ラジアルタービンの動翼
【課題】タービン動翼の入口部、特に、シュラウド側及びハブ側の両壁近傍の動翼入口に生じる流入ガスの衝突損失を低減し、動翼内部で発達する２次流れを抑制し、これにより、速度比（Ｕ／Ｃ０）が小さいマッチング点（作動点）を有するタービンのタービン効率を向上することができるラジアルタービンの動翼を提供することを目的とする。
【解決手段】作動ガスが流入する動翼入口の高さ方向を形成するシュラウド側及びハブ側の両壁近傍における翼先端形状の向きが、動翼入口に流入する作動ガスの流入速度ＣＡ、ＣＣおよび動翼の周方向の回転速度ＵＡ、ＵＣおよびガス相対流入速度ＷＡ、ＷＣによって形成される速度三角形のガス相対流入速度成分の流入方向−βＡ、−βＣと一致するように形成されてなることを特徴とする。
【解決手段】作動ガスが流入する動翼入口の高さ方向を形成するシュラウド側及びハブ側の両壁近傍における翼先端形状の向きが、動翼入口に流入する作動ガスの流入速度ＣＡ、ＣＣおよび動翼の周方向の回転速度ＵＡ、ＵＣおよびガス相対流入速度ＷＡ、ＷＣによって形成される速度三角形のガス相対流入速度成分の流入方向−βＡ、−βＣと一致するように形成されてなることを特徴とする。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、内燃機関の排気ターボチャージャ、小型ガスタービン、膨張タービン等に用いられ、作動ガスを渦巻状のスクロールからタービンロータの動翼へと半径方向に流入させて該動翼に作用させた後軸方向に流出させることにより該タービンロータを回転駆動するように構成されたラジアルタービンにおける動翼の構造に関する。
【背景技術】
【０００２】
自動車用内燃機関等に用いられる比較的小型の過給機（排気ターボチャージャ）には、作動ガスをタービンケーシング内に形成された渦巻状のスクロールから該スクロールの内側に位置するタービンロータの動翼へと半径方向に流入させて該動翼に作用させた後軸方向に流出させることにより該タービンロータを回転駆動するように構成されたラジアルタービンが多く採用されている。
【０００３】
図９は、かかるラジアルタービン１を用いた過給機の１例を示し、図において、タービンケーシング２内には渦巻状のスクロール３が形成されるとともに内周側にはガス出口通路５が形成され、また、コンプレッサケーシング７内にはコンプレッサ９が設けられ、タービンケーシング２とコンプレッサケーシング７とを連結する軸受ハウジング１１が形成されている。
【０００４】
タービンロータ１３は外周に複数の動翼１５が円周方向等間隔に固着され、また、コンプレッサ９の空気出口にはディフューザ１７が設けられ、タービンロータ１３とコンプレッサ９とはロータシャフト１９で連結されている。前記軸受ハウジング１１に取り付けられて前記ロータシャフト１９を支持する１対の軸受２１が設けられている。前記タービンロータ１３、コンプレッサ９及びロータシャフト１９は回転中心２３を中心に回転するようになっている。
【０００５】
かかるラジアルタービン１を備えた過給機において、内燃機関（図示省略）からの排気ガスは前記スクロール３に入り、該スクロール３の渦巻きに沿って周回しながら複数の動翼１５の外周側の入口端面から該動翼１５に流入し、タービンロータ１３中心側に向かい半径方向に流れて該タービンロータ１３に膨張仕事をなした後、軸方向に流出してガス出口通路５から機外に送出されるようになっている。
【０００６】
動翼１５の形状を図８（ａ）、（ｂ）に示す。図８（ａ）は動翼１５の子午面形状を示し、（ｂ）は（ａ）のＡ−Ａ線、Ｂ−Ｂ線、Ｃ−Ｃ線の翼断面形状をそれぞれＡ、Ｂ、Ｃに示す。
Ａ−Ａ線断面形状はハブ側の壁近傍の形状を示し、Ｃ−Ｃ線断面形状はシュラウド側の壁近傍の形状を示し、Ｂ−Ｂ線断面形状はハブ側とシュラウド側との高さ方向（Ｚ方向）の中央部の形状を示す。Ａ、Ｂ、Ｃのいずれの断面位置においても半径方向に放射状に真直ぐ伸びた形状をしている。
【０００７】
一方、動翼１５の上流側に位置するタービンスクロール３の渦巻きに沿って周回しながら動翼１５に流入したガスのガス流入速度は、動翼１５の高さ方向（Ｚ方向）に異なる速度分布を持つ。すなわち、図７に示すように、ガス流入速度Ｃは、前記動翼１５の入口端面２５（図６参照）近傍に形成され前記入口端面２５の高さの１０％〜２０％の幅を有する３次元境界層によって、ガス速度Ｃの周方向成分である周方向速度Ｃθは入口端面２５の中央部が大きく両端の角部つまりシュラウド側２７及びハブ側２９が小さくなる。
また半径方向成分である半径方向速度ＣＲは図７に示すように、前記入口端面２５の中央部が小さく両端の角部つまりシュラウド側２７及びハブ側２９が大きくなるような高さ方向分布となっている。
【０００８】
また、動翼１５の形状は、入口端面２５の径が、図６（ａ）に示すようにシュラウド側２７、中央部、ハブ側２９の全高に亘って同一であるため、動翼周速度Ｕ２＝Ｕ１となる。このため、該動翼１５の高さ方向にガス流入相対角度βが異なり、図６（ｂ）に示す中央部のガス流入相対角度β１を最適になるように調整すると、図６（ｃ）に示す壁側つまり前記ハブ側２９及びシュラウド側２７のガス流入相対角度β２が、前記スクロール３からの流動歪みにより中央部のガス流入相対角度β１よりも大きくなる。尚、Ｗ１、Ｗ２はガス流入相対速度、Ｃ１、Ｃ２はガス流入絶対速度である。
【０００９】
このため、かかる従来技術にあっては、ハブ側２９及びシュラウド側２７においてガスが動翼１５の背側（負圧面側）に衝突角度（インシデンス角度）を持って流入することとなって動翼入口の衝突損失を生じるとともに、ハブ側２９及びシュラウド側２７における衝突角度の増加は動翼１５内部における２次流れ損失の増加を助長し、タービン効率の低下を招く問題点を有していた。
【００１０】
そこで、本出願人によって、動翼入口における流入相対角度を該動翼の高さ方向において一様に構成することによって、ガス流入相対角度のばらつきに起因するガスの衝突損失及び動翼内部における２次流れ損失を抑制してタービン効率を上昇しょうとする提案がなされた（特許文献１）。
【００１１】
この特許文献１の技術は、図５に示すように、作動ガスが流入する入口端面２５の中央部を平面状に形成するとともに、シュラウド側２７及びハブ側２９において角部に直線状の切落し部３１を形成することにより、入口端面２５の両端部半径が中央部よりも小さくなるように形成するものである。
