JPH11190201A - タービン - Google Patents

Abstract

(57)【要約】 【課題】 タービンのインペラに生じる剥離を抑制し、
広い流量範囲での効率維持を図る。 【解決手段】 前縁に後退角を有する張出部３ｂまたは
切欠部３ｃを設けた翼を有するインペラ３を設けた。

Description

【発明の詳細な説明】

【０００１】

【発明の属する技術分野】本発明は、ラジアルタービン
や斜流タービンなどのタービンに関するものである。

【０００２】

【従来の技術】図７は従来の可変ノズルを有するターボ
チャージャのタービンの部分正面図である。図におい
て、ａは図示しないタービンケーシング内に配設された
インペラである。ｂはインペラａに固着された複数の翼
である。ｃはインペラａへの排気ガスの入口部に設けら
れた回転可能な複数の可変ノズルである。

【０００３】エンジンから排出された排気ガスは、排気
管路をへてタービンケーシング内に導入される（図示せ
ず）。導入された排気ガスは、ガス通路から可変ノズル
ｃを経てインペラａへ流入し、インペラａを駆動して出
口から排出される。

【０００４】一般的にタービンのインペラは、タービン
の作動点が設計点から外れると翼で剥離を生じ、効率が
低下する。この効率の低下を防止するために、図７に示
すような可変ノズルｃを用いて、インペラａへのガスの
相対流入角度を制御し、インペラ内部を流れるガス流の
剥離を防ぐことが行われている。

【０００５】

【発明が解決しようとする課題】しかしながら、可変ノ
ズルは構造が複雑でコスト高となり、かつ、小型化が困
難となるなどの問題がある。

【０００６】本発明は、上記のような問題点を解決する
ために創案されたもので、インペラ入口にノズルを設け
ず、または、固定のノズルを用いながらタービンのイン
ペラに生じる剥離を抑制し、広い流量範囲での効率維持
を図るとともに、小型化を図ることができるタービンを
提供することを目的とする。

【０００７】

【課題を解決するための手段】本発明によれば、前縁に
後退角を有する張出部または切欠部を設けた翼を有する
インペラを設けたラジアルタービンが提供される。な
お、後退角とは、図６に示すように、流れに対して前縁
と直角方向のなす角βである。

【０００８】本発明の他の実施形態によれば、前縁に後
退角を有する張出部または切欠部を設けた翼を有するイ
ンペラを設けた斜流タービンが提供される。

【０００９】本発明の他の好ましい実施形態によれば、
後退角の角度は、３０°〜７０°である。

【００１０】次に本発明の作用について説明する。エン
ジンから排出された排気ガスは、タービンケーシング内
に流入し、スクロールを経てタービンのインペラに流入
する。この場合、インペラ入口に固定のノズルを設けて
もよいし、スクロールから直接インペラに流入してもよ
い。タービンが設計点で運転している場合には、排気ガ
スのインペラへの相対流入角と入口羽根角とが一致して
おり、排気ガスはインペラ翼に沿って滑らかに流れる。
タービンが設計点から離れて運転している場合には、排
気ガスのインペラへの相対流入角と入口羽根角とに差が
出てインペラ翼の前縁に対して大きな迎え角で流れが流
入してくるので、翼のいずれか一方の面に剥離が生じ
る。本発明は、航空機の離着陸時に大きな迎え角で飛行
するとき、翼に生じる剥離をボルテックスゼネレータや
前縁ストレーキにより抑制していることにヒントを得て
着想されたものである。大きな迎え角でインペラ前縁に
流れが流入してきたとき、翼全体に生じる剥離によるう
ずは翼の表面を流れに沿ってコロが転がるようにうずの
中心軸は流れに直角になっているが、後退角を有する張
出部または切欠部から生じるうずは流れに平行なスクリ
ュウー状の縦うずで、中心軸は流れに平行である。この
うずは強く安定しており、翼全体に生じる剥離に対し、
全圧の高い流れを供給し、剥離の規模を小さく抑制する
作用がある。その結果、インペラは設計性能に近い状態
で作動することができる。一方、設計点ではこの張出部
または切欠部は、流れに影響を与えず、ごくわずかの摩
擦抵抗の増加しか生じない。このため、設計点での効率
低下はわずかである。

