タービン翼
【課題】共振した場合であっても亀裂や破損を生じ難いタービン翼を提供する。
【解決手段】本発明に係るタービン翼１は、径方向に流体の入口を有し軸方向に流体の出口を有するラジアルタービンのタービン翼であって、最大翼厚部の前後に渡る翼表面が凸部を形成するように翼厚分布が設定されている。
【解決手段】本発明に係るタービン翼１は、径方向に流体の入口を有し軸方向に流体の出口を有するラジアルタービンのタービン翼であって、最大翼厚部の前後に渡る翼表面が凸部を形成するように翼厚分布が設定されている。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、タービン翼の構造に関し、特に、過給機等に使用されるラジアルタービンのタービン翼の構造に関する。
【背景技術】
【０００２】
過給機（ターボチャージャ）等の流体機械に使用されるラジアルタービンは、径方向から排気ガス等の流体が供給されてタービン翼車が回転されることにより、流体のエネルギーを回収して回転軸に動力を出力し、仕事を終えた流体を軸方向に排出する装置である。ここで、図６は、一般的なラジアルタービンの構成部品を示す図であり、（Ａ）はタービン翼車の正面図、（Ｂ）はタービン翼の側面図である。図６（Ａ）に示すように、ラジアルタービンのタービン翼車は、複数のタービン翼６１と、末広がりに拡径されたタービンディスク６２と、を有し、タービンディスク６２上にタービン翼６１が立設されている。タービン翼６１は、図６（Ｂ）に示すように、入口側の前縁端部を構成するリーディングエッジ６１ａと、出口側の後縁端部を構成するトレーリングエッジ６１ｂと、を有し、一般に、タービンディスク６２に近い側をハブ面６１ｃ、タービンハウジング（図示せず）に近い側をチップ面６１ｄと称する。
【０００３】
かかるタービン翼６１は、タービン翼車の回転により、リーディングエッジ６１ａ側から供給される流体と順に衝突することになるため、タービン翼６１は振動を生じ易い。この振動が、タービン翼６１の固有振動数と一致した場合には、タービン翼６１は共振し、亀裂が生じたり、破損したりする原因となる。特に、タービン翼６１のトレーリングエッジ６１ｂ及びチップ面６１ｄに近い部分、例えば、図６（Ｂ）の破線で囲った領域αにおいて、亀裂や破損を生じ易い。タービン翼６１の振動には、特許文献１に記載されたように、１次モードと２次モードとが存在していることが知られている。一般に、固有振動数を有する振動部材の設計において、共振点を避ける手法又は共振に耐える手法のいずれかが採用される。特許文献１に記載された手法は、低い１次モードの振動数を高い２次モードの振動数に近づけるように設計しており、共振点を避ける手法に属する。
【０００４】
【特許文献１】特開平８−２４６８０１号公報
【発明の開示】
【発明が解決しようとする課題】
【０００５】
しかしながら、共振点を避ける手法では、振動部材の使用条件等によっては共振点を避けきれない場合や、完全に共振点を避ける設計をすること自体が困難な場合もある。したがって、共振点を避ける手法により設計されたタービン翼では、共振に弱く、一度共振してしまうとその振動に耐え切れずに亀裂や破損を生じてしまうという問題がある。
【０００６】
本発明は上述した問題点に鑑み創案されたものであり、共振した場合であっても亀裂や破損を生じ難いタービン翼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】
本発明によれば、径方向に流体の入口を有し軸方向に流体の出口を有するラジアルタービンのタービン翼であって、最大翼厚部の前後に渡る翼表面が凸部を形成するように翼厚分布を設定した、ことを特徴とするタービン翼が提供される。
【０００８】
前記凸部は、翼高さの１５％〜８０％の範囲に形成されていてもよいし、翼高さの５０％〜８０％の範囲に形成されていてもよい。
【０００９】
前記タービン翼は、前記最大翼厚部よりも入口側に変曲点が配置されていることが好ましい。例えば、前記タービン翼の出口側を０とし入口側を１として翼長方向位置を翼長比率で表現した場合に、前記変曲点は、０．６〜０．９の範囲に配置される。
【００１０】
前記翼厚分布は、前記タービン翼の最小翼厚を０とし最大翼厚を１として前記翼厚分布を翼厚比率で表現した場合に、前記翼厚比率が０．５以上となる部分が翼長の８０％以下の割合となるように設定してもよい。また、前記翼厚分布は、前記翼厚比率が０．６以上となる部分が７０％以下の割合となるように設定してもよいし、前記翼厚比率が０．７以上となる部分が６０％以下の割合となるように設定してもよいし、前記翼厚比率が０．８以上となる部分が５０％以下の割合となるように設定してもよいし、前記翼厚比率が０．９以上となる部分が４０％以下の割合となるように設定してもよい。
【発明の効果】
【００１１】
上述した本発明のタービン翼によれば、最大翼厚部の前後に渡る翼表面が凸部を形成するように翼厚分布を設定したことにより、共振に強いタービン翼を得ることができ、タービン翼が共振した場合であっても亀裂や破損を生じ難くすることができる。また、前記凸部を翼高さの所定の範囲に形成することにより、効果的に共振に強いタービン翼を得ることができる。また、所定の位置に変曲点を配置することにより、効果的に前記凸部を形成することができる。また、所定の翼厚比率を満たす部分が所定の割合となるように翼厚分布を設定することにより、効果的に前記凸部を形成することができる。
