WO2014091804A1 - 圧縮機 - Google Patents

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WO2014091804A1
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compressor
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respect
wing
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勲 冨田
杉本　浩一
Original Assignee
三菱重工業株式会社
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    • F04D29/00—Details, component parts, or accessories
    • F04D29/26—Rotors specially for elastic fluids
    • F04D29/28—Rotors specially for elastic fluids for centrifugal or helico-centrifugal pumps for radial-flow or helico-centrifugal pumps
    • F04D29/30—Vanes
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F04—POSITIVE - DISPLACEMENT MACHINES FOR LIQUIDS; PUMPS FOR LIQUIDS OR ELASTIC FLUIDS
    • F04D—NON-POSITIVE-DISPLACEMENT PUMPS
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    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F04—POSITIVE - DISPLACEMENT MACHINES FOR LIQUIDS; PUMPS FOR LIQUIDS OR ELASTIC FLUIDS
    • F04D—NON-POSITIVE-DISPLACEMENT PUMPS
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    • F04D29/28—Rotors specially for elastic fluids for centrifugal or helico-centrifugal pumps for radial-flow or helico-centrifugal pumps
    • F04D29/284—Rotors specially for elastic fluids for centrifugal or helico-centrifugal pumps for radial-flow or helico-centrifugal pumps for compressors
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2240/00—Components
    • F05D2240/20—Rotors
    • F05D2240/30—Characteristics of rotor blades, i.e. of any element transforming dynamic fluid energy to or from rotational energy and being attached to a rotor
    • F05D2240/303—Characteristics of rotor blades, i.e. of any element transforming dynamic fluid energy to or from rotational energy and being attached to a rotor related to the leading edge of a rotor blade

Definitions

  • the present disclosure relates to a compressor such as a centrifugal compressor or a mixed flow compressor.
  • Patent Document 1 discloses a centrifugal compressor provided with a main wing curved in an arc shape in a direction opposite to the rotational direction in the axial direction of the impeller in order to improve the performance of the compressor. It is disclosed by people.
  • the present invention has been made in view of the above-described conventional problems, and the purpose of the present invention is to suppress the development of shock waves generated at high speed rotation by devising the shape of the leading edge of the main wing.
  • Another object of the present invention is to provide a compressor which is intended to improve performance in a high speed rotation range.
  • At least one embodiment of the present invention is In a compressor that compresses gas that has flowed in from the axial direction, and discharges the gas radially or obliquely with respect to the axial direction, With the rotation axis, An impeller rotating with the rotating shaft; And a compressor housing rotatably accommodating the impeller.
  • the impeller includes a hub fixed to the rotation shaft, and a plurality of main wings provided so as to protrude from the hub. The leading edge of the main wing is inclined in the radial direction with respect to the radial direction toward the radially outer side at a position of at least 50% of the wing length extending radially outward when the impeller is viewed in the axial direction doing.
  • the leading edge of the main wing is inclined in the rotational direction with respect to the radial direction toward the radially outer side at least at a position of 50% of the blade length when the impeller is viewed in the axial direction ing. For this reason, as described later, it is possible to suppress a shock wave generated at the time of high speed rotation of the impeller, and to improve the performance of the compressor in the high speed rotation range.
  • the leading edge of the main wing is rotationally inclined in the radial direction with respect to the radial direction in the range of at least 40% to 80% of the wing length.
  • the maximum inclination angle in the range of 40% to 80% of the blade length is in the range of 3 to 20 degrees with respect to the radial direction. According to such a configuration, it is possible to effectively suppress the shock wave generated at the time of high speed rotation of the impeller, and to improve the performance of the compressor in the high speed rotation range.
  • the radially inner side when the leading edge of the main wing is viewed in the axial direction of the impeller, at the radially inner end thereof, the radially inner side is rotated toward the radial direction with respect to the radial direction. It is inclined. According to such a configuration, it is possible to secure a long connection length between the main wing and the hub while improving the performance of the compressor in the high speed rotation range, and to alleviate the stress concentration at the root portion of the main wing.
  • the leading edge of the main wing when the leading edge of the main wing is viewed in the axial direction of the impeller, at the radially outer end thereof, the direction of rotation relative to the radial direction toward the radially outer side is It is inclined to the opposite side. According to such a configuration, the sharpness of the tip of the main wing can be made gentle while improving the performance of the compressor in the high speed rotation range, and the rigidity of the tip of the main wing can be enhanced. The generated vibration can be suppressed.
  • the leading edge of the main wing is directed to the shroud side at a position at least 50% of the wing height extending toward the shroud side of the compressor housing when the impeller is viewed from the meridional direction. Is inclined upstream with respect to the direction perpendicular to the axis. According to such a configuration, as described later, it is possible to suppress the development of a shock wave generated at the time of high speed rotation of the impeller, and to improve the performance of the compressor in the high speed rotation range.
