JPH09100701A - ラジアルタービンの動翼 - Google Patents
ラジアルタービンの動翼Info
- Publication number
- JPH09100701A JPH09100701A JP25873895A JP25873895A JPH09100701A JP H09100701 A JPH09100701 A JP H09100701A JP 25873895 A JP25873895 A JP 25873895A JP 25873895 A JP25873895 A JP 25873895A JP H09100701 A JPH09100701 A JP H09100701A
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- Japan
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- shroud
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Abstract
(57)【要約】
【課題】 従来のラジアルタービンにおいては、動翼内
におけるガスの流れはシュラウドラインに多量のガスが
流れてシュラウドラインの流速はハブラインに比べて可
成り大きくなっており、流速が速い分だけ粘性による流
れの損失が増加する。また、動翼の出口後縁における翼
角が平均半径における翼角に比べてハブ側で小さくシュ
ラウド側で大きいことにより、出口後縁における速度三
角形もシュラウド側で出口絶対速度の旋回成分が大きく
なって流れの損失が大きくなるため、一般にラジアルタ
ービンの動翼出口における効率はハブ側で高く、シュラ
ウド側では低いなどの不具合がある。 【解決手段】 複数の翼が回転軸に放射状に設けられた
ラジアルタービンの動翼における翼の出口後縁を翼の平
均半径を基準としてシュラウド側で下流にハブ側で上流
に位置して回転軸に対して斜めの略直線状に形成する。
におけるガスの流れはシュラウドラインに多量のガスが
流れてシュラウドラインの流速はハブラインに比べて可
成り大きくなっており、流速が速い分だけ粘性による流
れの損失が増加する。また、動翼の出口後縁における翼
角が平均半径における翼角に比べてハブ側で小さくシュ
ラウド側で大きいことにより、出口後縁における速度三
角形もシュラウド側で出口絶対速度の旋回成分が大きく
なって流れの損失が大きくなるため、一般にラジアルタ
ービンの動翼出口における効率はハブ側で高く、シュラ
ウド側では低いなどの不具合がある。 【解決手段】 複数の翼が回転軸に放射状に設けられた
ラジアルタービンの動翼における翼の出口後縁を翼の平
均半径を基準としてシュラウド側で下流にハブ側で上流
に位置して回転軸に対して斜めの略直線状に形成する。
Description
【０００１】
【発明の属する技術分野】本発明は、過給器、ガスター
ビン、ガスエキスパンダなどとして適用されるラジアル
タービンの動翼に関する。
ビン、ガスエキスパンダなどとして適用されるラジアル
タービンの動翼に関する。
【０００２】
【従来の技術】図４はエンジンの過給器として使用され
ている従来のラジアルタービンの説明図である。図にお
いて、エンジンから排出されるガス９は本ラジアルター
ビンの渦巻状の流路をなすスクロール１内に流入し、紙
面に垂直の円周方向に旋回して半径方向の流速を与えら
れ、スクロール１の出口３、動翼２の入口前縁４を経て
動翼２内に流入し、動翼２の出口後縁５を経て排気ディ
フューザ６へ流出する。ガス９は動翼２内を通過する際
に動翼２を回転軸周りに回転させて動力を発生させる。
図における符号７は動翼２の入口前縁４から動翼２の出
口後縁５にかけてのシュラウドライン、８は同様に動翼
２の入口前縁４から出口後縁５にかけてのハブライン、
１１は動翼２出口のシュラウド側、１２は動翼２出口の
ハブ側である。
ている従来のラジアルタービンの説明図である。図にお
いて、エンジンから排出されるガス９は本ラジアルター
ビンの渦巻状の流路をなすスクロール１内に流入し、紙
面に垂直の円周方向に旋回して半径方向の流速を与えら
れ、スクロール１の出口３、動翼２の入口前縁４を経て
動翼２内に流入し、動翼２の出口後縁５を経て排気ディ
フューザ６へ流出する。ガス９は動翼２内を通過する際
に動翼２を回転軸周りに回転させて動力を発生させる。
図における符号７は動翼２の入口前縁４から動翼２の出
口後縁５にかけてのシュラウドライン、８は同様に動翼
２の入口前縁４から出口後縁５にかけてのハブライン、
１１は動翼２出口のシュラウド側、１２は動翼２出口の
ハブ側である。
【０００３】
【発明が解決しようとする課題】上記のような従来のラ
ジアルタービンにおいては、各動翼２は回転軸に放射状
