rate of fluid flowing into the two-dimensional impeller 2.
図２（Ａ）において、３は２次元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。 In FIG. 2A, reference numeral 3 denotes a turbine blade constituting a two-dimensional impeller. The upstream end of the turbine blade 3 is a “front edge”, the downstream end is a “rear edge”, and the inner end of the blade 3 is a “hub”. Called the "tip" with the outer end.
図２（Ｂ）において、従来の２次元インペラ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２次元インペラ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 two-dimensional impeller 2, the axial cross-sectional shape of the turbine blade 3 extends in two dimensions radially outward in the radial direction. Such a wing shape is called a radial element. That is, the conventional two-dimensional impeller 2 includes a turbine blade 3 defined by a radial element.
図２（Ｃ）において、タービン翼３の中心線と２次元インペラ２の回転軸とのなす角度を「羽根角」と呼び、後縁における羽根角を特に「後縁羽根角」と呼ぶ。 In FIG. 2C, the angle formed by the center line of the turbine blade 3 and the rotation axis of the two-dimensional impeller 2 is referred to as “blade angle”, and the blade angle at the trailing edge is particularly referred to as “rear edge blade angle”.
上述したように、従来の２次元インペラ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、タービン翼３の後縁形状は、子午面に投影したときに、図２（Ａ）に示すように、ハブからチップまで直線形状のものが用いられていた。
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 two-dimensional impeller 2 includes the turbine blade 3 defined by a radial element. In this case, as the trailing edge shape of the turbine blade 3 was projected onto the meridian plane, a linear shape from the hub to the tip was used as shown in FIG.
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２次元インペラ２の場合、例えば可変ノズル１を備え、流体流量を可変制御すると、２次元インペラ２から吐出する流体の絶対流れに旋回速度が生じ、損失が生じる問題点があった。 However, in the case of the conventional two-dimensional impeller 2 having the turbine blade 3 defined by the radial element, for example, when the variable nozzle 1 is provided and the fluid flow rate is variably controlled, the absolute flow of the fluid discharged from the two-dimensional impeller 2 is changed. There was a problem that a turning speed was generated and a loss occurred.
この問題点を解決するために、本発明の出願人は、特許文献２の３次元インペラを創案し、出願している。
しかし、特許文献２の３次元インペラの場合、後縁チップ部の羽根角が大きいため大容量化が制約される。また、半径方向に沿って翼形状が大きく湾曲するため遠心力により翼面に応力が発生する問題点があった。
In order to solve this problem, the applicant of the present invention created and applied for a three-dimensional impeller of Patent Document 2.
However, in the case of the three-dimensional impeller of Patent Document 2, an increase in capacity is restricted because the blade angle of the trailing edge tip portion is large. Further, since the blade shape is greatly curved along the radial direction, there is a problem that stress is generated on the blade surface by centrifugal force.
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、流入する流体流量が小流量であってもインペラ出口における旋回速度を低減して効率を向上することができ、かつ大容量化が可能であり、翼面に発生する最大応力を低減することができるタービンの３次元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 reduce the turning speed at the impeller outlet even if the inflowing fluid flow rate is a small flow rate, to improve the efficiency, and to increase the capacity and to generate on the blade surface. The object is to provide a three-dimensional impeller for a turbine capable of reducing the maximum stress.
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タービンの３次元インペラであって、
前記回転軸まわりに配置される複数のタービン翼を備え、該タービン翼はハブからチップまで３次元形状を有しており、
チップの後縁羽根角がハブの後縁羽根角より小さく、
かつチップとハブの中間位置における後縁羽根角がチップとハブの後縁羽根角より大きく、チップとハブの間に後縁羽根角の最大値を有する、ことを特徴とするタービンの３次元インペラが提供される。
According to the present invention, there is provided a three-dimensional impeller for a turbine in which a fluid flows in perpendicularly to a rotating shaft and flows out in an axial direction,
A plurality of turbine blades arranged around the rotation axis, the turbine blades having a three-dimensional shape from a hub to a tip;
The trailing edge blade angle of the tip is smaller than the trailing edge blade angle of the hub,
And a trailing edge blade angle at an intermediate position between the tip and the hub is larger than a trailing edge blade angle of the tip and the hub, and has a maximum trailing edge blade angle between the tip and the hub. Is provided.