  • the leading edge of the main wing is continuously inclined upstream with respect to the direction perpendicular to the axial direction toward the shroud in the range of 40% to 80% of the wing height.
  • the maximum inclination angle in the range of 40% to 80% of the wing height is in the range of 10 to 30 degrees with respect to the direction perpendicular to the axis. According to such a configuration, it is possible to effectively suppress the development of shock waves generated at the time of high speed rotation of the impeller, and to improve the performance of the compressor in the high speed rotation range.
  • the front edge of the main wing is upstream on the hub side toward the hub side at the end on the hub side when the impeller is viewed from the meridional direction. It is inclined. According to such a configuration, it is possible to secure a long connection length between the main wing and the hub while improving the performance of the compressor in the high speed rotation range, and to alleviate the stress concentration at the root portion of the main wing.
  • the leading edge of the main wing is downstream in a direction perpendicular to the axial direction toward the shroud side at an end on the shroud side when the impeller is viewed from the meridional direction. It is inclined. According to such a configuration, the sharpness of the tip of the main wing can be made gentle while improving the performance of the compressor in the high speed rotation range, and the rigidity of the tip of the main wing can be enhanced. The generated vibration can be suppressed.
  • the leading edge of the main wing visually recognizes the impeller from the axial direction, at least 50% of the wing length, radially outward in the radial direction It is inclined to the rotational direction side. For this reason, it is possible to provide a compressor capable of improving the performance in the high speed rotation region by suppressing the development of the shock wave generated at the high speed rotation.
  • FIG. 1 illustrates a compressor according to one embodiment. It is a perspective view showing the impeller of the compressor concerning one embodiment. It is the elements on larger scale which showed the impeller of the compressor concerning one Embodiment, Comprising: (a) is a meridional view visually recognized from the meridional direction, (b) is the top view visually recognized from the axial direction. It is explanatory drawing which shows the planar shape of the front edge of a main wing. It is explanatory drawing for demonstrating an effect
  • FIG. 1 is a diagram showing a compressor according to an embodiment.
  • FIG. 2 is a perspective view showing an impeller of a compressor according to one embodiment.
  • the compressor 1 is configured as a centrifugal compressor 1 that compresses gas flowing in the axial direction of the compressor and radially discharges the gas.
  • the centrifugal compressor 1 includes a rotating shaft 2, an impeller 3 provided at one end of the rotating shaft 2, and a compressor housing 6 rotatably accommodating the impeller 3.
  • the rotating shaft 2 is rotatably supported by bearings (not shown), and is configured to be rotatable around a center line CL.
  • the impeller 3 includes a conical hub 4 fixed to one end of the rotation shaft 2 and a plurality of main wings 5 provided to project from the surface of the hub 4.
  • the impeller 3 may also include an intermediate wing 7 axially shorter than the main wing 5 formed between the adjacent main wings 5 and 5 as shown in FIG. 2.
  • a flow passage portion 11 through which gas flows is formed between the main wing 5 and the middle wing 7 (in the absence of the middle wing 7 between the adjacent main wings 5 and 5).
  • the compressor housing 6 has an inlet flow passage 12 for flowing the gas in the axial direction, a diffuser flow passage 14 for flowing out the gas compressed by the impeller 3, and the compressed gas to the outside of the housing. And the scroll channel 16 which leads.
  • the above-described impeller 3 is formed so that the upper edge 5 a of the main wing 5 thereof conforms to the inner peripheral shape of the shroud portion 18, and is rotatably accommodated in the compressor housing 6. And when impeller 3 rotates at high speed, the gas which flowed in from front edge 5b flows through channel part 11, is accelerated, and flows out into diffuser channel 14 mentioned above from trailing edge 5c.
  • FIG. 3 is a partial enlarged view showing the impeller of the compressor according to one embodiment, wherein (a) is a meridional view visually recognized from the meridional direction, and (b) is a plan view visually recognized from the axial direction is there.
  • the front edge 5b of the main wing 5 extends in a direction orthogonal to the center line CL in the meridional view as shown in FIG. 3 (a).
  • FIG. 3B in a plan view, in the vicinity of the central portion of the front edge 5b, it is inclined radially outward with respect to the radial direction r toward the rotational direction R side.
  • the planar shape of the front edge 5b of the main wing 5 viewed in the axial direction will be described in detail with reference to FIG.
  • FIG. 4 is an explanatory view showing a planar shape of the leading edge of the main wing.
  • the most downstream point P1 of the planar shape of the leading edge 5b is 0.2L toward the radially outward position. It is formed.
  • the most upstream flow point P2 is formed at a position of 0.8 L toward the radially outer side.
  • a range of 20 to 80% (0.2 to 0.8 L) of the wing length L is inclined at the maximum inclination angle ⁇ 1 toward the radial direction r toward the rotational direction R with respect to the radial direction r. There is.
