KR102194864B1 - Propeller Fan - Google Patents
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Abstract
날개 후연부에 있어서 압력면 근방의 흐름이 바깥 둘레측으로 치우치는 경향을 경감시키고, 내주측으로 흐름을 강하게 유인할 수 있어 송풍력을 대폭 향상시킬 수 있는 프로펠러 팬을 제공한다. 날개(10)가, 그 후연(3) 근방의 반경방향 중앙부에서 부압면 측으로 솟아올라 적어도 압력면측으로 개구되어 있고, 상기 날개의 후연에서 전연측으로 연장되는 요입부를 구비하며, 상기 요입부가, 반경방향 단면을 본 경우 상기 부압면에 대해 소정 각도를 이루어 기립함과 아울러 서로 대향하는 한 쌍의 측면부를 가지고 있으며, 상기 한 쌍의 측면부 사이에서의 스팬 방향 폭이 상류측에서 하류측에 걸쳐 점차 커지도록 구성하였다.It provides a propeller fan that can greatly improve the blowing power by reducing the tendency of the flow in the vicinity of the pressure surface to be biased toward the outer circumferential side at the trailing edge of the blade, and can strongly induce the flow toward the inner circumference side. The blade 10 has a concave inlet portion that rises to a negative pressure surface side from a radial central portion near the trailing edge 3 thereof and is opened at least to the pressure surface side, and extends from a trailing edge of the wing to a leading edge side, and the concave inlet portion is radial When viewed in a cross section, it stands at a predetermined angle with respect to the negative pressure surface and has a pair of side portions facing each other, so that the span direction width between the pair of side portions gradually increases from the upstream side to the downstream side. Configured.
Description
본 발명은, 예를 들어 공기조화장치에 사용되는 프로펠러 팬의 날개 구조에 관한 것이다.The present invention relates to a blade structure of a propeller fan used, for example, in an air conditioner.
예를 들어 도 1에 도시된 바와 같은 전체가 매끈한 곡선형상으로 형성되어 있고 돌출부나 요입부가 형성되지 않은 일반적인 날개(110A)를 구비한 프로펠러 팬(100A)를 회전시키면, 회전중인 날개의 압력면(104A) 근방에서의 흐름은, 도 1에 도시된 바와 같이 원심력에 의해 날개 출구(날개 후연(103A) 측)에 있어서 바깥 둘레측으로 치우친 분포가 된다. 그리고, 이러한 흐름의 치우침이 발생함으로써 팬 중앙의 원통형의 허브(111A)에 가까운 부분에서는 흐름이 불안정해지기 쉬어 송풍 효율을 저하시키는 문제가 있다.For example, when rotating the
이러한 문제에 대해 특허문헌 1에서는, 도 2에 도시된 바와 같이 프로펠러 팬(100B)의 날개 후연(trailing edge)(103B) 부근을 부압면(105B) 측으로 날개 전연(leading edge)(102B) 측을 볼록하게 한 원호형으로 부풀어오른 팽출 형상(106B)으로 함으로써, 이 팽출 부분(106B)을 통해 흐름이 유출되기 쉽도록 하여 반경방향의 흐름의 분포를 균일화하는 것이 제안되었다.For this problem, in
그러나, 특허문헌 1에 나타난 바와 같이 날개 후연(103B) 부분을 부풀어오르도록 하면, 동일 반경 단면의 날개의 휨 선에 있어서, 익현 방향의 도중에 회전 방향으로 각도가 완만해진다. 따라서, 날개 후연(103B)에 있어서 기류가 날개에 의해 밀리지 않는 부분이 크게 존재하게 되어 송풍력이 저하된다. 또한, 날개 후연(103B) 부분이 원호형으로 부푼 형상(106B)으로 되어 있으므로 이 부분으로 유입되는 흐름은 거의 원호와 직교한 방향에서 스무스하게 흘러 들어오므로 흐름 방향을 외측에서 내측으로 끌어 들이는 유인력이 작아 송풍 효율을 크게 개선할 정도의 효과를 얻을 수 없다. However, as shown in
이에, 본 발명은 상술한 바와 같은 문제를 감안하여 이루어진 것으로, 날개 후연부에 있어서 압력면 근방의 흐름이 바깥 둘레측으로 치우치는 경향을 줄이고 내주측으로 흐름을 강하게 유인할 수 있어 송풍력을 대폭 향상시킬 수 있는 프로펠러 팬을 제공하는 것을 목적으로 한다.Accordingly, the present invention has been made in consideration of the above-described problem, and it is possible to reduce the tendency of the flow near the pressure surface to be biased toward the outer circumferential side at the trailing edge of the wing, and to strongly induce the flow toward the inner circumference, thereby greatly improving the blowing power. Its purpose is to provide a propeller fan with a
본 발명의 다른 목적은, 날개의 추진력을 향상시키고, 날개 바깥 둘레부에서의 누설 기류를 감소시켜 날개끝 소용돌이의 발달을 억제하여 팬 효율을 향상시킬 수 있는 프로펠러 팬을 제공하는 것을 목적으로 한다.Another object of the present invention is to provide a propeller fan capable of improving the propulsion force of the blades, reducing the leakage airflow at the outer periphery of the blades, suppressing the development of the tip of the blades, and improving the fan efficiency.
즉, 본 발명의 프로펠러 팬은, 원통형의 허브의 외측 둘레면에 대해 둘레 방향으로 소정 간격마다 장착된 복수개의 날개를 구비하는 프로펠러 팬으로서,That is, the propeller fan of the present invention is a propeller fan having a plurality of blades mounted at predetermined intervals in the circumferential direction with respect to the outer peripheral surface of the cylindrical hub,
상기 날개가, 그 후연 근방의 반경방향 중앙부에 있어서 부압면 측으로 솟아올라 적어도 압력면측으로 개구되어 있고, 상기 날개의 후연에서 전연측으로 연장되는 요입부를 구비하고,The blade has a concave inlet portion that rises to the negative pressure surface side at a radial central portion near the trailing edge thereof and opens at least to the pressure surface side, and extends from the trailing edge of the blade to the leading edge side,
상기 요입부가, 반경방향 단면을 본 경우에 상기 부압면에 대해 소정 각도를 이루어 기립함과 아울러 서로 대향하는 한 쌍의 측면부를 가지고 있으며,The concave inlet has a pair of side surfaces facing each other while standing at an angle with respect to the negative pressure surface when viewed in a radial cross section,
상기 한 쌍의 측면부의 사이에서의 스팬 방향 폭이 상류측에서 하류측에 걸쳐 점차 커지도록 구성되어 있는 것을 특징으로 한다.It is characterized in that the spanwise width between the pair of side portions is configured to gradually increase from the upstream side to the downstream side.
이와 같이 구성하면, 상기 요입부가 부압면에 대해 소정 각도를 이루어 기립함과 아울러 서로 대향하는 한 쌍의 측면부를 가지고 있으므로, 부압면과 요입부와의 사이에서 크게 곡률이 변화하게 되므로, 압력면 근방의 흐름이 요입부로 유인되는 힘을 크게 할 수 있다.If configured in this way, the concave inlet portion stands at a predetermined angle with respect to the negative pressure surface, and has a pair of side portions facing each other, so that the curvature changes significantly between the negative pressure surface and the concave inlet portion, It is possible to increase the force that is attracted to the concave inlet.
또한, 상기 한 쌍의 측면부 사이에서의 스팬 방향 폭이 상류측에서 하류측에 걸쳐 점차 커지도록 구성되어 있으므로, 상기 각 측면부가 연장되는 방향과, 상기 요입부에 대하여 유인되기 직전의 압력면을 따라 흐르는 흐름이 이루는 각도를 크게 할 수 있고, 흐름은 측면부에 대해 수직으로 유입되고자 함에 따라, 바깥 둘레측에서의 흐름의 방향을 보다 크게 변화시킬 수 있다.In addition, since the span direction width between the pair of side portions is configured to gradually increase from the upstream side to the downstream side, along the direction in which each side portion extends and the pressure surface immediately before being attracted to the concave inlet portion. The angle formed by the flowing flow can be increased, and the direction of the flow on the outer circumferential side can be changed to a greater degree as the flow is intended to flow perpendicularly to the side portion.
따라서, 상기 요입부에 압력면 근방의 흐름이 유인되기 쉽고, 게다가 그 흐름의 방향을 바깥 둘레측에서 안쪽 둘레측으로 크게 변화시킬 수 있으므로, 날개 후연부에 있어서 압력면에 거의 균일하게 흐름을 분포시켜, 특히 안쪽 둘레측의 흐름이 불안정해져 소음이나 진동 등이 발생하는 것을 막을 수 있고, 송풍 효율을 향상시킬 수 있다.Therefore, the flow in the vicinity of the pressure surface is easily attracted to the concave inlet, and the direction of the flow can be greatly changed from the outer circumferential side to the inner circumferential side, so that the flow is distributed almost uniformly on the pressure surface at the trailing edge of the blade. , In particular, it is possible to prevent the occurrence of noise or vibration due to unstable flow on the inner circumference side, and improve ventilation efficiency.
프로펠러 팬이 회전함에 따라 발생하는 원심력에 의해 압력면 상에 있어서 바깥 둘레측으로 치우치는 경향이 있는 원심 흐름이 발생하는 위치에 상기 요입부를 형성하여, 치우치는 흐름을 효과적으로 억제할 수 있도록 하기 위해서는, 팬 회전축을 중심으로 하여 상기 날개의 외경을 Rt, 내경을 Rh, 날개의 후연에서의 내경측에 있는 측면부의 단부까지의 반경을 Ri, 날개의 후연에서의 외경측에 있는 측면부의 단부까지의 반경 Ro라 하고, Ri=Rh+α(Rt-Rh), Ro=Rh+β(Rt-Rh)라 했을 경우, 0.2≤α≤ 0.6, 0.6≤β≤ 0.9가 되는 범위로 설정되어 있는 것이 바람직하다.In order to effectively suppress the skewed flow by forming the concave portion on the pressure surface by the centrifugal force generated as the propeller fan rotates, the centrifugal flow tends to be biased toward the outer circumference side, As the center, the outer diameter of the wing is Rt, the inner diameter is Rh, the radius from the trailing edge of the wing to the end of the side portion on the inner diameter side is Ri, and the radius Ro from the trailing edge of the wing to the end of the side portion on the outer diameter side. When, Ri = Rh + α (Rt-Rh), Ro = Rh + β (Rt-Rh), it is preferably set in the range of 0.2 ≤ α ≤ 0.6 and 0.6 ≤ β ≤ 0.9.
날개에 마련한 요입부 내로 압력면을 따라 흐르는 기류가 유입되기 쉬워짐과 아울러, 상기 각 측면부를 따라 형성되는 소용돌이 쌍이 거의 균등해져 송풍 효율을 높일 수 있도록 하기 위해서는, 상기 요입부에 있어서, 팬 회전축에 대한 내경측에 있는 측면부의 경사각을 θi, 팬 회전축에 대한 외경측에 있는 측면의 경사각을 θo라 했을 경우, 5°≤θi≤60°, 5°≤θo≤60°, 및 θi≥θo를 만족하는 것이 바람직하다.In order to facilitate the flow of air flowing along the pressure surface into the concave inlet provided on the blade, and to increase the ventilation efficiency by making the vortex pairs formed along each side portion almost equal, in the concave inlet, the fan rotation shaft When the inclination angle of the side part on the inner diameter side of about θi and the inclination angle of the side surface on the outer diameter side of the fan rotation axis is θo, 5°≤θi≤60°, 5°≤θo≤60°, and θi≥θo are satisfied. It is desirable to do.
날개에 마련한 요입부로의 유입이, 상류측에서 하류끝까지 원활해짐과 아울러, 상기 요입부의 날개의 출구각을 요입부 이외의 인접 부분의 출구각과 거의 일치시켜, 반경방향으로 균일한 흐름이 되도록 하여 송풍 효율을 향상시키기 위해서는, 상기 요입부 전연측 단부가 위치하는 반경에서의 둘레 방향 단면을 본 경우, 그 익현 길이(L0)에 대해, 후연에서 상기 요입부 전연측 단부까지의 길이(L1)가 L0의 10%∼60%로 설정되어 있는 것이 바람직하다.The inflow to the concave inlet provided in the blade is smoothed from the upstream to the downstream end, and the outlet angle of the blade of the concave inlet is substantially coincident with the outlet angle of adjacent portions other than the concave inlet, so that a uniform flow in the radial direction is achieved. In order to improve efficiency, when looking at a circumferential cross section in a radius at which the leading edge of the concave inlet is located, the length L1 from the trailing edge to the leading edge of the concave inlet is L0 with respect to the chord length L0. It is preferably set to 10% to 60% of
상기 요입부와 압력면의 인접 부분에 적절한 단차를 형성하여, 요입부로의 기류의 유입을 보다 확실하게 하여 원심 흐름을 억제할 수 있고 송풍 효율을 향상시키기 위해서는, 상기 요입부 전연측 단부가 위치하는 반경에서의 둘레 방향 단면을 본 경우, 상기 요입부의 상기 부압면측으로의 깊이(d)가 상류측에서 하류측에 걸쳐 점차 커짐과 아울러, 날개 후연 근방에서의 깊이(d)가 소정 깊이(dｘ)로 거의 일정해지는 깊이 일정 영역이 설정되어 있는 것이 바람직하다.In order to prevent centrifugal flow by forming an appropriate step in the adjacent portion of the concave inlet and the pressure surface to more reliably inflow of air to the concave inlet and to improve the blowing efficiency, the leading edge of the concave inlet is located. When looking at a circumferential cross section in a radius, the depth (d) of the concave inlet portion toward the negative pressure surface gradually increases from the upstream side to the downstream side, and the depth (d) in the vicinity of the trailing edge of the wing is a predetermined depth (dｘ). It is preferable that a constant depth region that becomes almost constant is set.
