JPWO2010125645A1 - プロペラファン - Google Patents

Abstract

回転軸に嵌合されるハブと、前記ハブに放射状に設けられ回転軸方向に送風する複数の翼と、を備えるプロペラファンにおいて、前記回転軸から所定の半径までの前記翼の第１領域では、前記回転軸から任意の半径に沿って切断した前記翼の円筒断面における最大キャンバの稜線が、翼前縁から翼弦長の５０％以内にあり、前記所定の半径から翼外縁までの前記翼の第２領域では、前記回転軸から任意の半径に沿って切断した前記翼の円筒断面における最大キャンバの稜線が、前記所定の半径位置では前記第１領域の最大キャンバの稜線に接続し、半径が大きくなるに従い翼後縁側に位置され、翼外縁において翼前縁から翼弦長の５０％以内にある。

Description

本発明は、換気扇やエアコン等に用いられるプロペラファンに関する。

従来、回転軸に取り付けられるボスの外周部に複数枚の翼が設けられたプロペラファンにおいて、前記回転軸から任意の半径に沿って切断した前記翼の円筒断面において反り量が最大となる位置は、半径が大きくなるに従い翼の後縁側に位置されたプロペラファンが開示されている（例えば、特許文献１参照）。

また、駆動力を受けて回転するハブと、このハブの周囲に連結された翼とを具備する軸流ファンにおいて、前記翼は、薄肉翼で、かつ反りを備え、この反りは、最大キャンバが、翼弦長の５〜８％の範囲内に設けられるとともに、最大キャンバ位置が、翼弦長の２０〜４０％の範囲に設けられた軸流ファンが開示されている（例えば、特許文献２参照）。

特許３６０８０３８号公報 特開平２−２３３８９９号公報

しかしながら、上記従来の技術によれば、翼外縁に大きな翼外縁渦が発生する。そのため、送風−騒音特性が悪化する、という問題があった。

本発明は、上記に鑑みてなされたものであって、プロペラファンの翼外縁に発生する翼外縁渦を抑え、送風−騒音特性を改善したプロペラファンを得ることを目的とする。

上述した課題を解決し、目的を達成するために、本発明は、回転軸に嵌合されるハブと、前記ハブに放射状に設けられ回転軸方向に送風する複数の翼と、を備えるプロペラファンにおいて、前記回転軸から所定の半径までの前記翼の第１領域では、前記回転軸から任意の半径に沿って切断した前記翼の円筒断面における最大キャンバの稜線が、翼前縁から翼弦長の５０％以内にあり、前記所定の半径から翼外縁までの前記翼の第２領域では、前記回転軸から任意の半径に沿って切断した前記翼の円筒断面における最大キャンバの稜線が、前記所定の半径位置では前記第１領域の最大キャンバの稜線に接続し、半径が大きくなるに従い翼後縁側に位置され、翼外縁において翼前縁から翼弦長の５０％以内にある、ことを特徴とする。

本発明にかかるプロペラファンは、翼外縁に発生する翼外縁渦を抑え、送風−騒音特性を改善することができる、という効果を奏する。

図１は、一般的なプロペラファンを示す斜視図である。 図２−１は、本発明の実施の形態１のプロペラファンの平面図である。 図２−２は、実施の形態１の翼の第一領域の円筒断面図である。 図３−１は、実施の形態１の翼の負圧面側の気流を模式的に示す斜視図である。 図３−２は、図３−１のＦ−Ｆ線に沿う断面図である。 図４−１は、図２−２の従来のキャンバＣＬＤを有する翼の翼周りの気流を示す図である。 図４−２は、図２−２の実施の形態１のキャンバＣＬＤ´を有する翼の翼周りの気流を示す図である。 図５は、図２−１に示す、実施の形態１の最大キャンバの稜線ＣＬ´を有する翼の比騒音特性と、従来の最大キャンバの稜線ＣＬを有する翼の比騒音特性を比較して示す図である。 図６は、実施の形態１の最大キャンバの稜線ＣＬ´を有する翼の翼内周部前縁側を波形に形成した実施の形態２の翼を有するプロペラファンを示す斜視図である。 図７は、図６に示す実施の形態２の翼の負圧面側の気流を模式的に示す斜視図である。 図８は、実施の形態１の最大キャンバの稜線ＣＬ´を有する翼の翼内周部後縁側を波形に形成した実施の形態３の翼を有するプロペラファンを示す斜視図である。 図９は、図８に示す実施の形態３の翼の負圧面側の気流を模式的に示す斜視図である。 図１０は、図６及び図８に示す翼の比騒音を示す図である。 図１１は、翼外周側が気流の上流側に屈曲した翼を有するプロペラファンを示す斜視図である。 図１２は、図１１に示す翼の負圧面側の気流を模式的に示す斜視図である。 図１３は、図１に示すプロペラファンを回転軸に直交する平面に投影した平面図である。 図１４は、図１３における各翼弦中心点Ｐｒの軌跡を、回転軸と０Ｘ軸とを含む垂直平面に半径Ｒで回転投影した図である。 図１５は、翼外周側が気流の上流側に屈曲した翼の翼弦中心線Ｐｒ１を示す図である。 図１６は、翼外周側が気流の上流側に屈曲した翼の翼弦中心線Ｐｒ１の定義方法を示す図１５と同様の図である。 図１７は、図２−１に示す、実施の形態１のキャンバの稜線ＣＬ´を有する翼であって、翼外周側が気流の上流側に屈曲した翼の負圧面側の気流を模式的に示す図である。 図１８は、本発明の実施の形態４のプロペラファンの比騒音を示す図である。 図１９は、実施の形態４のプロペラファンのファン効率を示す図である。