  • FIG. 5 is an explanatory view for explaining the operation in the case of inclining the leading edge of the main wing radially outward toward the rotational direction with respect to the radial direction, wherein (a) is the leading edge in the radial direction When parallel (reference example), (b) has shown the case (example) where the leading edge inclines with respect to the radial direction.
  • the arrow V in the drawing indicates the flow direction of the gas, and the length of the arrow V means the magnitude of the flow velocity.
  • the impeller 3 rotates at high speed, the relative flow velocity between the main wing 5 and the gas increases as it goes radially outward. For this reason, the arrow V becomes long as it goes to radial direction outer side.
  • the reduction of the compression efficiency due to the above-mentioned shock wave is performed radially outward at a position of at least 50% of the vane length L extending radially outward.
  • the effect can be expected by inclining toward the rotational direction R with respect to the radial direction.
  • the front edge 5b of the main wing 5 is inclined radially outward to the rotational direction R with respect to the radial direction.
  • the maximum inclination angle ⁇ 1 in the range of 40% to 80% of the blade length L is in the range of 3 to 20 degrees with respect to the radial direction, the shock wave generated at high speed rotation of the impeller 3 described above Can be effectively suppressed.
  • the radial inner end (for example, 0.0 as shown in FIG. 4) In the range of ⁇ 0.2 L), it is inclined to the rotational direction R side with respect to the radial direction toward the inside in the radial direction. According to such a configuration, a long connection length between the main wing 5 and the hub 4 is secured while improving the performance of the compressor 1 in the high speed rotation range. As a result, the overhang is alleviated, and the stress concentration at the root of the main wing 5 can be alleviated.
  • the radial outer end (0.8 L to 1.0 L) of the radial outer end It inclines to the opposite side to the rotation direction with respect to the radial direction toward the outside. According to such a configuration, while improving the performance of the compressor 1 in the high speed rotation range, it is possible to moderate the degree of sharpening at the tip of the main wing 5 and to improve the rigidity at the tip of the main wing 5. For this reason, the vibration which generate
  • FIG. 6 is a perspective view showing an impeller of a compressor according to one embodiment.
  • FIG. 7 is a partial enlarged view showing an impeller of a compressor according to an embodiment, wherein (a) is a meridional view visually recognized from the meridional direction and (b) is a plan view visually recognized from the axial direction is there.
  • FIG. 8 is an explanatory view showing the shape of the meridional plane of the leading edge of the main wing.
  • the impeller 3 concerning this embodiment is fundamentally the same as embodiment mentioned above, attaches
  • the impeller 3 of the present embodiment has a plan shape of the front edge 5 b of the main wing 5 in addition to the same shape as the embodiment described above. As shown in), in the vicinity of the central portion of the front edge 5b in meridional view, it inclines upstream with respect to the direction perpendicular to the axis p toward the shroud side. As shown in detail in FIG. 8, when the blade height of the leading edge 5b extending toward the shroud side is H, the most downstream point P1 of the meridional shape of the leading edge 5b is 0.2H toward the shroud side. It is formed. Further, the most upstream point P2 is formed at a position of 0.8 H toward the shroud side. The range of 20 to 80% (0.2 to 0.8H) of the blade height H is inclined at the maximum inclination angle ⁇ 2 on the upstream side with respect to the direction perpendicular to the axis p toward the shroud side.
  • FIG. 9 is an explanatory view for explaining the operation when the leading edge of the main wing is inclined upstream with respect to the axial orthogonal direction toward the shroud side, corresponding to FIG. 5 of the embodiment described above It is.
  • (A) of FIG. 9 shows the case where the front edge is parallel to the axial orthogonal direction
  • (b) shows the case where the front edge is inclined to the axial orthogonal direction.
  • the reduction of the compression efficiency due to the shock wave mentioned above is directed to the shroud side at a position of at least 50% of the wing height H extending toward the shroud side when the leading edge 5b of the main wing 5 is viewed from the meridional direction of the impeller 3.
  • the effect can be expected by inclining to the upstream side with respect to the axis orthogonal direction.
  • the leading edge 5b of the main wing 5 is inclined upstream with respect to the axial orthogonal direction toward the shroud side.
  • the maximum inclination angle ⁇ 2 in the range of 40% to 80% of the blade height H is in the range of 10 to 30 degrees with respect to the axis orthogonal direction, it occurs at high speed rotation of the impeller 3 described above Shock waves can be effectively suppressed.
  • the end portion on the hub side (for example, 0.0 as shown in FIG. 8) In the range of -0.2 H), it is inclined upstream with respect to the direction orthogonal to the axis toward the hub side.
  • a long connection length between the main wing 5 and the hub 4 is secured while improving the performance of the compressor 1 in the high speed rotation range.
  • the overhang is alleviated, and the stress concentration at the root of the main wing 5 can be alleviated.
