(57)【要約】【課題】  翼の前縁部にかかる負荷の急激な増加を抑制し、インシデンス損失を低下させ得る斜流タービンまたはラジアルタービンを提供することを目的とする。【解決手段】  ハブ３と、ハブ３の外周面５に略等間隔に設けられ、前縁９側から後縁１１側の全体を眺めると翼断面の反り線２３が回転方向１７側に凸に湾曲した複数枚の翼７と、を備えた斜流タービン１またはラジアルタービン２において、翼７の前縁９部には、外周面５に沿う断面における反り線２３が回転方向１７側に凹に湾曲されるように変曲されている変曲部Ｋが備えられていることを特徴とする。【選択図】      図１
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
ハブと、
該ハブの外周面に略等間隔に設けられ、前縁側から後縁側の全体を眺めると翼断面の反り線が回転方向側に凸に湾曲した複数枚の翼と、を備えた斜流タービンまたはラジアルタービンにおいて、
前記翼の前縁部には、前記外周面に沿う断面における反り線が前記回転方向側に凹に湾曲されるように変曲されている変曲部が備えられていることを特徴とする斜流タービンまたはラジアルタービン。
【請求項２】
前記翼を円筒面に投影した時における前縁部には、反り線が前記回転方向側に凹に湾曲されるように変曲されている変曲部が備えられていることを特徴とする請求項１に記載された斜流タービンまたはラジアルタービン。
【請求項３】
少なくとも前記変曲部の前記回転方向における上流側外面および／または下流側外面には、翼厚を前記前縁から滑らかに漸増させる増厚部が備えられていることを特徴とする請求項１または請求項２に記載された斜流タービンまたはラジアルタービン。
【請求項４】
前記変曲部は、前記ハブ側から外径側へ向かうにしたがい、前記反り線の曲率が小さくなるように構成されていることを特徴とする請求項１から請求項３のいずれかに記載された斜流タービンまたはラジアルタービン。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、小型ガスタービン、過給器、エキスパンダ等に用いられる斜流タービンまたはラジアルタービンに関するものである。
【背景技術】
【０００２】
この種タービンは、例えば、特許文献１等に示されるように、ハブの外周に放射状に複数の翼が配置されている。
タービンの効率は、翼入口の周速Ｕと、タービン入り口温度および圧力比でその作動流体（ガス）が加速される最大流速、すなわち、理論速度Ｃ０との比である理論速度比（＝Ｕ／Ｃ０）に対して示される。
【０００３】
ラジアルタービンは、効率がピークになるある理論速度比Ｕ／Ｃ０を持っている。理論速度Ｃ０はガスの状態が変化、すなわち、ガスの温度、圧力が変化することによって変化する。
理論速度Ｃ０が変化すると、翼の前縁に流入するガスの流入角度が変化するので、前縁とガスの流入角との角度差が大きくなる。
このように前縁とガスの流入角との角度差が大きくなると、流入するガスが前縁で剥離するので、衝突ロスが大きくなりインシデンス損失が発生する。
【０００４】
一方、斜流タービンでは、図１３に示されるように、翼１０１は、ハブ１０３の外周面に沿った断面１０５で見て、一般的に反り線（翼厚の中心線）１０７が回転方向１０９側に凸に湾曲する形状になるように構成されている。
このため、前縁１０２の翼角αを流入するガスの流れに沿わせる形状、すなわち、翼角αと相対流れ角βとを一致させることができるので、例えば、低理論速度比（低Ｕ／Ｃ０）でインシデンス損失を低下させるような翼角αとすることができる。
このように、低Ｕ／Ｃ０における効率を向上できれば、斜流タービンの外形を抑制でき、レスポンス等に効果がある。
【０００５】
【特許文献１】特開２００２−３６４３０２号公報
【発明の開示】
【発明が解決しようとする課題】
【０００６】