以下に、本発明にかかるプロペラファンの実施の形態を図面に基づいて詳細に説明する。なお、この実施の形態によりこの発明が限定されるものではない。

実施の形態１．
図１は、一般的なプロペラファンを示す斜視図であり、図２−１は、本発明の実施の形態１のプロペラファンの平面図であり、図２−２は、実施の形態１の翼の第一領域の円筒断面図である。

図１に示すプロペラファンは３枚翼であるが、本発明においては、翼の枚数は制限されず、他の複数の枚数であってもよい。以下の説明では、主に１枚の翼の形状について述べるが、他の翼の形状も同一の形状である。

図１に示す、３次元立体形状を有する翼１が、図示しないモータに回転駆動されて回転軸３回りに回転方向Ｂの方向に回転する円柱状のハブ２の外周部に放射状に取付けられている。なお、ハブ２は円柱状であるが、板金を折り曲げて形成されたボスの外周部に、放射状に翼１を形成してもよい。翼１の回転によって気流の方向Ａの気流が発生する。翼１の上流側の面が負圧面となり、下流側の面が正圧面となる。

図１に示す翼１を回転軸３に直交する平面に投影すると、図２−１に示す翼１のような形状となる。図２−１に示す破線ＣＬは、翼１の従来の最大キャンバの稜線（キャンバの頂点の軌跡）であり、翼１の翼前縁１ｂと翼後縁１ｃの中央に位置している。翼１のキャンバは、いずれの半径Ｒ１の円筒断面においても、図２−２に示す破線ＣＬＤ（従来のキャンバ）のような円弧形状となっている。

実施の形態１の翼１では、最大キャンバの稜線ＣＬ´を、所定の半径Ｒ２を境に、半径Ｒ２より内周側では最大キャンバの稜線をＣＬ１´に位置させ、半径Ｒ２より外周側では最大キャンバの稜線をＣＬ２´に位置させるようにしている。すなわち、半径Ｒ２より内周側では、翼１の翼前縁１ｂと翼後縁１ｃの中央に位置する従来の最大キャンバの稜線ＣＬよりも翼前縁１ｂ側に、最大キャンバの稜線ＣＬ１´が位置し、図２−２に示す実線ＣＬＤ´（実施の形態１のキャンバ）のような非円弧形状となっている。

図３−１は、実施の形態１の翼の負圧面側の気流を模式的に示す斜視図であり、図３−２は、図３−１のＦ−Ｆ線に沿う断面図である。翼１が回転方向Ｂの方向に回転すると、気流の方向Ａに空気が流れる。翼１の負圧面１ｆと正圧面１ｇとの間には圧力差が生じ、図３−２に示すように、翼外縁１ｄにおいて、正圧面１ｇ側から負圧面１ｆ側に向かう漏れ流れ及び翼外縁渦Ｇが発生する。一方、翼内周側には、ほぼ負圧面１ｆに沿った翼内周流れＥが生じている。このように、実施の形態１のプロペラファン９１の負圧面１ｆ側の気流は、大別すると、翼外周流れＤと翼内周流れＥの形態の異なる２つの気流となる。

図４−１は、図２−２の従来のキャンバＣＬＤを有する翼の翼周りの気流を示す図であり、図４−２は、図２−２の実施の形態１のキャンバＣＬＤ´を有する翼の翼周りの気流を示す図である。

