(57)【要約】【課題】高い回転数で回転可能な強度を備えるとともに、ハブ部側での旋回損失及びチップ部側での摩擦損失を低減させることが可能な高効率のタービン翼を備えたタービンインペラ、ラジアルタービン及び過給機を提供する。【解決手段】主軸Ｏに直角な半径方向から流入する流体を主軸Ｏ方向に吐出するラジアルタービンに搭載され、主軸Ｏ周りに複数設置されるタービン翼１３を備えるタービンインペラ１１において、タービン翼１３を、主軸に直交する断面形状が一方向に延びる二次元翼形状に成形するとともに、トレーディングエッジ１７をチップ部１５からハブ部１４に向かうに従って翼弦方向Ｇに向かって傾斜させ、タービン翼１３の羽根角を、トレーディングエッジ１７が翼弦方向Ｇに向かうに従って漸次大きくなるように形成する。【選択図】図２
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
主軸に直角な半径方向から流入する流体を前記主軸方向に吐出するラジアルタービンに搭載され、前記主軸周りに複数設置されるタービン翼を備えるタービンインペラであって、
前記タービン翼は、二次元翼形状をなすとともに、トレーディングエッジがチップ部からハブ部に向かうに従って翼弦方向に向かって傾斜しており、
前記タービン翼の羽根角が、前記トレーディングエッジが前記翼弦方向に向かうに連れて漸次大きくなることを特徴とするタービンインペラ。
【請求項２】
前記タービン翼は、前記ハブ部後端における羽根角が前記チップ部後端における羽根角よりも２３°以上大きくなるように形成されていることを特徴とする請求項１に記載のタービンインペラ。
【請求項３】
前記タービン翼は、前記ハブ部後端における羽根角が５０°以上、チップ部の後端における羽根角が２７°以下となるように形成されていることを特徴とする請求項１に記載の記載のタービンインペラ。
【請求項４】
前記タービン翼は、前記ハブ部後端が前記チップ部後端よりも前記主軸方向にインペラ最外半径に対する比で０．１５以上延びていることを特徴とする請求項１から３のいずれか一項に記載のタービンインペラ。
【請求項５】
請求項１から請求項４のうちいずれか一項に記載のタービンインペラを備えることを特徴とするラジアルタービン。
【請求項６】
内燃機関からの排気ガスにより駆動されるラジアルタービンと、
前記ラジアルタービンにより回転駆動されるコンプレッサインペラにより前記内燃機関に向けて圧縮空気を供給するコンプレッサとを有する過給機において、
前記ラジアルタービンとして請求項５に記載のラジアルタービンを用いたことを特徴とする過給機。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、主軸に直角な半径方向から流入する流体を主軸に沿った出口方向に吐出するラジアルタービンに搭載されるタービンインペラ、これを用いたラジアルタービン及び過給機に関する。
【背景技術】
【０００２】
周知のように、過給機は、ラジアルタービンとコンプレッサとが同一回転軸上に配置され、ラジアルタービン内のタービンインペラとコンプレッサ内のコンプレッサインペラが駆動シャフトで連結されて、タービンインペラが排気ガス等により回動すると駆動シャフトを介してコンプレッサインペラが回動し、空気等が圧縮されるように構成されている（例えば特許文献１参照）。
【０００３】
このような過給機におけるラジアルタービンにおいては、タービン性能の向上を目的として、タービンインペラが備える複数のタービン翼のキャンバー面の形状の最適化を図る必要がある。
例えばタービン翼として二次元翼形状を採用する場合、タービン翼の羽根角を小さくすると、タービン翼のハブ部（翼基端）での流れが十分に転向しないため旋回損失が発生する。一方、当該羽根角を大きくすると、タービン翼のチップ部（翼先端）の流速が早くなり摩擦損失が大きくなってしまう。