【００１１】

【発明の実施の形態】以下、本発明の好ましい一実施形
態について、図面に基づいて説明する。図１は本発明の
ラジアルタービンの断面図である。図２（Ａ）はインペ
ラの部分正面図、（Ｂ）はインペラ翼の投影図である。
図３は張出部を有するインペラの拡大断面図、図４は切
欠部を有するインペラの拡大断面図である。図５はうず
流を示す図、図６は後退角を示す図である。

【００１２】図１ないし図５において、１はラジアルタ
ービンのタービンケーシングである。２はタービン軸で
ある。３はタービン軸２に固着されたインペラであり、
３ａは翼である。３ｂはインペラ３の前縁に設けられた
３０°〜７０°の後退角を有する張出部であり、３ｃは
張出部３ｂに替えて設けられた切欠部である。４はスク
ロールであり、５はガス出口である。６は縦うずである
（図５）。

【００１３】次に実施形態に基づく作用について説明す
る。エンジンから排出された排気ガスは、タービンケー
シング１内に流入し、スクロール４を経てタービンのイ
ンペラ３に流入する。この場合、インペラ３入口に固定
のノズルを設けてもよいし、スクロール４から直接イン
ペラ３に流入してもよい。タービンが設計点で運転して
いる場合には、排気ガスのインペラ３への相対流入角と
入口羽根角とが一致しており、排気ガスはインペラ翼３
ａに沿って滑らかに流れる。タービンが設計点から離れ
て運転している場合には、排気ガスのインペラ３への相
対流入角と入口羽根角とに差が出てインペラ翼３ａの前
縁に対して大きな迎え角で流れが流入してくるので、翼
３ａのいずれか一方の面に剥離が生じる。大きな迎え角
でインペラ前縁に流れが流入してきたとき、翼全体に生
じる剥離によるうずは翼の表面を流れに沿ってコロが転
がるようにうずの中心軸は流れに直角になっているが、
後退角を有する張出部３ｂまたは切欠部３ｃから生じる
うずは流れに平行なスクリュウー状の縦うず６で、中心
軸は流れに平行である。このうず６は強く安定してお
り、翼全体に生じる剥離に対し、全圧の高い流れを供給
し、剥離の規模を小さく抑制する作用がある。その結
果、インペラ３は設計性能に近い状態で作動することが
できる。一方、設計点ではこの張出部３ｂまたは切欠部
３ｃは、流れに影響を与えず、ごくわずかの摩擦抵抗の
増加しか生じない。このため、設計点での効率低下はわ
ずかである。

【００１４】本発明は上述した実施の形態に限定され
ず、本発明の要旨を逸脱しない範囲で種々変更できるこ
とは勿論である。たとえば、実施例ではターボチャージ
ャのラジアルタービンについて説明したが、ガスタービ
ンでもよく、ラジアルタービンでなく斜流タービンでも
よい。

【００１５】

【発明の効果】上述した本発明のタービンによれば、タ
ービンのインペラに生じる剥離を抑制し、広い流量範囲
で高い効率維持を図るとともに、小型化を図ることがで
きるなどの効果を奏する。

【図面の簡単な説明】

【図１】本発明のラジアルタービンの断面図である。

【図２】（Ａ）はインペラの部分正面図、（Ｂ）はイン
ペラ翼の投影図である。

【図３】張出部を有するインペラの拡大断面図である。

【図４】切欠部を有するインペラの拡大断面図である。

【図５】縦うず流を示す図ある。

【図６】後退角の説明図である。

【図７】従来の可変ノズルを有するターボチャージャの
タービンの部分正面図である。

【符号の説明】

１ タービンケーシング ２ タービン軸 ３ インペラ ３ａ 翼 ３ｂ 張出部 ３ｃ 切欠部 ４ スクロール ５ ガス出口 ６ 縦うず

Claims (3)

【特許請求の範囲】
1. 【請求項１】 前縁に後退角を有する張出部または切欠
   部を設けた翼を有するインペラを設けたことを特徴とす
   るラジアルタービン。
2. 【請求項２】 前縁に後退角を有する張出部または切欠
   部を設けた翼を有するインペラを設けたことを特徴とす
   る斜流タービン。
3. 【請求項３】 後退角の角度は、３０°〜７０°である
   請求項１または請求項２記載のラジアルタービンまたは
   斜流タービン。