【発明を実施するための最良の形態】
【００１２】
以下、本発明の実施形態について図１〜図５を用いて説明する。ここで、図１は、本発明に係るタービン翼を示す図であり、（Ａ）は第一実施形態、（Ｂ）は第二実施形態を示している。
【００１３】
図１（Ａ）及び（Ｂ）に示した本発明に係るタービン翼１は、径方向に流体の入口を有し軸方向に流体の出口を有するラジアルタービンのタービン翼であって、最大翼厚部の前後に渡る翼表面が凸部を形成するように翼厚分布が設定されている。前記タービン翼１は、タービンディスク２上に立設されており、入口側の前縁端部を構成するリーディングエッジ１ａと、出口側の後縁端部を構成するトレーリングエッジ１ｂと、タービンディスク２に立設された面であるハブ面１ｃと、タービンハウジング（図示せず）に対峙したチップ面１ｄと、を有する。
【００１４】
図１（Ａ）に示した第一実施形態は、前記凸部を翼高さ方向の広い範囲に形成したものである。なお、本発明において「翼高さ」とは、ハブ面１ｃに垂線を立てた場合のハブ面１ｃからチップ面１ｄまでのスパンＳを意味する。一般に、タービン翼１の最大翼厚部は、図の破線で囲まれた領域Ｔ１の範囲（例えば、タービン翼１の出口側を０とし入口側を１として翼長方向位置を翼長比率で表現した場合の０．３〜０．５の範囲）に設定されることが多い。そして、第一実施形態における領域Ｔ１は、最大翼厚部における翼高さ（スパンＳ）の１５％〜８０％の範囲を含むように設定されており、領域Ｔ１の部分が凸部となるように翼厚分布が設定されている。なお、ここでは、領域Ｔ１を円形状に示したが、楕円形状や多角形状に設定してもよいし、ハブ面１ｃ及びチップ面１ｄに沿う形状に設定してもよい。このように、領域Ｔ１の範囲に凸部を形成することにより、共振に強いタービン翼を得ることができる。
【００１５】
図１（Ｂ）に示した第二実施形態は、前記凸部を翼高さ方向の狭い範囲に形成したものである。第二実施形態における領域Ｔ２は、最大翼厚部における翼高さ（スパンＳ）の５０％〜８０％の範囲を含むように設定されており、領域Ｔ２の部分が凸部となるように翼厚分布が設定されている。なお、ここでは、領域Ｔ１を楕円形状に示したが、円形状や多角形状に設定してもよいし、ハブ面１ｃ及びチップ面１ｄに沿う形状に設定してもよい。一般に、タービン翼は、ハブ面１ｃ側が厚く、チップ面１ｄ側が薄く形成されているため、比較的薄く形成されている領域Ｔ２に凸部を形成することにより、共振に強いタービン翼を効果的に形成することができる。
【００１６】
次に、本発明に係るタービン翼の翼厚分布について説明する。ここで、図２は、本発明に係るタービン翼の翼厚分布を示す図であり、（Ａ）は変曲点の位置を示し、（Ｂ）は翼厚比率が０．６以上の部分の翼長に対する割合を示している。各図において、縦軸は翼厚比率を示し、横軸は翼長比率を示し、図示した翼厚分布は翼高さ５０％の位置の翼厚分布を示している。なお、「翼厚比率」とは、タービン翼１の最小翼厚を０とし最大翼厚を１として翼厚を比率で表現したものであり、「翼長比率」とは、タービン翼１の出口側（トレーリングエッジ１ｂ）を０とし入口側（リーディングエッジ１ａ）を１として翼長方向位置を比率で表現したものである。
【００１７】
図２（Ａ）に示すように、従来例の翼厚分布を●と破線で示し、本発明に係る実施例１を□と実線で示し、実施例２を△と実線で示している（図２（Ｂ）以降も同じ）。また、変曲点は○と×を組み合わせた印で表現されており、実施例１の変曲点をＰ１、実施例２の変曲点をＰ２とする。なお、実施例１及び実施例２の翼厚分布は、図１に示した第一実施形態及び第二実施形態のそれぞれに適用し得るものである。
【００１８】
図２（Ａ）に示すように、従来例、実施例１及び実施例２の翼厚分布は、翼長比率０．４の位置に最大翼厚部を有する。そして、従来例の翼厚分布は、翼長比率０〜１の範囲において変曲点を有さない上に凸な曲線で表現される。一方、実施例１及び実施例２の翼厚分布は、最大翼厚部（翼長比率０．４）よりも入口側に変曲点Ｐ１及びＰ２が配置されている。具体的には、実施例１の変曲点Ｐ１は翼長比率が約０．７の位置に配置されており、実施例２の変曲点Ｐ２は翼長比率が約０．８５の位置に配置されている。これらの実施例のように、最大翼厚部と入口側との間（ここでは、翼長比率０．４〜１．０の範囲）に変曲点Ｐ１，Ｐ２を配置することにより、入口側と変曲点Ｐ１，Ｐ２との間に下に凸な曲線を描くことができ、最大翼厚部の前後に渡る翼表面に凸部を形成することができる。かかる凸部を効果的に形成するためには、図の一点鎖線で囲まれた領域Ｕに変曲点Ｐ１，Ｐ２を配置することが好ましい。具体的には、変曲点Ｐ１，Ｐ２は、翼長比率０．６〜０．９の範囲に配置されることが好ましい。また、前記凸部を効果的に形成するために、最大翼厚部から出口側の部分の翼厚分布を直線的に漸減するように設定してもよい。
【００１９】