ところで、斜流タービン等におけるガスの流れ場は、基本的に自由渦で形成される。このため、例えば、絶対周方向流速Ｃｕは、図３に示されるように半径位置に対して反比例の関係になる。一方、翼１０１の周速Ｕは半径位置に比例する関係にあるので、ガスの流れと翼１０１との間に相対周方向流速Ｗｕが発生する。
この相対周方向流速Ｗｕを半径位置に対応してプロットすると、図４に示されるように下側に凸（反回転方向に凸）に湾曲した曲線となる。言い換えれば、径方向位置が小さくなるに連れて回転方向への変化率が大きくなる、すなわち、回転方向への変化率を持つ。
図５は、このときの相対流速の変化する軌跡を模式的に示したものである。相対流速Ｗは、図４に沿って変化する相対周方向流速Ｗｕと略一定の相対径方向流速Ｗｒとを合成したもので、その大きさの変化は図４に示される相対周方向流速Ｗｕと類似した傾向を有している。
相対流速Ｗと相対周方向流速Ｗｕとのなす角度が、その半径位置における相対流れ角βである。
【０００７】
前縁の翼角αを相対流れ角βに合わせた（すなわち、前縁を相対流速Ｗの軌跡に一致させた）としても、相対流速Ｗが反回転方向に凸に湾曲されているのに対し、翼１０１の反り線１０７は回転方向に凸に湾曲されている（言い換えれば、翼角αは径方向位置が小さくなるに連れて回転方向への変化率が小さくなる、すなわち、反回転方向への変化率を持つ）ので、前縁から下流に向かうに伴い両者の間隔は急激に拡大する。この両者の間隔、すなわち、翼にかかる負荷Ｆｃが急激に拡大するので、この負荷によって圧力面側から負荷面側への漏れ流れが発生し、インシデンス損失が発生する。
また、理論速度Ｃ０の変化に伴いガスの流入角が変化すると、流入するガスが前縁で剥離するので、衝突ロスが大きくなりインシデンス損失が発生する。
【０００８】
本発明は、上記問題点に鑑み、翼の前縁部にかかる負荷の急激な増加を抑制し、インシデンス損失を低減させ得る斜流タービンまたはラジアルタービン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】
【０００９】
上記課題を解決するために、本発明は以下の手段を採用する。
すなわち、本発明にかかる斜流タービンまたはラジアルタービンは、ハブと、該ハブの外周面に略等間隔に設けられ、前縁側から後縁側の全体を眺めると翼断面の反り線が回転方向側に凸に湾曲した複数枚の翼と、を備えた斜流タービンまたはラジアルタービンにおいて、前記翼の前縁部には、前記外周面に沿う断面における反り線が前記回転方向側に凹に湾曲されるように変曲されている変曲部が備えられていることを特徴とする。
【００１０】
このように、翼の前縁部には、ハブの外周面に沿う断面における反り線が回転方向側に凹に湾曲されるように変曲されている変曲部が備えられているので、変曲部では翼角は径方向位置が小さくなるに連れて回転方向への変化率が大きくなる、すなわち、回転方向への変化率を持つこととなる。
このため、前縁の翼角を相対流れ角に合わせた（すなわち、前縁を相対流速の軌跡に一致させた）場合、変曲部における翼角は相対流速の変化に略沿った形で変化するので、翼表面と相対流速との間隔を小さくすることができ、急激な増加を抑制することができる。
したがって、前縁部において翼にかかる負荷が急激に拡大するのを防止できるので、この負荷によって圧力面側から負荷面側への漏れ流れが発生することを抑制でき、インシデンス損失を低減させることができる。
【００１１】
また、上記発明では、前記翼を円筒面に投影した時における前縁部には、反り線が前記回転方向側に凹に湾曲されるように変曲されている変曲部が備えられていることが好適である。
【００１２】
また、本発明にかかる斜流タービンまたはラジアルタービンでは、少なくとも前記変曲部の前記回転方向における上流側外面および／または下流側外面には、翼厚を前記前縁から滑らかに漸増させる増厚部が備えられていることを特徴とする。
【００１３】
このように、少なくとも変曲部の回転方向における上流側外面および／または下流側外面には、翼厚を前縁から滑らかに漸増させる増厚部が備えられているので、前縁の上流側および下流側の端における接線が形成する接線角度が大きくなる。