요입부를 형성함에 따른 날개의 강도 저하를 막으면서, 송풍 효율을 향상시키기 위해서는, 상기 요입부의 상기 각 측면부의 부압면측에 저부가 형성되어 폐쇄되어 있고 상기 저부가 부압면과 거의 평행한 곡면을 형성하고 있는 것이 바람직하다.In order to prevent a decrease in the strength of the blade due to the formation of the concave inlet, and to improve the blowing efficiency, a bottom portion is formed and closed on the negative pressure surface side of each side portion of the concave inlet portion, and the bottom portion forms a curved surface substantially parallel to the negative pressure surface. desirable.
상기 요입부로 유입되는 기류에 의해 날개의 부압면측으로 종방향 소용돌이를 발생시켜 부압면 근방의 흐름이 박리되는 것을 억제할 수 있도록 하고, 송풍 효율을 더욱 향상시키기 위해서는, 상기 요입부가, 부압면측으로도 개구되어 있어 상기 한 쌍의 측면부만으로 구성되어 있는 것이 바람직하다. 이와 같이 구성하면, 날개 면적의 감소에 의해 송풍 작용은 다소 저하되므로, 동등한 송풍량을 확보하기 위해서는 회전수를 증가시킬 필요는 있으나, 요입부로 유입되는 기류를 더욱 크게 할 수 있어, 상술한 부압면에 발생하는 종방향 소용돌이에 의해 송풍 효율을 향상시킬 수 있다.In order to prevent separation of the flow in the vicinity of the negative pressure surface by generating a longitudinal vortex toward the negative pressure surface side of the blade by the airflow flowing into the concave inlet, the concave inlet may also be applied to the negative pressure surface side. It is preferable that it is open and consists of only the pair of side surfaces. If configured in this way, the blowing effect is somewhat lowered by the reduction of the wing area, so it is necessary to increase the number of revolutions in order to secure an equivalent blowing amount, but the airflow flowing into the concave inlet can be made larger, so that the above-described negative pressure surface Blowing efficiency can be improved by the generated longitudinal vortex.
날개에 마련한 상기 요입부로 유인되는 흐름의 흐트러짐이나 손실을 감소시키고 더한층 송풍 효율을 향상시키기 위해서는, 상기 각 측면부와 상기 압력면이 라운드지게 서로 접속되어 있는 것이 바람직하다.In order to reduce the disturbance or loss of the flow drawn to the concave inlet provided on the blade and further improve the blowing efficiency, it is preferable that the side surfaces and the pressure surfaces are connected to each other in a rounded manner.
상기 요입부를 상기 압력면 및 부압면 양쪽에 대해 개구시키고 있는 경우에도 요입부의 상류측 단부의 원심력에 의한 응력 집중을 막아 강도를 크게 할 수 있어 날개의 파손을 어렵게 하기 위해서는, 상기 각 측면부에 있어서 부압면측의 상류측 단부 근방이 라운드지게 접속되어 있는 것이 바람직하다.Even when the concave inlet is opened to both the pressure surface and the negative pressure surface, the strength can be increased by preventing the concentration of stress caused by the centrifugal force at the upstream end of the concave inlet. It is preferable that the vicinity of the upstream end portion of the surface side are connected to be round.
날개에 마련한 요입부가 부압면측도 개구된 경우에도 상류단에서의 원심력에 의한 응력 집중을 더욱 완화시킬 수 있어 파손을 어렵게 하기 위해서는, 상기 요입부가, 상기 각 측면부의 압력면측의 상류측 단부의 사이가 메워진 메움부를 구비하고 있고, 상기 메움부는 인접하는 압력면과 동일 곡면을 형성하도록 구성되어 있는 것이 바람직하다.Even when the concave inlet provided on the blade is also open on the negative pressure side, the stress concentration due to the centrifugal force at the upstream end can be further relieved. It is preferable that the filling portion is provided, and the filling portion is configured to form the same curved surface as the adjacent pressure surface.
본 발명의 프로펠러 팬을 사용한 공기조화장치에 의하면, 송풍 능력의 향상에 의해 효율적으로 공기조화장치를 운전하는 것이 가능해진다. According to the air conditioner using the propeller fan of the present invention, it becomes possible to efficiently operate the air conditioner by improving the blowing ability.
즉, 본 발명의 프로펠러 팬은, 상기 날개가, 그 후연부를 잘라내어 형성되는 절결부를 구비하여 이루어지고,That is, in the propeller fan of the present invention, the blade includes a cutout portion formed by cutting the trailing edge thereof,
상기 절결부의 윤곽은, 상기 날개의 안쪽 둘레측으로 부풀어 형성되는 제1 호와 상기 날개의 바깥 둘레측으로 부풀어 형성되는 제2 호로 구성되어 있고, 상기 제1 호 및 상기 제2 호의 상기 후연부에서 먼 측의 각각의 일단들이 접속되어 선단이 형성되는 것을 특징으로 한다.The contour of the cutout is composed of a first arc formed by bulging toward the inner circumference side of the blade and a second arc formed by bulging toward the outer circumference side of the blade, and is far from the trailing edge of the first arc and the second arc. It is characterized in that each end of the side is connected to form a front end.
이와 같이 구성하면, 절결부는, 그 윤곽이, 제1 및 제2 호의 일단측에서 선단을 형성하고 있으므로, 그 선단을 기점으로 하여, 제1 호를 따라 전연측으로부터 후연측을 향해 제1 소용돌이가, 제1 소용돌이와는 반대 방향으로 소용돌이치면서 제2 호를 따라 전연측으로부터 후연측을 향해 제2 소용돌이가 각각, 절결부에서 형성된다. 그리고, 형성된 서로 역방향으로 소용돌이치는 제1 및 제2 소용돌이가 상호 간섭함으로써 날개의 추진력이 향상되어, 날개 면적의 저하에 의한 송풍 성능의 저하를 억제할 수 있다.When configured in this way, the contour of the cutout is formed at one end of the first and second arcs, so the first vortex is formed from the leading edge toward the trailing edge along the first arc with the tip as a starting point. A, while swirling in a direction opposite to the first vortex, a second vortex is formed at the notch along the second arc from the leading edge toward the trailing edge, respectively. Further, the formed first and second vortices, which vortex in opposite directions to each other, interfere with each other, so that the propulsion force of the blades is improved, and a decrease in the blowing performance due to a decrease in the blade area can be suppressed.
본 발명에서 말하는 호는, 원호, 타원호, 및 포물선이나 쌍곡선 등의 일부분의 곡선을 포함하는 개념이다.The arc referred to in the present invention is a concept including an arc, an elliptic arc, and a partial curve such as a parabola or a hyperbola.
날개의 바깥 둘레부 가까이에 절결부를 마련함으로써, 날개의 바깥 둘레부의 압력면측에서 부압면측으로 유입되는 누설 기류를 억제하여 날개 끝의 소용돌이의 발달을 억제하도록 하기 위해서는, 상기 절결부의 윤곽을 형성하는 제1 및 제2 호는, 상기 프로펠러 팬의 회전 중심을 O, 상기 회전 중심 O에서 상기 날개의 외주까지의 반경을 R1, 상기 허브의 반경을 R2라 하고, 상기 날개의 후연과 상기 절결부의 윤곽과의 2개의 접속점을 회전 중심(O)에 가까운 내측에서부터 차례로 점 P, 점 Q라 하고, 상기 회전 중심(O)과 상기 점 P를 연결한 선분(OP)의 길이를 Rp, 상기 회전 중심(O)과 상기 점 Q를 연결한 선분(OQ)의 길이를 Rq라 했을 때,By providing a cutout near the outer circumference of the blade, in order to suppress the leakage airflow flowing from the pressure side of the outer circumference of the blade to the negative pressure side to suppress the development of vortex at the tip of the blade, the contour of the cutout is formed. In the first and second arcs, the rotation center of the propeller fan is O, the radius from the rotation center O to the outer circumference of the blade is R1, the radius of the hub is R2, and the trailing edge of the blade and the cutout The two connection points with the outline of are called point P and point Q in sequence from the inner side close to the rotation center (O), and the length of the line segment (OP) connecting the rotation center (O) and the point P is Rp, and the rotation When the length of the line segment (OQ) connecting the center (O) and the point Q is Rq,
0.35(R1-R2)≤(Rp-R2)<(Rq-R2)≤(R1-R2)0.35(R1-R2)≤(Rp-R2)<(Rq-R2)≤(R1-R2)
가 되는 범위에서 형성되는 것이 바람직하다.It is preferably formed in the range of.
공력 성능을 양호하게 하기 위해서는, 상기 절결부가, 1개의 상기 날개에 대해 1개만 형성되어 있는 것이 바람직하다. 이는, 절결부를 복수 마련했을 경우, 절결부와 절결부 사이에서 형성되는 소용돌이들의 경우에는 서로 유출 방향의 속도를 감속시키는 흐름이 되어 날개의 추진력의 향상 효과가 줄어들기 때문이다.In order to improve the aerodynamic performance, it is preferable that only one of the cutouts is formed for one of the blades. This is because, when a plurality of cutouts are provided, in the case of vortices formed between the cutouts and the cutouts, flows that reduce the velocity in the outflow direction to each other reduce the effect of improving the propulsion force of the blade.
절결부에서의 서로 역방향으로 소용돌이치는 제1 및 제2 소용돌이를 효율적으로 형성하여 날개의 추진력을 더욱 향상시키도록 하기 위해서는, 상기 절결부의 윤곽이, 상기 제1 호와 제2 호와의 사이에 최소 가공 공구의 치수를 반영하여 형성되는 미소 원호를 구비하는 것이 바람직하다.In order to efficiently form the first and second vortex swirling in opposite directions at the cutout to further improve the propulsion force of the blade, the contour of the cutout is formed between the first and second arcs. It is desirable to have a small arc formed by reflecting the dimensions of the minimum machining tool.
상기한 제1 소용돌이와 제2 소용돌이의 상호 간섭의 정도가 적정해지도록 제1 소용돌이와 제2 소용돌이 간의 거리를 유지하여 날개의 추진력을 향상시키도록 하기 위해서는, 상기 제1 및 제2 호가 원호이고, 상기 제1 원호를 등분하는 점(A)과 상기 제1 원호의 중심점을 잇는 선분과, 제2 원호를 등분하는 점(B)과 상기 제2 원호의 중심점을 잇는 선분이 서로 교차하는 것이 바람직하다.In order to improve the propulsion force of the blade by maintaining the distance between the first vortex and the second vortex so that the degree of mutual interference between the first vortex and the second vortex is appropriate, the first and second arcs are circular arcs, It is preferable that the line segment connecting the point (A) dividing the first arc and the center point of the first arc, and the line segment connecting the point (B) dividing the second arc and the center point of the second arc intersect each other. .
서로 역방향으로 소용돌이치는 제1 및 제2 소용돌이의 각각의 중심선이 서로 겹치게 되는 것을 억제하도록 하기 위해서는, 상기 제1 및 제2 호가 원호이고, 상기 제1 원호가 후연과 접속되는 제1 접속점에서의 이 제1 원호에 대한 제1 접선, 및 상기 제2 원호가 후연과 접속되는 제2 접속점에서의 이 제2 원호에 대한 제2접선이, 프로펠러 팬의 회전 중심을 중심으로 하여 상기 제1 접속점 및 제2 접속점을 통과하는 가상 원에 대한 상기 제1 접속점 및 제2 접속점에서의 가상 접선에 대해 각각 이루는 각도가 플러스 마이너스 15도가 되는 것이 바람직하다.In order to suppress the overlapping of the center lines of the first and second eddies swirling in opposite directions to each other, the first and second arcs are arcs, and the first arc is a tooth at a first connection point connected to the trailing edge. The first tangent to the first arc and the second tangent to the second arc at the second junction at which the second arc is connected to the trailing edge are the first junction and the second tangent to the rotation center of the propeller fan. 2 It is preferable that the angles formed with respect to the virtual circle passing through the connection point with respect to the virtual tangent line at the first connection point and the second connection point are plus or minus 15 degrees.