上述した実施例１及び実施例２の翼厚分布は、翼厚比率を用いて定義することもできる。図２（Ｂ）は、翼厚比率が０．６以上の部分の翼長に対する割合を示している。ここで、従来例において翼厚比率が０．６以上の部分の長さをＬＰ、実施例１において翼厚比率が０．６以上の部分の長さをＬ１、実施例２において翼厚比率が０．６以上の部分の長さをＬ２とする。従来例のタービン翼においては、全体的に上に凸に翼厚分布が設定されているため、翼厚比率が０．６以上の部分の長さＬＰが長くなりやすく、翼長比率が約０．０６〜約０．８３の範囲に渡り、翼長に対して７７％の割合を占めている。一方、実施例１及び実施例２のタービン翼では、最大翼厚部の前後に渡る翼表面に凸部を形成するように翼厚分布が設定されているため、翼厚比率が０．６以上の部分の長さＬ１，Ｌ２が短く設定される。具体的には、実施例１における翼厚比率が０．６以上の部分の長さＬ１は、翼長比率が約０．１１〜約０．６６の範囲に渡り、翼長に対して約５５％の割合を占めている。また、実施例２における翼厚比率が０．６以上の部分の長さＬ２は、翼長比率が約０．１３〜約０．７３の範囲に渡り、翼長に対して約６０％の割合を占めている。これらの実施例１，２と従来例の翼厚分布を比較すれば、翼厚比率が０．６以上となる部分が翼長に対して７０％以下の割合、好ましくは約６０％以下の割合となるように翼厚分布を設定することにより、共振に強いタービン翼を得ることができる。
【００２０】
上述した実施例１及び実施例２の翼厚分布は、他の翼厚比率を用いて定義することもできる。ここで、図３は、本発明に係るタービン翼の翼厚分布を示す図であり、（Ａ）は翼厚比率が０．５以上の部分の翼長に対する割合を示し、（Ｂ）は翼厚比率が０．７以上の部分の翼長に対する割合を示している。また、図４は、本発明に係るタービン翼の翼厚分布を示す図であり、（Ａ）は翼厚比率が０．８以上の部分の翼長に対する割合を示し、（Ｂ）は翼厚比率が０．９以上の部分の翼長に対する割合を示している。
【００２１】
図３（Ａ）に示すように、従来例のタービン翼においては、翼厚比率が０．５以上の部分の長さＬＰは、翼長比率が約０．０５〜約０．８６の範囲に渡り、翼長に対して８１％の割合を占めている。また、実施例１における翼厚比率が０．５以上の部分の長さＬ１は、翼長比率が約０．０６〜約０．７１の範囲に渡り、翼長に対して約６５％の割合を占めている。また、実施例２における翼厚比率が０．５以上の部分の長さＬ２は、翼長比率が約０．１１〜約０．７７の範囲に渡り、翼長に対して約６６％の割合を占めている。これらの実施例１，２と従来例の翼厚分布を比較すれば、翼厚比率が０．５以上となる部分が翼長に対して８０％以下の割合、好ましくは約７０％以下の割合となるように翼厚分布を設定することにより、共振に強いタービン翼を得ることができる。
【００２２】
図３（Ｂ）に示すように、従来例のタービン翼においては、翼厚比率が０．７以上の部分の長さＬＰは、翼長比率が約０．１〜約０．７７の範囲に渡り、翼長に対して６７％の割合を占めている。また、実施例１における翼厚比率が０．７以上の部分の長さＬ１は、翼長比率が約０．１５〜約０．６２の範囲に渡り、翼長に対して約４７％の割合を占めている。また、実施例２における翼厚比率が０．７以上の部分の長さＬ２は、翼長比率が約０．１７〜約０．６７の範囲に渡り、翼長に対して約５０％の割合を占めている。これらの実施例１，２と従来例の翼厚分布を比較すれば、翼厚比率が０．７以上となる部分が翼長に対して６０％以下の割合、好ましくは約５０％以下の割合となるように翼厚分布を設定することにより、共振に強いタービン翼を得ることができる。
【００２３】
図４（Ａ）に示すように、従来例のタービン翼においては、翼厚比率が０．８以上の部分の長さＬＰは、翼長比率が約０．１３〜約０．７３の範囲に渡り、翼長に対して６０％の割合を占めている。また、実施例１における翼厚比率が０．８以上の部分の長さＬ１は、翼長比率が約０．２〜約０．５７の範囲に渡り、翼長に対して約３７％の割合を占めている。また、実施例２における翼厚比率が０．８以上の部分の長さＬ２は、翼長比率が約０．２２〜約０．６３の範囲に渡り、翼長に対して約４１％の割合を占めている。これらの実施例１，２と従来例の翼厚分布を比較すれば、翼厚比率が０．８以上となる部分が翼長に対して５０％以下の割合、好ましくは約４５％以下の割合となるように翼厚分布を設定することにより、共振に強いタービン翼を得ることができる。
【００２４】
図４（Ｂ）に示すように、従来例のタービン翼においては、翼厚比率が０．９以上の部分の長さＬＰは、翼長比率が約０．２〜約０．６５の範囲に渡り、翼長に対して４５％の割合を占めている。また、実施例１における翼厚比率が０．９以上の部分の長さＬ１は、翼長比率が約０．２５〜約０．５２の範囲に渡り、翼長に対して約２７％の割合を占めている。また、実施例２における翼厚比率が０．９以上の部分の長さＬ２は、翼長比率が約０．２７〜約０．５６の範囲に渡り、翼長に対して約２９％の割合を占めている。これらの実施例１，２と従来例の翼厚分布を比較すれば、翼厚比率が０．９以上となる部分が翼長に対して４０％以下の割合、好ましくは約３０％以下の割合となるように翼厚分布を設定することにより、共振に強いタービン翼を得ることができる。