図４−１に示すように、翼１が、回転方向Ｂに向って回転すると、翼前縁１ｂから翼後縁１ｃに向かう流れが生じる。最大キャンバの稜線ＣＬを有する従来のキャンバＣＬＤにおける負圧面気流Ｈは、翼後縁１ｃに近づくに従って不安定となって渦が発生し、翼後縁１ｃでは、圧力面気流と合流して大きな翼後縁渦Ｊが発生する。このような、負圧面気流Ｈ中の渦や翼後縁渦Ｊにより、騒音が発生する。

一方、図４−２に示すように、最大キャンバの稜線ＣＬ´を有する実施の形態１のキャンバＣＬＤ´における負圧面気流Ｈ´は、翼前縁１ｂから流入する空気が、従来のキャンバＣＬＤよりも負圧面１ｆに沿うように流れ、渦の発生が抑えられ、翼後縁１ｃで発生する翼後縁渦Ｊ´の規模も小さくなり、従来のキャンバＣＬＤを有する翼に比べ、騒音は小さくなる。

以上のように、翼１の形状を、キャンバＣＬＤ´のような形状とすることにより、負圧面気流Ｈ´の乱れが小さくなって騒音が小さくなるが、図３−１に示すように、プロペラファン９１では、翼外周流れＤにおいて大きな翼外縁渦Ｇが生じるため、翼内周流れＥとは流れの状態が大きく異なる。そのため、翼外周部のキャンバを一様にキャンバＣＬＤ´とすると、翼外縁渦Ｇが大きく変化し、送風−騒音特性が悪化する場合がある。

そこで、実施の形態１のプロペラファン９１では、図２−１に示すように、翼１の最大キャンバの稜線ＣＬ´をＣＬ１´とＣＬ２´の形態の異なる稜線とし、最大キャンバの稜線ＣＬ１´を、翼前縁１ｂから翼弦長の５０％以内に位置させ、翼外周部の最大キャンバの稜線ＣＬ２´を、最大キャンバの稜線ＣＬ１´に接続する位置から半径が大きくなるに従い翼後縁１ｃ側に位置させ、翼外縁１ｄにおいて翼弦長の５０％以内に位置させるようにする。図２−１に示す符号ＣＬｔは、翼外縁における最大キャンバ位置であり、符号ＣＬｂは、従来の翼の翼内縁における最大キャンバ位置であり、符号ＣＬｂ´は、実施の形態１の翼の翼内縁における最大キャンバ位置である。

図５は、図２−１に示す、実施の形態１の最大キャンバの稜線ＣＬ´を有する翼の比騒音特性と、従来の最大キャンバの稜線ＣＬを有する翼の比騒音特性を比較して示す図である。図５に示す実施の形態１の最大キャンバの稜線ＣＬ´は、翼内縁１ｅから翼の半径Ｒ２＝０．６７５×Ｒｔ（Ｒｔは翼外縁半径）までの第１領域では、翼前縁１ｂから翼弦長の３５％の位置に位置させ、Ｒ２＝０．６７５×Ｒｔから翼外縁１ｄまでの第２領域では、翼前縁１ｂから翼弦長の３５％の位置から半径が大きくなるに従い翼後縁１ｃ側に位置させ、翼外縁１ｄにおいて翼弦長の５０％の位置に位置させている。比較に用いた従来の翼は、翼前縁１ｂから翼弦長の５０％の位置に最大キャンバの稜線ＣＬが位置する翼である。

なお、比騒音Ｋ_Ｔは、次の式で定義される。
Ｋ_Ｔ＝ＳＰＬ_Ａ−１０Ｌｏｇ（Ｑ・Ｐ_Ｔ ^2.5）
Ｑ ：風量[ｍ^３／ｍｉｎ]
Ｐ_Ｔ ：全圧[Ｐａ]
ＳＰＬ_Ａ ：騒音特性（Ａ補正後）[ｄＢ]

図５は、縦軸が比騒音を示し、破線で示す１目盛が１[ｄＢＡ]の差を表しており、横軸が風量を示している。図５に示すように、実施の形態１の最大キャンバの稜線ＣＬ´を有する翼の方が、最大−１[ｄＢＡ]程度騒音が低い。

実施の形態２．
図６は、実施の形態１の最大キャンバの稜線ＣＬ´を有する翼の翼内周部前縁側を波形２１ｍに形成した実施の形態２の翼２１を有するプロペラファン９２を示す斜視図である。翼前縁２１ｂの波形を最大波形とし、翼中央部に向って徐々に小波形とする。