に装着され、また動翼２の出口後縁５が回転軸に垂直に
直線状に形成されているため、動翼２の出口後縁５にお
けるスロート幅θは翼ピッチＰに対してハブ側１２で小
さく、シュラウド側１１で大きくなる。従って、動翼２
の出口後縁５において翼ピッチＰとスロート幅θとで定
義される翼角＝sin -1（θ／Ｐ）はハブ側１２で小さく
シュラウド側１１で大きい不均一な分布となっている。
ジアルタービンにおいては、各動翼２は回転軸に放射状
に装着され、また動翼２の出口後縁５が回転軸に垂直に
直線状に形成されているため、動翼２の出口後縁５にお
けるスロート幅θは翼ピッチＰに対してハブ側１２で小
さく、シュラウド側１１で大きくなる。従って、動翼２
の出口後縁５において翼ピッチＰとスロート幅θとで定
義される翼角＝sin -1（θ／Ｐ）はハブ側１２で小さく
シュラウド側１１で大きい不均一な分布となっている。
【０００４】このため、動翼２内におけるガス９の流れ
はシュラウドライン７に多量のガス９が流れてシュラウ
ドライン７の流速はハブライン８に比べて可成り大きく
なっており、流速が速い分だけ粘性による流れの損失が
増加する。また、動翼２の出口後縁５における翼角が平
均半径における翼角に比べてハブ側１２で小さくシュラ
ウド側１１で大きいことにより、出口後縁５における速
度三角形もシュラウド側１１で出口絶対速度の旋回成分
が大きくなって流れの損失が大きくなるため、一般にラ
ジアルタービンの動翼２出口における効率はハブ側１２
で高く、シュラウド側１１では低いなどの不具合があ
る。
はシュラウドライン７に多量のガス９が流れてシュラウ
ドライン７の流速はハブライン８に比べて可成り大きく
なっており、流速が速い分だけ粘性による流れの損失が
増加する。また、動翼２の出口後縁５における翼角が平
均半径における翼角に比べてハブ側１２で小さくシュラ
ウド側１１で大きいことにより、出口後縁５における速
度三角形もシュラウド側１１で出口絶対速度の旋回成分
が大きくなって流れの損失が大きくなるため、一般にラ
ジアルタービンの動翼２出口における効率はハブ側１２
で高く、シュラウド側１１では低いなどの不具合があ
る。
【０００５】
【課題を解決するための手段】本発明に係るラジアルタ
ービンの動翼は上記課題の解決を目的にしており、複数
の翼が回転軸に放射状に設けられたラジアルタービンの
動翼における翼の出口後縁が翼の平均半径を基準として
シュラウド側で下流にハブ側で上流に位置して回転軸に
対して斜めの略直線状に形成されている。このように、
翼の出口後縁を回転軸に対して垂直な従来例の動翼にお
ける翼の出口後縁よりも翼の平均半径を基準としてシュ
ラウド側が下流方向にハブ側が上流方向に位置するよう
に略直線状に形成したことにより、スロート幅は従来例
の動翼よりもハブ側を拡げ、シュラウド側を絞ることが
できる。これにより、従来例の動翼に比べてシュラウド
ラインを流れる流量が抑えられ、シュラウドラインにお
ける流速が小さくなるとともに、翼の出口後縁における
翼角を従来例の動翼よりもハブ側を平均半径における翼
角とほぼ同等に大きく、シュラウド側を平均半径におけ
る翼角よりも小さくすることができ、翼の出口後縁にお
ける流速の速いシュラウド側、流速の遅いハブ側から流
出するガスの流速が平均化されて軸流に近付く。
ービンの動翼は上記課題の解決を目的にしており、複数
の翼が回転軸に放射状に設けられたラジアルタービンの
動翼における翼の出口後縁が翼の平均半径を基準として
シュラウド側で下流にハブ側で上流に位置して回転軸に
対して斜めの略直線状に形成されている。このように、
翼の出口後縁を回転軸に対して垂直な従来例の動翼にお
ける翼の出口後縁よりも翼の平均半径を基準としてシュ
ラウド側が下流方向にハブ側が上流方向に位置するよう
に略直線状に形成したことにより、スロート幅は従来例
の動翼よりもハブ側を拡げ、シュラウド側を絞ることが
できる。これにより、従来例の動翼に比べてシュラウド
ラインを流れる流量が抑えられ、シュラウドラインにお
ける流速が小さくなるとともに、翼の出口後縁における
翼角を従来例の動翼よりもハブ側を平均半径における翼
角とほぼ同等に大きく、シュラウド側を平均半径におけ
る翼角よりも小さくすることができ、翼の出口後縁にお
ける流速の速いシュラウド側、流速の遅いハブ側から流
出するガスの流速が平均化されて軸流に近付く。
【０００６】
【発明の実施の形態】図１乃至図３は本発明の実施の一
形態に係るラジアルタービンの説明図である。図におい
て、本実施の形態に係るラジアルタービンはエンジンの
過給器として使用されるもので、図に示すようにエンジ
ンから排出されるガス９は本ラジアルタービンの渦巻状
の流路をなすスクロール１内に流入し、紙面に垂直の円