【００２５】
本発明に係るタービン翼の翼厚分布について、実施例１及び実施例２に基づいて翼厚比率を用いて定義した場合に、各翼厚比率の条件を満たす部分の翼長に対する割合が少な過ぎると、凸部が顕著に形成されてしまい、翼表面における流体の流れを阻害するおそれがあるため、例えば、図４（Ｂ）において翼長比率が０．３〜０．５の範囲に長さＬ１が含まれないようにすることが好ましい。したがって、各翼厚比率の条件を満たす部分の翼長に対する割合の下限は、例えば、２０％に設定される。
【００２６】
最後に、本発明に係るタービン翼の効果について説明する。ここで、図５は、上述した従来例と実施例１の翼厚分布を有するタービン翼を用いて振動応力解析を行った結果を示す図である。図５において、縦軸は振動応力比を示している。なお、「振動応力比」とは、従来例における最大振動応力値を１として、実施例１における最大振動応力値を比率で表現したものである。
【００２７】
図５に示すように、従来例の最大振動応力値を１とした場合、実施例１の最大振動応力値は０．８３８であった。すなわち、実施例１における振動応力の低減値ΔＦは、０．１６２であり、１６．２％の低減効果があったことが確認できた。なお、最大振動応力値とは、従来例及び実施例１の各タービン翼をそれぞれの固有振動数で振動させたときに生じる応力の最大値を意味する。
【００２８】
本発明は上述した実施形態に限定されず、本発明の趣旨を逸脱しない範囲で種々変更が可能であることは勿論である。
【図面の簡単な説明】
【００２９】
【図１】本発明に係るタービン翼を示す図であり、（Ａ）は第一実施形態、（Ｂ）は第二実施形態を示している。
【図２】本発明に係るタービン翼の翼厚分布を示す図であり、（Ａ）は変曲点の位置を示し、（Ｂ）は翼厚比率が０．６以上の範囲を示している。
【図３】本発明に係るタービン翼の翼厚分布を示す図であり、（Ａ）は翼厚比率が０．５以上の部分の翼長に対する割合を示し、（Ｂ）は翼厚比率が０．７以上の部分の翼長に対する割合を示している。
【図４】本発明に係るタービン翼の翼厚分布を示す図であり、（Ａ）は翼厚比率が０．８以上の部分の翼長に対する割合を示し、（Ｂ）は翼厚比率が０．９以上の部分の翼長に対する割合を示している。
【図５】従来例と実施例１の翼厚分布を有するタービン翼を用いて振動応力解析を行った結果を示す図である。
【図６】一般的なラジアルタービンの構成部品を示す図であり、（Ａ）はタービン翼車の正面図、（Ｂ）はタービン翼の側面図である。
【符号の説明】
【００３０】
１ タービン翼
１ａ リーディングエッジ
１ｂ トレーリングエッジ
１ｃ ハブ面
１ｄ チップ面
２ タービンディスク
６１ タービンディスク
６２ タービン翼
６２ａ リーディングエッジ
６２ｂ トレーリングエッジ
【技術分野】
【０００１】
本発明は、タービン翼の構造に関し、特に、過給機等に使用されるラジアルタービンのタービン翼の構造に関する。
【背景技術】
【０００２】
過給機（ターボチャージャ）等の流体機械に使用されるラジアルタービンは、径方向から排気ガス等の流体が供給されてタービン翼車が回転されることにより、流体のエネルギーを回収して回転軸に動力を出力し、仕事を終えた流体を軸方向に排出する装置である。ここで、図６は、一般的なラジアルタービンの構成部品を示す図であり、（Ａ）はタービン翼車の正面図、（Ｂ）はタービン翼の側面図である。図６（Ａ）に示すように、ラジアルタービンのタービン翼車は、複数のタービン翼６１と、末広がりに拡径されたタービンディスク６２と、を有し、タービンディスク６２上にタービン翼６１が立設されている。タービン翼６１は、図６（Ｂ）に示すように、入口側の前縁端部を構成するリーディングエッジ６１ａと、出口側の後縁端部を構成するトレーリングエッジ６１ｂと、を有し、一般に、タービンディスク６２に近い側をハブ面６１ｃ、タービンハウジング（図示せず）に近い側をチップ面６１ｄと称する。
【０００３】
かかるタービン翼６１は、タービン翼車の回転により、リーディングエッジ６１ａ側から供給される流体と順に衝突することになるため、タービン翼６１は振動を生じ易い。この振動が、タービン翼６１の固有振動数と一致した場合には、タービン翼６１は共振し、亀裂が生じたり、破損したりする原因となる。特に、タービン翼６１のトレーリングエッジ６１ｂ及びチップ面６１ｄに近い部分、例えば、図６（Ｂ）の破線で囲った領域αにおいて、亀裂や破損を生じ易い。タービン翼６１の振動には、特許文献１に記載されたように、１次モードと２次モードとが存在していることが知られている。一般に、固有振動数を有する振動部材の設計において、共振点を避ける手法又は共振に耐える手法のいずれかが採用される。特許文献１に記載された手法は、低い１次モードの振動数を高い２次モードの振動数に近づけるように設計しており、共振点を避ける手法に属する。
【０００４】
【特許文献１】特開平８−２４６８０１号公報
【発明の開示】
【発明が解決しようとする課題】
【０００５】
しかしながら、共振点を避ける手法では、振動部材の使用条件等によっては共振点を避けきれない場合や、完全に共振点を避ける設計をすること自体が困難な場合もある。したがって、共振点を避ける手法により設計されたタービン翼では、共振に弱く、一度共振してしまうとその振動に耐え切れずに亀裂や破損を生じてしまうという問題がある。