図７は、図６に示す実施の形態２の翼２１の負圧面側の気流を模式的に示す斜視図である。図７に示すように、翼前縁２１ｂに流入する空気に、翼２１の波形２１ｍにより縦渦を発生させ、翼内周流れＥを、さらに乱れの少ない気流Ｅ２とし、気流の乱れに起因する騒音を低減することができる。

実施の形態３．
図８は、実施の形態１の最大キャンバの稜線ＣＬ´を有する翼の翼内周部後縁側を波形３１ｎに形成した実施の形態３の翼３１を有するプロペラファン９３を示す斜視図である。翼後縁３１ｃの波形を最大波形とし、翼中央部に向って徐々に小波形とする。

図９は、図８に示す実施の形態３の翼３１の負圧面側の気流を模式的に示す斜視図である。図９に示すように、翼後縁３１ｃに発生する渦による空気の乱れを、翼３１の波形３１ｎにより発生させた縦渦によって低減させ、さらに乱れの少ない気流Ｅ３とし、気流の乱れに起因する騒音を低減することができる。

図１０は、図６及び図８に示す翼２１、３１の比騒音を示す図である。図１０に示すように、風量が大きい領域では、翼内周側を波形とした翼２１、３１の方が、最大−０．５[ｄＢＡ]程度騒音が低い。

実施の形態４．
図１１は、翼外周側が気流の上流側に屈曲した翼を有するプロペラファンを示す斜視図であり、図１２は、図１１に示す翼の負圧面側の気流を模式的に示す斜視図である。図１１及び図１２に示す翼外周側が気流の上流側に屈曲した翼を有するプロペラファンは、翼外縁負圧面で発生する翼外縁渦を弱め、翼外縁渦に起因する騒音を低減することができるが、翼外周側が気流の上流側に屈曲していることにより、翼の回転によって生じる昇圧成分が、一部、負圧面側に漏れ、若干、ファン効率が低下している。

また、図１及び図１１に示すような翼の騒音源は、翼外縁に発生する翼外縁渦に起因するものと、翼負圧面流れの乱れに起因するものと、翼後縁渦に起因するものがある。翼外周側が気流の上流側に屈曲した翼では、翼外縁渦に起因する騒音の割合が小さくなり、相対的に、翼内周流れから発生する騒音の割合が大きくなる。そのため、翼内周流れを改善し、翼外周流れに影響を及ぼさない翼の形状を検討する必要がある。

翼外周側が気流の上流側に屈曲した翼においても、図２−１に示すような最大キャンバの稜線ＣＬ´を形成することにより、翼外周流れに影響を与えず、翼外縁渦に起因する騒音を低減し、翼内周流れを改善して更なる低騒音化を図り、ファン効率を向上させることができる。

図１３は、図１に示すプロペラファンを回転軸に直交する平面に投影した平面図であり、図１４は、図１３における各翼弦中心点Ｐｒの軌跡を、回転軸と０Ｘ軸とを含む垂直平面に半径Ｒで回転投影した図であり、図１５は、翼外周側が気流の上流側に屈曲した翼の翼弦中心線Ｐｒ１を示す図であり、図１６は、翼外周側が気流の上流側に屈曲した翼の翼弦中心線Ｐｒ１の定義方法を示す図１５と同様の図である。

図１３〜図１６を参照して、翼外周側が気流の上流側に屈曲した翼の形状の定義について説明する。図１に示す翼１を回転軸３に直交する平面Ｓｃ（図１４参照）に投影すると、図１３に示す翼１の形状となる。図１３に示す点Ｐｂは、ハブ２の外周における翼前縁１ｂから翼後縁１ｃまでの翼弦中心点（中点）を示す。

同様に、Ｐｔは、翼外縁１ｄにおける翼前縁１ｂから翼後縁１ｃまでの翼弦中心点（中点）を示す。図１３に示す線Ｐｒは、ハブの翼弦中心点Ｐｂから翼外縁の翼弦中心点Ｐｔまでの任意の半径Ｒにおける各翼弦中心点の軌跡（翼弦中心線）を示す。

図１４は、図１３におけるハブの翼弦中心点Ｐｂから翼外縁の翼弦中心点Ｐｔまでの各翼弦中心点の軌跡（翼弦中心線）、すなわち翼弦中心点Ｐｂ−Ｐｒ−Ｐｔについて、任意の半径Ｒにおける各翼弦中心点Ｐｒを、回転軸３と０Ｘ軸とを含む垂直平面に半径Ｒで回転投影した各翼弦中心点Ｐｒの軌跡（翼弦中心線）を示す図である。