周方向に旋回して半径方向の流速を与えられ、スクロー
ル１の出口３、動翼２の入口前縁４を経て動翼２内に流
入し、動翼２の出口後縁５を経て排気ディフューザ６へ
流出する。ガス９は動翼２内を通過する際に動翼２を回
転軸周りに回転させて動力を発生させる。図における符
号７は動翼２の入口前縁４から動翼２の出口後縁５にか
けてのシュラウドライン、８は同様に動翼２の入口前縁
４から出口後縁５にかけてのハブライン、１１は動翼２
出口のシュラウド側、１２は動翼２出口のハブ側であ
る。各動翼２は回転軸に放射状に装着されている。ま
た、本ラジアルタービンにおいては動翼２の出口後縁５
が回転軸に対して垂直ではなく、平均半径Ｒ＝〔（ＲI
2 ＋ＲO 2 ）／２〕1/2 を基準としてシュラウド側１１
が下流に、ハブ側１２が上流に位置するように傾き角ψ
をψ＝４°〜１０°と設定し、この傾き角ψで出口後縁
５のシュラウド側１１とハブ側１２とを直線で結ぶよう
に形成されている。
形態に係るラジアルタービンの説明図である。図におい
て、本実施の形態に係るラジアルタービンはエンジンの
過給器として使用されるもので、図に示すようにエンジ
ンから排出されるガス９は本ラジアルタービンの渦巻状
の流路をなすスクロール１内に流入し、紙面に垂直の円
周方向に旋回して半径方向の流速を与えられ、スクロー
ル１の出口３、動翼２の入口前縁４を経て動翼２内に流
入し、動翼２の出口後縁５を経て排気ディフューザ６へ
流出する。ガス９は動翼２内を通過する際に動翼２を回
転軸周りに回転させて動力を発生させる。図における符
号７は動翼２の入口前縁４から動翼２の出口後縁５にか
けてのシュラウドライン、８は同様に動翼２の入口前縁
４から出口後縁５にかけてのハブライン、１１は動翼２
出口のシュラウド側、１２は動翼２出口のハブ側であ
る。各動翼２は回転軸に放射状に装着されている。ま
た、本ラジアルタービンにおいては動翼２の出口後縁５
が回転軸に対して垂直ではなく、平均半径Ｒ＝〔（ＲI
2 ＋ＲO 2 ）／２〕1/2 を基準としてシュラウド側１１
が下流に、ハブ側１２が上流に位置するように傾き角ψ
をψ＝４°〜１０°と設定し、この傾き角ψで出口後縁
５のシュラウド側１１とハブ側１２とを直線で結ぶよう
に形成されている。
【０００７】このように、動翼２の出口後縁５が回転軸
に対して垂直な面ではなく、平均半径Ｒを基準として従
来例の動翼における出口後縁よりもシュラウド側１１が
下流方向にハブ側１２が上流方向に位置するように傾い
て直線状に形成されていることにより、図２（ａ）に実
線で示すように翼ピッチＰに対してスロート幅θを従来
例の動翼よりもハブ側１２を拡げてシュラウド側１１を
絞ることができる。これにより、従来例の動翼に比べて
シュラウドライン７を流れる流量が抑えられてシュラウ
ドライン７における流速が小さくなり、図３に示すよう
に出口後縁５における速度三角形もシュラウド側１１で
出口絶対速度の旋回成分が小さくなって流れの損失が低
減する。また、動翼２の出口後縁５がこのように傾いて
直線状に形成されていることにより、図２（ｂ）に実線
で示すように出口後縁５において翼ピッチＰとスロート
幅θとで定義される翼角＝sin -1（θ／Ｐ）が従来例の
動翼よりもハブ側１２で平均半径Ｒにおける翼角とほぼ
同等に大きく、シュラウド側１１で平均半径Ｒにおける
翼角よりも小さく分布させることができ、流速の速いシ
ュラウド側１１、流速の遅いハブ側１２を流れるガス９
の流速を平均化して軸流に近づけることができる。
に対して垂直な面ではなく、平均半径Ｒを基準として従
来例の動翼における出口後縁よりもシュラウド側１１が
下流方向にハブ側１２が上流方向に位置するように傾い
て直線状に形成されていることにより、図２（ａ）に実
線で示すように翼ピッチＰに対してスロート幅θを従来
例の動翼よりもハブ側１２を拡げてシュラウド側１１を
絞ることができる。これにより、従来例の動翼に比べて
シュラウドライン７を流れる流量が抑えられてシュラウ
ドライン７における流速が小さくなり、図３に示すよう
に出口後縁５における速度三角形もシュラウド側１１で
出口絶対速度の旋回成分が小さくなって流れの損失が低
減する。また、動翼２の出口後縁５がこのように傾いて
直線状に形成されていることにより、図２（ｂ）に実線
で示すように出口後縁５において翼ピッチＰとスロート
幅θとで定義される翼角＝sin -1（θ／Ｐ）が従来例の
動翼よりもハブ側１２で平均半径Ｒにおける翼角とほぼ
同等に大きく、シュラウド側１１で平均半径Ｒにおける
翼角よりも小さく分布させることができ、流速の速いシ
ュラウド側１１、流速の遅いハブ側１２を流れるガス９
の流速を平均化して軸流に近づけることができる。
【０００８】従来のラジアルタービンにおいては、各動