これにより、切落し部３１の切落し量を変化させることによって、動翼１５入口におけるガスの流動分布に合わせて動翼１５の入口端面の両端部つまり前記シュラウド側２７及びハブ側２９を内周側に後退させ、動翼１５に流入するガスの相対流入角度βを動翼１５の高さ方向において最適角度になるように調整することを可能としたものである。
【００１２】
そして、動翼入口におけるガスの衝突角度を動翼の高さ方向において一定にするようにして、動翼の高さ方向におけるガス相対流入角度の不均一に伴う動翼入口の衝突損失や動翼内部における２次流れ損失の増加を回避してタービン効率の低下を防止したものである。
【先行技術文献】
【特許文献】
【００１３】
【特許文献１】特許３５３４７３０号公報
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【００１４】
しかし、近年、ラジアルタービンの過給機においてレスポンスの改善の目的で、コンプレッサ径に対して、小径のラジアルタービンが選択されるとともに、さらに、排ガス性能向上のために排ガス温度が高くなる傾向にある。例えば、一般的にガソリンエンジンにおいては９００℃程度から１０５０℃程度へと上昇し、ディーゼルエンジンにおいても、７５０℃程度から８５０℃程度へと上昇している。
【００１５】
このため、タービン性能パラメータの速度比（Ｕ／Ｃ０）の値が小さくなる傾向にあり、従来よりも小さい速度比（Ｕ／Ｃ０）域に過給機の最大効率点が存在する効率特性を有するタービンとなり、速度比（Ｕ／Ｃ０）が小さい作動点でマッチングされるようになっている。
【００１６】
この性能パラメータの速度比（Ｕ／Ｃ０）のＣ０は、理論ガス速度を示し、Ｃ０＝ｆ（Ｔ，Π）のようにガス温度Ｔとタービン圧力比Πの関数によって表され、ある圧力、温度を持っているガスを、ある圧力、温度まで膨張させたときに得られる理論的なガス速度を意味する。また、Ｕは、動翼の周速度を示し、Ｕ＝ｆ（Ｎ，Ｄ）のように回転数と動翼径Ｄの関数として表される。従って、動翼径の小型化によってＵが小さくなり、排ガスの高温化によってＣ０が大きくなり、パラメータの速度比（Ｕ／Ｃ０）が小さくなる傾向にある。
また、性能パラメータの速度比（Ｕ／Ｃ０）が小さい場合の動翼入口における速度三角形は図１（ｂ）に示すように、ガス相対流入角度βがマイナス側へ傾斜して動翼先端に向かうようになる。
【００１７】
従って、前述した特許文献１の技術をこのような性能パラメータの速度比（Ｕ／Ｃ０）が小さい場合のタービンに適用すると、すなわち、動翼入口におけるガス流入相対角度βをガスの動翼の高さ方向において一定にするために、動翼の入口端面の中央部を平面状に形成するとともに、シュラウド側及びハブ側において角部を直線状に切り落すと、シュラウド側及びハブ側のガス相対流入角度βがマイナス側へより大きく傾き、動翼入口に対する衝突損失が大きくなり、かえってタービン効率の低下を招く。
特に、シュラウド側及びハブ側の両壁近傍から、５０％以上のガス流量が動翼内部に流入するため、かかる両壁部近傍での衝突損失の影響は大きい。
【００１８】
そこで、本発明は、かかる従来技術の問題に鑑み、タービン動翼の入口部、特に、シュラウド側及びハブ側の両壁近傍の動翼入口の速度三角形を調整して、または動翼の入口形状を調整して、ガス相対流入速度成分の流れ方向に沿った動翼の入口形状とすることによって、動翼入口の両壁近傍で生じる流入ガスの衝突損失を低減し、動翼内部で発達する２次流れを抑制し、これにより、速度比（Ｕ／Ｃ０）が小さいマッチング点（作動点）を有するタービンのタービン効率を向上することができるラジアルタービンの動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】
【００１９】
上記の課題を解決するために、本発明は、作動ガスをタービンケーシング内に形成された渦巻状のスクロールから該スクロールの内側に位置するタービンロータの動翼へと半径方向に流入させて該動翼に作用させた後軸方向に流出させることにより該タービンロータを回転駆動するように構成されたラジアルタービンの動翼において、
前記作動ガスが流入する動翼入口の高さ方向を形成するシュラウド側及びハブ側の両壁近傍における翼形状の向きが、動翼入口に流入する作動ガスの流入速度（Ｃ）および動翼の周方向の回転速度（Ｕ）およびガス相対流入速度（Ｗ）によって形成される速度三角形のガス相対流入速度成分の流入方向と一致するように形成されてなることを特徴とする。
【００２０】
かかる発明によれば、シュラウド側及びハブ側の両壁近傍における動翼入口の形状を、動翼入口に流入する作動ガスの流入速度（Ｃ）および動翼の周方向の回転速度（Ｕ）およびガス相対流入速度（Ｗ）によって形成される速度三角形のガス相対流入速度成分の流入方向と一致させる形状とするため、両壁近傍において作動ガスがスムーズに動翼内部に流れ込み、両壁近傍の動翼入口で生じる衝突損失を低減でき、ガス流れの衝突損失を低減し、動翼内部で発達する２次流れを抑制してタービン効率を向上することができる。
これにより、ガス相対流入角度β（−βＡ、−βＣ、図１（ｂ）参照）がマイナス側へ傾斜して動翼先端に向かうような特性を有するタービンにおいて効率的にタービン効率を向上することができるようになる。
【００２１】
すなわち、両壁近傍の動翼入口の速度三角形を調整してガス相対流入速度（Ｗ）の流入方向と一致するような動翼の入口形状とすることによって両壁近傍の動翼入口で生じる衝突損失を低減できるようになる。
また、シュラウド側及びハブ側の両壁近傍から、５０％以上のガス流量が動翼内部に流入するため、かかる両壁部近傍の流れを改善することによって、タービン効率の向上効果が大きく得られる。
【００２２】
また、好ましくは、動翼入口のシュラウド側及びハブ側の両壁近傍における先端部のみを前記ガス相対流入速度成分の流れ方向に合わせて傾斜させるとよい。
このように、両壁近傍における先端部のみを前記ガス相対流入速度（Ｗ）の流れ方向に合わせて傾斜させることで、図１（ｂ）に示すＡの速度三角形およびＣの速度三角形によって示されるガス相対流入速度（Ｗ）の流れ方向に簡単に合わせることができる。
【００２３】