なお、羽根角とは、図９に示すように、ハブ部先端におけるタービン翼と主軸に直行する平面との交差線ｌに対して、タービン翼の主軸方向の任意の箇所における該タービン翼と主軸に直交する平面との交差線ｍが、該主軸に直交する平面上にてなす角度θのことをいう。
【０００４】
また、例えば非特許文献１には、タービン翼として三次元翼形状を採用することでタービンの性能向上を図る技術が記載されている。このタービン翼によれば、チャンバー面をねじるように成形することによって、ハブ部側での羽根角を大きくしつつチップ側での羽根角を小さくして旋回損失及び摩擦損失の低減を図っている。
【特許文献１】特開２００６−１２５５８８号公報
【非特許文献１】「三菱重工業製  車両用過給機の動向」日本ガスタービン学会誌、Ｖｏｌ３３、Ｎｏ４、２００５年７月
【発明の開示】
【発明が解決しようとする課題】
【０００５】
ところで、上記のような従来のタービンインペラにおけるタービン翼については以下の問題があった。
即ち、タービン翼として三次元翼形状を採用した場合、設計の自由度が増すことによりハブでの旋回損失及びチップ部での摩擦損失を低減させた翼形状を実現することができるものの、タービン翼がねじり形状となることによって回転時の遠心応力が大きくなり、強度上の問題から高い回転数で回転させることができないという問題があった。
また、二次元翼形状を採用した場合には、三次元翼に比べて遠心応力が小さいことから高い回転数で回転させることはできるものの、上記のようにハブ部における旋回損失及びチップ部における摩擦損失の低減を同時に図ることができないという問題があった。
【０００６】
この発明はこのような課題に鑑みてなされたものであって、高い回転数で回転可能な強度を備えるとともに、ハブ部側での旋回損失及びチップ部側での摩擦損失を低減させることが可能な高効率のタービン翼を備えたタービンインペラ、ラジアルタービン及び過給機を提供することを目的とする。
【課題を解決するための手段】
【０００７】
前記課題を解決するため、この発明は以下の手段を提案している。
即ち、本発明に係るタービンインペラは、主軸に直角な半径方向から流入する流体を前記主軸方向に吐出するラジアルタービンに搭載され、前記主軸周りに複数設置されるタービン翼を備えるタービンインペラであって、前記タービン翼は、二次元翼形状をなすとともに、トレーディングエッジがチップ部からハブ部に向かうに従って翼弦方向に向かって傾斜しており、前記タービン翼の羽根角が、前記トレーディングエッジが前記翼弦方向に向かうに連れて漸次大きくなることを特徴としている。
【０００８】
このような特徴のタービンインペラによれば、二次元翼形状であることから遠心応力を低減させることができるとともに、トレーディングエッジが翼弦方向（流体が翼面に沿って流れる方向）に向かうに従って羽根角が漸次大きくなることで、当該トレーディングエッジの基端側にあたるチップ部後端における羽根角を比較的小さく抑えたまま、トレーディングエッジの先端側にあたるハブ部後端においては羽根角を大きくすることできる。これにより、チップ部側における摩擦損失及びハブ部側における旋回損失を低減させることが可能になる。
【０００９】
さらに  本発明に係るタービンインペラにおいては、前記タービン翼は、前記ハブ部後端における羽根角が前記チップ部後端における羽根角よりも２３°以上大きくなるように形成されていることを特徴としている。
これにより、チップ部後端では羽根角が比較的小さいまま、ハブ部の後端での羽根角が大きくなるため、旋回損失及び摩擦損失を効果的に低減させることが可能となる。
【００１０】
さらに  本発明に係るタービンインペラにおいて、前記タービン翼は、前記ハブ部後端における羽根角が５０°以上、チップ部の後端における羽根角が２７°以下となるように形成されていることを特徴している。