  • the present invention is not limited thereto, and various improvements and modifications may be made without departing from the scope of the present invention.
  • the compressor 1 compresses the gas flowing in the axial direction and flows out in the oblique direction It may be configured as a mixed flow compressor.
  • the compressor according to at least one embodiment of the present invention is suitably used, for example, as a compressor of a supercharger used for an automobile or ship engine.

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  • General Engineering & Computer Science (AREA)
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Abstract

　軸方向から流入した気体を圧縮して、半径方向、又は軸方向に対して斜め方向に流出させる圧縮機（１）において、回転軸（２）と、回転軸と共に回転する羽根車（３）と、羽根車を回転可能に収容するコンプレッサハウジング（６）と、を備える。羽根車は、回転軸に固定されるハブ（４）と、ハブから突出して設けられた複数の主翼（５）とを含み、主翼の前縁（５ｂ）が、羽根車を軸方向から視認した場合に、径方向外側に延びる翼長（Ｌ）の少なくとも５０％の位置において、径方向外側に向かって径方向に対して回転方向側に傾斜している。

Description

圧縮機
　本開示は遠心圧縮機や斜流圧縮機などの圧縮機に関する。
　従来から、自動車や船舶のエンジンに用いられる過給機の圧縮機として、軸方向から流入した気体を圧縮して半径方向に流出させる遠心圧縮機、および軸方向から流入した気体を圧縮して軸方向に対して斜め方向に流出させる斜流圧縮機が知られている。
　例えば、特許文献１には、圧縮機の性能向上を可能とするために、羽根車の軸方向視において、回転方向とは逆方向に弓形に湾曲している主翼を備える遠心圧縮機が本出願人によって開示されている。
特開２００４－４４４７３号公報
　ところで、上述した特許文献１の遠心圧縮機にあっては、その主翼の前縁形状に起因して、後述するように羽根車の高速回転時に衝撃波が発達し、高速回転域において性能低下を来す恐れがあることを本発明者は突き止めた。
　本発明は、上述したような従来の課題に鑑みなされたものであり、その目的とするところは、主翼の前縁の形状を工夫することで、高速回転時に発生する衝撃波の発達を抑制して、高速回転域における性能向上を図った圧縮機を提供することにある。
　本発明の少なくとも一実施形態は、
　軸方向から流入した気体を圧縮して、半径方向、又は軸方向に対して斜め方向に流出させる圧縮機において、
　回転軸と、
　前記回転軸と共に回転する羽根車と、
　前記羽根車を回転可能に収容するコンプレッサハウジングと、を備え、
　前記羽根車は、前記回転軸に固定されるハブと、前記ハブから突出して設けられた複数の主翼とを含み、
　前記主翼の前縁が、前記羽根車を軸方向から視認した場合に、径方向外側に延びる翼長の少なくとも５０％の位置において、径方向外側に向かって径方向に対して回転方向側に傾斜している。
　上記圧縮機では、主翼の前縁が、羽根車を軸方向から視認した場合に、少なくともその翼長の５０％の位置において、径方向外側に向かって径方向に対して回転方向側に傾斜している。このため、後述するように、羽根車の高速回転時において発生する衝撃波を抑制することができ、高速回転域における圧縮機の性能向上を図ることができる。
　幾つかの実施形態では、前記主翼の前縁が、前記翼長の少なくとも４０％～８０％の範囲において、径方向外側に向かって径方向に対して回転方向側に傾斜している。
　また上記実施形態において、前記翼長の４０％～８０％の範囲における最大傾斜角度は、径方向に対して３～２０度の範囲にある。
　このような構成によれば、羽根車の高速回転時において発生する衝撃波を効果的に抑制することができ、高速回転域における圧縮機の性能向上を図ることができる。