さらに、傾斜角度がシュラウド側およびハブ側同じにすると、より簡単にガス相対流入速度（Ｗ）の流れ方向に合わせた構造とすることができる。動翼へ流入される作動ガスの流入速度（Ｃ）は、シュラウド側およびハブ側の壁部分では略同条件で流入されるため、シュラウド側、ハブ側の径を同一に設定すれば、動翼の周方向の回転速度（Ｕ）がシュラウド側、ハブ側で同一となり、先端部の傾斜角度をシュラウド側およびハブ側で同一に設定することができる。
【００２４】
また、好ましくは、動翼入口の高さ方向の中央部よりシュラウド側及びハブ側の径を大きく形成するとともに、シュラウド側及びハブ側の動翼入口の翼形状が半径方向に真直ぐに伸ばした形状とするとよい。
このように、シュラウド側とハブ側とを中央部より径方向に伸ばすことによって、図３（ｂ）に示すように、動翼の周方向の回転速度（Ｕ）を増大させて、ガス相対流入速度（Ｗ）の流れ方向の相対流入角度βをゼロに近づけ、半径方向に真直ぐ伸びる動翼に沿うようにでき、作動ガスがスムーズに動翼内部に流れ込み、動翼入口で生じる衝突損失を低減でき、ガス流れの衝突損失を低減できる。
【００２５】
さらに、前記シュラウド側の径と、前記ハブ側の径とが同径とすることで、簡単にガス相対流入速度（Ｗ）の流れ方向に合わせた構造とすることができる。
【発明の効果】
【００２６】
本発明によれば、タービン動翼の入口部、特に、シュラウド側及びハブ側の両壁近傍の動翼入口の速度三角形を調整して、または動翼の入口形状を調整して、ガス相対流入速度（Ｗ）の流れ方向に沿った動翼の入口形状とすることによって、動翼入口の両壁近傍で生じる流入ガスの衝突損失を低減し、動翼内部で発達する２次流れを抑制することができる。これにより、速度比（Ｕ／Ｃ０）が小さいマッチング点（作動点）を有するタービンのタービン効率を向上することができる。
【図面の簡単な説明】
【００２７】
【図１】本発明の第１実施形態を示し、（ａ）は動翼の子午面形状を示す一部断面図、（ｂ）は（ａ）のＡ−Ａ線、Ｂ−Ｂ線、Ｃ−Ｃ線のそれぞれの翼断面図である。
【図２】第１実施形態の動翼部分の斜視図である。
【図３】第２実施形態を示し、（ａ）は動翼の子午面形状を示す一部断面図、（ｂ）は（ａ）のＤ−Ｄ線、Ｅ−Ｅ線、Ｆ−Ｆ線のそれぞれの翼断面図である。
【図４】第２実施形態の動翼部分の斜視図である。
【図５】従来技術の説明図であり、図１（ａ）の対応図である。
【図６】従来技術の説明図であり、図２の対応図である。
【図７】ガス流入速度の周方向成分ＣΘおよび半径方向速度ＣＲを示す。
【図８】従来技術の説明図であり、図１（ａ）、（ｂ）の対応図である。
【図９】ラジアルタービンを用いた過給機全体の構成図である。
【発明を実施するための形態】
【００２８】
以下、本発明を図に示した実施形態を用いて詳細に説明する。但し、この実施形態に記載されている構成部品の寸法、材質、形状、その相対配置などは特に特定的な記載がない限り、この発明の範囲をそれのみに限定する趣旨ではない。
【００２９】
（第１実施形態）
図１、図２および図８を参照して本発明の第１実施形態ついて説明する。
図９は、本発明のラジアルタービンの動翼を用いた過給機の１例を示し、図において、タービンケーシング２内には渦巻状のスクロール３が形成されるとともに内周側にはガス出口通路５が形成され、また、コンプレッサケーシング７内にはコンプレッサ９が設けられ、タービンケーシング２とコンプレッサケーシング７とを連結する軸受ハウジング１１が形成されている。
【００３０】
タービンロータ１３は外周に複数の動翼５０が円周方向等間隔に固着され、また、コンプレッサ９の空気出口にはディフューザ１７が設けられ、タービンロータ１３とコンプレッサ９とはロータシャフト１９で連結されている。前記軸受ハウジング１１に取り付けられて前記ロータシャフト１９を支持する１対の軸受２１が設けられている。前記タービンロータ１３、コンプレッサ９及びロータシャフト１９は回転中心２３を中心に回転するようになっている。
【００３１】
かかるラジアルタービン１を備えた過給機において、内燃機関（図示省略）からの排気ガスは前記スクロール３に入り、該スクロール３の渦巻きに沿って周回しながら複数の動翼５０の外周側の入口端面５２から該動翼５０に流入し、タービンロータ１３中心側に向かい半径方向に流れて該タービンロータ１３に膨張仕事をなした後、軸方向に流出してガス出口通路５から機外に送出されるようになっている。
以上に示すラジアルタービン１を用いた過給機の基本構成は従来技術と同様である。本発明においては、タービンの動翼１５のガス入口部の改良に関するものである。
【００３２】
図１（ａ）、（ｂ）、図２に示すように本発明の第１実施形態においては、動翼５０の入口端面（動翼入口）５２の高さ方向を形成するシュラウド側２７及びハブ側２９の両壁近傍において、高さ方向（幅方向）２０％程度の翼先端部Ｌ１、Ｌ２を流入ガスの流入方向に倒した形状となっている。高さ方向の中央部分は従来（図８）と同様に半径方向に真直ぐに伸びた翼断面形状となっている。
【００３３】
すなわち、図１（ｂ）に示すように、ハブ側２９のＡ−Ａ線断面位置における動翼５０の断面形状を流入ガスの流れ方向、つまり、速度三角形のＷＡ方向と同方向に傾けた断面形状からなるハブ側傾斜部５４が形成されている。また、同様に、シュラウド側２７のＣ−Ｃ線断面位置における動翼５０の断面形状も速度三角形のＷＣ方向と同方向に傾けたシュラウド側傾斜部５６が形成されている。
【００３４】
本発明の速度三角形は、図１（ｂ）に示すように、動翼５０へ流入される作動ガスの流入速度Ｃと、動翼５０の周方向の回転速度Ｕと、ガス相対流入速度Ｗとによって構成され、このガス相対流入速度Ｗの流れ方向の相対流入角度βは、従来技術で説明したようなプラス側（β１、β２図６参照）に指向する特性ではなく、マイナス側（−βＡ、−βＣ、図１参照）に向かう特性を有する。
【００３５】
これは、技術背景の欄で説明したように、近年のレスポンスの改善の目的で、コンプレッサ径の小型化および排ガス温度の高温化に対応して、小径化に伴う回転速度Ｕの低下および排ガス高温化に伴う作動ガスの流入速度Ｃの増加によるものであり、速度三角形の２辺の長さ関係が変わることに基づくものである。
【００３６】
