(57)【要約】【課題】翼高さ方向（スパン方向）への速度分布を有する流入ガスについて、前縁にガスが入射するときの衝突による損失増加を抑えた形状を有するラジアルタービンインペラを提供する。【解決手段】流体が回転軸１１に対し垂直に流入し軸方向に流出するラジアルタービンインペラ１０であって、回転軸１１周りに配置される複数のタービン翼１２を備え、タービン翼１２は、回転軸１１に平行な平行部１３ａと、回転軸１１に対して傾斜した傾斜部１３ｂと、からなる前縁１３を有する。【選択図】図３
2012036783.tif 000002
【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ラジアルタービンインペラであって、
前記回転軸周りに配置される複数のタービン翼を備え、
前記タービン翼は、前記回転軸に平行な平行部と、
前記回転軸に対して傾斜した傾斜部と、からなる前縁を有する、ことを特徴とするラジアルタービンインペラ。
【請求項２】
前記平行部の長さは、前記前縁の全長に対する比率が４０％以上６０％以下であり、
前記回転軸から前記傾斜部までの最短の長さは、前記回転軸から前記平行部までの長さに対する比率が９４％以上９７％以下である、ことを特徴とするラジアルタービンインペラ。
【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ラジアル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、従来の過給機において可変ノズルを有する場合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。
【先行技術文献】
【特許文献】
【０００７】
【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】
【０００８】
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、インペラの前縁形状は入口径が一定又は斜流の形状であり、いずれの場合も子午面に投影したときに直線となる。
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。
【０００９】
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、流入ガスの翼高さ方向（スパン方向）への分布に合わせたインペラ形状を作ることができないという問題点があった。
この場合、インペラ２の前縁において、ガスが入射するときの衝突による損失増加が生じていた。
【００１０】
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、翼高さ方向（スパン方向）への速度分布を有する流入ガスについて、前縁にガスが入射するときの衝突による損失増加を抑えた形状を有するラジアル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】
【００１１】
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ラジアルタービンインペラであって、
前記回転軸周りに配置される複数のタービン翼を備え、
前記タービン翼は、前記回転軸に平行な平行部と、
前記回転軸に対して傾斜した傾斜部と、からなる前縁を有する、ことを特徴とするラジアルタービンインペラが提供される。
【００１２】
本発明の実施例によれば、前記平行部の長さは、前記前縁の全長に対する比率が４０％以上６０％以下であり、
前記回転軸から前記傾斜部までの最短の長さは、前記回転軸から前記平行部までの長さに対する比率が９４％以上９７％以下である。
【発明の効果】
【００１３】
前縁側において、流入ガスの流れを悪化させていたチップ側の径のみを一部下げることによって、前縁にガスが入射するときの衝突による損失を低減させることができる。
【図面の簡単な説明】
【００１４】
【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】本発明によるインペラの子午面投影図（半断面）である。
【図４】本発明によるインペラを用いた場合の効率予測結果表である。
【図５】本願発明によるｂ／ｂ０又はｒ／ｒ０に対するタービン効率についての表である。
【図６】本願発明によるｒをｒ４に近づけた場合のインペラの子午面投影図（半断面）である。
【図７】本発明による翼後縁における流体の流出速度の説明図である。
【発明を実施するための形態】
【００１５】
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。
【００１６】
図３は、本発明によるインペラの子午面投影図（半断面）である。
本発明のインペラ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ラジアル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。
このタービン翼１２は３次元形状を有しており、この図において、１３は前縁、１３ａは前縁の平行部、１３ｂは前縁の傾斜部、１４は後縁、１５はハブ、１６はチップである。
【００１７】
この図に示すように、以下の説明において、回転軸１１から前縁の平行部１３ａまでの翼高さ方向（スパン方向）の長さをｒ０、回転軸１１から前縁の傾斜部１３ｂまでの翼高さ方向（スパン方向）の長さにおいて最短距離の長さをｒ、回転軸１１からチップ１６までの翼高さ方向（スパン方向）の長さにおいて最短距離の長さをｒ４と定義する。