【０００６】
本発明は上述した問題点に鑑み創案されたものであり、共振した場合であっても亀裂や破損を生じ難いタービン翼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】
本発明によれば、径方向に流体の入口を有し軸方向に流体の出口を有するラジアルタービンのタービン翼であって、最大翼厚部の前後に渡る翼表面が凸部を形成するように翼厚分布を設定した、ことを特徴とするタービン翼が提供される。
【０００８】
前記凸部は、翼高さの１５％〜８０％の範囲に形成されていてもよいし、翼高さの５０％〜８０％の範囲に形成されていてもよい。
【０００９】
前記タービン翼は、前記最大翼厚部よりも入口側に変曲点が配置されていることが好ましい。例えば、前記タービン翼の出口側を０とし入口側を１として翼長方向位置を翼長比率で表現した場合に、前記変曲点は、０．６〜０．９の範囲に配置される。
【００１０】
前記翼厚分布は、前記タービン翼の最小翼厚を０とし最大翼厚を１として前記翼厚分布を翼厚比率で表現した場合に、前記翼厚比率が０．５以上となる部分が翼長の８０％以下の割合となるように設定してもよい。また、前記翼厚分布は、前記翼厚比率が０．６以上となる部分が７０％以下の割合となるように設定してもよいし、前記翼厚比率が０．７以上となる部分が６０％以下の割合となるように設定してもよいし、前記翼厚比率が０．８以上となる部分が５０％以下の割合となるように設定してもよいし、前記翼厚比率が０．９以上となる部分が４０％以下の割合となるように設定してもよい。
【発明の効果】
【００１１】
上述した本発明のタービン翼によれば、最大翼厚部の前後に渡る翼表面が凸部を形成するように翼厚分布を設定したことにより、共振に強いタービン翼を得ることができ、タービン翼が共振した場合であっても亀裂や破損を生じ難くすることができる。また、前記凸部を翼高さの所定の範囲に形成することにより、効果的に共振に強いタービン翼を得ることができる。また、所定の位置に変曲点を配置することにより、効果的に前記凸部を形成することができる。また、所定の翼厚比率を満たす部分が所定の割合となるように翼厚分布を設定することにより、効果的に前記凸部を形成することができる。
【発明を実施するための最良の形態】
【００１２】
以下、本発明の実施形態について図１〜図５を用いて説明する。ここで、図１は、本発明に係るタービン翼を示す図であり、（Ａ）は第一実施形態、（Ｂ）は第二実施形態を示している。
【００１３】
図１（Ａ）及び（Ｂ）に示した本発明に係るタービン翼１は、径方向に流体の入口を有し軸方向に流体の出口を有するラジアルタービンのタービン翼であって、最大翼厚部の前後に渡る翼表面が凸部を形成するように翼厚分布が設定されている。前記タービン翼１は、タービンディスク２上に立設されており、入口側の前縁端部を構成するリーディングエッジ１ａと、出口側の後縁端部を構成するトレーリングエッジ１ｂと、タービンディスク２に立設された面であるハブ面１ｃと、タービンハウジング（図示せず）に対峙したチップ面１ｄと、を有する。
【００１４】
図１（Ａ）に示した第一実施形態は、前記凸部を翼高さ方向の広い範囲に形成したものである。なお、本発明において「翼高さ」とは、ハブ面１ｃに垂線を立てた場合のハブ面１ｃからチップ面１ｄまでのスパンＳを意味する。一般に、タービン翼１の最大翼厚部は、図の破線で囲まれた領域Ｔ１の範囲（例えば、タービン翼１の出口側を０とし入口側を１として翼長方向位置を翼長比率で表現した場合の０．３〜０．５の範囲）に設定されることが多い。そして、第一実施形態における領域Ｔ１は、最大翼厚部における翼高さ（スパンＳ）の１５％〜８０％の範囲を含むように設定されており、領域Ｔ１の部分が凸部となるように翼厚分布が設定されている。なお、ここでは、領域Ｔ１を円形状に示したが、楕円形状や多角形状に設定してもよいし、ハブ面１ｃ及びチップ面１ｄに沿う形状に設定してもよい。このように、領域Ｔ１の範囲に凸部を形成することにより、共振に強いタービン翼を得ることができる。
【００１５】
図１（Ｂ）に示した第二実施形態は、前記凸部を翼高さ方向の狭い範囲に形成したものである。第二実施形態における領域Ｔ２は、最大翼厚部における翼高さ（スパンＳ）の５０％〜８０％の範囲を含むように設定されており、領域Ｔ２の部分が凸部となるように翼厚分布が設定されている。なお、ここでは、領域Ｔ１を楕円形状に示したが、円形状や多角形状に設定してもよいし、ハブ面１ｃ及びチップ面１ｄに沿う形状に設定してもよい。一般に、タービン翼は、ハブ面１ｃ側が厚く、チップ面１ｄ側が薄く形成されているため、比較的薄く形成されている領域Ｔ２に凸部を形成することにより、共振に強いタービン翼を効果的に形成することができる。
【００１６】