서로 역방향으로 소용돌이치는 제1 및 제2 소용돌이의 중심선이 날개의 후방측으로 감에 따라 제1 소용돌이와 제2 소용돌이 사이의 거리를 적정하게 유지하여 더욱 강하게 억제하도록 하기 위해서는, 상기 제1 원호의 상기 점(A)과 상기 제1 원호의 중심점을 잇는 선분과, 상기 제2 원호의 상기 점(B)과 상기 제2 원호의 중심점을 잇는 선분이 서로 교차하는 점을 F라 했을 때, 점 F는 상기 절결부의 윤곽의 내측에 위치하는 것이 바람직하다.In order to keep the distance between the first and second vortices appropriately and suppress them more strongly as the center lines of the first and second eddies swirling in the opposite direction to each other go to the rear side of the wing, the point of the first arc When (A) is a point where the line segment connecting the center point of the first arc and the line segment connecting the point (B) of the second arc and the center point of the second arc cross each other as F, point F is the above It is preferably located inside the contour of the cutout.
절결부의 윤곽의 선단에 있어서, 서로 역방향으로 소용돌이치는 제1 및 제2 소용돌이를 형성하는 기점을 더욱 명확히 하기 위해서는, 상기 절결부의 윤곽의 선단에서의 상기 제1 및 제2 호의 접속점을 포함하는 그 주위의 상기 날개의 압력면 측에 덧댐부 또는 리브를 마련하는 것이 바람직하다.In order to further clarify the starting points for forming the first and second vortices swirling in opposite directions to each other at the tip of the contour of the cutout, including the connection points of the first and second arcs at the tip of the contour of the cutout It is preferable to provide an abutment or rib on the pressure side of the wing around it.
마찬가지로, 상기 절결부의 윤곽의 선단에서의 상기 제1 및 제2 호의 접속점을 포함하는 그 주위의 상기 날개의 부압면 측에 돋음부 또는 리브를 마련하는 것이 바람직하다.Likewise, it is preferable to provide a raised portion or a rib on the negative pressure surface side of the blade around it including the connection points of the first and second arcs at the tip of the contour of the cutout portion.
소용돌이가 부드럽게 발생하기 쉽도록 하고, 서로 역방향으로 소용돌이치는 제1 및 제2 소용돌이의 간섭을 촉진하여 날개의 추진력이 향상되도록 하기 위해서는, 상기 절결부의 윤곽의 선단 및 그 주위의 상기 날개의 압력면 측 및 부압면 측에 돋음부 또는 리브를 마련하는 것이 바람직하다.In order to facilitate the occurrence of vortex smoothly and to promote interference of the first and second vortex swirling in opposite directions to improve the propulsion of the blade, the tip of the contour of the cutout and the pressure surface of the blade around it It is preferable to provide raised portions or ribs on the side and the negative pressure side.
마찬가지로, 상기 절결부의 윤곽 부분의 반경방향 단면 형상이, 상기 날개의 부압면 측에서 압력면 측을 향해 둥글려져 있는 것이 바람직하다.Similarly, it is preferable that the radial cross-sectional shape of the contour portion of the cutout portion is rounded from the negative pressure surface side of the blade toward the pressure surface side.
나아가서는, 상기 절결부의 윤곽 부분의 반경방향 단면 형상이, 상기 날개의 부압면 측 및 압력면 측의 단부가 둥글려져 있는 것을 들 수 있다.Further, the radial cross-sectional shape of the contour portion of the cutout may include rounded ends of the blade at the negative pressure surface side and the pressure surface side.
서로 역방향으로 소용돌이치는 제1 및 제2 소용돌이의 간섭을 강화할 수 있고 날개의 추진력이 향상되도록 하기 위해서는, 상기 절결부의 윤곽을 따라 상기 날개의 부압면 측에 돋음부 또는 리브를 마련하는 것이 바람직하다.In order to enhance the interference of the first and second vortex swirling in opposite directions and to improve the propulsion of the blade, it is preferable to provide a raised portion or a rib on the negative pressure side of the blade along the contour of the cutout. .
서로 역방향으로 소용돌이치는 제1 및 제2 소용돌이의 간섭을 절결부의 윤곽의 전체 길이에 걸쳐 균등하게 강화할 수 있고 날개의 추진력이 향상되도록 하기 위해서는, 상기 돋음부 또는 리브의 높이는 상기 날개의 전연측에서 후연측을 향해 일정한 높이인 것이 바람직하다.In order to equally reinforce the interference of the first and second eddies swirling in opposite directions over the entire length of the contour of the cutout and to improve the propulsion of the blade, the height of the raised part or rib is at the leading edge of the blade. It is preferable that the height is constant toward the trailing edge.
서로 역방향으로 소용돌이치는 제1 및 제2 소용돌이의 간섭을 서서히 강화할 수 있고 날개의 추진력이 향상되도록 하기 위해서는, 상기 돋음부 또는 리브의 높이는 상기 날개의 전연측에서 후연측을 향해 점차 커지는 것이 바람직하다.In order to gradually strengthen the interference of the first and second swirls swirling in opposite directions and to improve the propulsion of the blade, the height of the raised portion or rib is preferably gradually increased from the leading edge side to the trailing edge side of the wing.
서로 역방향으로 소용돌이치는 제1 및 제2 소용돌이의 발생 직후에 서로의 간섭을 강화할 수 있고, 이후의 소용돌이의 궤도가 서로 간섭하기 쉬운 곳을 흐르게 되어 날개의 추진력이 향상되도록 하기 위해서는, 상기 돋음부 또는 리브의 높이는 상기 날개의 전연측에서 후연측을 향해 점차 작아지는 것이 바람직하다.In order to enhance mutual interference immediately after the occurrence of the first and second vortex swirling in the opposite direction to each other, and to improve the propulsion of the blade by flowing through a place where the trajectory of the subsequent vortex is likely to interfere with each other, the raised portion or It is preferable that the height of the rib gradually decreases from the leading edge of the blade toward the trailing edge.
본 발명의 프로펠러 팬을 채용한 공기조화장치이면, 송풍 능력의 향상에 의해 효율적으로 공기조화장치를 운전하는 것이 가능해진다.With the air conditioner employing the propeller fan of the present invention, it becomes possible to efficiently operate the air conditioner by improving the blowing ability.
이와 같이 본 발명의 프로펠러 팬에게 의하면, 날개에 마련된 요입부가, 반경방향 단면을 본 경우에 상기 부압면에 대해 소정 각도를 이루어 기립함과 아울러 서로 대향하는 한 쌍의 측면부를 가지고 있고, 상기 한 쌍의 측면부의 사이에서의 스팬 방향 폭이 상류측에서 하류측에 걸쳐 점차 커지도록 구성되어 있으므로, 압력면 근방을 흐르는 흐름을 날개 후연부에 있어서 요입부로 강하게 유인할 수 있어, 통상의 경우 외경측으로 치우치는 경향이 있는 흐름을 후연부에 있어서 반경방향으로 거의 균등하게 분포되도록 할 수 있어 송풍 효율을 대폭 향상시킬 수 있다.As described above, according to the propeller fan of the present invention, the concave inlet portion provided on the wing is formed at a predetermined angle with respect to the negative pressure surface when viewed in a radial cross-section and has a pair of side portions facing each other, and the pair Since the span direction width between the side portions of the side is configured to gradually increase from the upstream side to the downstream side, the flow flowing near the pressure surface can be strongly attracted to the concave inlet at the trailing edge of the blade. The prone flow can be distributed almost evenly in the radial direction at the trailing edge, so that the blowing efficiency can be greatly improved.
또한, 날개가, 그 후연부를 잘라내어 형성되는 절결부를 구비하고, 절결부의 윤곽이, 날개의 안쪽 둘레측으로 부풀어 형성되는 제1 호와 날개의 바깥 둘레측으로 부풀어 형성되는 제2 호로 구성되고, 제1 호 및 제2 호의 후연부에서 먼 측의 각각의 일단들이 접속되어 선단이 형성되도록 구성되어 있으므로, 절결부의 윤곽의 압력면 측에서 부압 면측으로 유입되는 기류가 제1 호와 제2 호에 있어서 각각 역방향으로 소용돌이치는 소용돌이 구조를 형성하여 제1 소용돌이와 제2 소용돌이의 상호 간섭에 의해 날개의 추진력을 향상시키고 날개 바깥 둘레부에서의 누설 기류도 감소하여 날개 끝의 소용돌이 발달을 억제하여 팬 효율을 향상시킬 수 있어 송풍 효율을 대폭 향상시킬 수 있다.In addition, the blade has a cutout portion formed by cutting the trailing edge thereof, and the contour of the cutout portion is composed of a first arc formed by bulging toward the inner circumference side of the blade and a second arc formed by bulging toward the outer circumference side of the blade. Since the ends of the
도 1은 종래의 프로펠러 팬의 형상 및 날개 후연부에서의 흐름의 치우침에 대해 도시한 모식적 사시도이고,
도 2는 종래의 프로펠러 팬에 있어서 날개 후연부에 팽출부를 구비한 예를 도시한 모식도이고,
도 3은 본 발명의 제1 실시 형태에 따른 프로펠러 팬의 모식적 사시도이고,
도 4는 제1 실시 형태의 A-A선 단면도로서, 요입부의 익현 길이 방향의 단면을 나타낸 모식도이고,
도 5는 제1 실시 형태의 팬 회전축을 따라 부압면을 본 경우의 모식도이고,
도 6은 제1 실시 형태의 C-C선 단면도로서, 요입부의 반경방향 단면을 나타낸 모식도이고,
도 7은 제1 실시 형태의 압력면 근방의 흐름을 나타낸 모식적 사시도이고,
도 8은 제1 실시 형태의 요입부의 위치를 나타내기 위한 파라미터에 대해 나타낸 모식도이고,
도 9는 제1 실시 형태의 각 측면부의 경사각에 대해 나타낸 모식도이고,
도 10은 제1 실시 형태의 요입부가 날개에서 차지하는 위치 및 그 깊이에 대해 나타낸 모식도이고,
도 11은 제1 실시 형태의 요입부의 익현 길이에 차지하는 비율과 최대 효율비와의 관계를 나타낸 그래프이고,
도 12는 제1 실시 형태에서의 요입부의 깊이의 변화 경향에 대해 나타낸 그래프이고,
도 13은 본 발명의 제2 실시 형태에 따른 프로펠러 팬의 모식적 사시도이고,
도 14는 제2 실시 형태의 B-B선 단면도로서, 요입부의 익현 길이 방향의 단면을 나타낸 모식도이고,
도 15는 제2 실시 형태의 팬 회전축을 따라 부압면을 본 경우의 모식도이고,
도 16은 제2 실시 형태의 D-D선 단면도로서, 요입부의 반경방향 단면을 나타낸 모식도이고,
도 17은 제2 실시 형태의 변형예로서, 요입부의 반경방향 단면을 나타낸 모식도이고,
도 18은 제2 실시 형태의 변형예로서, 요입부의 익현 길이 방향의 단면을 나타낸 모식도이고,
도 19는 제2 실시 형태의 변형예로서, 팬 회전축을 따라 부압면을 본 경우의 모식도이고,
도 20은 제1 실시 형태, 제2 실시 형태, 종래예의 프로펠러 팬의 팬 효율을 비교한 그래프이다.
도 21은 본 발명의 제 3실시 형태에 따른 프로펠러 팬의 날개의 부압면측에서 본 모식적 사시도이고,
도 22는 제 3 실시 형태의 팬 회전축을 따라 압력면측에서 본 모식도이고,
도 23은 제 3 실시 형태의 도 21에서의 N-N선 단면도로, 절결부의 익현(chord) 길이 방향의 단면을 도시한 모식도이고,
도 24는 제 3 실시 형태의 최소 원호를 구비한 예의 요부를 팬 회전축을 따라 압력면측에서 본 확대도이고,
도 25는 제 3 실시 형태의 절결부에서의 소용돌이의 발생 상태를 도시한 날개의 부압면측에서 본 모식적 사시도.