また、図１のように、動翼５０の入口端面５２の位置は、シュラウド側２７及びハブ側２９の両壁近傍においても、中央部においてもそれぞれ同一径のＤ１に設定されている。このため、ハブ側２９とシュラウド側２７のそれぞれの動翼５０の周方向の回転速度ＵＡとＵＣは同一となり、作動ガスの流入速度Ｃは、シュラウド側２７及びハブ側２９の両壁近傍においては略同一であるため、シュラウド側２７及びハブ側２９の両壁近傍においての作動ガスの流入速度ＣＡとＣＣとは同一となり、相対流入角度βは−βＡ＝−βＣとなって、この角度に、ハブ側傾斜部５４およびシュラウド側傾斜部５６の傾斜角度を設定する。
【００３７】
このように、傾斜角度をハブ側傾斜部５４およびシュラウド側傾斜部５６とも同じにすることにより、別々の角度設定する動翼形状に比べてより簡単にガス相対流入速度Ｗの流れ合わせた動翼５０を製造できる。
【００３８】
一例として、ハブ側傾斜部５４およびシュラウド側傾斜部５６の傾斜角度を２０°程度傾斜させて設定するのが好ましいが、動翼５０の両壁近傍の動翼径（直径）Ｄ１に応じて形成される速度三角形による相対流入角度βに合わせるように、ハブ側傾斜部５４およびシュラウド側傾斜部５６の傾斜角度を設定すればよいため、ハブ側傾斜部５４およびシュラウド側傾斜部５６を別々の角度に設定してもよいことは勿論である。
【００３９】
このように、動翼５０の入口の両壁近傍における先端部のみをガス相対流入速度Ｗの相対流入角度βに合わせて傾斜することで、簡単にガス相対流入速度Ｗの流入方向と一致するような動翼５０の入口形状とすることができ、動翼５０のシュラウド側２７およびハブ側２９の両壁近傍の動翼入口で生じる動翼５０への衝突損失を低減できるようになる。
これにより、ガス相対流入角度β（−βＡ、−βＣ、図１（ｂ））がマイナス側へ傾斜して動翼先端に向かうような、性能パラメータの速度比（Ｕ／Ｃ０）が小さいマッチング点（作動点）有するタービンにおいて効率的にタービン効率を向上することができるようになる。
【００４０】
さらに、シュラウド側２７及びハブ側２９の両壁近傍から、５０％以上のガス流量が動翼５０内部に流入するため、かかる両壁部近傍の流れを改善することによって、タービン効率の向上効果が効率的に大きく得られる。
また、入口端面５２の全高（全幅）において傾斜すると、動翼径の小型化によるレスポンスの改善効果が少なくなる。
【００４１】
（第２実施形態）
次に、図３、４を参照して第２実施形態を説明する。なお、第１実施形態で説明した構成部材と同一のものには同一符号を付して説明を省略する。
第２実施形態は、動翼７０のハブ側２９とシュラウド側２７のそれぞれの動翼径Ｄ２を中央部の動翼径Ｄ１よりも大径に伸ばして速度三角形を調整して、径方向に真直ぐ伸ばした動翼７０の形状に沿って流入させるものである。
【００４２】
図３（ａ）、（ｂ）に示すように第２実施形態においては、動翼７０の入口端面７２の高さ方向を形成するシュラウド側２７及びハブ側２９の両壁近傍において、高さ方向（幅方向）２０％程度の翼先端部Ｌ１、Ｌ２の動翼径Ｄ２を高さ方向の中央部分の動翼径Ｄ１より大きく設定して先端を３角形状に突出したハブ側突出部７４およびシュラウド側突出部７６を形成している。ここで動翼径Ｄ１は第１実施形態の動翼径Ｄ１と同じで基準となる動翼径である。
【００４３】
図３（ｂ）に示すように、ハブ側２９のＤ−Ｄ線断面位置における動翼７０の断面形状、シュラウド側２７のＦ−Ｆ線断面位置における断面形状、さらに中央部のＥ−Ｅ線断面位置における断面形状は、いずれも径方向に真直ぐ伸びた形状をしている。第２実施形態では、動翼７０の入口部分は径方向に真直ぐ伸びた形状をしているため、相対流入角度βはβＤ＝βＦとも略ゼロになっている（ＷＤ、ＷＦ、図３（ｂ））。
【００４４】
そして、ハブ側２９のＤ−Ｄ線断面位置における速度三角形のガス相対流入速度ＷＤ方向が、真直ぐの動翼７０の方向と同方向になるように、動翼７０の周方向の回転速度ＵＤを調整する。すなわち、作動ガスの流入速度ＣＤはエンジンの運転条件によって決まり、動翼の形状によって調整できない値であるため、動翼７０の周方向の回転速度ＵＤを変えることで、つまり動翼７０の径を変えることで調整する。
また、同様に、シュラウド側２７のＦ−Ｆ線断面位置における動翼７０の断面形状における速度三角形のガス相対流入速度ＷＦ方向が、真直ぐの動翼７０の方向と同方向になるように、動翼７０の周方向の回転速度ＵＦを調整する。
【００４５】
このように、動翼７０の入口端面７２のシュラウド側２７及びハブ側２９の両壁近傍において、動翼径Ｄ２をＤ１より大きくしてハブ側突出部７４およびシュラウド側突出部７６を形成することによって、速度三角形のガス相対流入速度ＷＤ、ＷＦの方向が、径方向に真直ぐに延びて形成された動翼７０に沿った方向の流れとすることができる。
なお、ハブ側突出部７４およびシュラウド側突出部７６の径をともに動翼径Ｄ２とすることで、製造容易となるが、異なる径を設定してよいことは勿論である。
【００４６】
また、動翼入口の速度三角形を動翼径Ｄ２によって調整することで、動翼７０の入口の両壁近傍におけるガス相対流入速度ＷＤ、ＷＦの相対流入角度βを略ゼロにして動翼７０の径方向に真直ぐ伸びた形状に合わせた方向とすることで、簡単にガス相対流入速度の流入方向と動翼７０の方向を一致させることができ、動翼７０のシュラウド側２７およびハブ側２９の両壁近傍の動翼入口で生じる動翼７０への衝突損失を低減できる。
これにより、性能パラメータの速度比（Ｕ／Ｃ０）が小さいマッチング点（作動点）を有するタービンにおいて効率的にタービン効率を向上することができる。
【００４７】
また、シュラウド側２７及びハブ側２９の両壁近傍から、５０％以上のガス流量が動翼５０内部に流入するため、かかる両壁部近傍の流れを改善することによって、タービン効率の向上効果が効率的に大きく得られる。
【産業上の利用可能性】
【００４８】
本発明によれば、タービン動翼の入口部、特に、シュラウド側及びハブ側の両壁近傍の動翼入口の速度三角形を調整して、または動翼の入口形状を調整して、ガス相対流入速度（Ｗ）の流れ方向に沿った動翼の入口形状とすることによって、動翼入口の両壁近傍で生じる流入ガスの衝突損失を低減し、動翼内部で発達する２次流れを抑制することができる。これにより、速度比（Ｕ／Ｃ０）が小さいマッチング点（作動点）を有するタービンのタービン効率を向上することができるので、ラジアルタービンの動翼への適用に適している。