本発明の実施形態によれば、前記中間位置は、後縁におけるハブからピッチまでの半径方向距離に対し、０．４〜０．８倍の範囲に位置する。 According to an embodiment of the present invention, the intermediate position is located in a range of 0.4 to 0.8 times the radial distance from the hub to the pitch at the trailing edge.
また、前記タービン翼の後縁においてチップ側が、インペラの回転方向に傾斜している。 The tip side of the turbine blade is inclined in the impeller rotation direction at the trailing edge of the turbine blade.
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２次元インペラ２の場合、ラジアルエレメント翼ではスパン方向の羽根角度を自由に変更できないため、インペラ出口における旋回速度を低減することはできなかった。 In the case of the conventional two-dimensional impeller 2 provided with the turbine blade 3 defined by the radial element, the blade angle in the span direction cannot be freely changed in the radial element blade, so the swirl speed at the impeller outlet cannot be reduced. It was.
これに対し、本発明の３次元インペラは、ハブからチップまで３次元形状を有するタービン翼を備えるので、スパン方向の３次元化によりインペラ出口における小流量時の旋回速度を低減して小流量時の効率を向上することができる。 On the other hand, the three-dimensional impeller of the present invention includes a turbine blade having a three-dimensional shape from the hub to the tip. Therefore, by reducing the turning speed at a small flow rate at the impeller outlet by three-dimensionalization in the span direction, Efficiency can be improved.
また、チップの後縁羽根角がハブの後縁羽根角より小さいので、翼間流路のスロート面積を増加させることができ、大容量化が可能となる。 Further, since the trailing edge blade angle of the tip is smaller than the trailing edge blade angle of the hub, the throat area of the inter-blade channel can be increased, and the capacity can be increased.
さらに、後縁においてチップ側が、インペラの回転方向に傾斜しているタービン翼とすることにより、半径方向に沿った湾曲を低減することができ、遠心力による翼面応力を低減することができる。 Furthermore, by using a turbine blade whose tip side is inclined in the rotation direction of the impeller at the trailing edge, the curvature along the radial direction can be reduced, and the blade surface stress due to the centrifugal force can be reduced.
従って、本発明によれば、大容量化が可能となり、広いレンジで高効率なタービンを実現でき、かつ強度を高めることができる。
Therefore, according to the present invention, the capacity can be increased, a highly efficient turbine can be realized in a wide range, and the strength can be increased.
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３次元インペラの子午面投影図（半断面）である。
本発明の３次元インペラ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タービンの３次元インペラであり、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はタービン翼の前縁、１４はタービン翼の後縁、１５はタービン翼のハブ、１６はタービン翼のチップである。
FIG. 3 is a meridional projection (half section) of a three-dimensional impeller according to the present invention.
The three-dimensional impeller 10 of the present invention is a three-dimensional impeller for a turbine 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.
The turbine blade 12 has a three-dimensional shape. In this figure, 13 is a leading edge of the turbine blade, 14 is a trailing edge of the turbine blade, 15 is a hub of the turbine blade, and 16 is a tip of the turbine blade.
図４は、翼の後縁におけるハブからのスパンと後縁羽根角との関係図である。この図において、横軸は後縁羽根角［°（度）］であり、縦軸はハブからのスパン、すなわち、後縁におけるハブからピッチまでの半径方向距離に対するスパンの比率である。また図中の細い実線は従来の２次元インペラ、破線は従来の３次元インペラ、太い実線は本発明の例である。 FIG. 4 is a relationship diagram between the span from the hub and the trailing edge blade angle at the trailing edge of the blade. In this figure, the horizontal axis is the trailing edge blade angle [° (degree)], and the vertical axis is the span from the hub, that is, the ratio of the span to the radial distance from the hub to the pitch at the trailing edge. In the figure, a thin solid line is a conventional two-dimensional impeller, a broken line is a conventional three-dimensional impeller, and a thick solid line is an example of the present invention.