次に、本発明に係るタービン翼の翼厚分布について説明する。ここで、図２は、本発明に係るタービン翼の翼厚分布を示す図であり、（Ａ）は変曲点の位置を示し、（Ｂ）は翼厚比率が０．６以上の部分の翼長に対する割合を示している。各図において、縦軸は翼厚比率を示し、横軸は翼長比率を示し、図示した翼厚分布は翼高さ５０％の位置の翼厚分布を示している。なお、「翼厚比率」とは、タービン翼１の最小翼厚を０とし最大翼厚を１として翼厚を比率で表現したものであり、「翼長比率」とは、タービン翼１の出口側（トレーリングエッジ１ｂ）を０とし入口側（リーディングエッジ１ａ）を１として翼長方向位置を比率で表現したものである。
【００１７】
図２（Ａ）に示すように、従来例の翼厚分布を●と破線で示し、本発明に係る実施例１を□と実線で示し、実施例２を△と実線で示している（図２（Ｂ）以降も同じ）。また、変曲点は○と×を組み合わせた印で表現されており、実施例１の変曲点をＰ１、実施例２の変曲点をＰ２とする。なお、実施例１及び実施例２の翼厚分布は、図１に示した第一実施形態及び第二実施形態のそれぞれに適用し得るものである。
【００１８】
図２（Ａ）に示すように、従来例、実施例１及び実施例２の翼厚分布は、翼長比率０．４の位置に最大翼厚部を有する。そして、従来例の翼厚分布は、翼長比率０〜１の範囲において変曲点を有さない上に凸な曲線で表現される。一方、実施例１及び実施例２の翼厚分布は、最大翼厚部（翼長比率０．４）よりも入口側に変曲点Ｐ１及びＰ２が配置されている。具体的には、実施例１の変曲点Ｐ１は翼長比率が約０．７の位置に配置されており、実施例２の変曲点Ｐ２は翼長比率が約０．８５の位置に配置されている。これらの実施例のように、最大翼厚部と入口側との間（ここでは、翼長比率０．４〜１．０の範囲）に変曲点Ｐ１，Ｐ２を配置することにより、入口側と変曲点Ｐ１，Ｐ２との間に下に凸な曲線を描くことができ、最大翼厚部の前後に渡る翼表面に凸部を形成することができる。かかる凸部を効果的に形成するためには、図の一点鎖線で囲まれた領域Ｕに変曲点Ｐ１，Ｐ２を配置することが好ましい。具体的には、変曲点Ｐ１，Ｐ２は、翼長比率０．６〜０．９の範囲に配置されることが好ましい。また、前記凸部を効果的に形成するために、最大翼厚部から出口側の部分の翼厚分布を直線的に漸減するように設定してもよい。
【００１９】
上述した実施例１及び実施例２の翼厚分布は、翼厚比率を用いて定義することもできる。図２（Ｂ）は、翼厚比率が０．６以上の部分の翼長に対する割合を示している。ここで、従来例において翼厚比率が０．６以上の部分の長さをＬＰ、実施例１において翼厚比率が０．６以上の部分の長さをＬ１、実施例２において翼厚比率が０．６以上の部分の長さをＬ２とする。従来例のタービン翼においては、全体的に上に凸に翼厚分布が設定されているため、翼厚比率が０．６以上の部分の長さＬＰが長くなりやすく、翼長比率が約０．０６〜約０．８３の範囲に渡り、翼長に対して７７％の割合を占めている。一方、実施例１及び実施例２のタービン翼では、最大翼厚部の前後に渡る翼表面に凸部を形成するように翼厚分布が設定されているため、翼厚比率が０．６以上の部分の長さＬ１，Ｌ２が短く設定される。具体的には、実施例１における翼厚比率が０．６以上の部分の長さＬ１は、翼長比率が約０．１１〜約０．６６の範囲に渡り、翼長に対して約５５％の割合を占めている。また、実施例２における翼厚比率が０．６以上の部分の長さＬ２は、翼長比率が約０．１３〜約０．７３の範囲に渡り、翼長に対して約６０％の割合を占めている。これらの実施例１，２と従来例の翼厚分布を比較すれば、翼厚比率が０．６以上となる部分が翼長に対して７０％以下の割合、好ましくは約６０％以下の割合となるように翼厚分布を設定することにより、共振に強いタービン翼を得ることができる。
【００２０】
上述した実施例１及び実施例２の翼厚分布は、他の翼厚比率を用いて定義することもできる。ここで、図３は、本発明に係るタービン翼の翼厚分布を示す図であり、（Ａ）は翼厚比率が０．５以上の部分の翼長に対する割合を示し、（Ｂ）は翼厚比率が０．７以上の部分の翼長に対する割合を示している。また、図４は、本発明に係るタービン翼の翼厚分布を示す図であり、（Ａ）は翼厚比率が０．８以上の部分の翼長に対する割合を示し、（Ｂ）は翼厚比率が０．９以上の部分の翼長に対する割合を示している。
【００２１】
図３（Ａ）に示すように、従来例のタービン翼においては、翼厚比率が０．５以上の部分の長さＬＰは、翼長比率が約０．０５〜約０．８６の範囲に渡り、翼長に対して８１％の割合を占めている。また、実施例１における翼厚比率が０．５以上の部分の長さＬ１は、翼長比率が約０．０６〜約０．７１の範囲に渡り、翼長に対して約６５％の割合を占めている。また、実施例２における翼厚比率が０．５以上の部分の長さＬ２は、翼長比率が約０．１１〜約０．７７の範囲に渡り、翼長に対して約６６％の割合を占めている。これらの実施例１，２と従来例の翼厚分布を比較すれば、翼厚比率が０．５以上となる部分が翼長に対して８０％以下の割合、好ましくは約７０％以下の割合となるように翼厚分布を設定することにより、共振に強いタービン翼を得ることができる。
【００２２】