前縁の接線角度が大きくなると、滑らかに漸増することも相まって作動流体の流入角が反り線の角度と大きく異なった場合でも、作動流体を外面に沿って移動させられるので、作動流体が前縁で剥離することを防止できる。このため、衝突ロスが抑制でき、インシデンス損失を低減させることができる。
したがって、広範囲の理論速度比（Ｕ／Ｃ０）に対してインシデンス損失を低下させることができる。
なお、増厚部は、漸増に続いて漸減させるようにするのが、作動流体が滑らかに流れ、漸増の後で剥離することを防止できるので、好適である。
【００１４】
また、本発明にかかる斜流タービンまたはラジアルタービンでは、前記変曲部は、前記ハブ側から外径側へ向かうにしたがい、前記反り線の曲率が小さくなるように構成されていることを特徴とする。
【００１５】
相対流速Ｗは、径方向位置が小さくなるに連れて回転方向への変化率が大きくなる、すなわち、回転方向への変化率を持つので、径方向位置が小さくなる、すなわち、ハブ側に近いほど大きくなることになる。
本発明によれば、変曲部は、ハブ側から外径側へ向かうにしたがい、反り線の曲率が小さくなるように構成されているので、負荷の大きいハブ側では翼表面へかかる負荷を大きく低減でき、一方、負荷の小さい外径側に向かって負荷の低減率が漸減する。
このため、翼の高さ方向における負荷を略均一にすることができるので、負荷のアンバランスに基づくインシデンス損失の増加を抑制することができる。
これにより、翼の高さ方向全域におけるインシデンス損失を低減させることができる。
【発明の効果】
【００１６】
本発明によれば、翼の前縁部には、ハブの外周面に沿う断面における反り線が回転方向側に凹に湾曲されるように変曲されている変曲部が備えられているので、前縁部において翼にかかる負荷が急激に拡大するのを防止できる。
この負荷によって圧力面側から負荷面側への漏れ流れが発生することを抑制でき、インシデンス損失を低減させることができる。
【発明を実施するための最良の形態】
【００１７】
以下に、本発明にかかる実施形態について、図面を参照して説明する。
［第一実施形態］
以下、本発明の第一実施形態にかかる斜流タービン１について、図１〜図７を用いて説明する。この斜流タービン１は、自動車のディーゼルエンジン用の過給器（ターボチャージャ）に用いられるものである。
図１は、本実施形態の斜流タービン１の翼部分を示し、（ａ）は子午面断面を示す部分断面図、（ｂ）は翼をハブの外周面に沿って切断した部分断面図である。図２は、ハブの外周面を円筒面に投影して展開した部分投影図である。
【００１８】
斜流タービン１には、ハブ３と、ハブ３の外周面５にその周方向に略等間隔に設けられた複数枚の翼７と、図示しないケーシングとが備えられている。
ハブ３は、図示しないターボ圧縮機と軸によって接続されており、その回転駆動力でターボ圧縮機を回転させて空気を圧縮し、ディーゼルエンジンに供給するように構成されている。
ハブ３の外周面５は、一端側の大径部２と他端側の小径部４とを軸線中心に向けて凹んだ湾曲面で滑らかに接続する形状をしている。
【００１９】
翼７は、板状部材であり、面部が軸線方向に延在するようにハブ３の外周面５に立設されている。
ハブ３と翼７とは鋳造あるいは削り出しによって一体として形成されている。なお、ハブ３と翼７とは別体とし、溶接等によって強固に固定するようにしてもよい。
翼７の回転領域には、大径部２側の外周から相対的に概ね半径方向に作動流体である燃焼排ガスが導入されように構成されている。
【００２０】
翼７は、燃焼排ガスの流れ方向上流側に位置する前縁９と、下流側に位置する後縁１１と、半径方向外側に位置する外側端縁１３と、半径方向内側に位置し、ハブ３に接続される内側端縁１５と、回転方向１７上流側の面である圧力面（上流側外面）１９と、回転方向１７下流側の面である負圧面（下流側外面）２１と、を有している。