　幾つかの実施形態では、前記主翼の前縁が、前記羽根車を軸方向から視認した場合に、その径方向内側の端部において、径方向内側に向かって径方向に対して回転方向側に傾斜している。
　このような構成によれば、高速回転域における圧縮機の性能向上を図りながらも主翼とハブとの接続長を長く確保でき、主翼の根元部における応力集中を緩和することができる。
　幾つかの実施形態では、前記主翼の前縁が、前記羽根車を軸方向から視認した場合に、その径方向外側の端部において、径方向外側に向かって径方向に対して回転方向とは逆側に傾斜している。
　このような構成によれば、高速回転域における圧縮機の性能向上を図りながらも主翼の先端部における尖り具合を緩やかにし、主翼の先端部における剛性を高めることができるため、主翼の先端部で発生する振動を抑制することができる。
　幾つかの実施形態では、前記主翼の前縁が、前記羽根車を子午面方向から視認した場合に、前記コンプレッサハウジングのシュラウド側に延びる翼高の少なくとも５０％の位置において、前記シュラウド側に向かって軸直角方向に対して上流側に傾斜している。
　このような構成によれば、後述するように、羽根車の高速回転時において発生する衝撃波の発達を抑制することができ、高速回転域における圧縮機の性能向上を図ることができる。
　幾つかの実施形態では、前記主翼の前縁が、前記翼高の４０％～８０％の範囲において、前記シュラウド側に向かって軸直角方向に対して上流側に連続して傾斜している。
　また上記実施形態において、前記翼高の４０％～８０％の範囲における最大傾斜角度は、軸直角方向に対して１０～３０度の範囲にある。
　このような構成によれば、羽根車の高速回転時において発生する衝撃波の発達を効果的に抑制することができ、高速回転域における圧縮機の性能向上を図ることができる。
　幾つかの実施形態では、前記主翼の前縁が、前記羽根車を子午面方向から視認した場合に、そのハブ側の端部において、前記ハブ側に向かって軸直角方向に対して上流側に傾斜している。
　このような構成によれば、高速回転域における圧縮機の性能向上を図りながらも主翼とハブとの接続長を長く確保でき、主翼の根元部における応力集中を緩和することができる。
　幾つかの実施形態では、前記主翼の前縁が、前記羽根車を子午面方向から視認した場合に、そのシュラウド側の端部において、前記シュラウド側に向かって軸直角方向に対して下流側に傾斜している。
　このような構成によれば、高速回転域における圧縮機の性能向上を図りながらも主翼の先端部における尖り具合を緩やかにし、主翼の先端部における剛性を高めることができるため、主翼の先端部で発生する振動を抑制することができる。
　本発明の少なくとも一実施形態によれば、主翼の前縁が、羽根車を軸方向から視認した場合に、少なくともその翼長の５０％の位置において、径方向外側に向かって径方向に対して回転方向側に傾斜している。このため、高速回転時に発生する衝撃波の発達を抑制し、高速回転域における性能向上を図った圧縮機を提供することができる。
一実施形態にかかる圧縮機を示す図である。 一実施形態にかかる圧縮機の羽根車を示した斜視図である。 一実施形態にかかる圧縮機の羽根車を示した部分拡大図であって、（ａ）は子午面方向から視認した子午面図、（ｂ）は軸方向から視認した平面図である。 主翼の前縁の平面形状を示す説明図である。 主翼の前縁を径方向外側に向かって径方向に対して回転方向側に傾斜させる場合の作用を説明するための説明図である。 一実施形態にかかる圧縮機の羽根車を示した斜視図である。 一実施形態にかかる圧縮機の羽根車を示した部分拡大図であって、（ａ）は子午面方向から視認した子午面図、（ｂ）は軸方向から視認した平面図である。 主翼の前縁の子午面形状を示す説明図である。 主翼の前縁をシュラウド側に向かって軸直交方向に対して上流側に傾斜させる場合の作用を説明するための説明図である。
　以下、添付図面に従って本発明の実施形態について説明する。ただし、この実施形態に記載されている構成部品の寸法、材質、形状、その相対的配置等は、本発明の範囲をこれに限定する趣旨ではなく、単なる説明例にすぎない。また、同一の構成には同一の符号を付し、その詳細な説明を省略する場合がある。
　図１は、一実施形態にかかる圧縮機を示す図である。図２は、一実施形態にかかる圧縮機の羽根車を示した斜視図である。
　図１に示すように、圧縮機１は、圧縮機の軸方向に流入した気体を圧縮して半径方向に流出させる遠心圧縮機１として構成されている。遠心圧縮機１は、回転軸２、回転軸２の一端部に設けられた羽根車３、及び羽根車３を回転可能に収容するコンプレッサハウジング６を備える。
　回転軸２は、不図示の軸受によって回転可能に支持されており、中心線ＣＬを中心として回転可能に構成されている。