【符号の説明】
【００４９】
１ ラジアルタービン
２ タービンケーシング
３ スクロール
１３ タービンロータ
１５、５０、７０ 動翼
２７ シュラウド側
２９ ハブ側
５２、７２ 入口端面
５４ ハブ側傾斜部
５６ シュラウド側傾斜部
７４ ハブ側突出部
７６ シュラウド側突出部
【技術分野】
【０００１】
本発明は、内燃機関の排気ターボチャージャ、小型ガスタービン、膨張タービン等に用いられ、作動ガスを渦巻状のスクロールからタービンロータの動翼へと半径方向に流入させて該動翼に作用させた後軸方向に流出させることにより該タービンロータを回転駆動するように構成されたラジアルタービンにおける動翼の構造に関する。
【背景技術】
【０００２】
自動車用内燃機関等に用いられる比較的小型の過給機（排気ターボチャージャ）には、作動ガスをタービンケーシング内に形成された渦巻状のスクロールから該スクロールの内側に位置するタービンロータの動翼へと半径方向に流入させて該動翼に作用させた後軸方向に流出させることにより該タービンロータを回転駆動するように構成されたラジアルタービンが多く採用されている。
【０００３】
図９は、かかるラジアルタービン１を用いた過給機の１例を示し、図において、タービンケーシング２内には渦巻状のスクロール３が形成されるとともに内周側にはガス出口通路５が形成され、また、コンプレッサケーシング７内にはコンプレッサ９が設けられ、タービンケーシング２とコンプレッサケーシング７とを連結する軸受ハウジング１１が形成されている。
【０００４】
タービンロータ１３は外周に複数の動翼１５が円周方向等間隔に固着され、また、コンプレッサ９の空気出口にはディフューザ１７が設けられ、タービンロータ１３とコンプレッサ９とはロータシャフト１９で連結されている。前記軸受ハウジング１１に取り付けられて前記ロータシャフト１９を支持する１対の軸受２１が設けられている。前記タービンロータ１３、コンプレッサ９及びロータシャフト１９は回転中心２３を中心に回転するようになっている。
【０００５】
かかるラジアルタービン１を備えた過給機において、内燃機関（図示省略）からの排気ガスは前記スクロール３に入り、該スクロール３の渦巻きに沿って周回しながら複数の動翼１５の外周側の入口端面から該動翼１５に流入し、タービンロータ１３中心側に向かい半径方向に流れて該タービンロータ１３に膨張仕事をなした後、軸方向に流出してガス出口通路５から機外に送出されるようになっている。
【０００６】
動翼１５の形状を図８（ａ）、（ｂ）に示す。図８（ａ）は動翼１５の子午面形状を示し、（ｂ）は（ａ）のＡ−Ａ線、Ｂ−Ｂ線、Ｃ−Ｃ線の翼断面形状をそれぞれＡ、Ｂ、Ｃに示す。
Ａ−Ａ線断面形状はハブ側の壁近傍の形状を示し、Ｃ−Ｃ線断面形状はシュラウド側の壁近傍の形状を示し、Ｂ−Ｂ線断面形状はハブ側とシュラウド側との高さ方向（Ｚ方向）の中央部の形状を示す。Ａ、Ｂ、Ｃのいずれの断面位置においても半径方向に放射状に真直ぐ伸びた形状をしている。
【０００７】
一方、動翼１５の上流側に位置するタービンスクロール３の渦巻きに沿って周回しながら動翼１５に流入したガスのガス流入速度は、動翼１５の高さ方向（Ｚ方向）に異なる速度分布を持つ。すなわち、図７に示すように、ガス流入速度Ｃは、前記動翼１５の入口端面２５（図６参照）近傍に形成され前記入口端面２５の高さの１０％〜２０％の幅を有する３次元境界層によって、ガス速度Ｃの周方向成分である周方向速度Ｃθは入口端面２５の中央部が大きく両端の角部つまりシュラウド側２７及びハブ側２９が小さくなる。
また半径方向成分である半径方向速度ＣＲは図７に示すように、前記入口端面２５の中央部が小さく両端の角部つまりシュラウド側２７及びハブ側２９が大きくなるような高さ方向分布となっている。
【０００８】
また、動翼１５の形状は、入口端面２５の径が、図６（ａ）に示すようにシュラウド側２７、中央部、ハブ側２９の全高に亘って同一であるため、動翼周速度Ｕ２＝Ｕ１となる。このため、該動翼１５の高さ方向にガス流入相対角度βが異なり、図６（ｂ）に示す中央部のガス流入相対角度β１を最適になるように調整すると、図６（ｃ）に示す壁側つまり前記ハブ側２９及びシュラウド側２７のガス流入相対角度β２が、前記スクロール３からの流動歪みにより中央部のガス流入相対角度β１よりも大きくなる。尚、Ｗ１、Ｗ２はガス流入相対速度、Ｃ１、Ｃ２はガス流入絶対速度である。
【０００９】
このため、かかる従来技術にあっては、ハブ側２９及びシュラウド側２７においてガスが動翼１５の背側（負圧面側）に衝突角度（インシデンス角度）を持って流入することとなって動翼入口の衝突損失を生じるとともに、ハブ側２９及びシュラウド側２７における衝突角度の増加は動翼１５内部における２次流れ損失の増加を助長し、タービン効率の低下を招く問題点を有していた。
【００１０】
そこで、本出願人によって、動翼入口における流入相対角度を該動翼の高さ方向において一様に構成することによって、ガス流入相対角度のばらつきに起因するガスの衝突損失及び動翼内部における２次流れ損失を抑制してタービン効率を上昇しょうとする提案がなされた（特許文献１）。
【００１１】
この特許文献１の技術は、図５に示すように、作動ガスが流入する入口端面２５の中央部を平面状に形成するとともに、シュラウド側２７及びハブ側２９において角部に直線状の切落し部３１を形成することにより、入口端面２５の両端部半径が中央部よりも小さくなるように形成するものである。
これにより、切落し部３１の切落し量を変化させることによって、動翼１５入口におけるガスの流動分布に合わせて動翼１５の入口端面の両端部つまり前記シュラウド側２７及びハブ側２９を内周側に後退させ、動翼１５に流入するガスの相対流入角度βを動翼１５の高さ方向において最適角度になるように調整することを可能としたものである。
【００１２】
そして、動翼入口におけるガスの衝突角度を動翼の高さ方向において一定にするようにして、動翼の高さ方向におけるガス相対流入角度の不均一に伴う動翼入口の衝突損失や動翼内部における２次流れ損失の増加を回避してタービン効率の低下を防止したものである。
【先行技術文献】
【特許文献】
【００１３】
【特許文献１】特許３５３４７３０号公報
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【００１４】