前縁９と外側端縁１３との交点Ｃは、ハブ３と前縁９との交点Ｂよりも半径方向において外側に位置している。
【００２１】
翼７は、外周面５に沿った断面Ｄで見ると、変曲点Ａを境として翼厚の中心線である反り線２３が回転方向１７に凸に湾曲（曲率半径Ｒ２の中心が圧力面１９側に位置）している本体部Ｔと、回転方向１７に凹に湾曲（曲率半径Ｒ１の中心が負圧面２１側に位置）している変曲部Ｋと、を有している。
すなわち、例えば、図２に示されるように翼７の内側端縁１５（外周面５に沿った断面Ｄ）を半径方向から見ると、伸長されたＳ字形状をしている。
【００２２】
断面Ｄは外周面５に沿っているので、燃焼排ガスの流れ方向に沿っていることになるし、また、半径方向の高さが徐々に低くなっていることになる。
したがって、変曲部Ｋは、半径方向位置が小さくなるに連れて回転方向への変化率が大きくなる、すなわち、回転方向への変化率を持つことになる。
なお、曲率中心Ｒ１，Ｒ２はそれぞれ複数存在するようにしてもよい。
【００２３】
以上、説明した本実施形態にかかる斜流タービン１の動作について説明する。
燃焼排ガスは、前縁９の外周側から略半径方向に導入され、翼７間を通って後縁１１を通って排出される。このとき燃焼排ガスは、翼７の圧力面を押して、翼７を回転方向１７に移動させる。
これにより、翼７と一体のハブ３が回転方向１７に回転する。ハブ３の回転力によってターボ圧縮機が回転される。ターボ圧縮機は空気を圧縮し、圧縮空気としてディーゼルエンジンに供給する。
【００２４】
このとき、燃焼排ガスは、基本的に自由渦で形成される。このため、例えば、絶対周方向流速Ｃｕは、半径方向位置（軸線中心からの距離）Ｈ０に対してＣｕ／Ｈ０が一定、すなわち、反比例の関係になる。
一方、翼７の周速Ｕは半径方向位置Ｈ０に比例する関係にある。このため、燃焼排ガスの流れと翼７との間に相対周方向流速Ｗｕが発生する。
この相対周方向流速Ｗｕを半径位置に対応してプロットすると、図４に示されるように下側に凸（反回転方向に凸）に湾曲した曲線となる。言い換えれば、半径方向位置Ｈ０が小さくなるに連れて回転方向１７への変化率が大きくなる、すなわち、回転方向１７への変化率を持っている。
【００２５】
図５は、このときの相対流速Ｗの変化する軌跡を模式的に示したものである。相対流速Ｗは、図４に沿って変化する相対周方向流速Ｗｕと略一定の相対径方向流速Ｗｒとを合成したもので、その大きさの変化は図４に示される相対周方向流速Ｗｕと類似した傾向、すなわち、半径方向位置Ｈ０が小さくなるに連れて回転方向１７への変化率が大きくなる傾向を有している（図６参照）。
相対流速Ｗと相対周方向流速Ｗｕとのなす角度が、その半径位置における相対流れ角βである。
【００２６】
図６は、相対流速Ｗと翼７にかかる負荷の状態を示している。図７は、相対流れ角βと翼角αとの関係を示している。
本実施形態では、前縁９における翼角αは、当該前縁９の半径方向位置Ｈ０における相対流れ角βに合わせているので、その半径方向位置Ｈ０で前縁９は図６において相対流速Ｗと一致し、図７において相対角度βに一致している。
本実施形態では、翼７の前縁９側に半径方向位置Ｈ０が小さくなるに連れて回転方向１７への変化率が大きくなる変曲部Ｋが備えられているので、前縁９から変曲部Ｋの間は、半径方向位置Ｈ０が小さくなるに連れて回転方向１７への変化率が大きくなる相対流速Ｗの軌跡に略沿った形状変化となる。
【００２７】
図６における相対流速Ｗの軌跡と、翼７との間隔が、翼７にかかる負荷Ｆｒとなる。この負荷Ｆｒは、従来の翼１０１のように変曲部Ｋを有しない場合の負荷Ｆｃに比べて格段に低減されている。
このように、半径方向位置Ｈ０が小さくなるに連れて回転方向１７への変化率が大きくなる変曲部Ｋを備えているので、相対流速Ｗの軌跡と翼７との間隔を小さくすることができ、負荷Ｆｒの急激な増加を抑制することができる。
したがって、前縁９部において翼７にかかる負荷Ｆｒが急激に拡大するのを防止できるので、この負荷Ｆｒによって圧力面１９側から負荷面２１側への漏れ流れが発生することを抑制でき、インシデンス損失を低減させることができる。