　羽根車３は、回転軸２の一端部に固定されている円錐状のハブ４と、ハブ４の表面から突出して設けられた複数の主翼５とを含む。また羽根車３は、図２に示すように、隣接する主翼５，５の間に形成される、主翼５よりも軸方向に短い中間翼７を含んでいてもよい。これら主翼５と中間翼７との間（中間翼７がない場合は隣接する主翼５，５の間）には気体が流れる流路部１１が形成される。
　コンプレッサハウジング６は、図１に示すように、軸方向に気体を流入させる入口流路１２と、羽根車３によって圧縮された気体が流出するディフューザ流路１４、および圧縮された気体をハウジング外へと導くスクロール流路１６を備える。また、上述した羽根車３は、その主翼５の上縁５ａがシュラウド部１８の内周形状に沿うように形成されており、コンプレッサハウジング６内に回転可能に収容される。そして、羽根車３が高速で回転することで、前縁５ｂから流入した気体が、流路部１１を流れて加速され、後縁５ｃから上述したディフューザ流路１４へと流出する。
　図３は、一実施形態にかかる圧縮機の羽根車を示した部分拡大図であって、（ａ）は子午面方向から視認した子午面図、（ｂ）は軸方向から視認した平面図である。
　主翼５の前縁５ｂは、図３（ａ）に示すように、子午面視においては中心線ＣＬに対して直交方向に延在している。一方、図３（ｂ）に示すように、平面視においてはその前縁５ｂの中央部近傍において、径方向外側に向かって径方向ｒに対して回転方向Ｒ側に傾斜している。この主翼５の前縁５ｂを軸方向から視認した平面形状について、図４を基に詳細に説明する。
　図４は、主翼の前縁の平面形状を示す説明図である。
　図４に示すように、前縁５ｂの平面形状は、径方向外側に延びる前縁５ｂの翼長をＬとした場合に、径方向外側に向かって０．２Ｌの位置に最下流点Ｐ１が形成されている。また、径方向外側に向かって０．８Ｌの位置に最上流点Ｐ２が形成されている。そして、翼長Ｌの２０～８０％（０．２～０．８Ｌ）の範囲が、径方向外側に向かって、径方向ｒに対して回転方向Ｒ側に、最大傾斜角度θ１で傾斜している。
　このように、前縁５ｂの中央部のある範囲が、径方向外側に向かって、径方向ｒに対して回転方向Ｒ側に傾斜していれば、以下に説明するように、羽根車３の高速回転時において発生する衝撃波の発達を抑制することができ、高速回転域における圧縮機１の性能向上を図ることができる。
　図５は、主翼の前縁を径方向外側に向かって径方向に対して回転方向側に傾斜させる場合の作用を説明するための説明図であって、（ａ）は前縁が径方向に平行な場合（参考例）、（ｂ）は前縁が径方向に対して傾斜している場合（実施例）を示している。
　また、図中の矢印Ｖは、気体の流れ方向を示しており、矢印Ｖの長さは流速の大きさを意味している。羽根車３の高速回転に伴い、主翼５と気体との相対的な流速は径方向外側に向かうにつれて大きくなる。このため、径方向外側に向かうにつれて、矢印Ｖが長くなっている。
　気体が羽根車３の流路部１１において加速されると、流速が速くなる分だけ圧力が低下し、主翼５の背面側において負圧領域Ｎが発生する。前縁５ｂが径方向に対して平行に延在する場合は、図５（ａ）に示すように、気体が前縁５ｂの全体に同時に衝突して、流路部１１をほぼ並行に流れる。そして、流路部１１において加速され、流速が超音速領域に達すると、流速の大きい径方向外側において負圧領域Ｎが膨張して衝撃波Ｍが発生する。このような衝撃波Ｍが発生すると、衝撃波損失が増大し、圧縮効率の低下が生じてしまう。
　これに対して、前縁５ｂが径方向外側に向かって径方向に対して回転方向Ｒ側に傾斜している場合は、図５（ｂ）に示すように、最初に径方向外側の前縁５ｂの一部に気体が衝突し、そこに負圧領域Ｎが発生する。すると、後から前縁５ｂに衝突して流路部１１を流れる気体が、先に発生した負圧領域Ｎに吸い込まれるように流れ方向を変化させる。その結果、図５（ａ）に示す場合と比べて、負圧領域Ｎの膨張が抑えられ、衝撃波による圧縮効率の低下が回避される。
　上述した衝撃波による圧縮効率の低下は、主翼５の前縁５ｂが、羽根車３を軸方向から視認した場合に、径方向外側に延びる翼長Ｌの少なくとも５０％の位置において、径方向外側に向かって径方向に対して回転方向側Ｒに傾斜していることで、その効果を期待できる。
　好ましくは、主翼５の前縁５ｂが、翼長Ｌの少なくとも４０％～８０％の範囲において、径方向外側に向かって径方向に対して回転方向Ｒ側に傾斜しているとよい。この際、上記翼長Ｌの４０％～８０％の範囲における最大傾斜角度θ１が、径方向に対して３～２０度の範囲であれば、上述した羽根車３の高速回転時において発生する衝撃波を効果的に抑制することができる。
　また、図４に示したように、主翼５の前縁５ｂが、羽根車３を軸方向から視認した場合に、その径方向内側の端部（例えば図４に示したように、０．０～０．２Ｌの範囲）において、径方向内側に向かって径方向に対して回転方向Ｒ側に傾斜している。