これにより、ハブ部後端における旋回損失の低減とチップ部の先端における摩擦損失の低減をより効果的に図ることが可能となる。
【００１１】
また、本発明に係るタービンインペラにおいては、前記タービン翼は、前記ハブ部後端が前記チップ部後端よりも前記主軸方向にインペラ最外半径に対する比で０．１５以上延びていることを特徴としている。
これによってトレーディングエッジの傾斜を大きくとることができるため、チップ部後端とハブ部後端との羽根角の差を大きく設けることが可能となる。
【００１２】
本発明に係るラジアルタービンは、上記のいずれかのタービンインペラを備えることを特徴としている。
このような特徴のラジアルタービンによれば、上記のようにタービンインペラにおける旋回損失と摩擦損失とを低減させてタービン性能を向上させることができる。
【００１３】
本発明に係る過給機は、内燃機関からの排気ガスにより駆動されるラジアルタービンと、前記ラジアルタービンにより回転駆動されるコンプレッサインペラにより前記内燃機関に向けて圧縮空気を供給するコンプレッサとを有する過給機において、前記ラジアルタービンとして上記のラジアルタービンを用いたことを特徴としている。
このような特徴の過給機によれば、上記のタービンインペラ及びラジアルタービンと同様の作用効果を奏する。
【発明の効果】
【００１４】
本発明に係るタービンインペラ、ラジアルタービン及び過給機によれば、遠心応力を低減させて高い回転数での回転が可能となるとともに、タービン翼のチップ部後端における羽根角を比較的小さくしつつハブ部後端における羽根角を大きくすることで旋回損失及び摩擦損失を低減させて、タービン効率を向上させることが可能となる
【発明を実施するための最良の形態】
【００１５】
以下、図面を参照し、本発明に係るタービンインペラ、ラジアルタービン及び過給機の実施の形態について説明する。
図１は本発明の実施形態である過給機の全体構成を示す側断面図であり、図２は図１における過給機のタービンインペラ付近の部分拡大図、図３はタービンインペラの斜視図でである。
【００１６】
図１に示すように、過給機１は、ラジアルタービン１０とコンプレッサ３０とベアリング部４０とを備えており、ラジアルタービン１０に設けられたタービンインペラ１１とコンプレッサ３０に設けられたコンプレッサインペラ３１とが、ベアリング部４０に設けられた駆動シャフト４１にそれぞれ固定されて主軸Ｏ回りに回転される構成とされている。
【００１７】
タービンインペラ１１及びコンプレッサインペラ３１は、主軸Ｏ周りに複数のタービン翼１３又はコンプレッサ翼３３が立設されたラジアルインペラである。タービンインペラ１１は、その外周側から吹き付けられる排気ガスが隣り合うタービン翼１３の間を流れて主軸Ｏ方向へ抜けることによってトルクを受けて回転する。コンプレッサインペラ３１は、回転駆動されることによりコンプレッサ翼３３が立設された外周側に主軸Ｏ方向から流入する外気を圧縮するようになっている。
【００１８】
また、ラジアルタービン１０はタービンインペラ１１等が収容されるタービンハウジング１２を、コンプレッサ３０はコンプレッサインペラ３１等が収容されるコンプレッサハウジング３２を、ベアリング部４０は駆動シャフト４１等が収容されるベアリングハウジング４２をそれぞれ備えており、これらタービンハウジング１２、ベアリングハウジング３２及びコンプレッサハウジング４２が順次連結されることによって、ラジアルタービン１０、コンプレッサ３０及びベアリング部４０が固定一体化された構成とされている。
【００１９】
ベアリング部４０において、駆動シャフト４１は、その軸心がタービンインペラ１１及びコンプレッサインペラ３１の回転軸と同心に、即ち主軸Ｏ上に配設され、該駆動シャフト４１の一端部にはタービンインペラ１１が溶接等により一体化され、他端部にはコンプレッサインペラ３１がナット４１ａを介して一体的に結合されている。