図１４に示すように、回転軸３と０Ｘ軸とを含む垂直平面に回転投影された翼弦中心線Ｐｒ（各翼弦中心点Ｐｒの軌跡）は、ハブ２の翼弦中心点Ｐｂから翼外縁の翼弦中心点Ｐｔまで、気流の上流側に傾斜する前傾角δｚが、回転軸３に直交する平面Ｓｃと一定角度を成す線として表すことができる。

図１５に破線で示す翼弦中心線Ｐｒは、図１４に示す、前傾角δｚが一定角度の翼１の翼弦中心点の軌跡であり、翼外周部が気流の上流側に屈曲した翼の翼弦中心点の軌跡を表す翼弦中心線Ｐｒ１は、ハブの翼弦中心点Ｐｂから翼外縁の翼弦中心点Ｐｔまでの領域で前傾角一定の場合の翼弦中心線Ｐｒと、ハブの翼弦中心点Ｐｂを通り回転軸３に直交する０Ｘ軸（前傾角＝０°）とに挟まれた領域内に位置している。

翼弦中心線Ｐｒと翼弦中心線Ｐｒ１とは、ハブの翼弦中心点Ｐｂと翼外縁の翼弦中心点Ｐｔとが同一位置にあり、翼外縁の翼弦中心点Ｐｔの平面Ｓｃからの距離は、Ｈとなっている。

図１６に、翼外周部が、気流Ａの上流側に屈曲した実施の形態４の翼の各翼弦中心点Ｐｒ２の軌跡と前傾角を示す。回転軸３から任意の半径Ｒでの翼弦中心点をＰｒ２とし、翼弦中心線Ｐｒ１上に位置する翼弦中心点Ｐｒ２の、回転軸３に直交する平面Ｓｃからの距離をＬｓとする。

図１６に示す実施の形態４の翼４１は、ハブ２（半径Ｒｂ）から径方向中間部の屈曲点Ｐｗまでの第１領域は、一定の第１前傾角δｚｗで上流側に傾斜させ、屈曲点Ｐｗから翼外縁までの第２領域は、前記第１領域よりもさらに上流側に傾斜させている。

翼弦中心線Ｐｒ１上の屈曲点Ｐｗの半径をＲｗ、翼外縁における翼弦中心点Ｐｔとハブ２の外周における翼弦中心点Ｐｂとを結ぶ線Ｐｒの上流側への傾斜角である第２前傾角をδｚｔとする。第１前傾角δｚｗは、次の式で表わされる。
δｚｗ＝ｔａｎ^−１（Ｌｓ／（Ｒ−Ｒｂ））
（Ｒｂ＜Ｒ≦Ｒｗ）

屈曲点Ｐｗから翼外縁（半径Ｒｔ）までの間の第２領域における任意の半径Ｒでの翼弦中心点Ｐｒ２に対応する傾斜角δｚｄは、下記に示すように、半径Ｒのｎ次関数（１≦ｎ）になるように形成する。
δｚｄ＝α（Ｒ−Ｒｂ)^ｎ＋δｚｗ
α＝（δｚｔ−δｚｗ）／（Ｒｔ−Ｒｗ）^ｎ
（Ｒｗ＜Ｒ≦Ｒｔ)
なお、上記の傾斜角δｚｄを半径Ｒのｎ次関数（１≦ｎ）とせずに、第２領域における翼弦中心線Ｐｒ１を、一定の前傾角で直線状に上流側に傾斜させるようにしてもよい。

図１７は、図２−１に示す、実施の形態１の最大キャンバの稜線ＣＬ´を有する翼であって、翼外周部が気流の上流側に屈曲した翼４１の、翼負圧面側の気流を模式的に示す図である。図１７に示すように、実施の形態４の翼４１によれば、翼外周流れ及び翼内周流れを同時に改善し、送風−騒音特性を改善することができる。

図１８は、本発明の実施の形態４のプロペラファンの比騒音を示す図であり、図１９は、実施の形態４のプロペラファンのファン効率を示す図である。実施の形態４のプロペラファンの翼４１は、翼内縁からＲ＝０．６７５×Ｒｔの第１領域では、翼前縁から翼弦長の３５％の位置に最大キャンバの稜線ＣＬ´が位置し、Ｒ＝０．６７５×Ｒｔから翼外縁までの第２領域では、最大キャンバの稜線ＣＬ´が、翼弦長の３５％の位置から翼外縁で翼弦長の５０％の位置に配置される。