しかし、近年、ラジアルタービンの過給機においてレスポンスの改善の目的で、コンプレッサ径に対して、小径のラジアルタービンが選択されるとともに、さらに、排ガス性能向上のために排ガス温度が高くなる傾向にある。例えば、一般的にガソリンエンジンにおいては９００℃程度から１０５０℃程度へと上昇し、ディーゼルエンジンにおいても、７５０℃程度から８５０℃程度へと上昇している。
【００１５】
このため、タービン性能パラメータの速度比（Ｕ／Ｃ０）の値が小さくなる傾向にあり、従来よりも小さい速度比（Ｕ／Ｃ０）域に過給機の最大効率点が存在する効率特性を有するタービンとなり、速度比（Ｕ／Ｃ０）が小さい作動点でマッチングされるようになっている。
【００１６】
この性能パラメータの速度比（Ｕ／Ｃ０）のＣ０は、理論ガス速度を示し、Ｃ０＝ｆ（Ｔ，Π）のようにガス温度Ｔとタービン圧力比Πの関数によって表され、ある圧力、温度を持っているガスを、ある圧力、温度まで膨張させたときに得られる理論的なガス速度を意味する。また、Ｕは、動翼の周速度を示し、Ｕ＝ｆ（Ｎ，Ｄ）のように回転数と動翼径Ｄの関数として表される。従って、動翼径の小型化によってＵが小さくなり、排ガスの高温化によってＣ０が大きくなり、パラメータの速度比（Ｕ／Ｃ０）が小さくなる傾向にある。
また、性能パラメータの速度比（Ｕ／Ｃ０）が小さい場合の動翼入口における速度三角形は図１（ｂ）に示すように、ガス相対流入角度βがマイナス側へ傾斜して動翼先端に向かうようになる。
【００１７】
従って、前述した特許文献１の技術をこのような性能パラメータの速度比（Ｕ／Ｃ０）が小さい場合のタービンに適用すると、すなわち、動翼入口におけるガス流入相対角度βをガスの動翼の高さ方向において一定にするために、動翼の入口端面の中央部を平面状に形成するとともに、シュラウド側及びハブ側において角部を直線状に切り落すと、シュラウド側及びハブ側のガス相対流入角度βがマイナス側へより大きく傾き、動翼入口に対する衝突損失が大きくなり、かえってタービン効率の低下を招く。
特に、シュラウド側及びハブ側の両壁近傍から、５０％以上のガス流量が動翼内部に流入するため、かかる両壁部近傍での衝突損失の影響は大きい。
【００１８】
そこで、本発明は、かかる従来技術の問題に鑑み、タービン動翼の入口部、特に、シュラウド側及びハブ側の両壁近傍の動翼入口の速度三角形を調整して、または動翼の入口形状を調整して、ガス相対流入速度成分の流れ方向に沿った動翼の入口形状とすることによって、動翼入口の両壁近傍で生じる流入ガスの衝突損失を低減し、動翼内部で発達する２次流れを抑制し、これにより、速度比（Ｕ／Ｃ０）が小さいマッチング点（作動点）を有するタービンのタービン効率を向上することができるラジアルタービンの動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】
【００１９】
上記の課題を解決するために、本発明は、作動ガスをタービンケーシング内に形成された渦巻状のスクロールから該スクロールの内側に位置するタービンロータの動翼へと半径方向に流入させて該動翼に作用させた後軸方向に流出させることにより該タービンロータを回転駆動するように構成されたラジアルタービンの動翼において、
前記作動ガスが流入する動翼入口の高さ方向を形成するシュラウド側及びハブ側の両壁近傍における翼形状の向きが、動翼入口に流入する作動ガスの流入速度（Ｃ）および動翼の周方向の回転速度（Ｕ）およびガス相対流入速度（Ｗ）によって形成される速度三角形のガス相対流入速度成分の流入方向と一致するように形成されてなることを特徴とする。
【００２０】
かかる発明によれば、シュラウド側及びハブ側の両壁近傍における動翼入口の形状を、動翼入口に流入する作動ガスの流入速度（Ｃ）および動翼の周方向の回転速度（Ｕ）およびガス相対流入速度（Ｗ）によって形成される速度三角形のガス相対流入速度成分の流入方向と一致させる形状とするため、両壁近傍において作動ガスがスムーズに動翼内部に流れ込み、両壁近傍の動翼入口で生じる衝突損失を低減でき、ガス流れの衝突損失を低減し、動翼内部で発達する２次流れを抑制してタービン効率を向上することができる。
これにより、ガス相対流入角度β（−βＡ、−βＣ、図１（ｂ）参照）がマイナス側へ傾斜して動翼先端に向かうような特性を有するタービンにおいて効率的にタービン効率を向上することができるようになる。
【００２１】
すなわち、両壁近傍の動翼入口の速度三角形を調整してガス相対流入速度（Ｗ）の流入方向と一致するような動翼の入口形状とすることによって両壁近傍の動翼入口で生じる衝突損失を低減できるようになる。
また、シュラウド側及びハブ側の両壁近傍から、５０％以上のガス流量が動翼内部に流入するため、かかる両壁部近傍の流れを改善することによって、タービン効率の向上効果が大きく得られる。
【００２２】
また、好ましくは、動翼入口のシュラウド側及びハブ側の両壁近傍における先端部のみを前記ガス相対流入速度成分の流れ方向に合わせて傾斜させるとよい。
このように、両壁近傍における先端部のみを前記ガス相対流入速度（Ｗ）の流れ方向に合わせて傾斜させることで、図１（ｂ）に示すＡの速度三角形およびＣの速度三角形によって示されるガス相対流入速度（Ｗ）の流れ方向に簡単に合わせることができる。
【００２３】
さらに、傾斜角度がシュラウド側およびハブ側同じにすると、より簡単にガス相対流入速度（Ｗ）の流れ方向に合わせた構造とすることができる。動翼へ流入される作動ガスの流入速度（Ｃ）は、シュラウド側およびハブ側の壁部分では略同条件で流入されるため、シュラウド側、ハブ側の径を同一に設定すれば、動翼の周方向の回転速度（Ｕ）がシュラウド側、ハブ側で同一となり、先端部の傾斜角度をシュラウド側およびハブ側で同一に設定することができる。
【００２４】
また、好ましくは、動翼入口の高さ方向の中央部よりシュラウド側及びハブ側の径を大きく形成するとともに、シュラウド側及びハブ側の動翼入口の翼形状が半径方向に真直ぐに伸ばした形状とするとよい。
このように、シュラウド側とハブ側とを中央部より径方向に伸ばすことによって、図３（ｂ）に示すように、動翼の周方向の回転速度（Ｕ）を増大させて、ガス相対流入速度（Ｗ）の流れ方向の相対流入角度βをゼロに近づけ、半径方向に真直ぐ伸びる動翼に沿うようにでき、作動ガスがスムーズに動翼内部に流れ込み、動翼入口で生じる衝突損失を低減でき、ガス流れの衝突損失を低減できる。