また、ベアリングハウジング４２は、タービンハウジング１２とコンプレッサハウジング３２とを気密に連結するとともに、空気軸受３４によって駆動シャフト４１を当該ベアリングハウジング４２に対して回転自在に支持している。
【００２０】
コンプレッサハウジング３２には駆動シャフト４１と同軸上に配置される吸気口３２ａが形成されており、この吸気口３２ａから外気が吸引される。
また、コンプレッサハウジング３２は、外周側から突出した吐出流路（図示省略）を有している。この吐出流路は、内燃機関の給気口に接続されて、加圧空気を内燃機関へと導く。
【００２１】
そして、ラジアルタービン１０において、タービンハウジング１２には、スクロール流路Ｆが形成されている。このスクロール流路Ｆの内周側には、環状の排気ガス流路ｆ（流体入口流路）が形成されている。
また、タービンハウジング１２は、外側に突出した排気ガス導入路（図示省略）を有している。この排気ガス導入路は、内燃機関（図示省略）の排気口に接続されて、内燃機関が排出する排気ガスをスクロール流路Ｆに導き入れるものである。
更に、タービンハウジング１２には、駆動シャフト４１の同軸上に配置された排気ガス排出口１２ａが形成されている。この排気ガス排出口１２ａは、排気筒（図示省略）等に接続されており、これによって排気ガスが外部に排出される。
【００２２】
そして、上記排気ガス流路ｆには、その周方向に複数のノズルベーン５０が配設されている。このノズルベーン５０は、それぞれがタービンインペラ１１の回転軸、即ち主軸Ｏと平行に配置された中心軸を中心にして回動可能に設けられている。そして、これら複数のノズルベーン５０が互いに同期して回動することで、排気ガス流路ｆの流体が通過可能な範囲を変化させ、タービンインペラ１１に供給される排気ガスの流速を調整可能としている。
【００２３】
このような構成により、内燃機関から、高温・高圧の排気ガスが排気ガス導入路によりタービンハウジング１２内に流入し、タービンインペラ１１を回転させた後に、排気ガス排出口１２ａより外部に排気される。そして、タービンインペラ１１の回転は、駆動シャフト４１を介して、コンプレッサインペラ３１に伝達される。
これにより、吸気口３２ａから外気がコンプレッサハウジング３２内に吸入され、更に圧縮された後に、吐出流路を経て内燃機関に供給される。この際、駆動シャフト４１の回転数は、例えば数万〜数１０万ｒｐｍ程度となる。
【００２４】
次に、本実施形態のタービンインペラ１１におけるタービン翼１３の構成について図２及び図３を用いて説明する。
タービン翼１３は、主軸Ｏ対して直交する面で切断した場合に、その翼断面形状の中心線が半径方向に沿って設けられているとともに、この略直線形状がその長さ及び主軸に対する角度を変化させながら主軸Ｏと平行な方向に順次積み上げられて成形された二次元翼形状をなしている。
【００２５】
このタービン翼１３において、その立ち上がり部分に相当する翼基端がハブ部１４であり、該ハブ部１４は、図２に示す側面視において、翼弦方向Ｇ（排気ガスが翼面に沿って流れる方向）に向かうに従って主軸Ｏ径方向内側に向かうように湾曲している。
また。このハブ部１４に対向してタービン翼１３の主軸Ｏ径方向外側に位置する翼先端がチップ部１５であり、当該チップ部１５もハブ部１４同様、図２における側面視において、翼弦方向に向かうに従って主軸Ｏ径方向内側に向かうように湾曲している
【００２６】
なお、以下では、上記ハブ部１４における排気ガスが流入する入り口側をハブ部先端１４ａと、該ハブ部１４における排気ガスが流出する出口側をハブ部後端１４ｂとする。同様に、上記チップ部１５における排気ガスが流入する入り口側をチップ部先端１５ａと、該チップ部１５における排気ガスが流出する出口側をチップ部後端１５ｂとする。
【００２７】