도 26은 제 3 실시 형태의 절결부에서의 소용돌이의 발생 상태를 비교예와 함께 도시한 날개의 부압면측에서 본 모식적 사시도이고,
도 27은 제 3 실시 형태의 각 부의 치수의 관계를 나타내기 위한 날개의 회전축을 따라 압력면측에서 본 모식도이고,
도 28은 제 3 실시 형태의 절결부의 형상을 특정하는 원호의 조건을 나타낸, 팬 회전축을 따라 압력면측에서 본 모식도이고,
도 29는 제 3 실시 형태의 절결부의 형상을 특정하는 원호의 조건을 나타낸, 팬 회전축을 따라 압력면측에서 본 모식도이고,
도 30은 제 3 실시 형태의 절결부의 형상을 특정하는 원호의 조건을 나타낸, 팬 회전축을 따라 압력면측에서 본 모식도이고,
도 31은 본 발명의 제 4 실시 형태에 따른 프로펠러 팬의 날개의 부압면측에서 본 모식적 사시도, 및 제 4 실시 형태의 요부를 나타낸, 도31의 (a)에서의 Ｓ-S선 단면도이고,
도 32는 본 발명의 제 5 실시 형태에 따른 프로펠러 팬의 날개의 부압면측에서 본 모식적 사시도와, 제 5 실시 형태 및 그 변형예의 요부를 나타낸, 도 15의 (a)에서의 U-U선 단면도이고,
도 33은 본 발명의 제 6 실시 형태에 따른 프로펠러 팬의 날개의 부압면측에서 본 모식적 사시도와, 제 6 실시 형태 및 그 변형예의 요부를 나타낸, 도 16의 (a)에서의 V-V선 단면도이고,
도 34는 본 발명의 프로펠러 팬과 종래 예의 프로펠러 팬과의 팬 효율을 비교한 그래프이다.1 is a schematic perspective view showing the shape of a conventional propeller fan and the flow bias at the trailing edge of the blade,
2 is a schematic diagram showing an example in which an bulging portion is provided at the trailing edge of a blade in a conventional propeller fan,
3 is a schematic perspective view of a propeller fan according to a first embodiment of the present invention,
4 is a cross-sectional view taken along line AA of the first embodiment, which is a schematic view showing a cross section in the longitudinal direction of the chord of a concave portion;
5 is a schematic diagram when a negative pressure surface is viewed along the fan rotation axis of the first embodiment,
6 is a cross-sectional view taken along line CC of the first embodiment, which is a schematic diagram showing a radial cross-section of a concave portion;
7 is a schematic perspective view showing the flow in the vicinity of the pressure surface in the first embodiment,
Fig. 8 is a schematic diagram showing parameters for indicating the position of the concave portion in the first embodiment,
9 is a schematic diagram showing an inclination angle of each side portion of the first embodiment,
10 is a schematic diagram showing the position and depth of the concave portion occupied by the blade according to the first embodiment,
11 is a graph showing the relationship between the ratio occupied by the chord length of the concave portion and the maximum efficiency ratio in the first embodiment;
Fig. 12 is a graph showing the tendency of changes in the depth of the concave portion in the first embodiment,
13 is a schematic perspective view of a propeller fan according to a second embodiment of the present invention,
14 is a cross-sectional view taken along the line BB of the second embodiment, which is a schematic view showing a cross section in the length direction of the chord of the concave portion;
15 is a schematic diagram when a negative pressure surface is viewed along the fan rotation axis of the second embodiment,
16 is a cross-sectional view taken along line DD of the second embodiment, which is a schematic diagram showing a radial cross section of a concave portion;
17 is a schematic diagram showing a radial cross section of a concave portion as a modified example of the second embodiment,
18 is a schematic view showing a cross section in the length direction of the chord of a concave portion as a modified example of the second embodiment,
19 is a schematic diagram of a case where a negative pressure surface is viewed along a fan rotation axis as a modified example of the second embodiment.
20 is a graph comparing fan efficiency of the propeller fan of the first embodiment, the second embodiment, and the conventional example.
Fig. 21 is a schematic perspective view of a propeller fan according to a third embodiment of the present invention as viewed from the negative pressure side of the blade;
22 is a schematic diagram as seen from the pressure surface side along the fan rotation axis of the third embodiment,
FIG. 23 is a cross-sectional view taken along line NN in FIG. 21 of the third embodiment, and is a schematic diagram showing a cross section in the length direction of a chord of a notch;
Fig. 24 is an enlarged view of the main part of the example provided with the minimum arc of the third embodiment as seen from the pressure surface side along the fan rotation axis;
Fig. 25 is a schematic perspective view as viewed from the negative pressure surface side of the blade, showing the state of occurrence of vortex in the notch according to the third embodiment.
Fig. 26 is a schematic perspective view of a blade showing a state of occurrence of a vortex at a notch of the third embodiment together with a comparative example, as viewed from the negative pressure side of the blade;
Fig. 27 is a schematic diagram as seen from the pressure surface side along the rotation axis of the blade for showing the relationship between the dimensions of each part in the third embodiment;
Fig. 28 is a schematic diagram as seen from the pressure surface side along the fan rotation axis, showing the condition of the arc specifying the shape of the cutout portion in the third embodiment;
Fig. 29 is a schematic diagram as seen from the pressure surface side along the fan rotation axis showing the condition of the arc specifying the shape of the cutout portion in the third embodiment;
Fig. 30 is a schematic diagram as seen from the pressure surface side along the fan rotation axis, showing the condition of the arc specifying the shape of the cutout portion in the third embodiment;
Fig. 31 is a schematic perspective view of a propeller fan according to a fourth embodiment of the present invention as viewed from the negative pressure side of the blade, and a cross-sectional view taken along the line S-S in Fig. 31(a) showing a main part of the fourth embodiment;
Fig. 32 is a schematic perspective view of the propeller fan according to the fifth embodiment of the present invention as viewed from the negative pressure side of the blade, and a cross-sectional view taken along the line UU in Fig. 15(a) showing the main parts of the fifth embodiment and its modifications. ,
Fig. 33 is a schematic perspective view of a propeller fan according to a sixth embodiment of the present invention as viewed from the negative pressure side of the blade, and a cross-sectional view taken along line VV in Fig. 16(a) showing essential parts of the sixth embodiment and its modifications. ,
34 is a graph comparing fan efficiency between the propeller fan of the present invention and the propeller fan of a conventional example.
이하에서는 본 발명에 따른 실시예들을 첨부된 도면을 참조하여 상세히 설명하도록 한다.Hereinafter, embodiments of the present invention will be described in detail with reference to the accompanying drawings.
이하, 본 발명의 실시 형태를 도면에 기초하여 상세히 설명한다. 이하의 바람직한 실시 형태의 설명은 본질적으로 예시에 불과한 것으로, 본 발명, 그 적용물 또는 그 용도를 제한하는 것을 의도하는 것은 아니다.Hereinafter, an embodiment of the present invention will be described in detail based on the drawings. The description of the following preferred embodiments is essentially merely an illustration and is not intended to limit the present invention, its applications, or its use.
본 발명의 제1 실시 형태에 대해 도면을 참조하여 설명한다. A first embodiment of the present invention will be described with reference to the drawings.
제1 실시 형태의 프로펠러 팬(1)은, 예를 들어 공기조화장치의 실외기에 사용되는 것으로, 원통형의 허브(9)의 외측 둘레면에 대해 둘레 방향으로 소정 간격마다 장착된 복수개의 날개(10)를 방사상으로 구비하는 것이다. 각 도면에서는 프로펠러 팬(1)의 각 날개(10) 중 하나를 대표적으로 기재하고 있다.The
제1 실시 형태의 프로펠러 팬(1)의 날개(10) 형상에 대해 날개(10)를 부압면(5) 측에서 본 모식적 사시도인 도 3과, 도 3의 A-A선에 따라 절단한 익현 길이 방향의 단면도인 도 4를 참조하여 설명한다.Fig. 3, which is a schematic perspective view of the
도 3에 도시된 바와 같이 상기 날개(10)와 원통형의 허브(9)와의 장착 부분은, 허브(9)의 일단면측에서 타단면측으로 허브(9)의 측면에 소정의 나선이 그려지도록 장착되어 있고, 상기 날개(10) 전연(2)이 회전 방향 전방측으로 연장 돌출되어 있다. 또한, 상기 날개(10)는 도 3에 표시된 A-A선의 단면도인 도 4에 도시된 바와 같이 익현 길이 방향에 있어서 소정의 휨이 형성되어 있고, 날개(10)의 오목한 측의 면을 압력면(4)으로 하고 날개(10)의 볼록한 측의 면을 부압면(5)으로 하고 있다.As shown in FIG. 3, the