このとき、変曲部Ｋの曲率半径Ｒ１を相対流速Ｗの軌跡に沿うように設定すると、一層インシデンス損失を低減させることができる。
【００２８】
変曲部Ｋの翼角αは、半径方向位置Ｈ０が小さくなるに連れて大きくなる。一方、相対流れ角βも半径方向位置Ｈ０が小さくなるに連れて大きくなる。（図７参照）
したがって、従来の翼１０１のように前縁部おいて翼角αが半径方向位置Ｈ０の縮小に連れて小さくなるのに比較して、翼７の翼角αは相対流れ角βの軌跡に沿うように変化する。
半径方向位置Ｈ０における相対流れ角βと翼角αとの差が負荷Ｆｒとなるので、この負荷Ｆｒは、従来の翼１０１のように変曲部Ｋを有しない場合の負荷Ｆｃに比べて格段に低減されている。
このように、相対流れ角βと翼角αとの関係からも上述の効果を備えていることが説明できる。
【００２９】
なお、本実施形態では、本発明を斜流タービン１に適用したとして説明しているが、図８に示すようにラジアルタービン２に適用することもできる。
【００３０】
［第二実施形態］
次に、本発明の第二実施形態について、図９を用いて説明する。
図９は、斜流タービン１の翼７をハブ３の外周面に沿った断面Ｄで切断した部分断面図である。
本実施形態における斜流タービン１は、翼７の前縁９部の構成が前述した第一実施形態のものと異なる。その他の構成要素については前述した第一実施形態のものと同じであるので、ここではそれら構成要素についての重複した説明は省略する。
なお、前述した第一実施形態と同一の部材には同一の符号を付している。
【００３１】
本実施形態では、前縁９部分の負圧面２１側に負圧面増厚部２５が、圧力面１９側に圧力面増厚部２７が備えられている。すなわち、前縁９部の翼厚が増加させられている。
図９において、負圧面増厚部２５および圧力面増厚部２７は、第一実施形態の翼７に対して翼厚が増加した部分を示しているのであって、翼７と別体となっているわけではない。
負圧面増厚部２５および圧力面増厚部２７は、それぞれ前縁９から下流側に向けて滑らかに漸増し、次いで滑らかに漸減するように構成されている。
【００３２】
前縁９における負荷面２１側端部における接線２９と、圧力面１９側端部における接線３１とが交差する。この交差部分における角度を接線角度θと称する。
この接線角度θは、負圧面増厚部２５および圧力面増厚部２７が滑らかに漸増されているので広角度に形成されている。
【００３３】
例えば、燃焼排ガスは自動車の運転状況に応じて温度、圧力が変化する。燃焼排ガスの温度、圧力が変化すると、理論速度比Ｕ／Ｃ０が変化するので、前縁９に流入する燃焼排ガスの相対流れ角βが変化する。
例えば、温度、圧力が高く理論速度比Ｕ／Ｃ０が低い低Ｕ／Ｃ０の流れ３３は、回転方向１７の上流側から流入し、一方、温度、圧力が低く理論速度比Ｕ／Ｃ０が高い高Ｕ／Ｃ０の流れ３５は、回転方向１７の下流側から流入する傾向がある。
【００３４】
図９に示すような反り線２３の前縁９での翼角αと大きく異なる相対流れ角βとなる低Ｕ／Ｃ０の流れ３３が流入した場合、従来のものでは前縁９の負圧面２１側端部で剥離する恐れがある。
本実施形態では、負圧面増厚部２９の外面がこの相対流れ角βよりも大きな角度を有しているので、この燃焼排ガスを負圧面増厚部２９の外面に沿って流れ方向下流側に移動させることができる。
また、負圧面増厚部２９は、翼厚を滑らかに漸増し、次いで滑らかに漸減しているので、燃焼排ガスは剥離することはなくなる。このため、燃焼排ガスが衝突して衝突ロスが発生するのを抑制できるので、インシデンス損失を低減させることができる。
【００３５】
一方、図９に示すような反り線２３の前縁９での翼角αと大きく異なる相対流れ角βとなる高Ｕ／Ｃ０の流れ３５が流入した場合、従来のものでは前縁９の圧力面１９側端部で剥離する恐れがある。
本実施形態では、圧力面増厚部３１の外面がこの相対流れ角βよりも大きな角度を有しているので、この燃焼排ガスを負圧面増厚部２９の外面に沿って流れ方向下流側に移動させることができる。