また、タービン翼１３における排気ガスが流入する側の端部は、上記ハブ部先端１４ａとチップ部先端１５ａとを掛け渡すように延びるリーディングエッジ１６とされている。ここで、タービン翼１３の側面視にて、このリーディングエッジ１６とチップ部先端１５ａから主軸Ｏ径方向内側に向かって下ろした線分とを二辺とする略三角形部分をリーディングエッジ側翼１８とする。
さらに、タービン翼１３における排気ガスが流出する側の端部は、上記ハブ部後端１４ｂとチップ部後端１５ｂとを掛け渡すように延びるトレーディングエッジ１７とされている。ここで、タービン翼１３の側面視にて、このトレーディングエッジ１７を斜辺とする略直角三角形部分をトレーディングエッジ側翼１９とする。
そして、タービン翼１３における上記リーディングエッジ側翼１８とトレーディング翼翼１９との間の部分を中間翼２０とする。
【００２８】
次に上記のようなタービン翼１３の詳細な形状及び寸法について図４を参照しながら説明する。図４（ａ）はタービン翼の側面視形状を示すグラフ、図４（ｂ）はタービン翼の羽根角の分布を示すグラフである。これらのグラフにおいて、軸方向長さＺとはハブ部先端１４ａを基準とした主軸Ｏ方向の長さを示している。なお、羽根角θの定義は上述の通りである（図９参照）。
【００２９】
本実施形態のタービン翼１３は、ハブ部後端１４ｂの軸方向長さＺがチップ部後端１５ｂよりも主軸Ｏ方向に延びた形状をしており、具体的には、ハブ部後端１４ｂはチップ部後端１５ｂよりも主軸Ｏ方向にインペラ最外半径に対する比で０．１７延びている。これにより、トレーディングエッジ１７はチップ部後端１５ｂからハブ部後端１４ｂに向かうに従って翼弦方向Ｇ、即ち流体の出口方向に向かって傾斜した形状になっている。
なお、ハブ部後端１４ｂがチップ部後端１５ｂよりも主軸Ｏ方向にインペラ最外半径に対する比で０．１５延びているものであってもよい。
【００３０】
このタービン翼１３の羽根角を見ると、図４（ｂ）に示すように、排気ガスの入り口に当たるハブ部先端１４ａからチップ部先端１５ａまでの範囲、即ちリーディングエッジ側翼１８の部分は負の値を示しており、これは当該リーディングエッジ側翼１８の翼面が排気ガスの出口方向を向くように主軸Ｏに対して傾斜していることを示している。
また、チップ部先端１５ａからチップ部後端１５ｂまでの範囲、即ち中間翼２０は、リーディングエッジ側翼１８に滑らかに連なるようにして緩やかに羽根角が大きくなり、チップ部後端１５ｂにおける羽根角は２７°とされている。
さらに、排気ガスの出口に当たるチップ部後端１５ｂからハブ部後端１４ｂまでの範囲、即ちトレーディングエッジ側翼１９は、中間翼２０に滑らかに連なるとともに、その羽根角は主軸Ｏ方向に向かうに従って比較的急勾配で大きくなり、タービン翼１３の最後端に位置するハブ部後端１４ｂにおける羽根角は５４°とされている。
【００３１】
なお、チップ部後端１５ｂとハブ部後端１４ｂとの羽根角は、上記に限定されず、例えば、チップ部後端１５ｂの羽根角を２７°の場合に、ハブ部後端１４ｂの羽根角を５０°としてものであってもよい。
【００３２】
このようにして、本実施形態のタービン翼１３は、トレーディングエッジ１７がチップ部からハブ部に向かうに従って翼弦方向Ｇ、即ち排気ガスの出口方向に向かって傾斜し、さらに、排気ガスの出口に当たるトレーディングエッジ側翼１９の羽根角が出口側に向かうに従って急勾配で大きくされた形状とされている。
したがって、二次元翼形状であることから主軸Ｏに直交する断面においてチップ部１５とハブ部１４の羽根角は同一となるが、チップ部１５側の排気ガスの出口であるチップ部後端１５ｂにおける羽根角を比較的小さく抑えつつも、ハブ部１４側の排気ガスの出口であるハブ部後端１４ｂにおける羽根角を大きくすることが可能となる。
【００３３】
ここで、一般に、羽根角が小さい場合、ハブ部１４での排気ガスの流れが十分に転向しないため旋回損失が発生する。一方、羽根角が大きいと、チップ部１５の排気ガスの流速が早くなり摩擦損失が大きくなってしまう。従って、タービン翼の形状としてはチップ部１５側での羽根角が小さく、ハブ部１４側での羽根角が大きい方が望ましい。また、強度の観点からは、作用する遠心応力が低い二次元翼形状であることが好ましい。