図４の細い実線で示すように、従来の２次元インペラ２の場合、ラジアルエレメント翼ではスパン方向の羽根角度を自由に変更できないため、後縁羽根角はハブからチップまで単純に増加する。この例において、従来の後縁羽根角は、ハブにおいて約２８度、チップにおいて約５４度である。 As shown by the thin solid line in FIG. 4, in the case of the conventional two-dimensional impeller 2, the blade angle in the span direction cannot be freely changed in the radial element blade, so that the trailing edge blade angle simply increases from the hub to the tip. In this example, the conventional trailing edge blade angle is about 28 degrees at the hub and about 54 degrees at the tip.
図４の破線で示すように、従来の３次元インペラの場合、チップの後縁羽根角（約４８度）がハブの後縁羽根角（約２８度）より大きく、チップとハブの中間のミーン部に後縁羽根角の最大値を有する。 As shown by the broken line in FIG. 4, in the case of the conventional three-dimensional impeller, the trailing edge blade angle (about 48 degrees) of the tip is larger than the trailing edge blade angle (about 28 degrees) of the hub, Part has the maximum value of the trailing edge blade angle.
図４の太い実線で示すように、本発明の３次元インペラ１０の場合、チップの後縁羽根角（約２７度）がハブの後縁羽根角（約３３度）より小さく、かつチップとハブの中間位置における後縁羽根角がチップとハブの後縁羽根角より大きく、チップとハブの間に後縁羽根角の最大値を有する。 As shown by the thick solid line in FIG. 4, in the case of the three-dimensional impeller 10 of the present invention, the tip trailing edge blade angle (about 27 degrees) is smaller than the hub trailing edge blade angle (about 33 degrees), and the tip and hub The trailing edge blade angle at the intermediate position is larger than the trailing edge blade angle of the tip and the hub, and has the maximum value of the trailing edge blade angle between the tip and the hub.
この結果、本発明の３次元インペラ１０の場合、タービン翼１２の後縁１４においてチップ側が、インペラ１０の回転方向に傾斜した形状となる。 As a result, in the case of the three-dimensional impeller 10 of the present invention, the tip side of the trailing edge 14 of the turbine blade 12 is inclined in the rotational direction of the impeller 10.
図４の例において、後縁羽根角の最大値を有する中間位置１４ｃは、０．４〜０．８倍の範囲に位置する。
なお中間位置１４ｃの範囲及び最大値を有する位置は、最大流量を確保するとともに小流量側での効率を改善できるように設定する。
In the example of FIG. 4, the intermediate position 14 c having the maximum value of the trailing edge blade angle is located in a range of 0.4 to 0.8 times.
The range of the intermediate position 14c and the position having the maximum value are set so that the maximum flow rate can be secured and the efficiency on the small flow rate side can be improved.
図５は、翼後縁における流体の旋回速度の説明図である。
図５（Ａ）は、図３のＡ−Ａ矢視の模式図である。この図に示すように、複数の翼１２に挟まれた翼間流路１７には、流路面積が最も狭いスロート１８が設けられている。
最大流量の流体が翼間流路１７を流れるとき、スロート部１８を流れる流速は最大流速となり、翼高さ方向（スパン方向）の流速分布はほぼ均一となる。
従って、本発明の３次元インペラ１０は、所望の最大流量を流せるようにスロート部１８の流路面積が設定されている。
FIG. 5 is an explanatory diagram of the swirling speed of the fluid at the blade trailing edge.
FIG. 5A is a schematic view taken along the line AA in FIG. As shown in this figure, the inter-blade channel 17 sandwiched between the plurality of blades 12 is provided with a throat 18 having the narrowest channel area.