また、圧力面増厚部３１は、翼厚を滑らかに漸増し、次いで滑らかに漸減しているので、燃焼排ガスは剥離することはなくなる。このため、燃焼排ガスが衝突して衝突ロスが発生するのを抑制できるので、インシデンス損失を低減させることができる。
【００３６】
このように、負圧面増厚部２９および圧力面増厚部３１を備えているので、反り線２３の前縁９での翼角αと大きく異なる相対流れ角βとなる燃焼排ガスであっても、衝突ロスを抑制できるので、広範囲の理論速度比（Ｕ／Ｃ０）に対してインシデンス損失を低下させることができる。
なお、負圧面増厚部２９および圧力面増厚部３１は燃焼排ガスの状態が変化する範囲をカバーできればよいので、この変動範囲が狭い場合には、どちらか一方を備えるようにしてもよいし、また、接線角度θの大きさを小さくなるようにしてもよい。
【００３７】
なお、本実施形態では、本発明を斜流タービン１に適用したとして説明しているが、ラジアルタービンに適用することもできる。
【００３８】
［第三実施形態］
次に、本発明の第三実施形態について、図１０〜図１２を用いて説明する。
図１０は、翼７の高さ方向における変曲部Ｋの曲率半径Ｒ１の変化を示すグラフである。図１１は、本実施形態の斜流タービン１の翼部分を示し、（ａ）は子午面断面を示す部分断面図、（ｂ）〜（ｄ）は翼７をハブ３の外周面に沿って切断した部分断面図で、（ｂ）は高さ位置０．２Ｈのところ、（ｃ）は高さ位置０．５Ｈのところ、（ｄ）は高さ位置０．８Ｈのところを示している。図１２は、相対流れ角βと翼角αとの関係を示している。
本実施形態における斜流タービン１は、翼７の前縁９部の構成が前述した第一実施形態のものと異なる。その他の構成要素については前述した第一実施形態のものと同じであるので、ここではそれら構成要素についての重複した説明は省略する。
なお、前述した第一実施形態と同一の部材には同一の符号を付している。
【００３９】
本実施形態では、変曲部Ｋにおける反り線２３の曲率半径Ｒ１は図１０に示されるように翼７の高さ方向にハブ３側から外側端縁１３側（外径側）に向かうに連れて大きくなる、すなわち、曲率が小さくなるように構成されている。
前縁９では、その翼角αがその半径方向位置における相対流れ角度βに合わせられている。
【００４０】
翼７の翼角αは相対流れ角βの軌跡に沿うように変化する。
半径方向位置Ｈ０における相対流れ角βと翼角αとの差が負荷Ｆｒとなるので、この負荷Ｆｒは、従来の翼１０１のように変曲部Ｋを有しない場合の負荷Ｆｃに比べて格段に低減されている。
【００４１】
変曲部Ｋの翼角αは、半径方向位置Ｈ０が小さくなるに連れて大きくなる。この大きくなる割合は、曲率半径の小さい（曲率の大きい）ほうが大きくなる。曲率半径の小さい（曲率の大きい）ほうの翼角αの変化は曲率半径の大きい（曲率の小さい）ほうの翼角αの変化に比べて相対流れ角βの軌跡により接近することとなる。
すなわち、ハブ３側の変曲部Ｋのほうが外側端縁１３側の変曲部Ｋよりも相対流れ角βの軌跡により大きく接近することとなる。
この変化は図１０に示されるようにハブ３側から外側端縁１３側に向けて、徐々に滑らかに変化するようにされている。
【００４２】
一方、相対流速Ｗは、半径方向位置が小さくなるに連れて回転方向への変化率が大きくなる、すなわち、相対流れ角βが大きくなるので、半径方向位置が小さくなる、すなわち、ハブ３側に近いほど相対流れ角βは大きくなることになる。
したがって、相対流れ角βの大きなハブ３側で翼角αの変化は相対流れ角βの軌跡により大きく接近することとなるので、負荷の大きいハブ３側では翼表面へかかる負荷を大きく低減できる。一方、負荷が徐々に低下する外側端縁１３側に向かって負荷の低減率が漸減する。
このため、翼７の高さ方向における負荷Ｆｒを略均一にすることができるので、負荷Ｆｒのアンバランスに基づくインシデンス損失の増加を抑制することができる。
これにより、翼の高さ方向全域におけるインシデンス損失を低減させることができる。