그리고, 도 3 및 도 4에 도시된 바와 같이, 이 날개(10)는 후연(3)측의 중앙부에 있어서 부압면(5) 측으로 솟아올라 압력면(4) 측이 패인 요입부(6)가 형성되어 있다.And, as shown in Figs. 3 and 4, the
이하에서는 이 요입부(6)의 형상 및 치수 등에 관한 특징에 대해 도 3 내지 도 10을 참조하여 상세히 설명한다.Hereinafter, features related to the shape and dimensions of the
상기 요입부(6)는 회전축(C)을 따라 날개(10)의 부압면(5)을 본 도 5의 C-C선 단면인 도 6에 도시된 바와 같이, 후연(3) 근방의 반경방향 중앙부에 있어서 부압면(5) 측으로 솟아오르고 압력면(4) 측으로 개구시켜 형성되어 있다. 도 5로부터 알 수 있는 바와 같이, 상기 요입부(6)는, 회전축(C)이 연장되는 방향을 따라 부압면(5) 또는 압력면(4)을 본 경우에는 대략 八자 모양으로 날개 전연(2) 측에서 후연(3) 측으로 벌어져 형성되어 있다.The
또한, 도 6의 요입부(6)를 포함하는 날개(10)의 반경방향 단면으로부터 명백한 바와 같이, 상기 요입부(6)의 반경방향 단면을 본 경우, 부압면(5) 측에 저부(62)를 갖는 대략 ㄷ자 모양을 하고 있다. 보다 구체적으로는, 상기 요입부(6)는, 반경방향 단면을 본 경우에 상기 부압면(5)에 대해 소정 각도를 이루어 기립함과 아울러 서로 대향하는 한 쌍의 측면부(61)를 가지고 있으며, 각 측면부(61)의 부압면(5) 측을 폐쇄하도록 대략 각을 둥글린 삼각 형상의 곡면인 저부(62)가 마련되어 있다. 다시 말해, 도 6의 단면도로부터도 알 수 있는 바와 같이 요입부(6)가 있는 부분에 대해 반경방향의 단면을 본 경우, 압력면(4) 또는 부압면(5)과 상기 측면부(61)과의 접속 부분은 크게 곡률이 변화하도록 접속되어 있다.In addition, as is apparent from the radial cross-section of the
나아가, 도 3 및 도 5로부터 알 수 있는 바와 같이 상기 한 쌍의 측면부(61) 사이에서의 스팬(span) 방향폭이 상류측 (전연(2) 측)에서 하류측(후연(3) 측)에 걸쳐 커지도록 하여 개략 八자 모양이 되도록 형성되어 있다.Furthermore, as can be seen from FIGS. 3 and 5, the span direction width between the pair of
이러한 형상의 요입부(6)가 날개 후연부의 중앙에 형성되어 있으므로, 도 7의 유선에 의해 도시한 압력면(4) 근방의 흐름은, 날개 후연부에 있어서 이 요입부(6)로 유인되게 된다. 따라서, 도 1과 도 5를 비교하면 알 수 있는 바와 같이 통상적으로는 외경측으로 치우치는 기류를 날개 후연부에 있어서 거의 균일하게 할 수 있고, 허브(9)와의 접속 측인 내경측에 있어서 거의 박리나 흐름의 흐트러짐을 발생시키지 않도록 할 수 있다.Since the
이어서, 이러한 기류의 균일화를 달성하는 데에 적합한 요입부(6)의 위치 및 치수 범위 등에 대해 설명한다.Next, the position and dimensional range of the
먼저, 상기 요입부(6)의 날개 후연부에서의 배치에 대해 설명한다. 도 8에 도시된 바와 같이 요입부(6)의 형성은 팬 회전축(C)을 중심으로 하여 상기 날개(10)의 외경을 Rt, 내경을 Rh, 날개(10)의 후연(3)에서의 내경측에 있는 측면부(61)의 단부까지의 반경을 Ri, 날개(10)의 후연(3)에서의 외경측에 있는 측면부(61)의 단부까지의 반경을 Ro라 하고, Ri=Rh+α(Rt-Rh), Ro=Rh+β(Rt-Rh)라 했을 경우, 0.2≤α≤ 0.6, 0.6≤β≤0.9가 되는 범위로 설정되어 있다.First, the arrangement of the
이어서, 상기 요입부(6)의 솟아오르는 방법, 다시 말해, 각 측면부(61)와 부압면(5)에 대한 기립의 방법에 대해서는 도 9를 참조하여 설명한다. 도 9에 도시된 바와 같이 상기 요입부(6)에 있어서, 팬 회전축(C)에 대한 내경측에 있는 측면부(61)의 경사각을 θi, 팬 회전축(C)에 대한 외경측에 있는 측면의 경사각을 θo라 했을 경우, 5°≤θi≤60°、 5°≤θo≤60°、 및 θi≥θo를 만족하도록 되어 있다. 다시 말해, 압력면(4)에서 본 경우에 있어서, 외경측의 경사가 더욱 급격히 변화하도록 되어 있어 외경측의 흐름이 요입부(6) 내로 유인되는 힘이 강해지도록 되어 있다. 이와 같이 함으로써, 내경측의 측면부(61)와 외경측의 측면부(61)에서 각각 형성되는 한 쌍의 종방향 소용돌이의 크기도 균등하게 할 수 있어 송풍 효율을 보다 향상시키기 쉽게 된다.Next, a method of rising the
나아가, 상기 요입부(6)가 날개(10)에서 익현 길이 방향으로 차지하는 크기 및 그 요입부(6)의 깊이에 대해 설명한다. 도 3의 A-A선 단면도인 도 10에 도시된 바와 같이 상기 요입부(6) 전연(2)측 단부가 위치하는 반경에서의 둘레 방향 단면을 본 경우에, 그 익현 길이 L0에 대해, 후연(3)에서 상기 요입부(6) 전연(2)측 단부까지의 길이 L1을 L0의 10%∼60%로 설정하고 있다. 보다 구체적으로는, 익현 길이 L0에 대한 상기 요입부(6)의 길이 L1의 비율을 변화시켜 가면, 도 11의 그래프에 나타난 바와 같이 L1이 L0의 10% ∼60% 사이로 설정되어 있을 때에 최대 효율비가 최대값을 취하는 것을 알 수 있다. 다시 말해, 더욱 바람직하게는 L1을 L0의 20%∼45%로 설정할 수 있다. 더욱 바람직하게는 L1을 L0의 대략 30%로 설정하면 최대 효율비의 값을 최대로 할 수 있다.Further, the size of the
또한, 요입부(6)의 깊이 (d)에 대해서는 상기 요입부(6)의 전연(2)측 단부가 위치하는 반경에서의 둘레 방향 단면을 본 경우에, 상기 요입부(6)의 상기 부압면(5) 측으로의 깊이(d)를 상류측에서 하류측에 걸쳐 점차 크게 함과 동시에, 날개 후연(3) 근방에서의 깊이(d)가 소정 깊이(dｘ)로 거의 일정해지는 깊이 일정 영역을 설정하고 있다. 또한, 상기 소정 깊이(dｘ)가 익현 길이(L0)의 2%∼10%로 설정되어 있다. 보다 구체적으로는 도 12의 그래프에 도시된 바와 같이 요입부(6)의 깊이(d)는, 상류측 시작점 근방에서는 급격히 깊이를 변화시키고, 날개 후연부에서는 그 변화율을 작게 하도록 하였다.In addition, with respect to the depth (d) of the
상술한 바와 같이 요입부(6)의 날개(10)에 차지하는 크기를 설정함으로써, 날개(10) 본래의 기능과 원심 흐름의 시정(是正)에 관한 기능에 대해 균형을 이루도록 할 수 있어 송풍 효율을 바람직하게 향상시킬 수 있다. 또한, 요입부(6)의 깊이(d)를 상술한 바와 같은 값으로 하면 근방의 압력면(4)과 요입부(6)와의 단차에 의해 흐름을 확실하게 유입시킬 수 있다. 따라서, 원심 흐름을 억제할 수 있어 송풍 효율을 향상시킬 수 있다.By setting the size occupied by the
이어서 본 발명의 제2 실시 형태에 따른 프로펠러 팬(1)에 대해 도 13∼도 16을 참조하여 설명한다.Next, a
제2 실시 형태에서는 도 13에 도시된 바와 같이 요입부(6)가 압력면(4) 측뿐 아니라 부압면(5) 측으로 개구되어 있어 각 측면부(61')만으로 요입부(6')가 형성되어 있는 점이 제1 실시 형태와 다르다. 다시 말해, 제1 실시 형태에서 상기 요입부(6')는 저부(62)를 가지고 있었으나 제2 실시 형태에서는 저부(62)를 잘라낸 형상으로 개구부(65')가 형성되어 있다.In the second embodiment, as shown in FIG. 13, the
이하에 제2 실시 형태의 날개(10) 형상을 상세히 설명한다.Hereinafter, the shape of the
도 13, 도 15에 도시된 바와 같이 요입부(6')의 저부(62)는 대략 각을 둥굴린 삼각 형상으로 잘려나가 있어, 도 13의 B-B선 단면도인 도 14, 도 15의 D-D선 단면도인 도 16에 도시된 바와 같이 요입부(6')는 부압면(5)에 대해 기립하는 2개의 측면부(61')만으로 구성되어 있다.13 and 15, the bottom 62 of the concave inlet 6'is cut into a triangular shape with a substantially rounded angle, so that the cross-sectional view taken along the line BB of FIG. As shown in Fig. 16, the concave inlet portion 6'is composed of only two side portions 61' that stand with respect to the
즉, 제1 실시 형태의 도 4와 제2 실시 형태의 도 14를 비교하면 알 수 있는 바와 같이 요입부(6')의 상류측 단부의 깊이에 관해서는 동일하나, 요입부(6')에서의 하류측의 얇은 판 부분을 없앴다. 또한 도 16에 도시된 바와 같이 압력면(4)의 근방을 흐르는 흐름이 요입부(6')로 유인되면 상기 측면부(61')를 따라 흐른 후에 부압면(5)측으로 유출되어, 부압면(5)에서 종방향 소용돌이를 형성하게 된다. 이 부압면(5)에서 형성되는 종방향 소용돌이에 의해 부압면(5) 근방의 흐름의 박리가 억제되므로 송풍 효율을 더욱 향상시킬 수 있다.That is, as can be seen by comparing Fig. 4 of the first embodiment and Fig. 14 of the second embodiment, the depth of the upstream end of the concave inlet 6'is the same, but in the concave inlet 6' The thin plate on the downstream side of the was removed. In addition, as shown in Fig. 16, when the flow flowing in the vicinity of the
또한, 상기 각 측면부(61')에서 부압면(5)측의 상류측 단부 근방(64')이 둥글려져 접속되어 있고, 그 곡률 반경을 날개(10) 두께의 1배에서 5배로 설정하고 있다. 이와 같이 함으로써 날개(10)에 마련된 개구부의 상류단에 있어서 원심력에 의한 응력 집중을 막아 쉽게 파손되지 않도록 할 수 있다. 다시 말해, 요입부(6')의 저부(62)를 잘라내는 것에 기인하는 날개(10)의 강도 저하를 막으면서 송풍 효율을 향상시킬 수 있게 된다.In addition, in each of the side surfaces 61 ′, the vicinity of the
이어서 제2 실시 형태의 변형예에 대해 도 17∼도 19를 참조하여 설명한다.Next, a modified example of the second embodiment will be described with reference to FIGS. 17 to 19.
도 17에 도시된 바와 같이 상기 각 측면부(61')와 상기 압력면(4)이 라운드지게 접속되도록 할 수도 있다. 다시 말해, 도 16에 나타낸 바와 같이 각 측면부(61')와 압력면(4)이 서로 각이 형성되도록 접속되는 것이 아니라, 도 17에 나타낸 바와 같이 라운드 형상으로 함으로써 압력면(4)으로부터 측면부(61')를 따라 부압면(5)으로 흐르는 흐름의 손실이나 흐트러짐을 감소시켜 송풍 효율을 보다 향상시킬 수 있다.As shown in FIG. 17, each
또한, 도 18, 도 19에 도시된 바와 같이, 상기 요입부(6')가, 상기 각 측면부(61')의 압력면(4) 측의 상류측 단부의 사이가 메워진 메움부(63')를 구비하고 있으며, 이 메움부(63')는 인접하는 압력면(4)과 동일 곡면을 형성하도록 구성할 수도 있다. 도 14와 도 18을 비교하면 알 수 있는 바와 같이, 도 18에서는, 메움부(63')에 의해 요입부(6')의 선단 부분의, 내부가 메워진 부분이 도 14와 비교하여 증가하도록 되어 있다. 이와 같이 함으로써, 날개(10')에 마련된 개구부의 상류단에서 원심력에 의한 응력 집중을 더욱 완화할 수 있어 파손을 용이하게 방지할 수 있게 된다.In addition, as shown in FIGS. 18 and 19, the concave inlet portion 6'is a filling portion 63' filled with a gap between the upstream end of the
마지막으로 제1 실시 형태의 프로펠러 팬(1), 제2 실시 형태의 프로펠러 팬(1), 종래예의 프로펠러 팬(1)의 송풍 효율의 비교 결과를 나타낸다.Finally, a comparison result of the blowing efficiency of the
도 20의 그래프에 나타낸 바와 같이 제1 실시 형태 및 제2 실시 형태의 프로펠러 팬(1)은, 요입부(6)에 의한 흐름의 유인 효과에 의해 날개(10) 출구 흐름을 거의 균일하게 할 수 있어, 종래의 프로펠러 팬(1)과 비교하여 송풍 효율을 향상시킬 수 있음을 알 수 있다. 또한, 제2 실시 형태와 같이 요입부(6')의 저면을 없애 날개(10)에 절결 부분을 형성하고 있는 경우가 가장 송풍 효율을 향상시킬 수 있었고, 종래예에 비해 송풍 효율을 10% 정도 향상시킬 수 있음을 알 수 있다.As shown in the graph of Fig. 20, the
기타의 실시 형태에 대해서 설명한다.Other embodiments will be described.
상기 각 실시 형태에서는 공기조화장치에 사용되는 프로펠러 팬을 나타냈으나, 기타 용도로 본 발명의 프로펠러 팬을 사용할 수도 있다. 또한, 요입부의 저면을 남길지 제거할지에 대해서는, 예를 들어 요구되는 송풍 효율과, 요구되는 날개의 강도 등과의 균형을 고려하여 적절히 결정할 수 있다.
In each of the above embodiments, a propeller fan used in an air conditioner is shown, but the propeller fan of the present invention may be used for other purposes. In addition, whether to leave or remove the bottom surface of the concave inlet can be appropriately determined in consideration of, for example, a balance between the required ventilation efficiency and the required strength of the blade.
본 발명의 제 3 실시 형태에 대하여 도면을 참조하며 설명한다.A third embodiment of the present invention will be described with reference to the drawings.