When the fluid having the maximum flow rate flows through the inter-blade channel 17, the flow velocity flowing through the throat portion 18 becomes the maximum flow velocity, and the flow velocity distribution in the blade height direction (span direction) becomes substantially uniform.
Therefore, in the three-dimensional impeller 10 of the present invention, the flow passage area of the throat portion 18 is set so that a desired maximum flow rate can flow.
図５（Ａ）は、後縁１４の下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、Ｃｍは絶対速度Ｃの軸方向成分、Ｃｕは絶対速度Ｃの旋回方向成分である。 FIG. 5A shows a velocity triangle on the downstream side of the trailing edge 14. In this figure, W is the relative speed of the fluid, u is the swirl speed of the blade, C is the absolute speed of the fluid, Cm is the axial component of the absolute speed C, and Cu is the swirl direction component of the absolute speed C.
図５（Ｂ）は後縁羽根角が大きい場合、図５（Ｃ）は後縁羽根角が小さい場合の速度三角形を示している。
図５（Ｂ）（Ｃ）から、旋回速度ｕと絶対速度Ｃの軸方向成分Ｃｍが同一の場合、後縁羽根角の相違により絶対速度Ｃの旋回方向成分Ｃｕが変化することがわかる。
FIG. 5B shows a velocity triangle when the trailing edge blade angle is large, and FIG. 5C shows a velocity triangle when the trailing edge blade angle is small.
5B and 5C, it is understood that when the turning direction u and the absolute direction C have the same axial direction component Cm, the turning direction component Cu of the absolute speed C changes due to the difference in the trailing edge blade angle.
従って、小流量時に流速が小さくなる中間位置の後縁羽根角をチップとハブより大きく設定することで、小流量時の流体流速（相対速度Ｗ）を大きくして流速分布を均一化することができ、かつ絶対速度Ｃの旋回方向成分Ｃｕを小さくすることができる。 Therefore, by setting the trailing edge blade angle at the intermediate position where the flow velocity becomes small at a small flow rate larger than the tip and the hub, the fluid flow velocity (relative velocity W) at the small flow rate can be increased and the flow velocity distribution can be made uniform. The turning direction component Cu of the absolute speed C can be reduced.
図６は、翼後縁におけるハブからのスパンとインペラ出口の旋回速度との関係図である。この図において、横軸はインペラ出口の旋回速度［ｍ／ｓ］であり、縦軸はハブからのスパン、すなわち、後縁におけるハブからピッチまでの半径方向距離に対するスパンの比率である。また図中の細い実線は従来の２次元インペラ、破線は従来の３次元インペラ、太い実線は本発明の例である。 FIG. 6 is a diagram showing the relationship between the span from the hub at the blade trailing edge and the turning speed of the impeller exit. In this figure, the horizontal axis represents the impeller outlet turning speed [m / s], and the vertical axis represents the span from the hub, that is, the ratio of the span to the radial distance from the hub to the pitch at the trailing edge. In the figure, a thin solid line is a conventional two-dimensional impeller, a broken line is a conventional three-dimensional impeller, and a thick solid line is an example of the present invention.
図６から、３次元インペラ（破線及び太い実線）の場合、従来の２次元インペラ（細い実線）と比較して、ハブからのスパンが０から０．６４の広い範囲において、インペラ出口の旋回速度が低下していることがわかる。 From FIG. 6, in the case of a three-dimensional impeller (broken line and thick solid line), the swirl speed of the impeller exit in a wide range from 0 to 0.64 span compared to the conventional two-dimensional impeller (thin solid line). It can be seen that is decreasing.
図７は、流量パラメータとタービン効率との関係図である。この図において、横軸は無次元の流量パラメータＰであり、縦軸はタービン効率ηである。また図中の細い実線は従来の２次元インペラ、破線は従来の３次元インペラ、太い実線は本発明の例である。
なお、図７は、ＣＦＤ（数値流体力学：コンピュータによる流体解析）による解析結果である。
FIG. 7 is a relationship diagram between the flow rate parameter and the turbine efficiency. In this figure, the horizontal axis is the dimensionless flow parameter P, and the vertical axis is the turbine efficiency η. In the figure, a thin solid line is a conventional two-dimensional impeller, a broken line is a conventional three-dimensional impeller, and a thick solid line is an example of the present invention.