【００４３】
なお、本実施形態では、本発明を斜流タービン１に適用したとして説明しているが、ラジアルタービンに適用することもできる。
また、本実施形態の構成と第二実施形態の構成とを併せもつようにしてもよい。
【００４４】
なお、本発明は上述した実施形態に限定されるものではなく、本発明の要旨を逸脱しない範囲内において適宜変更することができる。
【図面の簡単な説明】
【００４５】
【図１】本発明の第一実施形態にかかる斜流タービンの翼部分を示し、（ａ）は子午面断面を示す部分断面図、（ｂ）は翼をハブの外周面に沿って切断した部分断面図である。
【図２】本発明の第一実施形態にかかるハブの外周面を円筒面に投影して展開した部分投影図である。
【図３】斜流タービン等における流れ場の状態を示すグラフである。
【図４】図３の相対方向流速の変化を示すグラフである。
【図５】図３の状態における相対流速Ｗの変化する軌跡を示す模式図である。
【図６】相対流速と翼にかかる負荷の状態を示すグラフである。
【図７】相対流れ角と翼角との関係を示すグラフである。
【図８】本発明の第一実施形態の別の実施形態にかかるラジアルタービンの翼部分を示し、（ａ）は子午面断面を示す部分断面図、（ｂ）は翼をハブの外周面に沿って切断した部分断面図である。
【図９】本発明の第二実施形態にかかる斜流タービンの翼をハブの外周面に沿った断面で切断した部分断面図である。
【図１０】本発明の第三実施形態にかかる斜流タービンの翼の高さ方向における変曲部の曲率半径の変化を示すグラフである。
【図１１】本発明の第三実施形態にかかる斜流タービンの翼部分を示し、（ａ）は子午面断面を示す部分断面図、（ｂ）〜（ｄ）は翼をハブの外周面に沿って切断した部分断面図で、（ｂ）は高さ位置０．２Ｈのところ、（ｃ）は高さ位置０．５Ｈのところ、（ｄ）は高さ位置０．８Ｈのところを示している。
【図１２】本発明の第三実施形態にかかる斜流タービンの相対流れ角と翼角との関係を示すグラフである。
【図１３】従来の斜流タービンの翼部分を示し、（ａ）は子午面断面を示す部分断面図、（ｂ）は翼をハブの外周面に沿って切断した部分断面図である。
【符号の説明】
【００４６】
１  斜流タービン
２  ラジアルタービン
３  ハブ
５  外周面
７  翼
９  前縁
１１  後縁
１７  回転方向
１９  圧力面
２１  負圧面
２３  反り線
２５  負圧面増厚部
２７  圧力面増厚部
Ｋ  変曲部
【図１】
2008128064.tif 000003
【図２】
2008128064.tif 000004
【図３】
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【図４】
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【図５】
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【図６】
2008128064.tif 000008
【図７】
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【図８】
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【図９】
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【図１０】
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【図１１】
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【図１２】
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【図１３】
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