(57)【要約】【課題】流入する流体流量が小流量であっても翼高さ方向（スパン方向）の流速分布を均一化できるタービンインペラを提供する。【解決手段】複数の翼１２が回転軸１１に放射状に設けられたタービンインペラ１０。翼１２の上流端１２ａから後縁１４までの軸方向長さが、チップ１４ａとハブ１４ｂの中間位置１４ｃにおいてチップとハブの平均長さより長く、かつ中間位置１４ｃにおける後縁羽根角がチップとハブより大きく、チップとハブの間に最大値を有する。【選択図】図３
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
流体が回転軸に対し垂直に流入し軸方向に流出するタービンインペラであって、
前記回転軸まわりに配置される複数のタービン翼を備え、
前記タービン翼の上流端から後縁までの軸方向長さが、チップとハブの中間位置においてチップとハブの平均長さより長く、
かつ前記中間位置における後縁羽根角がチップとハブより大きく、チップとハブの間に最大値を有する、ことを特徴とするタービンインペラ。
【請求項２】
前記タービン翼の上流端から後縁までの軸方向長さを、チップでＬｓ、ハブでＬｈ、前記中間位置でＬｍと定義し、
無次元パラメータＰを２Ｌｍ／（Ｌｓ＋Ｌｈ）と定義したとき、
無次元パラメータＰが１．０５〜１．２の範囲にある、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】
前記中間位置は、後縁におけるハブからピッチまでの半径方向距離に対し、０．４〜０．７倍の範囲に位置する、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４】
軸方向距離に対する羽根角の変化率が、前記タービン翼の上流端から後縁のチップまでは相対的に小さく、後縁のチップからハブまでは相対的に大きい、ことを特徴とする請求項１に記載のタービンインペラ。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、回転軸に垂直に流入する流体を軸方向に流出させるタービンインペラに関する。
【背景技術】
【０００２】
ラジアルタービンのインペラ（羽根車）は、マイクロガスタービン、エキスパンダタービン、過給機等に用いられる。かかるインペラは、例えば特許文献１に開示されている。
【０００３】
図１は、従来のインペラを備えた過給機の模式的断面図であり、図２は、従来のインペラの説明図である。図２において、（Ａ）は子午面投影図（半断面）、（Ｂ）はＢ−Ｂ断面図、（Ｃ）はＣ−Ｃ矢視図である。
【０００４】
図１において、１は可変ノズル、２はインペラであり、可変ノズル１でインペラ２に流入する流体流量を可変制御するようになっている。
【０００５】
図２（Ａ）において、３はインペラを構成するタービン翼であり、タービン翼３の上流端を「前縁」、下流端を「後縁」、翼３の内方端を「ハブ」、外方端と「チップ」と呼ぶ。
【０００６】
図２（Ｂ）において、従来のインペラ２では、タービン翼３の軸方向断面形状が、半径方向外方に放射状に２次元で延びている。このような翼形状をラジアルエレメントと呼ぶ。すなわち従来のインペラ２は、ラジアルエレメントで定義されるタービン翼３を備えている。
【０００７】
図２（Ｃ）において、タービン翼３の中心線とインペラ２の回転軸とのなす角度を「羽根角」と呼び、後縁における羽根角を特に「後縁羽根角」と呼ぶ。
【先行技術文献】
【特許文献】
【０００８】
【特許文献１】特開平０９−１００７０１号公報、「ラジアルタービンの動翼」
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【０００９】