また、以下の説明において、タービン翼１２の上流端１２ａから前縁の傾斜部１３ｂまでの軸方向の長さにおいて最短距離の長さをｂ、最長距離までの長さをｂ０と定義する。
【００１８】
本発明によるインペラ１０は、前縁１３の子午面形状は、傾斜部１３ｂとチップ１６との交点が上流側（図で上方向）に膨らんだ形状となっている。
なお、この図において、前縁１３の形状は折れ線であるが、本発明はこれに限定されず曲線であってもよい。
【００１９】
従来は、前縁１３の上方に位置するノズル（図示しない）から流体ガスが回転軸１１方向に流れてくる際、ラジアルタービンの形状から前縁１３において、ハブ１５側よりもチップ１６側の方がより前縁羽根角が大きいという特性があるために、チップ１６側の方がガス入射の際の衝突による損失が大きい状態になっていた。
この問題に対し、本発明によって、チップ１６側の径を下げることによって、上記損失を軽減させることができるという効果を得ることができる。
また、これによって、チップ１６側の流体ガスについて流入角度を制御することが可能になる。
【００２０】
図４は、本発明によるインペラ１０を用いて、ｂ／ｂ０を０．５及びｒ／ｒ０を０．９７とした場合の効率予測結果表である。本発明のインペラ１０を使用したことによって、図の通り小流量及び大流量において従来のものよりも効率が上がっている。
本発明において、ｂ／ｂ０は０．４以上０．６以下であり、ｒ／ｒ０は０．９４以上０．９７以下であることが望ましい。
かかる範囲内で各長さを設定することによって、上述した本発明の効果をより効果的に得ることができる。
ここで、小流量領域は効率が流量に対して増加する領域であり、大流量領域は効率が流量に対して低下する領域である。
【００２１】
図５（Ａ）は、ｂ／ｂ０に対するタービン効率についての表であり、図５（Ｂ）は、ｒ／ｒ０に対するタービン効率についての表である。
図５（Ａ）において、小流量はｂ／ｂ０が大きくなるに従ってタービン効率が下がっており、大流量はｂ／ｂ０が０．４以上０．７以下近辺においてタービン効率は最大値を取っている。そのため、小流量と大流量の両方で高い改善効率を有するのは、ｂ／ｂ０が０．４以上０．６以下のときであると考えられる。
また、図５（Ｂ）において、小流量はｒ／ｒ０が０．９６以上０．９８以下近辺においてタービン効率の最大値を取っており、大流量はｒ／ｒ０が大きくなるに従ってタービン効率が上がっている。そのため、小流量と大流量の両方で高い改善効率を有するのは、ｒ／ｒ０が０．９４以上０．９７以下のときであると考えられる。
なお、図３において、図６のように、ｒがｒ４に近くなるほど、チップ１６と前縁の傾斜部１３ｂの交点付近において、チップ１６の円弧部分が小さくなることになる。かかる場合、円弧部分を小さくするに従って、流れを後縁１４方向に急激に変化させることになり、損失増加の要因となってしまう。よって、かかる形状（具体的には、ｒ／ｒ０が０．９４以下である形状）を選定すると性能向上が期待できなくなるため、このような形状を選定することはできないということになる。
【００２２】
図７は、翼前縁における流体の流出速度の説明図である。
図７（Ａ）は、従来技術における前縁１３の上流側における速度三角形であり、図７（Ｂ）は、本発明における前縁１３の上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、β０は相対流入角度である。
【００２３】
従来は、タービン翼１２の前縁１３において、相対流入角度β０が所定角度よりも大きい場合、図７（Ａ）に示すようにインペラへの流入後に、流体ガスが隣接するタービン翼１２との間において剥離渦１７を発生させてしまい、ガス入射の際における衝突による損失を増加させる一因となっていた。
この点に対し、上記チップ側１６の径を下げることによって、相対流入角度がβに縮小させることで、上記のような剥離渦１７の発生を抑えることができるという効果を得ることが可能になる。
【００２４】
具体的には、図７（Ａ）と図７（Ｂ）を比較した場合に、本発明についての図７（Ｂ）においては、前縁１３の一部の径を下げているため、その分だけインペラ１０の前縁側において旋回速度ｕが減少している（図７（Ｂ）におけるｕ´は減少後の旋回速度）。
また、インペラ前縁へ流入する流体は、質量保存および各運動量保存が成り立つと仮定すると、前縁の径を下げた部分へ流入する流体の絶対速度Ｃは増加することになる（図７（Ｂ）におけるＣ´は増加後の絶対速度）。
この結果、相対流入角度は減少することとなる（図７（Ｂ）のβ´は減少後の相対流入角度）。
【００２５】
よって、チップ１６の径を下げることによって、流体ガスのインペラ流入後における剥離渦１７の発生を抑えるという効果を得ることができる。
さらに、その結果として、ガス入射の際における衝突による損失を減少させることができるという効果を有する。
【００２６】
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。
【符号の説明】
【００２７】
１０  インペラ、
１１  回転軸、１２  タービン翼、
１２ａ  上流端、１３  前縁、１３ａ  平行部、１３ｂ  傾斜部、
１４  後縁、１５  ハブ、１６  チップ、１７  流入ガスの剥離渦
【図１】
2012036783.tif 000003
【図２】
2012036783.tif 000004
【図３】
2012036783.tif 000005
【図４】
2012036783.tif 000006
【図５】
2012036783.tif 000007
【図６】
2012036783.tif 000008
【図７】
2012036783.tif 000009