図３（Ｂ）に示すように、従来例のタービン翼においては、翼厚比率が０．７以上の部分の長さＬＰは、翼長比率が約０．１〜約０．７７の範囲に渡り、翼長に対して６７％の割合を占めている。また、実施例１における翼厚比率が０．７以上の部分の長さＬ１は、翼長比率が約０．１５〜約０．６２の範囲に渡り、翼長に対して約４７％の割合を占めている。また、実施例２における翼厚比率が０．７以上の部分の長さＬ２は、翼長比率が約０．１７〜約０．６７の範囲に渡り、翼長に対して約５０％の割合を占めている。これらの実施例１，２と従来例の翼厚分布を比較すれば、翼厚比率が０．７以上となる部分が翼長に対して６０％以下の割合、好ましくは約５０％以下の割合となるように翼厚分布を設定することにより、共振に強いタービン翼を得ることができる。
【００２３】
図４（Ａ）に示すように、従来例のタービン翼においては、翼厚比率が０．８以上の部分の長さＬＰは、翼長比率が約０．１３〜約０．７３の範囲に渡り、翼長に対して６０％の割合を占めている。また、実施例１における翼厚比率が０．８以上の部分の長さＬ１は、翼長比率が約０．２〜約０．５７の範囲に渡り、翼長に対して約３７％の割合を占めている。また、実施例２における翼厚比率が０．８以上の部分の長さＬ２は、翼長比率が約０．２２〜約０．６３の範囲に渡り、翼長に対して約４１％の割合を占めている。これらの実施例１，２と従来例の翼厚分布を比較すれば、翼厚比率が０．８以上となる部分が翼長に対して５０％以下の割合、好ましくは約４５％以下の割合となるように翼厚分布を設定することにより、共振に強いタービン翼を得ることができる。
【００２４】
図４（Ｂ）に示すように、従来例のタービン翼においては、翼厚比率が０．９以上の部分の長さＬＰは、翼長比率が約０．２〜約０．６５の範囲に渡り、翼長に対して４５％の割合を占めている。また、実施例１における翼厚比率が０．９以上の部分の長さＬ１は、翼長比率が約０．２５〜約０．５２の範囲に渡り、翼長に対して約２７％の割合を占めている。また、実施例２における翼厚比率が０．９以上の部分の長さＬ２は、翼長比率が約０．２７〜約０．５６の範囲に渡り、翼長に対して約２９％の割合を占めている。これらの実施例１，２と従来例の翼厚分布を比較すれば、翼厚比率が０．９以上となる部分が翼長に対して４０％以下の割合、好ましくは約３０％以下の割合となるように翼厚分布を設定することにより、共振に強いタービン翼を得ることができる。
【００２５】
本発明に係るタービン翼の翼厚分布について、実施例１及び実施例２に基づいて翼厚比率を用いて定義した場合に、各翼厚比率の条件を満たす部分の翼長に対する割合が少な過ぎると、凸部が顕著に形成されてしまい、翼表面における流体の流れを阻害するおそれがあるため、例えば、図４（Ｂ）において翼長比率が０．３〜０．５の範囲に長さＬ１が含まれないようにすることが好ましい。したがって、各翼厚比率の条件を満たす部分の翼長に対する割合の下限は、例えば、２０％に設定される。
【００２６】
最後に、本発明に係るタービン翼の効果について説明する。ここで、図５は、上述した従来例と実施例１の翼厚分布を有するタービン翼を用いて振動応力解析を行った結果を示す図である。図５において、縦軸は振動応力比を示している。なお、「振動応力比」とは、従来例における最大振動応力値を１として、実施例１における最大振動応力値を比率で表現したものである。
【００２７】
図５に示すように、従来例の最大振動応力値を１とした場合、実施例１の最大振動応力値は０．８３８であった。すなわち、実施例１における振動応力の低減値ΔＦは、０．１６２であり、１６．２％の低減効果があったことが確認できた。なお、最大振動応力値とは、従来例及び実施例１の各タービン翼をそれぞれの固有振動数で振動させたときに生じる応力の最大値を意味する。
【００２８】
本発明は上述した実施形態に限定されず、本発明の趣旨を逸脱しない範囲で種々変更が可能であることは勿論である。
【図面の簡単な説明】
【００２９】
【図１】本発明に係るタービン翼を示す図であり、（Ａ）は第一実施形態、（Ｂ）は第二実施形態を示している。
【図２】本発明に係るタービン翼の翼厚分布を示す図であり、（Ａ）は変曲点の位置を示し、（Ｂ）は翼厚比率が０．６以上の範囲を示している。
【図３】本発明に係るタービン翼の翼厚分布を示す図であり、（Ａ）は翼厚比率が０．５以上の部分の翼長に対する割合を示し、（Ｂ）は翼厚比率が０．７以上の部分の翼長に対する割合を示している。
【図４】本発明に係るタービン翼の翼厚分布を示す図であり、（Ａ）は翼厚比率が０．８以上の部分の翼長に対する割合を示し、（Ｂ）は翼厚比率が０．９以上の部分の翼長に対する割合を示している。
【図５】従来例と実施例１の翼厚分布を有するタービン翼を用いて振動応力解析を行った結果を示す図である。
【図６】一般的なラジアルタービンの構成部品を示す図であり、（Ａ）はタービン翼車の正面図、（Ｂ）はタービン翼の側面図である。
【符号の説明】
【００３０】
１ タービン翼
１ａ リーディングエッジ
１ｂ トレーリングエッジ
１ｃ ハブ面
１ｄ チップ面
２ タービンディスク
６１ タービンディスク
６２ タービン翼
６２ａ リーディングエッジ
６２ｂ トレーリングエッジ
【特許請求の範囲】
【請求項１】
径方向に流体の入口を有し軸方向に流体の出口を有するラジアルタービンのタービン翼であって、
最大翼厚部の前後に渡る翼表面が凸部を形成するように翼厚分布を設定した、ことを特徴とするタービン翼。