翼は回転軸に放射状に装着され、また動翼の出口後縁が
回転軸に垂直に直線状に形成されているため、動翼の出
口後縁におけるスロート幅θは翼ピッチＰに対してハブ
側で小さく、シュラウド側で大きくなる。従って、動翼
の出口後縁において翼ピッチＰとスロート幅θとで定義
される翼角＝sin -1（θ／Ｐ）はハブ側で小さくシュラ
ウド側で大きい不均一な分布となっている。このため、
動翼内におけるガスの流れはシュラウドラインに多量の
ガスが流れてシュラウドラインの流速はハブラインに比
べて可成り大きくなっており、流速が速い分だけ粘性に
よる流れの損失が増加する。また、動翼の出口後縁にお
ける翼角が平均半径における翼角に比べてハブ側で小さ
くシュラウド側で大きいことにより、出口後縁における
速度三角形もシュラウド側で出口絶対速度の旋回成分が
大きくなって流れの損失が大きくなるため、一般にラジ
アルタービンの動翼出口における効率はハブ側で高く、
シュラウド側では低いなどの不具合があるが、本ラジア
ルタービンにおいては動翼２の出口後縁５が回転軸に対
して垂直な面ではなく、平均半径Ｒを基準としてシュラ
ウド側１１が下流方向にハブ側１２が上流方向に位置す
るように直線状に形成されており、このように動翼２の
出口後縁５の形状を回転軸に対して垂直な面よりもシュ
ラウド側１１が下流方向に、ハブ側１２が上流方向に位
置するように直線状に形成したことにより動翼２の出口
後縁５におけるスロート幅θがシュラウド側１１で絞ら
れハブ側１２で拡げられる形状となり、シュラウドライ
ン７における流速が抑えられるとともに出口後縁５から
流出するガス９を軸流状に近付けることができる。この
結果、シュラウド側の粘性による流れの損失が低減され
てラジアルタービンの性能が向上する。
翼は回転軸に放射状に装着され、また動翼の出口後縁が
回転軸に垂直に直線状に形成されているため、動翼の出
口後縁におけるスロート幅θは翼ピッチＰに対してハブ
側で小さく、シュラウド側で大きくなる。従って、動翼
の出口後縁において翼ピッチＰとスロート幅θとで定義
される翼角＝sin -1（θ／Ｐ）はハブ側で小さくシュラ
ウド側で大きい不均一な分布となっている。このため、
動翼内におけるガスの流れはシュラウドラインに多量の
ガスが流れてシュラウドラインの流速はハブラインに比
べて可成り大きくなっており、流速が速い分だけ粘性に
よる流れの損失が増加する。また、動翼の出口後縁にお
ける翼角が平均半径における翼角に比べてハブ側で小さ
くシュラウド側で大きいことにより、出口後縁における
速度三角形もシュラウド側で出口絶対速度の旋回成分が
大きくなって流れの損失が大きくなるため、一般にラジ
アルタービンの動翼出口における効率はハブ側で高く、
シュラウド側では低いなどの不具合があるが、本ラジア
ルタービンにおいては動翼２の出口後縁５が回転軸に対
して垂直な面ではなく、平均半径Ｒを基準としてシュラ
ウド側１１が下流方向にハブ側１２が上流方向に位置す
るように直線状に形成されており、このように動翼２の
出口後縁５の形状を回転軸に対して垂直な面よりもシュ
ラウド側１１が下流方向に、ハブ側１２が上流方向に位
置するように直線状に形成したことにより動翼２の出口
後縁５におけるスロート幅θがシュラウド側１１で絞ら
れハブ側１２で拡げられる形状となり、シュラウドライ
ン７における流速が抑えられるとともに出口後縁５から
流出するガス９を軸流状に近付けることができる。この
結果、シュラウド側の粘性による流れの損失が低減され
てラジアルタービンの性能が向上する。
【０００９】
【発明の効果】本発明に係るラジアルタービンの動翼は
前記のように構成されており、翼の出口後縁におけるシ
ュラウド側、ハブ側から流出するガスの流速が平均化さ
れるので、シュラウド側の粘性による流れの損失が低減
されてラジアルタービンの性能が向上する。
前記のように構成されており、翼の出口後縁におけるシ
ュラウド側、ハブ側から流出するガスの流速が平均化さ
れるので、シュラウド側の粘性による流れの損失が低減
されてラジアルタービンの性能が向上する。
【図１】図１（ａ）は本発明の実施の一形態に係るラジ
アルタービンの断面図、同図（ｂ）はその動翼の子午面
断面図である。
アルタービンの断面図、同図（ｂ）はその動翼の子午面
断面図である。
【図２】図２（ａ）はそのスロート幅の分布図、同図
（ｂ）はその出口翼角の分布図である。
（ｂ）はその出口翼角の分布図である。
【図３】図３はその動翼出口における速度三角形であ
る。
る。
【図４】図４（ａ）は従来のラジアルタービンの断面
図、同図（ｂ）はその作用説明図である。
図、同図（ｂ）はその作用説明図である。
１ スクロール ２ 動翼 ３ スクロールの出口 ４ 動翼の入口前縁 ５ 動翼の出口後縁 ６ 排気ディフューザ ７ 動翼のシュラウドライン ８ 動翼のハブライン ９ ガス １１ 動翼出口のシュラウド側 １２ 動翼出口のハブ側