【００２５】
さらに、前記シュラウド側の径と、前記ハブ側の径とが同径とすることで、簡単にガス相対流入速度（Ｗ）の流れ方向に合わせた構造とすることができる。
【発明の効果】
【００２６】
本発明によれば、タービン動翼の入口部、特に、シュラウド側及びハブ側の両壁近傍の動翼入口の速度三角形を調整して、または動翼の入口形状を調整して、ガス相対流入速度（Ｗ）の流れ方向に沿った動翼の入口形状とすることによって、動翼入口の両壁近傍で生じる流入ガスの衝突損失を低減し、動翼内部で発達する２次流れを抑制することができる。これにより、速度比（Ｕ／Ｃ０）が小さいマッチング点（作動点）を有するタービンのタービン効率を向上することができる。
【図面の簡単な説明】
【００２７】
【図１】本発明の第１実施形態を示し、（ａ）は動翼の子午面形状を示す一部断面図、（ｂ）は（ａ）のＡ−Ａ線、Ｂ−Ｂ線、Ｃ−Ｃ線のそれぞれの翼断面図である。
【図２】第１実施形態の動翼部分の斜視図である。
【図３】第２実施形態を示し、（ａ）は動翼の子午面形状を示す一部断面図、（ｂ）は（ａ）のＤ−Ｄ線、Ｅ−Ｅ線、Ｆ−Ｆ線のそれぞれの翼断面図である。
【図４】第２実施形態の動翼部分の斜視図である。
【図５】従来技術の説明図であり、図１（ａ）の対応図である。
【図６】従来技術の説明図であり、図２の対応図である。
【図７】ガス流入速度の周方向成分ＣΘおよび半径方向速度ＣＲを示す。
【図８】従来技術の説明図であり、図１（ａ）、（ｂ）の対応図である。
【図９】ラジアルタービンを用いた過給機全体の構成図である。
【発明を実施するための形態】
【００２８】
以下、本発明を図に示した実施形態を用いて詳細に説明する。但し、この実施形態に記載されている構成部品の寸法、材質、形状、その相対配置などは特に特定的な記載がない限り、この発明の範囲をそれのみに限定する趣旨ではない。
【００２９】
（第１実施形態）
図１、図２および図８を参照して本発明の第１実施形態ついて説明する。
図９は、本発明のラジアルタービンの動翼を用いた過給機の１例を示し、図において、タービンケーシング２内には渦巻状のスクロール３が形成されるとともに内周側にはガス出口通路５が形成され、また、コンプレッサケーシング７内にはコンプレッサ９が設けられ、タービンケーシング２とコンプレッサケーシング７とを連結する軸受ハウジング１１が形成されている。
【００３０】
タービンロータ１３は外周に複数の動翼５０が円周方向等間隔に固着され、また、コンプレッサ９の空気出口にはディフューザ１７が設けられ、タービンロータ１３とコンプレッサ９とはロータシャフト１９で連結されている。前記軸受ハウジング１１に取り付けられて前記ロータシャフト１９を支持する１対の軸受２１が設けられている。前記タービンロータ１３、コンプレッサ９及びロータシャフト１９は回転中心２３を中心に回転するようになっている。
【００３１】
かかるラジアルタービン１を備えた過給機において、内燃機関（図示省略）からの排気ガスは前記スクロール３に入り、該スクロール３の渦巻きに沿って周回しながら複数の動翼５０の外周側の入口端面５２から該動翼５０に流入し、タービンロータ１３中心側に向かい半径方向に流れて該タービンロータ１３に膨張仕事をなした後、軸方向に流出してガス出口通路５から機外に送出されるようになっている。
以上に示すラジアルタービン１を用いた過給機の基本構成は従来技術と同様である。本発明においては、タービンの動翼１５のガス入口部の改良に関するものである。
【００３２】
図１（ａ）、（ｂ）、図２に示すように本発明の第１実施形態においては、動翼５０の入口端面（動翼入口）５２の高さ方向を形成するシュラウド側２７及びハブ側２９の両壁近傍において、高さ方向（幅方向）２０％程度の翼先端部Ｌ１、Ｌ２を流入ガスの流入方向に倒した形状となっている。高さ方向の中央部分は従来（図８）と同様に半径方向に真直ぐに伸びた翼断面形状となっている。
【００３３】
すなわち、図１（ｂ）に示すように、ハブ側２９のＡ−Ａ線断面位置における動翼５０の断面形状を流入ガスの流れ方向、つまり、速度三角形のＷＡ方向と同方向に傾けた断面形状からなるハブ側傾斜部５４が形成されている。また、同様に、シュラウド側２７のＣ−Ｃ線断面位置における動翼５０の断面形状も速度三角形のＷＣ方向と同方向に傾けたシュラウド側傾斜部５６が形成されている。
【００３４】
本発明の速度三角形は、図１（ｂ）に示すように、動翼５０へ流入される作動ガスの流入速度Ｃと、動翼５０の周方向の回転速度Ｕと、ガス相対流入速度Ｗとによって構成され、このガス相対流入速度Ｗの流れ方向の相対流入角度βは、従来技術で説明したようなプラス側（β１、β２図６参照）に指向する特性ではなく、マイナス側（−βＡ、−βＣ、図１参照）に向かう特性を有する。
【００３５】
これは、技術背景の欄で説明したように、近年のレスポンスの改善の目的で、コンプレッサ径の小型化および排ガス温度の高温化に対応して、小径化に伴う回転速度Ｕの低下および排ガス高温化に伴う作動ガスの流入速度Ｃの増加によるものであり、速度三角形の２辺の長さ関係が変わることに基づくものである。
【００３６】
また、図１のように、動翼５０の入口端面５２の位置は、シュラウド側２７及びハブ側２９の両壁近傍においても、中央部においてもそれぞれ同一径のＤ１に設定されている。このため、ハブ側２９とシュラウド側２７のそれぞれの動翼５０の周方向の回転速度ＵＡとＵＣは同一となり、作動ガスの流入速度Ｃは、シュラウド側２７及びハブ側２９の両壁近傍においては略同一であるため、シュラウド側２７及びハブ側２９の両壁近傍においての作動ガスの流入速度ＣＡとＣＣとは同一となり、相対流入角度βは−βＡ＝−βＣとなって、この角度に、ハブ側傾斜部５４およびシュラウド側傾斜部５６の傾斜角度を設定する。
【００３７】
このように、傾斜角度をハブ側傾斜部５４およびシュラウド側傾斜部５６とも同じにすることにより、別々の角度設定する動翼形状に比べてより簡単にガス相対流入速度Ｗの流れ合わせた動翼５０を製造できる。
【００３８】