FIG. 7 shows an analysis result by CFD (computational fluid dynamics: fluid analysis by computer).
図７において、破線で示すＡ部は、流量パラメータＰが小さい小流量領域であり、Ｂ部は最大流量領域である。
この図から、小流量領域Ａにおいて、本発明の３次元インペラ（太い実線）は、従来の２次元インペラ（細い実線）及び従来の３次元インペラ（破線）よりも高いタービン効率ηを示している。すなわち、本発明の３次元インペラ１０により小流量領域Ａのタービン効率ηが改善されることがわかる。
In FIG. 7, A part shown with a broken line is a small flow area | region where the flow volume parameter P is small, and B part is a maximum flow area | region.
From this figure, in the small flow rate region A, the three-dimensional impeller (thick solid line) of the present invention shows higher turbine efficiency η than the conventional two-dimensional impeller (thin solid line) and the conventional three-dimensional impeller (dashed line). . That is, it can be seen that the turbine efficiency η in the small flow rate region A is improved by the three-dimensional impeller 10 of the present invention.
また、最大流量領域Ｂにおいて、本発明の３次元インペラ（太い実線）は、従来の２次元インペラ（細い実線）及び従来の３次元インペラ（破線）よりも大きい流量パラメータＰを示している。すなわち、本発明の３次元インペラ１０により最大流量領域Ｂの最大流量が改善されることがわかる。 In the maximum flow rate region B, the three-dimensional impeller (thick solid line) of the present invention shows a larger flow parameter P than the conventional two-dimensional impeller (thin solid line) and the conventional three-dimensional impeller (dashed line). That is, it can be seen that the maximum flow rate in the maximum flow rate region B is improved by the three-dimensional impeller 10 of the present invention.
図８は、本発明による３次元インペラの形状と最大応力の説明図である。この図において、（Ａ）は本発明によるタービン翼１２の模式図、（Ｂ）はＦＥＭ（有限要素法：コンピュータによる構造解析）に基づく応力解析結果である。 FIG. 8 is an explanatory diagram of the shape and maximum stress of the three-dimensional impeller according to the present invention. In this figure, (A) is a schematic diagram of the turbine blade 12 according to the present invention, and (B) is a stress analysis result based on FEM (finite element method: structural analysis by computer).
図８（Ａ）に示すように、本発明の３次元インペラ１０では、タービン翼１２の後縁１４においてチップ側が、インペラ１０の回転方向に傾斜した形状になっている。
回転方向に傾斜する範囲は、この例ではハブからのスパンが０．７５〜１．０の範囲であり、図４において、従来の２次元インペラ２より後縁羽根角が小さい範囲である。
また、回転方向への傾斜角度は、好ましくは１０度であるが、５〜１５度の範囲であってもよい。
As shown in FIG. 8A, in the three-dimensional impeller 10 of the present invention, the tip side of the rear edge 14 of the turbine blade 12 is inclined in the rotational direction of the impeller 10.
In this example, the range inclined in the rotational direction is a range where the span from the hub is 0.75 to 1.0, and in FIG. 4, the trailing edge blade angle is smaller than that of the conventional two-dimensional impeller 2.
The inclination angle in the rotation direction is preferably 10 degrees, but may be in the range of 5 to 15 degrees.
図８（Ｂ）は、図８（Ａ）のタービン翼１２をＢ−Ｂ方向から見た図である。この図に示すように、本発明の３次元インペラ１０では、タービン翼１２のハブからのスパンが０．３から０．６の範囲に最大応力が発生する。またこの最大応力は、従来の３次元インペラと比較して２０％以上低いことが確認された。 FIG. 8B is a view of the turbine blade 12 of FIG. 8A viewed from the BB direction. As shown in this figure, in the three-dimensional impeller 10 of the present invention, the maximum stress is generated in the range where the span from the hub of the turbine blade 12 is 0.3 to 0.6. Moreover, it was confirmed that this maximum stress is 20% or more lower than that of a conventional three-dimensional impeller.