　このような構成によれば、高速回転域における圧縮機１の性能向上を図りながらも主翼５とハブ４との接続長が長く確保される。これにより、オーバーハングが緩和され、主翼５の根元部における応力集中を緩和することができる。
　また、図４に示したように、主翼５の前縁５ｂが、羽根車３を軸方向から視認した場合に、その径方向外側の端部（０．８Ｌ～１．０Ｌ）において、径方向外側に向かって径方向に対して回転方向とは逆側に傾斜している。
　このような構成によれば、高速回転域における圧縮機１の性能向上を図りながらも主翼５の先端部における尖り具合を緩やかにし、主翼５の先端部における剛性を高めることができる。このため、主翼５の先端部で発生する振動を抑制することができる。
　次に、別の一実施形態にかかる羽根車について、図６～図９を基に説明する。
　図６は、一実施形態にかかる圧縮機の羽根車を示した斜視図である。図７は、一実施形態にかかる圧縮機の羽根車を示した部分拡大図であって、（ａ）は子午面方向から視認した子午面図、（ｂ）は軸方向から視認した平面図である。図８は、主翼の前縁の子午面形状を示す説明図である。
　なお、本実施形態にかかる羽根車３は、上述した実施形態と基本的には同様であり、同一の構成には同一の符号を付して、その詳細な説明を省略する。
　本実施形態の羽根車３は、図７（ｂ）に示すように、主翼５の前縁５ｂの平面形状が上述した実施形態と同様の形状をなしているのに加えて、図７（ａ）に示すように、子午面視における前縁５ｂの中央部近傍において、シュラウド側に向かって軸直角方向ｐに対して上流側に傾斜している。
　図８に詳しく示すように、前縁５ｂの子午面形状は、シュラウド側に延びる前縁５ｂの翼高をＨとした場合に、シュラウド側に向かって０．２Ｈの位置に最下流点Ｐ１が形成されている。また、シュラウド側に向かって０．８Ｈの位置に最上流点Ｐ２が形成されている。そして、翼高Ｈの２０～８０％（０．２～０．８Ｈ）の範囲が、シュラウド側に向かって軸直角方向ｐに対して上流側に、最大傾斜角度θ２で傾斜している。
　次に、主翼５の前縁５ｂをシュラウド側に向かって軸直交方向ｐに対して上流側に傾斜させることの作用について、図９を基に説明する。
　図９は、主翼の前縁をシュラウド側に向かって軸直交方向に対して上流側に傾斜させる場合の作用を説明するための説明図であって、上述した実施形態の図５に対応する図である。図９の（ａ）は前縁が軸直交方向に平行な場合、（ｂ）は前縁が軸直交方向に対して傾斜している場合を示している。羽根車３の高速回転に伴い、主翼５と気体との相対的な流速はハブ側からシュラウド側に向かうにつれて大きくなる。このため、ハブ側からシュラウド側に向かうにつれて、矢印Ｖが長くなっている。
　気体が羽根車３の流路部１１において加速されると、流速が速くなる分だけ圧力が低下し、主翼５の背面側において負圧領域Ｎが発生する。前縁５ｂが軸直交方向に対して平行に延在する場合は、図９（ａ）に示すように、気体が前縁５ｂの全体に同時に衝突して、流路部１１をほぼ並行に流れる。そして、流路部１１において加速され、流速が超音速領域に達すると、流速の大きい径方向外側において負圧領域Ｎが膨張して衝撃波Ｍが発生する。このような衝撃波Ｍが発生すると、衝撃波損失が増大し、圧縮効率の低下が生じてしまう。
　これに対して、前縁５ｂが径方向外側に向かって軸直交方向に対してシュラウド側に傾斜している場合は、図９（ｂ）に示すように、最初にシュラウド側の前縁５ｂの一部に気体が衝突し、そこに負圧領域Ｎが発生する。すると、後から前縁５ｂに衝突して流路部１１を流れる気体が、先に発生した負圧領域Ｎに吸い込まれるように流れ方向を変化させる。その結果、図９（ａ）に示す場合と比べて、負圧領域Ｎの膨張が抑えられ、衝撃波による圧縮効率の低下が回避される。
　このように、主翼５の前縁５ｂをシュラウド側に向かって軸直交方向ｐに対して上流側に傾斜させることで、上述した実施形態における前縁５ｂの平面形状を工夫することの作用効果に加えて、負圧領域Ｎの膨張をより一層抑えることができる。
　上述した衝撃波による圧縮効率の低下は、主翼５の前縁５ｂが、羽根車３の子午面方向から視認した場合に、シュラウド側に延びる翼高Ｈの少なくとも５０％の位置において、シュラウド側に向かって軸直交方向に対して上流側に傾斜していることで、その効果を期待できる。
　好ましくは、主翼５の前縁５ｂが、翼高Ｈの少なくとも４０％～８０％の範囲において、シュラウド側に向かって軸直交方向に対して上流側に傾斜しているとよい。この際、上記翼高Ｈの４０％～８０％の範囲における最大傾斜角度θ２が、軸直交方向に対して１０～３０度の範囲であれば、上述した羽根車３の高速回転時において発生する衝撃波を効果的に抑制することができる。