上述したように、従来のインペラ２は、ラジアルエレメントで定義されるタービン翼３を備えている。この場合、タービン翼３の後縁形状は、子午面に投影したときに、図２（Ａ）に示すように、ハブからチップまで直線形状のものが用いられていた。
このようなラジアルエレメントに基づいて羽根角が設定されるタービン翼においては、ある一箇所（例えばチップ）の羽根角が決定されれば、チップからハブまでのすべての箇所の羽根角が回転軸からの距離に応じて一義的に決定される。
【００１０】
しかし、ラジアルエレメントで定義されるタービン翼３を備えている従来のインペラ２の場合、例えば可変ノズル１を備え、流体流量を可変制御すると、特に小流量時に翼高さ方向（スパン方向）の流速分布が不均一となる問題点があった。
【００１１】
本発明は、上述した問題点を解決するために創案されたものである。すなわち、本発明の目的は、流入する流体流量が小流量であっても翼高さ方向（スパン方向）の流速分布を均一化できるタービンインペラを提供することにある。
【課題を解決するための手段】
【００１２】
本発明によれば、流体が回転軸に対し垂直に流入し軸方向に流出するタービンインペラであって、
前記回転軸まわりに配置される複数のタービン翼を備え、
前記タービン翼の上流端から後縁までの軸方向長さが、チップとハブの中間位置においてチップとハブの平均長さより長く、
かつ前記中間位置における後縁羽根角がチップとハブより大きく、チップとハブの間に最大値を有する、ことを特徴とするタービンインペラが提供される。
【００１３】
本発明の実施形態によれば、前記タービン翼の上流端から後縁までの軸方向長さを、チップでＬｓ、ハブでＬｈ、前記中間位置でＬｍと定義し、
無次元パラメータＰを２Ｌｍ／（Ｌｓ＋Ｌｈ）と定義したとき、
無次元パラメータＰが１．０５〜１．２の範囲にある。
【００１４】
また、前記中間位置は、後縁におけるハブからピッチまでの半径方向距離に対し、０．４〜０．７倍の範囲に位置する。
【００１５】
また、軸方向距離に対する羽根角の変化率が、前記タービン翼の上流端から後縁のチップまでは相対的に小さく、後縁のチップからハブまでは相対的に大きい。
【発明の効果】
【００１６】
ラジアルエレメントで定義されるタービン翼３を備えている従来のインペラ２の場合、ラジアルエレメント翼ではスパン方向の羽根角度を自由に変更できないため、スパン方向の流れを制御して、流速分布を均一化することはできなかった。
【００１７】
これに対し、本発明のタービンインペラでは、タービン翼の上流端から後縁までの軸方向長さを、チップとハブの中間位置においてチップとハブの平均長さより長くして、後縁の子午面形状を中間位置が下流側に膨らんだ形状とし、かつこの膨らんだ形状部分において、中間位置における後縁羽根角がチップとハブより大きく、チップとハブの間に最大値を有するように設定したので、膨らんだ形状部分におけるスパン方向の流れを積極的に制御することができる。
【００１８】
その結果、最大流量を確保するとともに小流量であっても翼高さ方向（スパン方向）の流速分布を均一に近づけることができ、小流量側での効率を改善し、ワイドレンジなタービンを実現できる。
【図面の簡単な説明】
【００１９】
【図１】従来のインペラを備えた過給機の模式的断面図である。
【図２】従来のインペラの説明図である。
【図３】本発明によるタービンインペラの子午面投影図（半断面）である。
【図４】翼後縁におけるハブからのスパンと後縁羽根角との関係図である。
【図５】翼の羽根角変化率と軸方向位置との関係図である。
【図６】翼後縁における流体の流出速度の説明図である。
【図７】評価パラメータとタービン効率の改善幅との関係図である。
【発明を実施するための形態】
【００２０】
以下、本発明の好ましい実施形態を添付図面に基づいて詳細に説明する。なお、各図において共通する部分には同一の符号を付し、重複した説明を省略する。