上述したように、本発明の３次元インペラ１０は、ハブからチップまで３次元形状を有するタービン翼１２を備えるので、スパン方向の３次元化によりインペラ出口における小流量時の旋回速度を低減して小流量時の効率を向上することができる。 As described above, since the three-dimensional impeller 10 of the present invention includes the turbine blades 12 having a three-dimensional shape from the hub to the tip, the swirl speed at a small flow rate at the impeller outlet is reduced by three-dimensionalization in the span direction. Efficiency at a small flow rate can be improved.
また、チップの後縁羽根角がハブの後縁羽根角より小さいので、翼間流路のスロート面積を増加させることができ、大容量化が可能となる。 Further, since the trailing edge blade angle of the tip is smaller than the trailing edge blade angle of the hub, the throat area of the inter-blade channel can be increased, and the capacity can be increased.
さらに、後縁においてチップ側が、インペラの回転方向に傾斜しているタービン翼とすることにより、半径方向に沿った湾曲を低減することができ、遠心力による翼面応力を低減することができる。 Furthermore, by using a turbine blade whose tip side is inclined in the rotation direction of the impeller at the trailing edge, the curvature along the radial direction can be reduced, and the blade surface stress due to the centrifugal force can be reduced.
従って、本発明によれば、大容量化が可能となり、広いレンジで高効率なタービンを実現でき、かつ強度を高めることができる。 Therefore, according to the present invention, the capacity can be increased, a highly efficient turbine can be realized in a wide range, and the strength can be increased.
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。例えば、本発明をラジアルタービンのインペラを対象として説明したが、斜流タービンにおいても同様に適用できる。 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. For example, although the present invention has been described for a radial turbine impeller, the present invention can be similarly applied to a mixed flow turbine.
１０ ３次元インペラ、
１１ 回転軸、１２ タービン翼、
１２ａ 上流端、１２ｃ 翼後縁部分、
１３ 前縁、１４ 後縁、１４ａ 後縁のチップ、
１４ｂ 後縁のハブ、１４ｃ 後縁の中間位置、
１５ ハブ、１６ チップ、
１７ 翼間流路、１８ スロート部
10 3D impeller,
11 rotating shaft, 12 turbine blades,
12a upstream end, 12c wing trailing edge,
13 leading edge, 14 trailing edge, 14a trailing edge tip,
14b trailing edge hub, 14c intermediate position of trailing edge,
15 hubs, 16 chips,
17 Flow path between blades, 18 Throat section
Claims (3)
前記回転軸まわりに配置される複数のタービン翼を備え、該タービン翼はハブからチップまで３次元形状を有しており、
チップの後縁羽根角がハブの後縁羽根角より小さく、
かつチップとハブの中間位置における後縁羽根角がチップとハブの後縁羽根角より大きく、チップとハブの間に後縁羽根角の最大値を有する、ことを特徴とするタービンの３次元インペラ。 A three-dimensional impeller for a turbine in which fluid flows perpendicularly to the axis of rotation and flows axially;
A plurality of turbine blades arranged around the rotation axis, the turbine blades having a three-dimensional shape from a hub to a tip;
The trailing edge blade angle of the tip is smaller than the trailing edge blade angle of the hub,
And a trailing edge blade angle at an intermediate position between the tip and the hub is larger than a trailing edge blade angle of the tip and the hub, and has a maximum trailing edge blade angle between the tip and the hub. .
2. The three-dimensional impeller according to claim 1, wherein a tip side of the rear end of the turbine blade is inclined in a rotation direction of the impeller.
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-
2010
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|---|---|---|---|---|
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Also Published As
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