제 3 실시 형태의 프로펠러 팬(1)은, 예를 들어 공기조화장치의 실외기에 사용되는 것으로, 원통형의 허브(9)의 외측 둘레면에 대해 둘레 방향으로 소정 간격마다 장착된 복수개의 날개(10)를 방사상으로 구비하는 것이다. 각 도면에서는 프로펠러 팬(1)의 각 날개(10) 중 1개를 대표적으로 기재하고 있다.The
제 3 실시 형태의 프로펠러 팬(1)의 날개(10) 형상에 대하여, 날개(10)를 부압면(5) 측에서 본 모식적 사시도인 도 4와, 팬 회전축(X)을 따라 압력면(4)을 본 경우의 모식도인 도 5를 참조하여 설명한다.With respect to the shape of the
도 21에 도시된 바와 같이 상기 날개(10)와 원통형의 허브(9)와의 장착 부분은 허브(9)의 일단면측에서 타단면측으로 허브(9)의 측면에 소정의 나선이 그려지도록 장착되어 있고, 상기 날개(10)의 전연(2)이 회전 방향 전방측으로 연장 돌출되어 있다. 또한, 상기 날개(10)는 익현 길이 방향에 있어서 소정의 휨이 형성되어 있고, 날개(10)의 오목한 측의 면을 압력면(4)으로 하고 날개(10)의 볼록한 측의 면을 부압면(5)으로 하고 있다.21, the
그리고, 도 21 및 도 22에 도시된 바와 같이, 이 날개(10)는 후연(3)측의 날개 바깥 둘레 가장자리(6A) 근방에서, 날개 전방측으로 잘려나간 절결부(7)가 형성되어 있다. 절결부(7)는 각각의 날개(10)에 대해 1개씩 마련되는 것이다. 절결부(7)는 도 23에 도시된 바와 같이, 날개(10)의 두께와 동일한 두께의 측벽(7a)을 구비하고 있다. 한편, 날개(10)의 크기에 따라서는 복수의 절결부(7)를 마련하는 것도 고려할 수 있으나, 절결부(7)를 복수 마련했을 경우, 절결부(7) 사이에서 형성되는 소용돌이들이 서로 유출 방향의 속도를 감속시키는 흐름이 되어 날개(10)의 추진력의 향상 효과가 감소되므로 절결부(7)를 복수 마련할 필요는 없다.And, as shown in Figs. 21 and 22, the
이하에서는 이 절결부(7)의 형상 및 치수 등에 관한 특징에 대해, 도 21 내지 도 30을 참조하여 상세히 설명한다.Hereinafter, features related to the shape and dimensions of the
절결부(7)는, 팬 회전축(X)을 따라 날개(10)의 압력면(4)을 본 도 22에 도시된 바와 같이, 후연부(8)의 반경방향 중앙부에서 날개 바깥 둘레 가장자리(6A)측으로 치우친 위치에, 날개(10)의 안쪽 둘레측으로 부풀어 형성되는 제1 호인 제1 원호(11), 및 날개(10)의 바깥 둘레측으로 부풀어 형성되는 제2 원호(12)로 형성되는 윤곽(13)을 가지고 있다. 윤곽(13)은, 제1 원호(11)의 후연부(8)로부터 먼 측의 일단이 제2 원호(12)의 후연부(8)로부터 먼 측의 일단에 접속된다. 제1 원호(11)와 제2 원호(12)의 각각의 단부가, 180도 다른 방향에서 접속되어 제1 원호(11)와 제2 원호(12)가 서로 연속하는 것이 아니라, 제1 원호(11)의 일단과 제2 원호(12)의 일단이 서로 180도 미만의 방향으로부터 한 점(접속점)에 도달하여 제1 원호(11)와 제2 원호(12)가 서로 접속되는 구성이다. 따라서, 2개의 원호인 제1 원호(11)와 제2 원호(12)가 서로 접속됨으로써 하나의 원호가 되는 것이 아니라, 접속점에서 각도를 형성하여 제1 원호(11)와 제2 원호(12)가 서로 불연속적으로 접속됨으로써 절결부(7)는 선단(14)이 뾰족한 형상인, 2개의 원호로 형성되는 윤곽(13)을 갖는 것이다.The
또한, 다른 관점에서 절결부(7)에 대해 표현하면, 절결부(7)의 선단(14)은, 제1 원호(11)의 일단 근방의 접선과, 제2 원호(12)의 일단 근방의 접선이 서로 예각 즉 90도 이하의 각도를 형성하여 교차하도록 제1 원호(11)와 제2 원호(12)가 접속되어 형성되는 것이 바람직하다. 선단(14)은 제1 및 제2 원호(11, 12)가 이와 같이 실질적으로 예각을 이루어 뾰족하게 되어 있는 것이 바람직하나, 미시적으로 보았을 경우, 반드시 직선이 교차하여 형성되는 각진 형상의 것이 아닐 수도 있고, 금형의 절삭가공에서의 최소 가공 공구의 치수에 의존하여 소경의 원호 형상으로 형성될 수도 있다. 즉, 절결부(7)의 선단(14)은, 예를 들어 합성수지제의 프로펠러 팬(1)의 경우에는 제조상의 제약, 즉 금형으로부터 성형품의 프로펠러 팬을 빼내기 위해 필요한 둥글린 형상 등에 있어서 제약을 받아 각이 없는 둥근 형상일 수 있다. 특히, 절결부(7)를 팬 회전축(X)을 따라 본 요부를 확대하여 나타낸 도 7에 도시된 바와 같이 절결부(7)의 윤곽(13)을 구성하는 제1 원호(11)와 제2 원호(12)와의 일단 사이에, 예를 들어 반경 5mm의 미소 원호(14a)가 개재되어 절결부(7)의 선단(14)이 형성되는 것을 들 수 있다.In addition, when expressing about the
이와 같이, 날개(10)가 그 후연부(8)에, 상기한 미소 원호(14a)가 제1 원호(11)와 제2 원호(12)를 접속시키는 단부 사이에 개재되는 것도 포함하여, 절결부(7)의 선단(14)이 뾰족한 형상의 윤곽(13)이면, 도 8에 도시된 바와 같이 절결부(7)의 선단(14)을 기점으로 한, 압력면(4) 측에서 부압면(5) 측을 향해 서로 역방향으로 소용돌이치는 제1 소용돌이(15a) 및 제2 소용돌이(15c)가 제1 원호(11) 및 제2 원호(12)에 균일하게 형성되고, 그 제1 및 제2 소용돌이(15a, 15c)가 서로 간섭함으로써 날개(10)의 추진력을 향상시켜, 날개 면적의 저하에 따른 송풍 성능의 저하를 억제할 수 있다.In this way, the
한편, 팬 효율을 비교하기 위한 비교예로서의 도 26의 (a)에 도시된 바와 같은 2개의 원호(11', 12')가 부드럽게 접속되는 절결부(7')는, 상기한 미소 원호(14a)가 개재되어 절결부(7')의 선단(14)이 형성된 것과는 다른 형상으로서, 이 절결부(7')의 프로펠러 팬(1')에서는 절결부(7')의 윤곽(13')에 명확한 뾰족한 선단이 없기 때문에 선단 부분에서 기류(도면에서 화살표로 나타냄)가 분리되지 않고 각각의 원호(11', 12')에 발생한 기류가 서로 섞이게 되어 균일한 소용돌이가 되지 않으므로 날개(10')의 추진력을 향상시킬 수는 없다.On the other hand, as a comparative example for comparing the fan efficiency, the cutout 7'to which the two arcs 11' and 12' are smoothly connected as shown in (a) of FIG. 26 is the above-described
이에 반해, 도 26의 (ｂ)에 도시한 이 제1 실시 형태의 프로펠러 팬(1)에서는, 절결부(7)의 선단(14)에 있어서 제1 원호(11)와 제2 원호(12)와의 경계 부분이 명확하여 선단(14)을 기점으로 하여 기류가 분리되어 제1 원호(11)와 제2 원호(12) 모두에 있어서 균일하게 형성됨으로써 날개(10)의 추진력을 향상시킬 수 있는 효과를 나타낸다.On the other hand, in the
이상으로부터 알 수 있는 바와 같이, 선단(14)은 제1 원호(11)와 제2 원호(12)의 각각의 일단이 서로 정반대인 방향으로부터 부드럽게 접속되어 형성되는 것이 아니라, 제1 원호(11) 및 제2 원호(12)의 각각의 일단이 정반대인 방향을 제외한 방향으로부터 접속되어 절결부(7)의 외측으로 돌출하도록 형성되는 것이다. 다시 말해, 선단(14)은, 제1 원호(11) 및 제2 원호(12)의 각각의 일단이 접속되어, 부드럽지 않은 꺾인 선형의 윤곽 형상으로 형성되는 것이다. 따라서, 상기한 바와 같은 미소 원호(14a)를 갖는 예일지라도, 미소 원호(14a)의 근방에서의 제1 원호(11)의 접선과 제2 원호(12)의 접선이 서로 일치하지 않아 소정값 이상 그 경사가 달라 절결부(7)의 윤곽(13) 전체적으로 보아 부드럽지 않은 꺾인 선형의 윤곽 형상을 나타내어 절결부(7)로부터 돌출하는 바와 같이 형성되는 것이라면 선단(14)을 구성할 수 있다.As can be seen from the above, the
이어서, 이러한 날개(10)의 추진력을 향상시키기에 적합한 절결부(7)의 위치나 치수 범위 등에 대해 설명한다.Next, the position or dimensional range of the
우선, 절결부(7)의 후연부(8)에서의 배치에 대해 설명한다. 날개(10)의 팬 회전축(X)을 따라 압력면(4)을 본 경우의 모식도인 도 27에 도시된 바와 같이, 절결부(7)의 윤곽(13)을 형성하는 제1 원호(11)와 제2 원호(12)는, 프로펠러 팬(1)의 회전 중심, 즉 팬 회전축(X)을 통과하는 점을 O, 날개(10)의 반경을 R1, 허브(9)의 반경을 R2라 하고, 날개(10)의 후연(3)과 절결부(7)의 윤곽(13)과의 2개의 접속점을 팬 반경 내측(허브(9) 측)부터 차례로 점 P, 점 Q라 하고, 회전 중심(O)과 점 P를 연결한 선분(OP)의 길이를 Rp, 회전 중심(O)과 점 Q를 연결한 선분(OQ)의 길이를 Rq라 했을 때, 다음 식으로 나타내는 관계를 갖고 설정된다.First, the arrangement of the
0.35(R1 - R2) ≤ (Rp - R2) < (Rq - R2) ≤ (R1 - R2)0.35(R1-R2) ≤ (Rp-R2) <(Rq-R2) ≤ (R1-R2)
이상의 치수 관계에 있어서, 날개(10)의 팬 회전축(X)을 따라 압력면(4)을 본 경우의 모식도인 도 28에 도시된 바와 같이, 제1 원호(11)를 등분하는 점(A)과 제1 원호(11)의 중심점(H)을 잇는 선분(11a)과, 제2 원호(12)를 등분하는 점(B)과 제2 원호(12)의 중심점(K)를 잇는 선분(12a)은 서로 교차하는 것이다. 즉, 이와 같이 선분(11a)과 선분(12a)이 교차하도록 제1 및 제2 원호(11, 12)의 크기를 설정함으로써, 선분(11a)과 선분(12a)이 서로 교차하지 않을 경우의, 절결부(7)가 날개(10)의 후방으로 지나치게 벌어지는 것을 막을 수 있다. 이 경우, 선분(11a)과 선분(12a)과의 교점(F)은, 도 11에 도시한 절결부(7)의 윤곽(13)의 내측에 존재할 수도 있고 절결부(7)의 외측에 위치할 수도 있다. 이 선분(11a)과 선분(12a)과의 교점(F)의 바람직한 위치에 대해 이하에 설명한다.In the above dimensional relationship, as shown in Fig. 28, which is a schematic diagram when the
날개(10)의 팬 회전축(X)을 따라 압력면(4)을 본 경우의 모식도인 도 29에 도시된 바와 같이, 제1 원호(11)를 등분하는 점을 A, 제2 원호(12)를 등분하는 점을 B라 하고, 날개(10)의 후연(3)과 절결부(7)의 윤곽(13)과의 두 개의 접속점을 팬 반경 내측부터 차례로 점 C, 점 D라 하고, 절결부(7)의 윤곽(13)의 선단(14)에서의 원호들의 접속점을 E라 했을 때, 점 A와 제1 원호(11)인 원호 ACE의 중심점 H을 잇는 선분 AH와, 점 B와 제2 원호(12)인 원호 BDE의 중심점 K를 잇는 선분 BK가 서로 교차하도록 제1 원호(11) 및 제2 원호(12)를 설정한다. 이 경우, 선분 AH와 선분 BK와의 교점(F)은, 선분 CD보다 날개(10)의 회전 방향 측, 즉 절결부(7) 윤곽(13)의 내측에 위치하도록 제1 원호(11) 및 제2 원호(12)를 설정한다.As shown in Fig. 29, which is a schematic diagram when the
아울러, 날개(10)의 팬 회전축(X)을 따라 압력면(4)을 본 경우의 모식도인 도 30 에 도시된 바와 같이, 제1 원호(11) 및 제2 원호(12)의 점(C) 및 점(D)에서의 접선(T1 및 T2)이, 회전 중심(O)을 중심으로 하여 점(C) 및 점(D)을 통과하는 원(L 및 M)의 점(C) 및 점(D)에서의 접선(T3 및 T4)에 대해 이루는 각도가 플러스 마이너스 15도의 범위가 되도록 제1 원호(11) 및 제2 원호(12)를 설정하고 있다. 다시 말해, 접선(T1(T2))과 접선(T3(T4))이 서로 겹치는 경우는 각도는 0도이며, 접선(T1(T2))이 접선(T3(T4))에 대해 예를 들어 팬 회전 방향측에 위치하고 있을 경우는 플러스의 각도이며, 접선(T1(T2))이 접선(T3(T4))에 대해 팬 회전 방향과는 반대측에 위치하고 있을 경우는 마이너스의 각도다. 이와 같이 각도를 규정함으로써, 절결부(7)의 윤곽(13)의 후방으로의 벌어짐 정도를 규정할 수 있다.In addition, as shown in FIG. 30, which is a schematic diagram when the
이와 같이 제1 원호(11) 및 제2 원호(12)를 설정하여 날개(10)의 바깥 둘레 가장자리(6A) 가까이에 절결부(7)를 마련함으로써, 날개(10)의 바깥 둘레부의 압력면(4) 측에서 부압면(5) 측으로 유입되는 누설 기류를 억제하여 날개 끝의 소용돌이의 발달을 억제할 수 있다. 또한, 서로 역방향으로 소용돌이치는 제1 소용돌이(15a)의 중심선(15b)과 제2 소용돌이(15c)의 중심선(15d)이 도 8에 도시된 바와 같이 절결부(7)의 선단(14)으로부터 멀어짐에 따라 퍼져, 다시 말해 서로 겹치는 것을 억제하여, 상호간의 소용돌이(15a, 15c)의 간섭을 강화함으로써 날개(10)의 추진력을 향상시킬 수 있다.As described above, by setting the
이어서 본 발명의 제 4실시 형태에 따른 프로펠러 팬(1)에 대해 도 31를 참조하여 설명한다.Next, a
제 4 실시 형태에서는 도 31에 도시된 바와 같이, 절결부(7B)의 선단(14)의 두께를, 돋음부(16) 또는 리브(17)에 의해 날개(10)의 다른 부분의 두께보다 크게 한 점이 제 3 실시 형태와는 다르다. 즉 제1 실시 형태에서는, 절결부(7B)의 윤곽(13)의 모든 부분이, 날개(10) 전체와 동일한 두께로 형성되어 있었으나, 제 4 실시 형태에서는 절결부(7B)의 선단(14)만 그 두께를 다른 부분과 비교하여 증대시킨 구성이다.In the fourth embodiment, as shown in Fig. 31, the thickness of the