【請求項２】
前記凸部は、翼高さの１５％〜８０％の範囲に形成されている、ことを特徴とする請求項１に記載のタービン翼。
【請求項３】
前記凸部は、翼高さの５０％〜８０％の範囲に形成されている、ことを特徴とする請求項１に記載のタービン翼。
【請求項４】
前記最大翼厚部よりも入口側に変曲点が配置されている、ことを特徴とする請求項１に記載のタービン翼。
【請求項５】
前記変曲点は、前記タービン翼の出口側を０とし入口側を１として翼長方向位置を翼長比率で表現した場合に、０．６〜０．９の範囲に配置されている、ことを特徴とする請求項４に記載のタービン翼。
【請求項６】
前記翼厚分布は、前記タービン翼の最小翼厚を０とし最大翼厚を１として前記翼厚分布を翼厚比率で表現した場合に、前記翼厚比率が０．５以上となる部分が翼長の８０％以下の割合となるように設定される、ことを特徴とする請求項１に記載のタービン翼。
【請求項７】
前記翼厚分布は、前記タービン翼の最小翼厚を０とし最大翼厚を１として前記翼厚分布を翼厚比率で表現した場合に、前記翼厚比率が０．６以上となる部分が７０％以下の割合となるように設定される、ことを特徴とする請求項１に記載のタービン翼。
【請求項８】
前記翼厚分布は、前記タービン翼の最小翼厚を０とし最大翼厚を１として前記翼厚分布を翼厚比率で表現した場合に、前記翼厚比率が０．７以上となる部分が６０％以下の割合となるように設定される、ことを特徴とする請求項１に記載のタービン翼。
【請求項９】
前記翼厚分布は、前記タービン翼の最小翼厚を０とし最大翼厚を１として前記翼厚分布を翼厚比率で表現した場合に、前記翼厚比率が０．８以上となる部分が５０％以下の割合となるように設定される、ことを特徴とする請求項１に記載のタービン翼。
【請求項１０】
前記翼厚分布は、前記タービン翼の最小翼厚を０とし最大翼厚を１として前記翼厚分布を翼厚比率で表現した場合に、前記翼厚比率が０．９以上となる部分が４０％以下の割合となるように設定される、ことを特徴とする請求項１に記載のタービン翼。
【請求項１】
径方向に流体の入口を有し軸方向に流体の出口を有するラジアルタービンのタービン翼であって、
最大翼厚部の前後に渡る翼表面が凸部を形成するように翼厚分布を設定した、ことを特徴とするタービン翼。
【請求項２】
前記凸部は、翼高さの１５％〜８０％の範囲に形成されている、ことを特徴とする請求項１に記載のタービン翼。
【請求項３】
前記凸部は、翼高さの５０％〜８０％の範囲に形成されている、ことを特徴とする請求項１に記載のタービン翼。
【請求項４】
前記最大翼厚部よりも入口側に変曲点が配置されている、ことを特徴とする請求項１に記載のタービン翼。
【請求項５】
前記変曲点は、前記タービン翼の出口側を０とし入口側を１として翼長方向位置を翼長比率で表現した場合に、０．６〜０．９の範囲に配置されている、ことを特徴とする請求項４に記載のタービン翼。
【請求項６】
前記翼厚分布は、前記タービン翼の最小翼厚を０とし最大翼厚を１として前記翼厚分布を翼厚比率で表現した場合に、前記翼厚比率が０．５以上となる部分が翼長の８０％以下の割合となるように設定される、ことを特徴とする請求項１に記載のタービン翼。
【請求項７】
前記翼厚分布は、前記タービン翼の最小翼厚を０とし最大翼厚を１として前記翼厚分布を翼厚比率で表現した場合に、前記翼厚比率が０．６以上となる部分が７０％以下の割合となるように設定される、ことを特徴とする請求項１に記載のタービン翼。
【請求項８】
前記翼厚分布は、前記タービン翼の最小翼厚を０とし最大翼厚を１として前記翼厚分布を翼厚比率で表現した場合に、前記翼厚比率が０．７以上となる部分が６０％以下の割合となるように設定される、ことを特徴とする請求項１に記載のタービン翼。
【請求項９】
前記翼厚分布は、前記タービン翼の最小翼厚を０とし最大翼厚を１として前記翼厚分布を翼厚比率で表現した場合に、前記翼厚比率が０．８以上となる部分が５０％以下の割合となるように設定される、ことを特徴とする請求項１に記載のタービン翼。
【請求項１０】
前記翼厚分布は、前記タービン翼の最小翼厚を０とし最大翼厚を１として前記翼厚分布を翼厚比率で表現した場合に、前記翼厚比率が０．９以上となる部分が４０％以下の割合となるように設定される、ことを特徴とする請求項１に記載のタービン翼。
【図１】
【図２】
【図３】
【図４】
【図５】
【図６】
【図２】
【図３】
【図４】
【図５】
【図６】
【公開番号】特開２００９−２４３３９５（Ｐ２００９−２４３３９５Ａ）
【公開日】平成２１年１０月２２日（２００９．１０．２２）
【国際特許分類】
【出願番号】特願２００８−９２５０６（Ｐ２００８−９２５０６）
【出願日】平成２０年３月３１日（２００８．３．３１）
【出願人】（０００００００９９）株式会社ＩＨＩ (5,014)
【Ｆターム（参考）】
【公開日】平成２１年１０月２２日（２００９．１０．２２）
【国際特許分類】
【出願日】平成２０年３月３１日（２００８．３．３１）
【出願人】（０００００００９９）株式会社ＩＨＩ (5,014)
【Ｆターム（参考）】
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