【００２１】
図３は、本発明によるタービンインペラの子午面投影図（半断面）である。
本発明のタービンインペラ１０は、流体が回転軸１１に対し垂直に流入し軸方向に流出するタービンインペラであり、回転軸１１まわりに配置される複数のタービン翼１２を備える。
この図において、１３はタービン翼の前縁、１４はタービン翼の後縁、１５はタービン翼のハブ、１６はタービン翼のチップである。
【００２２】
この図に示すように、以下の説明において、タービン翼１２の上流端１２ａから後縁１４までの軸方向長さを、後縁のチップ１４ａでＬｓ、後縁のハブ１４ｂでＬｈ、後縁のチップとハブの中間位置１４ｃでＬｍと定義する。
【００２３】
本発明によるタービンインペラ１０は、チップとハブの中間位置１４ｃの軸方向長さＬｍが、チップ１４ａとハブ１４ｂの平均長さより長く、後縁１４の子午面形状は中間位置１４ｃが下流側（図で右方向）に膨らんだ形状となっている。
なお、この図において、後縁１４の形状（チップ１４ａ、中間位置１４ｃ、ハブ１４ｂを結ぶ線）が折線であるが、本発明はこれに限定されず曲線であってもよい。
【００２４】
以下、後縁のチップ１４ａより下流側に位置する翼部分１２ｂ（図で斜線部分）を「翼後縁部分」と呼ぶ。
【００２５】
図４は、翼後縁におけるハブからのスパンと後縁羽根角との関係図である。この図において、横軸は後縁羽根角［°（度）］であり、縦軸はハブからのスパン、すなわち、後縁におけるハブからピッチまでの半径方向距離に対するスパンの比率である。また図中の実線は従来例、破線は本発明の例である。
なおこの図は、上述した軸方向長さがＬｓ／Ｌｈ＝０．７５であり、Ｌｍ／Ｌｈ＝０．９７５の場合を示している。
【００２６】
図４の実線で示すように、従来のインペラ２の場合、ラジアルエレメント翼ではスパン方向の羽根角度を自由に変更できないため、後縁羽根角はハブからチップまで単純に増加する。この例において、従来の後縁羽根角は、ハブにおいて約２８度、チップにおいて約５４度である。
【００２７】
図４の破線で示すように、本発明のタービンインペラ１０の場合、後縁のチップ１４ａとハブ１４ｂの中間位置１４ｃにおける後縁羽根角がチップ１４ａとハブ１４ｂより大きく、チップ１４ａとハブ１４ｂの間に最大値を有する。
【００２８】
この結果、上述した翼後縁部分１２ｂ（図で斜線部分）におけるタービン翼１２の軸方向断面形状は、半径方向外方に放射状に延びる上述したラジアルエレメントと相違し、中間位置１４ｃが回転方向の反対側に湾曲した形状となる。
【００２９】
図４の例において、後縁羽根角の最大値を有する中間位置１４ｃは、０．４〜０．７倍の範囲に位置する。
なお中間位置１４ｃの範囲及び最大値を有する位置は、最大流量を確保するとともに小流量側での効率を改善できるように設定する。
【００３０】
図５は、翼の羽根角変化率と軸方向位置との関係図である。この図において、横軸はタービン翼１２の上流端からの軸方向長さＺ、縦軸は羽根角θの２回微分ｄ２θ／ｄｚ２であり、羽根角θの変化率に相当する。また図中の実線は従来例、破線は本発明の例である。
【００３１】
この図に示すように、本発明のタービンインペラ１０は、軸方向距離Ｚに対する羽根角の変化率ｄ２θ／ｄｚ２が、タービン翼の上流端１２ａから後縁のチップ１４ａまでは相対的に小さく、後縁のチップ１４ａからハブ１４ｂまでは相対的に大きく設定されている。
【００３２】
この例において、タービン翼１２の上流端１２ａから後縁のチップ１４ａまでの羽根角の変化率ｄ２θ／ｄｚ２は、従来例とほぼ一致している。また、後縁のチップ１４ａからハブ１４ｂまでの羽根角の変化率ｄ２θ／ｄｚ２は、従来例よりも大きくなっている。
【００３３】
図６は、翼後縁における流体の流出速度の説明図である。