이하 제 4 실시 형태의 날개(10) 형상을 상세히 설명한다.Hereinafter, the shape of the
도 31는, 날개(10)의 팬 회전축(X)을 따라 부압면(5)을 본 경우의 모식적 사시도인 도 31의 (a), 및 도 31의 (a)의 Ｓ-S선에 따른 날개(10)의 익현 방향에서의 단면도인 도 31의 (b) 내지 (g)을 포함하고 있고, 도 31의 (c) 내지 (g)는 제2 실시 형태의 절결부(7B)의 선단(14)의 변형예를 나타낸 것이다.31 is a schematic perspective view of the
절결부(7B)는, 그 선단(14)의 압력면(4)에, 날개(10)의 두께를 두껍게 하기 위해 돋음부(16)를 구비하고 있다. 돋음부(16)는 그 단면형상이 반구형 또는 반타원의 구형이고, 절결부(7B)의 선단(14)을 지나는 절결 중심선(18)을 따라 날개(10)의 회전 방향(전후 방향)으로 길게 형성된다. 금속 또는 합성수지 재료에 의해 프로펠러 팬(1)을 만들 경우, 돋음부(16)는 날개(10)와 동일한 재료로 형성된다. 한편, 도 31에서는, 돋음부(16) 및 리브(17)를 명확히 나타내기 위해, 빗금을 날개(10)의 다른 부분과 다르게 하였다.The notched portion 7B is provided with a raised
이와 같이 절결부(7B)의 선단(14)의 두께를 돋음부(16)에 의해 날개(10)의 다른 부분보다 크게 함으로써, 서로 역방향으로 소용돌이치는 제1 소용돌이(15a) 및 제2 소용돌이(15c)가 형성되는 기점이 보다 명확해져, 흐름을 의도한 바대로 제어할 수 있어 날개(10)의 추진력을 쉽게 향상시키도록 할 수 있다.In this way, by increasing the thickness of the
이러한 돋음부(16)는 도 31의 (c) 및 (d)에 도시된 바와 같이, 날개(10)의 부압면(5)에 마련하는 것일 수도, 압력면(4)과 부압면(5) 양면에 마련하는 것일 수도 있다.These raised
나아가서는, 돋음부(16) 대신에 리브(17)를 마련하는 것일 수도 있다. 리브(17)는, 절결부(7B)의 선단(14)을 지나는 절결 중심선(18)을 따라 날개(10)의 회전 방향(전후 방향)으로 길게 연장되도록 형성한다. 이 리브(17)를 마련하는 경우에도, 리브(17)를 압력면(4)에 마련하는 것(도 31의 (ｅ)), 부압면(5)에 마련하는 것(도 31의 (ｆ)), 나아가서는 압력면(4)과 부압면(5) 양면에 마련하는 것(도 31의 (ｇ))을 들 수 있다. 이러한 리브(17)의 경우에도, 상기 돋음부(16)를 절결부(7)의 선단(14) 위치에 마련했을 경우와 동등한 효과를 나타낸다.Furthermore, it may be to provide a
나아가 본 발명의 제 5 실시 형태에 따른 프로펠러 팬(1)에 대해 도 32를 참조하여 설명한다. 도 32는, 날개(10)의 팬 회전축(X)을 따라 부압면(5)을 본 경우의 모식적 사시도인 도 32의 (a), 및 도 15의 (a)의 U-U선에 따른 날개(10)의 반경방향에서의 단면도인 도 32의 (b) 내지 (d)를 포함하고 있고, 도 32의 (c) 및 (d)는 제 5 실시 형태의 변형예를 나타낸 것이다.Further, a
이 제 5 실시 형태에서는, 절결부(7C)의 윤곽(13) 부분의 단면 형상이, 날개(10)의 압력면(4) 측에서 부압면(5) 측을 향해 라운드진 구성이다. 즉 절결부(7C)의 윤곽(13)은, 날개(10)의 압력면(4)과 절결부(7C)의 측벽(7a)이 서로, 및 날개(10)의 부압면(5)과 절결부(7C)의 측벽(7a)이 서로 접함으로써 형성되는 모서리부에 의해 형성되는 것인데, 도 32의 (ｂ)에 도시된 바와 같이, 그 압력면(4) 측의 모서리부를 떼어냄으로써 단면형상이 라운드를 띠도록 한 챔퍼부(19)를 형성하고 있다. 이와 같이 윤곽(13) 부분의 단면 형상을 라운드지도록 함으로써 소용돌이(15)의 발생이 보다 빨라지도록 할 수 있게 되므로, 절결부(7)에서 서로 역방향으로 소용돌이치는 제1 소용돌이(15a) 및 제2 소용돌이(15c)의 간섭이 촉진되어 날개(10)의 추진력을 향상시킬 수 있다.In this fifth embodiment, the cross-sectional shape of the
이 제 5 실시 형태의 변형예로서는, 도 32의 (c), (d)에 도시된 바와 같이, 절결부(7C)의 부압면(5) 측의 모서리에 챔퍼부(20)를 마련하여 윤곽(13) 부분의 단면 형상이 날개(10)의 부압면(5) 측에서 압력면(4) 측을 향해 둥글려져 있는 것(도 32의 (c)), 및 압력면(4) 측 및 부압면(5) 측의 모서리에 챔퍼부(19, 20)를 마련하여 윤곽(13) 부분의 단면 형상이 날개(10)의 압력면(4) 측 및 부압면(5) 측의 양측을 향해 둥글려져 있는 것(도 32의 (ｄ))을 들 수 있다. 이러한 구성에서도 동일한 효과를 나타낸다.As a modified example of this fifth embodiment, as shown in Figs. 32C and 32D, a
또한 본 발명의 제 6 실시 형태에 따른 프로펠러 팬(1)에 대해 도 33을 참조하여 설명한다. 도 33은, 날개(10)의 팬 회전축(X)을 따라 부압면(5)을 본 경우의 모식적 사시도인 도 33의 (a), 및 절결부(7D)의 윤곽(13)을 따라 절단한, 도 33의 (a)에 나타낸 V-V선 단면도인 도 33의 (b) 내지 (d)을 포함하고 있고, 도 33의 (c) 및 (d)는 제 6 실시 형태의 변형예를 보인 것이다.Further, a
이 제 6 실시 형태에서는, 도 33의 (a)에 도시된 바와 같이, 절결부(7D)의 윤곽(13)을 따라 날개(10)의 부압면(5) 측에 기다란 돋음부(21)를 마련하는 구성이다. 다시 말해, 기다란 돋음부(21)는 절결부(7D)의 제1 원호(11) 및 제2 원호(12)를 따라, 즉 윤곽(13)을 따라 형성된다. 제 6 실시 형태의 경우, 절결부(7D)의 윤곽(13)의 전체 길이에 걸쳐 일정 두께의 기다란 돋음부(21)를 형성한다. 기다란 돋음부(21)의 두께는 날개(10) 자체의 두께 이하로 할 수 있다. 금속 또는 합성수지 재료에 의해 프로펠러 팬(1)을 만들 경우, 기다란 돋음부(21)는 날개(10)와 일체로 형성되는 것으로서, 그 단면 형상이 반원 형상일 수 있다.In this sixth embodiment, as shown in Fig. 33(a), an elongated raised
이와 같이 윤곽(13)을 따라 부압면(5) 측에 기다란 돋음부(21)를 마련하고, 그 기다란 돋음부(21)의 높이를 전체 길이에 걸쳐 일정하게 함으로써, 서로 역방향으로 소용돌이치는 제1 소용돌이(15a) 및 제2 소용돌이(15c)의 간섭을 일정하게 강화할 수 있어 날개(10)의 추진력을 향상시킬 수 있다.In this way, by providing an elongated raised
기다란 돋음부(21) 대신에, 단면 형상이 사변형(정사각형, 직사각형)인 리브를 절결부(7C)의 윤곽(13)을 따라 날개(10)의 부압면(5) 측에 마련할 수도 있다.Instead of the elongated raised
또한, 돋음부(리브)(21)는 도 33의 (c)에 도시된 바와 같이, 그 높이가 날개(10) 전연(2) 측에서 후연(3) 측을 향해 점차 커지는 구성일 수도 있다. 이러한 구성에 따르면, 서로 역방향으로 소용돌이치는 제1 소용돌이(15a) 및 제2 소용돌이(15c)의 간섭을 서서히 강하게 할 수 있어 날개(10)의 추진력을 향상시킬 수 있다.In addition, the raised portion (rib) 21 may have a configuration in which the height of the raised portion (rib) 21 gradually increases from the
또한 돋음부(리브)(21)는 도 33의 (d)에 도시된 바와 같이, 그 높이가 날개(10) 전연(2)측에서 후연(3) 측을 향해 점차 작아지는 구성일 수도 있다. 이러한 구성에 따르면, 서로 역방향으로 소용돌이치는 제1 소용돌이(15a) 및 제2 소용돌이(15c)의 발생 직후의 상호 간섭을 강하게 할 수 있고, 이후 제1 및 제2 소용돌이(15a, 15c)의 궤도가 서로 간섭하기 쉬운 곳을 흐르게 되어 날개(10)의 추진력을 향상시킬 수 있다.In addition, the raised portion (rib) 21 may have a configuration in which the height of the raised portion (rib) 21 gradually decreases from the
이상 설명한 본원의 프로펠러 팬(1)은, 도 34에 도시된 바와 같이, 세로축이 전체 송풍 효율을, 가로축이 유량을 나타낼 경우, 전체 송풍 효율이 모든 유량에 있어서 종래의 프로펠러 팬에 비해 10% 이상 향상됨이 확인되었다.In the
본 발명의 프로펠러 팬(1)은 축류 팬이나 사류 팬, 나아가서는 환기 장치 등에 사용되는 것일 수도 있다.The
상기 실시 형태에서는 절결부(7)의 윤곽(13)을 형성하는 호가 원호인 것을 설명했으나, 한 쪽의 호가 원호이고 다른 쪽의 호가 타원호인 것, 한 쪽의 호가 타원호이고 다른 쪽의 호가 포물선의 일부분인 것, 나아가 양쪽 호가 모두 타원호이거나 포물선 또는 쌍곡선의 일부분으로 이루어지는 것 등, 다양한 종류의 호를 조합한 것일 수도 있다.In the above embodiment, it has been described that the arc forming the
또한, 본 발명의 취지에 반하지 않는 한 다양한 실시 형태의 조합이나 변형이 이루어질 수도 있다.Further, combinations or modifications of various embodiments may be made unless contrary to the spirit of the present invention.
이상과 같이 본 발명의 이해를 위해 그 실시예를 기술하였으나, 당업자라면 알 수 있듯이, 본 발명은 본 명세서에서 기술된 특정 실시예에 한정되는 것이 아니라, 본 발명의 범주를 벗어나지 않는 범위 내에서 다양하게 변형, 변경 및 대체될 수 있다. The embodiments have been described for understanding of the present invention as described above, but as those skilled in the art will know, the present invention is not limited to the specific embodiments described in the present specification, but various within the scope not departing from the scope of the present invention. Can be transformed, altered and replaced.
1: 프로펠러 팬
10: 날개
9: 허브
2: 전연
3: 후연
4: 압력면
5: 부압면
6: 요입부
7 : 절결부
61: 측면부
61: 각 측면부
62: 저부
63: 메움부
64: 상류측 단부 근방
65: 개구부
C：회전축1: propeller fan
10: wings
9: herbs
2: jeonyeon
3: posterity
4: pressure side
5: negative pressure surface
6: concave
7: notch
61: side portion
61: each side portion
62: bottom
63: infill
64: near the upstream end
65: opening
C: Rotary shaft
Claims (28)
상기 날개가, 그 후연 근방의 반경방향 중앙부에 있어서 부압면측으로 솟아올라 적어도 압력면 측으로 개구되어 있고, 상기 날개의 후연에서 전연측으로 연장되는 요입부를 구비하고,
상기 요입부가, 반경방향 단면을 본 경우에 상기 부압면에 대해 소정 각도를 이루어 기립함과 아울러 서로 대향하는 한 쌍의 측면부를 가지고 있으며,
상기 한 쌍의 측면부의 사이에서의 스팬 방향폭이 상류측에서 하류측에 걸쳐 점차 커지도록 구성되며,
상기 요입부가 부압면측으로도 개구되어 있어 상기 한 쌍의 측면부만으로 구성되어 있는 것을 특징으로 하는 프로펠러 팬.A propeller fan having a plurality of blades mounted at predetermined intervals in the circumferential direction with respect to the outer peripheral surface of the cylindrical hub,
The blade has a concave inlet portion that rises to the negative pressure surface side in a radial central portion near the trailing edge thereof and opens at least to the pressure surface side, and extends from the trailing edge of the blade toward the leading edge,
The concave inlet has a pair of side surfaces facing each other while standing at an angle with respect to the negative pressure surface when viewed in a radial cross section,
It is configured such that the span direction width between the pair of side portions gradually increases from the upstream side to the downstream side,
A propeller fan, characterized in that the concave inlet is also opened toward the negative pressure surface and is composed of only the pair of side surfaces.