なお、比較に用いた従来の最大キャンバの稜線ＣＬを有する翼は、翼前縁から翼弦長の５０％の位置に最大キャンバの稜線ＣＬが位置し、屈曲点半径をＲｗ＝０．７×Ｒｔとし、屈曲点Ｐｗから翼外縁（半径Ｒｔ）までの第２領域における任意の半径Ｒでの翼弦中心点Ｐｒ２に対応する傾斜角δｚｄを、半径Ｒの２次関数により決定し、また、翼外縁の翼弦線中心点Ｐｔにおける翼弦中心線Ｐｒ１の接線１５の傾斜角がδｚｓ＝４５°である（図１６参照）。図１８は、風量Ｑと比騒音Ｋ_Ｔの関係を実験的に求めた結果を示し、図１９は、風量Ｑとファン効率Ｅ_Ｔの関係を実験的に求めた結果を示す。

図１７及び図１８に示すように、実施の形態４のプロペラファン９４は、翼外周部が気流の上流側に屈曲した従来のプロペラファンに比べ、実用上の範囲では、比騒音Ｋ_Ｔが低減（−１ｄＢＡ）され、かつ、ファン効率Ｅ_Ｔが改善（最大＋２〜３ポイント程度）されている。

なお、ファン効率Ｅ_Ｔは、次の式で定義される。
Ｅ_Ｔ＝（Ｐ_Ｔ・Ｑ）／(６０・Ｐ_Ｗ）
Ｑ ：風量[ｍ^３／ｍｉｎ]
Ｐ_Ｔ ：全圧[Ｐａ]
Ｐ_Ｗ ：軸動力[Ｗ]

以上のように、本発明にかかるプロペラファンは、換気扇やエアコン等に適している。

１、２１、３１、４１ 翼
１ｂ、２１ｂ 翼前縁
１ｃ、３１ｃ 翼後縁
１ｄ 翼外縁
１ｅ 翼内縁
１ｆ 負圧面
１ｇ 正圧面
２１ｍ、３１ｎ 波形
２ ハブ
３ 回転軸
Ａ 気流の方向
Ｂ 回転方向
Ｒ１ 翼第１領域における任意の半径
Ｒ２ 翼第１領域と翼第２領域の境界半径
ＣＬ 従来の翼の最大キャンバの稜線
ＣＬ´ 実施の形態１の翼の最大キャンバの稜線
ＣＬＤ 従来の翼のキャンバ
ＣＬＤ´ 実施の形態１の翼のキャンバ
ＣＬ１´ 実施の形態１の翼第１領域の最大キャンバの稜線
ＣＬ２´ 実施の形態１の翼第２領域の最大キャンバの稜線
ＣＬｔ 翼外縁における最大キャンバ位置
ＣＬｂ 従来の翼の翼内縁における最大キャンバ位置
ＣＬｂ´ 実施の形態１の翼の翼内縁における最大キャンバ位置
Ｄ 翼外周流れ
Ｅ 翼内周流れ
Ｅ２、Ｅ３ 気流
Ｇ 翼外縁渦
Ｈ 従来の翼の負圧面流れ
Ｈ´ 実施の形態１の翼の負圧面流れ
Ｊ 従来の翼の翼後縁渦
Ｊ´ 実施の形態１の翼の翼後縁渦
９１、９２、９３、９４ プロペラファン

Claims (3)

1. 回転軸に嵌合されるハブと、前記ハブに放射状に設けられ回転軸方向に送風する複数の翼と、を備えるプロペラファンにおいて、
   前記回転軸から所定の半径までの前記翼の第１領域では、前記回転軸から任意の半径に沿って切断した前記翼の円筒断面における最大キャンバの稜線が、翼前縁から翼弦長の５０％以内にあり、
   前記所定の半径から翼外縁までの前記翼の第２領域では、前記回転軸から任意の半径に沿って切断した前記翼の円筒断面における最大キャンバの稜線が、前記所定の半径位置では前記第１領域の最大キャンバの稜線に接続し、半径が大きくなるに従い翼後縁側に位置され、翼外縁において翼前縁から翼弦長の５０％以内にある、ことを特徴とするプロペラファン。
2. 翼内周前縁側又は翼内周後縁側を波形に形成したことを特徴とする請求項１に記載のプロペラファン。
3. 翼外周側が気流の上流側に屈曲していることを特徴とする請求項１に記載のプロペラファン。

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