【００３４】
この点、本実施形態のタービン翼１３は、上記の通り、二次元翼形状でありつつも、チップ部後端１５ｂにおける羽根角を比較的小さく、ハブ部後端１４ｂにおける羽根角を大きくすることができる。従って、より高い回転数で回転させることができ、かつ旋回損失及び摩擦損失を低減させてタービン効率を向上させることが可能となる。
【００３５】
以上、図面を参照しながら本発明に係るタービンインペラ、ラジアルタービン及び過給機の好適な実施形態について説明したが、本発明は上記実施形態に限定されないことは言うまでもない。上述した実施形態において示した各構成部材の諸形状や組み合わせ等は一例であって、本発明の主旨から逸脱しない範囲において設計要求等に基づき種々変更可能である。
【実施例】
【００３６】
以下、上記タービン翼の実施例についてのシミュレーション結果を説明する。
図５（ａ）は本シミュレーションで用いたタービン翼の側面視形状を示し、図５（ｂ）は同じく本シミュレーションで用いたタービン翼の羽根角の分布を示している。
本実施例においては、形状の異なる３つのタービン翼を用いてラジアルタービンを回転させた場合における排気ガスの流れについてのシミュレーションを行った。
【００３７】
図５に示す実施例１及び実施例２のタービン翼は上記実施形態において説明したタービン翼に対応する。
実施例１のタービン翼は、チップ部後端の軸方向長さＺ位置のインペラ最外半径に対する比が０．７５、ハブ部後端の軸方向長さＺ位置のインペラ最外半径に対する比が０．９２であり、ハブ部後端の方がチップ部後端よりも主軸方向にインペラ最外半径に対する比で０．１７長い形状とした。また、チップ部後端における羽根角は２７°、ハブ部後端における羽根角は５４°として、これらチップ部後端とハブ部後端における羽根角の差は２７°に設定した。
実施例２のタービン翼は、チップ部後端の軸方向長さＺ位置のインペラ最外半径に対する比が０．７５、ハブ部後端の軸方向長さＺ位置のインペラ最外半径に対する比が０．９０であり、ハブ部後端の方がチップ部後端よりも主軸方向にインペラ最外半径に対する比で０．１５長い形状とした。また、チップ部後端における羽根角は２７°、ハブ部後端における羽根角は５０°として、これらチップ部後端とハブ部後端における羽根角の差は２３°に設定した。
【００３８】
一方、実施例３のタービン翼は、上記実施例１とはチップ部後端からハブ部後端までの範囲、即ちトレーディングエッジ側翼における形状を異にしたものであり、チップ部後端の軸方向長さＺ位置のインペラ最外半径に対する比が０．７５、ハブ部後端の軸方向長さＺ位置のインペラ最外半径に対する比が０．８８であり、ハブ部後端の方がチップ部後端よりも主軸方向にインペラ最外半径に対する比で０．１３長い形状とした。また、チップ部後端における羽根角は２７°、ハブ部後端における羽根角は４３°として、これらチップ部後端とハブ部後端における羽根角の差は１６°に設定した。
即ち、実施例１及び実施例２は実施例３に比べて、リーディングエッジ側翼が大きく形成されているとともに当該リーディングエッジ側翼の羽根角の勾配が大きくされている。
【００３９】
図６にタービン翼出口における絶対流れ角のシミュレーション結果を、図７にタービン翼出口における相対マッハ数のシミュレーション結果を示した。なお、横軸のｓｐａｎはタービン翼の主軸径方向の位置を示しており、０がハブ部後端を１がチップ部後端を示している。
なお、図６において、絶対流れ角は小さいほど旋回損失が小さいことを示している。また、図７においては、相対マッハ数と流速とは比例関係があり当該マッハ数が小さいほど摩擦損失が低いこと示している。