팬 회전축을 중심으로 하여 상기 날개의 외경을 Rt, 내경을 Rh, 날개의 후연에서의 내경측에 있는 측면부의 단부까지의 반경을 Ri, 날개의 후연에서의 외경측에 있는 측면부의 단부까지의 반경을 Ro라 하고, Ri=Rh+α(Rt-Rh), Ro=Rh+β(Rt-Rh)라 했을 경우, 0.2≤α≤ 0.6, 0.6≤β≤0.9가 되는 범위로 설정되어 있는 프로펠러 팬.The method of claim 1,
With the fan rotation axis as the center, the outer diameter of the blade is Rt, the inner diameter is Rh, the radius from the trailing edge of the blade to the end of the side surface on the inner diameter side is Ri, and the radius from the trailing edge of the blade to the end of the side surface on the outer diameter side When is Ro and Ri=Rh+α(Rt-Rh) and Ro=Rh+β(Rt-Rh), the propeller fan is set in the range of 0.2≤α≤0.6 and 0.6≤β≤0.9 .
상기 요입부에 있어서, 팬 회전축에 대한 내경측에 있는 측면부의 경사각을 θi, 팬 회전축에 대한 외경측에 있는 측면의 경사각을 θo라 했을 경우, 5°≤θi≤60°, 5°≤θo≤60°, 및, θi≥θo를 만족하는 프로펠러 팬.The method of claim 1,
In the concave portion, when the inclination angle of the side surface on the inner diameter side with respect to the fan rotation shaft is θi and the inclination angle of the side surface on the outer diameter side with respect to the fan rotation axis is θo, 5°≤θi≤60°, 5°≤θo≤ A propeller fan that satisfies 60°, and θi≥θo.
상기 요입부 전연측 단부가 위치하는 반경에서의 둘레 방향 단면을 본 경우, 그 익현 길이(L0)에 대해, 후연에서 상기 요입부 전연측 단부까지의 길이(L1)가 L0의 10%∼60%로 설정되어 있는 프로펠러 팬.The method of claim 1,
When the cross section in the circumferential direction in the radius at which the leading edge of the concave inlet is located, the length L1 from the trailing edge to the leading edge of the concave inlet is 10% to 60% of L0 with respect to the chord length L0 The propeller fan is set to.
상기 요입부 전연측 단부가 위치하는 반경에서의 둘레 방향 단면을 본 경우, 상기 요입부의 상기 부압면측으로의 깊이(d)가 상류측에서 하류측에 걸쳐 점차 커짐과 아울러, 날개 후연 근방에서의 깊이(d)가 소정 깊이(dｘ)로 거의 일정해지는 깊이 일정 영역이 설정되어 있는 프로펠러 팬.The method of claim 4,
When the circumferential cross-section in the radius at which the leading edge of the concave inlet is located, the depth (d) toward the negative pressure surface of the concave inlet gradually increases from the upstream to the downstream, and the depth in the vicinity of the trailing edge of the wing. A propeller fan in which a depth constant region is set in which (d) is substantially constant to a predetermined depth (dv).
상기 소정 깊이(dｘ)가 익현 길이(L0)의 2%∼10%로 설정되어 있는 프로펠러 팬.The method of claim 5,
The propeller fan in which the predetermined depth (dv) is set to 2% to 10% of the chord length (L0).
상기 요입부의 상기 각 측면부의 부압면측에 저부가 형성되어 폐쇄되어 있고, 상기 저부가 부압면과 거의 평행한 곡면을 형성하고 있는 프로펠러 팬.The method of claim 1,
A propeller fan in which a bottom portion is formed and closed on a negative pressure surface side of each side portion of the concave inlet portion, and the bottom portion forms a curved surface substantially parallel to the negative pressure surface.
상기 각 측면부와 상기 압력면이 라운드지게 서로 접속되어 있는 프로펠러 팬.The method of claim 1,
A propeller fan in which each side portion and the pressure surface are connected to each other in a rounded manner.
상기 요입부의 개구부의 상류측 단부 근방이 라운드지게 접속되어 있는 프로펠러 팬.The method of claim 1,
A propeller fan in which the vicinity of an upstream end portion of the opening of the concave inlet is connected to be round.
상기 요입부가, 상기 각 측면부의 압력면측의 상류측 단부의 사이가 메워진 메움부를 구비하고 있고, 상기 메움부는 인접하는 압력면과 동일 곡면을 형성하도록 구성되어 있는 프로펠러 팬.The method of claim 10,
The concave inlet portion includes a filling portion filled with a gap between an upstream end of the pressure surface side of each side portion, and the filling portion is configured to form the same curved surface as an adjacent pressure surface.
상기 날개가, 그 후연부를 잘라내어 형성되는 절결부를 구비하여 이루어지고,
상기 절결부의 윤곽은, 상기 날개의 안쪽 둘레측으로 부풀어 형성되는 제1 호와 상기 날개의 바깥 둘레측으로 부풀어 형성되는 제2 호로 구성되어 있고, 상기 제1 호 및 상기 제2 호의 상기 후연부에서 먼 측의 각각의 일단들이 접속되어 선단이 형성되는 것을 특징으로 하는 프로펠러 팬.The method of claim 1,
The wing is made with a cutout portion formed by cutting the trailing edge thereof,
The contour of the cutout is composed of a first arc formed by bulging toward the inner circumference side of the blade and a second arc formed by bulging toward the outer circumference side of the blade, and is far from the trailing edge of the first arc and the second arc. Propeller fan, characterized in that the end is formed by connecting each end of the side.
상기 절결부의 윤곽을 형성하는 제1 및 제2 호는, 상기 프로펠러 팬의 회전 중심을 O, 상기 회전 중심(O)로부터 상기 날개의 외주까지의 반경을 R1, 상기 허브의 반경을 R2라 하고, 상기 날개의 후연과 상기 절결부의 윤곽과의 2개의 접속점을 회전 중심(O)에 가까운 내측에서부터 차례로 점 P, 점 Q라 하고, 상기 회전 중심(O)과 상기 점 P를 연결한 선분(OP)의 길이를 Rp, 상기 회전 중심(O)과 상기 점 Q를 연결한 선분OQ의 길이를 Rq라 했을 때,
0.35(R1-R2)≤(Rp-R2) <(Rq-R2)≤(R1-R2)
가 되는 범위에서 형성되는 프로펠러 팬.The method of claim 13,
In the first and second arcs forming the contour of the cutout, the rotation center of the propeller fan is O, the radius from the rotation center O to the outer circumference of the blade is R1, and the radius of the hub is R2. , Two connection points between the trailing edge of the wing and the contour of the cutout are sequentially referred to as points P and Q from the inner side close to the rotation center O, and a line segment connecting the rotation center O and the point P ( When the length of OP) is Rp and the length of the line segment OQ connecting the center of rotation (O) and the point Q is Rq,
0.35(R1-R2)≤(Rp-R2) <(Rq-R2)≤(R1-R2)
Propeller fan formed in the range of.
상기 절결부가 1개의 상기 날개에 대해 1개만 형성되어 있는 프로펠러 팬.The method of claim 13,
A propeller fan in which only one cutout is formed for one wing.
상기 절결부의 윤곽이, 상기 제1 호와 제2 호와의 사이에 최소 가공 공구의 치수를 반영하여 형성되는 미소 원호를 구비한 프로펠러 팬.The method of claim 13,
A propeller fan having a micro-circular arc formed by reflecting a dimension of a minimum machining tool between the first and second arcs of the cutout.
상기 제1 및 제2 호가 원호이고, 상기 제1 원호를 등분하는 점(A)과 상기 제1 원호의 중심점을 잇는 선분과, 제2 원호를 등분하는 점(B)과 상기 제2 원호의 중심점을 잇는 선분이 서로 교차하는 프로펠러 팬.The method of claim 13,
The first and second arcs are arcs, a line segment connecting a point (A) dividing the first arc and the center point of the first arc, and a point (B) dividing the second arc into equal parts and a center point of the second arc A propeller fan in which the line segments connecting each other cross each other.
상기 제1 및 제2 호가 원호이고, 상기 제1 원호가 후연과 접속되는 제1 접속점에서의 이 제1 원호에 대한 제1 접선, 및 상기 제2 원호가 후연과 접속되는 제2 접속점에서의 이 제2 원호에 대한 제2 접선이, 프로펠러 팬의 회전 중심을 중심으로 하여 상기 제1 접속점 및 제2 접속점을 통과하는 가상 원에 대한 상기 제1 접속점 및 제2 접속점에서의 가상 접선에 대해 각각 이루는 각도가 플러스 마이너스 15도가 되는 프로펠러 팬.The method of claim 13,
The first and second arcs are circular arcs, a first tangent to this first arc at a first connection point where the first arc is connected to a trailing edge, and a tooth at a second connection point where the second arc is connected to a trailing edge. The second tangent to the second arc is formed with respect to the virtual tangent at the first and second connection points with respect to the virtual circle passing through the first and second connection points around the rotation center of the propeller fan. Propeller fan with an angle of plus or minus 15 degrees.
상기 제1 원호의 상기 점(A)과 상기 제1 원호의 중심점을 잇는 선분과, 상기 제2 원호의 상기 점(B)과 상기 제2 원호의 중심점을 잇는 선분이 서로 교차하는 점을 F라 했을 때, 점(F)은 상기 절결부의 윤곽의 내측에 위치하는 프로펠러 팬.The method of claim 17,
The point where the line segment connecting the point (A) of the first arc and the center point of the first arc, and the line segment connecting the point (B) of the second arc and the center point of the second arc cross each other is denoted as F. When done, the point (F) is a propeller fan located inside the outline of the cutout.
상기 절결부의 윤곽의 선단에서의 상기 제1 및 제2 호의 접속점을 포함하는 그 주위의 상기 날개의 압력면 측에 돋음부 또는 리브를 마련하는 프로펠러 팬.The method of claim 18,
A propeller fan for providing a raised portion or a rib on a pressure surface side of the blade around the edge including the connection point of the first and second arcs at the tip of the contour of the cutout portion.
상기 절결부의 윤곽의 선단에서의 상기 제1 및 제2 호의 접속점을 포함하는 그 주위의 상기 날개의 부압면 측에 돋음부 또는 리브를 마련하는 프로펠러 팬.The method of claim 20,
A propeller fan for providing a raised portion or a rib on the negative pressure surface side of the blade around the blade including the connection point of the first and second arcs at the tip of the contour of the cutout portion.
상기 절결부의 윤곽 부분의 반경방향 단면 형상이, 상기 날개의 압력면 측에서 부압면 측을 향해 둥글려져 있는 프로펠러 팬.The method of claim 21,
A propeller fan in which a radial cross-sectional shape of an outline portion of the cutout portion is rounded from a pressure surface side of the blade toward a negative pressure surface side.
상기 절결부의 윤곽 부분의 반경방향 단면 형상이, 상기 날개의 부압면 측에서 압력면 측을 향해 둥글려져 있는 프로펠러 팬.The method of claim 21,
A propeller fan in which a radial cross-sectional shape of the contour portion of the cutout is rounded from the negative pressure surface side of the blade toward the pressure surface side.
상기 절결부의 윤곽을 따라, 상기 날개의 부압면 측에 돋음부 또는 리브를 마련하는 프로펠러 팬.The method of claim 21,
A propeller fan provided with a raised portion or a rib on the negative pressure surface side of the wing along the contour of the cutout portion.
상기 돋음부 또는 리브의 높이는, 상기 날개의 전연측에서 후연측을 향해 일정한 높이인 프로펠러 팬.The method of claim 24,
The height of the raised portion or rib is a propeller fan having a constant height from the front edge side to the rear edge side of the blade.
상기 돋음부 또는 리브의 높이는, 상기 날개의 전연측에서 후연측을 향해 점차 커지는 프로펠러 팬.The method of claim 24,
The height of the raised portion or rib is gradually increased from the leading edge side to the trailing edge side of the blade.
상기 돋음부 또는 리브의 높이는, 상기 날개의 전연측에서 후연측을 향해 점차 작아지는 프로펠러 팬.The method of claim 24,
The height of the raised portion or rib is gradually decreased from the leading edge side to the trailing edge side of the blade.
Priority Applications (3)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
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