　また、図８に示したように、主翼５の前縁５ｂが、羽根車３を子午面方向から視認した場合に、そのハブ側の端部（例えば図８に示したように、０．０～０．２Ｈの範囲）において、ハブ側に向かって軸直交方向に対して上流側に傾斜している。
　このような構成によれば、高速回転域における圧縮機１の性能向上を図りながらも主翼５とハブ４との接続長が長く確保される。これにより、オーバーハングが緩和され、主翼５の根元部における応力集中を緩和することができる。
　また、図８に示したように、主翼５の前縁５ｂが、羽根車３を子午面方向から視認した場合に、そのシュラウド側の端部（０．８Ｈ～１．０Ｈ）において、シュラウド側に向かって軸直交方向に対して下流側に傾斜している。
　このような構成によれば、高速回転域における圧縮機１の性能向上を図りながらも主翼５の先端部における尖り具合を緩やかにし、主翼５の先端部における剛性を高めることができる。このため、主翼５の先端部で発生する振動を抑制することができる。
　以上、本発明の実施形態について詳細に説明したが、本発明はこれに限定されず、本発明の要旨を逸脱しない範囲において、各種の改良や変形を行ってもよいのはいうまでもない。例えば、上述した実施形態では、圧縮機１が遠心圧縮機である場合を例に説明したが、これに限定されず、圧縮機１が、軸方向に流入した気体を圧縮して斜め方向に流出させる斜流圧縮機として構成されていてもよいものである。
　本発明の少なくとも一つの実施形態の圧縮機は、例えば自動車や船舶のエンジンに用いられる過給機の圧縮機として好適に用いられる。
１　　　　圧縮機
２　　　　回転軸
３　　　　羽根車
４　　　　ハブ
５　　　　主翼
５ａ　　　上縁
５ｂ　　　前縁
５ｃ　　　後縁
６　　　　コンプレッサハウジング
７　　　　中間翼
１１　　　流路部
１２　　　入口流路
１４　　　ディフューザ流路
１６　　　スクロール流路
１８　　　シュラウド部
Ｐ１　　　　最下流点
Ｐ２　　　　最上流点
Ｌ　　　　　翼長
Ｈ　　　　　翼高

Claims (10)

  1. 　軸方向から流入した気体を圧縮して、半径方向、又は軸方向に対して斜め方向に流出させる圧縮機において、
    　回転軸と、
    　前記回転軸と共に回転する羽根車と、
    　前記羽根車を回転可能に収容するコンプレッサハウジングと、を備え、
    　前記羽根車は、前記回転軸に固定されるハブと、前記ハブから突出して設けられた複数の主翼とを含み、
    　前記主翼の前縁が、前記羽根車を軸方向から視認した場合に、径方向外側に延びる翼長の少なくとも５０％の位置において、径方向外側に向かって径方向に対して回転方向側に傾斜していることを特徴とする圧縮機。
  2. 　前記主翼の前縁が、前記翼長の少なくとも４０％～８０％の範囲において、径方向外側に向かって径方向に対して回転方向側に傾斜していることを特徴とする請求項１に記載の圧縮機。
  3. 　前記翼長の４０％～８０％の範囲における最大傾斜角度が、径方向に対して３～２０度の範囲にあることを特徴とする請求項２に記載の圧縮機。
  4. 　前記主翼の前縁が、前記羽根車を軸方向から視認した場合に、その径方向内側の端部において、径方向内側に向かって径方向に対して回転方向側に傾斜していることを特徴とする請求項１から３の何れか一項に記載の圧縮機。
  5. 　前記主翼の前縁が、前記羽根車を軸方向から視認した場合に、その径方向外側の端部において、径方向外側に向かって径方向に対して回転方向とは逆側に傾斜していることを特徴とする請求項１から４の何れか一項に記載の圧縮機。
  6. 　前記主翼の前縁が、前記羽根車を子午面方向から視認した場合に、前記コンプレッサハウジングのシュラウド側に延びる翼高の少なくとも５０％の位置において、前記シュラウド側に向かって軸直角方向に対して上流側に傾斜していることを特徴とする請求項１から５の何れか一項に記載の圧縮機。
  7. 　前記主翼の前縁が、前記翼高の４０％～８０％の範囲において、前記シュラウド側に向かって軸直角方向に対して上流側に連続して傾斜していることを特徴とする請求項６に記載の圧縮機。
  8. 　前記翼高の４０％～８０％の範囲における最大傾斜角度が、軸直角方向に対して１０～３０度の範囲にあることを特徴とする請求項７に記載の圧縮機。
  9. 　前記主翼の前縁が、前記羽根車を子午面方向から視認した場合に、そのハブ側の端部において、前記ハブ側に向かって軸直角方向に対して上流側に傾斜していることを特徴とする請求項６から８の何れか一項に記載の圧縮機。
  10. 　前記主翼の前縁が、前記羽根車を子午面方向から視認した場合に、そのシュラウド側の端部において、前記シュラウド側に向かって軸直角方向に対して下流側に傾斜していることを特徴とする請求項６から９の何れか一項に記載の圧縮機。
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