図６（Ａ）は、図３のＡ−Ａ矢視の模式図である。この図に示すように、複数のタービン翼１２に挟まれた翼間流路１７には、流路面積が最も狭いスロート１８が設けられている。
最大流量の流体が翼間流路１７を流れるとき、スロート部１８を流れる流速は最大流速となり、翼高さ方向（スパン方向）の流速分布はほぼ均一となる。
従って、本発明のタービンインペラ１０は、所望の最大流量を流せるようにスロート部１８の流路面積が設定されている。
【００３４】
図６（Ａ）は、後縁１４の下流側における速度三角形を示している。この図において、Ｗは流体の相対速度、ｕは翼の旋回速度、Ｃは流体の絶対速度、Ｃｍは絶対速度Ｃの軸方向成分、Ｃｕは絶対速度Ｃの旋回方向成分である。
【００３５】
図６（Ｂ）は後縁羽根角が大きい場合、図６（Ｃ）は後縁羽根角が小さい場合の速度三角形を示している。
図６（Ｂ）（Ｃ）から、旋回速度ｕと絶対速度Ｃの軸方向成分Ｃｍが同一の場合、後縁羽根角が大きいほど流体の相対速度Ｗが大きくなることがわかる。
【００３６】
従って、小流量時に流速が小さくなる中間位置の後縁羽根角をチップとハブより大きく設定することで、小流量時の流体流速（相対速度Ｗ）を大きくして流速分布を均一化することができる。
【００３７】
図７は、評価パラメータとタービン効率の改善幅との関係図である。この図において、横軸は無次元パラメータＰであり、縦軸はタービン効率である。なお、縦軸はパラメータＰが１．００のときの効率に対する比率である。
【００３８】
図７において、無次元パラメータＰをＰ＝２Ｌｍ／（Ｌｓ＋Ｌｈ）と定義している。
この図から、無次元パラメータＰが１．０５〜１．２の範囲において、効率改善のピークを示す。
なお、この範囲において、上述した軸方向長さはＬｓ／Ｌｈ＝０．７〜０．８５であり、Ｌｍ／Ｌｈ＝０．９５〜１．０の範囲であった。
【００３９】
上述した本発明のタービンインペラ１０では、タービン翼１２の上流端１２ａから後縁１４までの軸方向長さを、チップ１４ａとハブ１４ｂの中間位置１４ｃにおいてチップ１４ａとハブ１４ｂの平均長さより長くして、後縁１４の子午面形状を中間位置１４ｃが下流側に膨らんだ形状とし、かつこの膨らんだ形状部分（翼後縁部分１２ｂ）において、中間位置１４ｃにおける後縁羽根角がチップ１４ａとハブ１４ｂより大きく、チップ１４ａとハブ１４ｂの間に最大値を有するように設定したので、スパン方向の流れを積極的に制御することができる。
【００４０】
その結果、最大流量を確保するとともに小流量であっても翼高さ方向（スパン方向）の流速分布を均一に近づけることができ、小流量側での効率を改善し、ワイドレンジなタービンを実現できる。
【００４１】
なお、本発明は上述した実施形態に限定されず、特許請求の範囲の記載によって示され、さらに特許請求の範囲の記載と均等の意味および範囲内でのすべての変更を含むものである。例えば、本発明をラジアルタービンのインペラを対象として説明したが、斜流タービンにおいても同様に適用できる。
【符号の説明】
【００４２】
１０  タービンインペラ（インペラ）、
１１  回転軸、１２  タービン翼、
１２ａ  上流端、１２ｂ  翼後縁部分、
１３  前縁、１４  後縁、１４ａ  後縁のチップ、
１４ｂ  後縁のハブ、１４ｃ  後縁の中間位置、
１５  ハブ、１６  チップ、
１７  翼間流路、１８  スロート部
【図１】
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【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】
2011252431.tif 000008
【図７】
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