実施例１、２及び３とを比較すると、図７に示すように相対マッハ数はほぼ同等であるのに対し、図６に示すように、特にハブ部側において実施例１及び実施例２の絶対流れ角の値が小さくなっていることがわかる。従って、リーディングエッジ側翼を大きくするとともに当該リーディングエッジ側翼の羽根角の勾配を大きくすることで、摩擦損失を大きくすることなく旋回損失を低減可能なことがわかった。
【００４０】
また、図８にタービン膨張比とタービン効率の関係のシミュレーション結果を示した。なお、ラジアルタービンの回転数が高いほどタービン膨張比は大きくなる。
実施例１、２及び３を比較すると、実施例１及び実施例２の方がタービン膨張比の差異にかかわらずタービン効率が高いことがわかった。また、タービン効率は、タービン膨張比が低い、即ち回転数が小さい場合に、実施例１と実施例２とのタービン効率の差が顕著であることがわかった。
【００４１】
以上のような実施例１、２及び３の比較シミュレーションから、旋回損失及びタービン効率はともに実施例１及び２が優れていることがわかった。特に、当該実施例１及び２のタービン翼をディーゼルエンジンに適用した場合、排気ガス（ＮOX）を低減することができ、排ガス規制をクリアすることが可能となる。
よって、ハブ部後端の方をチップ部後端よりも主軸方向にインペラ最外半径に対する比で０．１５よりも長い形状とし、これらチップ部後端とハブ部後端における羽根角の差を２３°より大きく設定することが、旋回損失及びタービン効率の観点から有効であることがわかった。
【図面の簡単な説明】
【００４２】
【図１】本発明の実施形態である過給機の全体構成を示す側断面図である。
【図２】過給機のタービンインペラ付近の部分拡大図である。
【図３】タービンインペラの斜視図である。
【図４】（ａ）はタービン翼の側面視形状を示すグラフ、図４（ｂ）はタービン翼の羽根角の分布を示すグラフである。
【図５】（ａ）はシミュレーションで用いたタービン翼の側面視形状、図５（ｂ）はシミュレーションで用いたタービン翼の羽根角の分布である。
【図６】タービン翼出口における絶対流れ角のシミュレーション結果である。
【図７】タービン翼出口における相対マッハ数のシミュレーション結果である。
【図８】タービン膨張比とタービン効率の関係のシミュレーション結果である。
【図９】羽根角を説明する図である。
【符号の説明】
【００４３】
１０  ラジアルタービン
１１  タービンインペラ
１３  タービン翼
１４  ハブ部
１４ａ       ハブ部先端
１４ｂ       ハブ部後端
１５  チップ部
１５ａ       チップ部先端
１５ｂ       チップ部後端
１７  トレーディングエッジ
３０  コンプレッサ
３１  コンプレッサインペラ
Ｇ    翼弦方向
Ｏ    主軸
【図１】
2010001874.tif 000003
【図２】
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【図３】
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【図４】
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【図５】
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【図６】
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【図７】
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【図８】
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【図９】
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