Claims (1)
- 【請求項１】 複数の翼が回転軸に放射状に設けられた
ラジアルタービンの動翼において、翼の出口後縁が翼の
平均半径を基準としてシュラウド側で下流にハブ側で上
流に位置して回転軸に対して斜めの略直線状に形成され
たことを特徴とするラジアルタービンの動翼。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP25873895A JPH09100701A (ja) | 1995-10-05 | 1995-10-05 | ラジアルタービンの動翼 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP25873895A JPH09100701A (ja) | 1995-10-05 | 1995-10-05 | ラジアルタービンの動翼 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH09100701A true JPH09100701A (ja) | 1997-04-15 |
Family
ID=17324401
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP25873895A Withdrawn JPH09100701A (ja) | 1995-10-05 | 1995-10-05 | ラジアルタービンの動翼 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPH09100701A (ja) |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPWO2018123045A1 (ja) * | 2016-12-28 | 2018-12-27 | 三菱重工エンジン＆ターボチャージャ株式会社 | タービン及びターボチャージャ |
| WO2020110257A1 (ja) * | 2018-11-29 | 2020-06-04 | 三菱重工エンジン＆ターボチャージャ株式会社 | タービン動翼及びタービン |
-
1995
- 1995-10-05 JP JP25873895A patent/JPH09100701A/ja not_active Withdrawn
Cited By (7)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPWO2018123045A1 (ja) * | 2016-12-28 | 2018-12-27 | 三菱重工エンジン＆ターボチャージャ株式会社 | タービン及びターボチャージャ |
| WO2020110257A1 (ja) * | 2018-11-29 | 2020-06-04 | 三菱重工エンジン＆ターボチャージャ株式会社 | タービン動翼及びタービン |
| CN111819347A (zh) * | 2018-11-29 | 2020-10-23 | 三菱重工发动机和增压器株式会社 | 涡轮机动叶片及涡轮机 |
| EP3786425A4 (en) * | 2018-11-29 | 2021-06-23 | Mitsubishi Heavy Industries Engine & Turbocharger, Ltd. | TURBINE BLADE AND TURBINE |
| JPWO2020110257A1 (ja) * | 2018-11-29 | 2021-09-02 | 三菱重工エンジン＆ターボチャージャ株式会社 | タービン動翼及びタービン |
| CN111819347B (zh) * | 2018-11-29 | 2022-06-07 | 三菱重工发动机和增压器株式会社 | 涡轮机动叶片及涡轮机 |
| US11365631B2 (en) | 2018-11-29 | 2022-06-21 | Mitsubishi Heavy Industries Engine & Turbocharger, Ltd. | Turbine rotor blade and turbine |
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Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| A300 | Withdrawal of application because of no request for examination |
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