一例として、ハブ側傾斜部５４およびシュラウド側傾斜部５６の傾斜角度を２０°程度傾斜させて設定するのが好ましいが、動翼５０の両壁近傍の動翼径（直径）Ｄ１に応じて形成される速度三角形による相対流入角度βに合わせるように、ハブ側傾斜部５４およびシュラウド側傾斜部５６の傾斜角度を設定すればよいため、ハブ側傾斜部５４およびシュラウド側傾斜部５６を別々の角度に設定してもよいことは勿論である。
【００３９】
このように、動翼５０の入口の両壁近傍における先端部のみをガス相対流入速度Ｗの相対流入角度βに合わせて傾斜することで、簡単にガス相対流入速度Ｗの流入方向と一致するような動翼５０の入口形状とすることができ、動翼５０のシュラウド側２７およびハブ側２９の両壁近傍の動翼入口で生じる動翼５０への衝突損失を低減できるようになる。
これにより、ガス相対流入角度β（−βＡ、−βＣ、図１（ｂ））がマイナス側へ傾斜して動翼先端に向かうような、性能パラメータの速度比（Ｕ／Ｃ０）が小さいマッチング点（作動点）有するタービンにおいて効率的にタービン効率を向上することができるようになる。
【００４０】
さらに、シュラウド側２７及びハブ側２９の両壁近傍から、５０％以上のガス流量が動翼５０内部に流入するため、かかる両壁部近傍の流れを改善することによって、タービン効率の向上効果が効率的に大きく得られる。
また、入口端面５２の全高（全幅）において傾斜すると、動翼径の小型化によるレスポンスの改善効果が少なくなる。
【００４１】
（第２実施形態）
次に、図３、４を参照して第２実施形態を説明する。なお、第１実施形態で説明した構成部材と同一のものには同一符号を付して説明を省略する。
第２実施形態は、動翼７０のハブ側２９とシュラウド側２７のそれぞれの動翼径Ｄ２を中央部の動翼径Ｄ１よりも大径に伸ばして速度三角形を調整して、径方向に真直ぐ伸ばした動翼７０の形状に沿って流入させるものである。
【００４２】
図３（ａ）、（ｂ）に示すように第２実施形態においては、動翼７０の入口端面７２の高さ方向を形成するシュラウド側２７及びハブ側２９の両壁近傍において、高さ方向（幅方向）２０％程度の翼先端部Ｌ１、Ｌ２の動翼径Ｄ２を高さ方向の中央部分の動翼径Ｄ１より大きく設定して先端を３角形状に突出したハブ側突出部７４およびシュラウド側突出部７６を形成している。ここで動翼径Ｄ１は第１実施形態の動翼径Ｄ１と同じで基準となる動翼径である。
【００４３】
図３（ｂ）に示すように、ハブ側２９のＤ−Ｄ線断面位置における動翼７０の断面形状、シュラウド側２７のＦ−Ｆ線断面位置における断面形状、さらに中央部のＥ−Ｅ線断面位置における断面形状は、いずれも径方向に真直ぐ伸びた形状をしている。第２実施形態では、動翼７０の入口部分は径方向に真直ぐ伸びた形状をしているため、相対流入角度βはβＤ＝βＦとも略ゼロになっている（ＷＤ、ＷＦ、図３（ｂ））。
【００４４】
そして、ハブ側２９のＤ−Ｄ線断面位置における速度三角形のガス相対流入速度ＷＤ方向が、真直ぐの動翼７０の方向と同方向になるように、動翼７０の周方向の回転速度ＵＤを調整する。すなわち、作動ガスの流入速度ＣＤはエンジンの運転条件によって決まり、動翼の形状によって調整できない値であるため、動翼７０の周方向の回転速度ＵＤを変えることで、つまり動翼７０の径を変えることで調整する。
また、同様に、シュラウド側２７のＦ−Ｆ線断面位置における動翼７０の断面形状における速度三角形のガス相対流入速度ＷＦ方向が、真直ぐの動翼７０の方向と同方向になるように、動翼７０の周方向の回転速度ＵＦを調整する。
【００４５】
このように、動翼７０の入口端面７２のシュラウド側２７及びハブ側２９の両壁近傍において、動翼径Ｄ２をＤ１より大きくしてハブ側突出部７４およびシュラウド側突出部７６を形成することによって、速度三角形のガス相対流入速度ＷＤ、ＷＦの方向が、径方向に真直ぐに延びて形成された動翼７０に沿った方向の流れとすることができる。
なお、ハブ側突出部７４およびシュラウド側突出部７６の径をともに動翼径Ｄ２とすることで、製造容易となるが、異なる径を設定してよいことは勿論である。
【００４６】
また、動翼入口の速度三角形を動翼径Ｄ２によって調整することで、動翼７０の入口の両壁近傍におけるガス相対流入速度ＷＤ、ＷＦの相対流入角度βを略ゼロにして動翼７０の径方向に真直ぐ伸びた形状に合わせた方向とすることで、簡単にガス相対流入速度の流入方向と動翼７０の方向を一致させることができ、動翼７０のシュラウド側２７およびハブ側２９の両壁近傍の動翼入口で生じる動翼７０への衝突損失を低減できる。
これにより、性能パラメータの速度比（Ｕ／Ｃ０）が小さいマッチング点（作動点）を有するタービンにおいて効率的にタービン効率を向上することができる。
【００４７】
また、シュラウド側２７及びハブ側２９の両壁近傍から、５０％以上のガス流量が動翼５０内部に流入するため、かかる両壁部近傍の流れを改善することによって、タービン効率の向上効果が効率的に大きく得られる。
【産業上の利用可能性】
【００４８】
本発明によれば、タービン動翼の入口部、特に、シュラウド側及びハブ側の両壁近傍の動翼入口の速度三角形を調整して、または動翼の入口形状を調整して、ガス相対流入速度（Ｗ）の流れ方向に沿った動翼の入口形状とすることによって、動翼入口の両壁近傍で生じる流入ガスの衝突損失を低減し、動翼内部で発達する２次流れを抑制することができる。これにより、速度比（Ｕ／Ｃ０）が小さいマッチング点（作動点）を有するタービンのタービン効率を向上することができるので、ラジアルタービンの動翼への適用に適している。
【符号の説明】
【００４９】
１ ラジアルタービン
２ タービンケーシング
３ スクロール
１３ タービンロータ
１５、５０、７０ 動翼
２７ シュラウド側
２９ ハブ側
５２、７２ 入口端面
５４ ハブ側傾斜部
５６ シュラウド側傾斜部
７４ ハブ側突出部
７６ シュラウド側突出部
【特許請求の範囲】
【請求項１】
作動ガスをタービンケーシング内に形成された渦巻状のスクロールから該スクロールの内側に位置するタービンロータの動翼へと半径方向に流入させて該動翼に作用させた後軸方向に流出させることにより該タービンロータを回転駆動するように構成されたラジアルタービンの動翼において、
前記作動ガスが流入する動翼入口の高さ方向を形成するシュラウド側及びハブ側の両壁近傍における翼形状の向きが、動翼入口に流入する作動ガスの流入速度（Ｃ）および動翼の周方向の回転速度（Ｕ）およびガス相対流入速度（Ｗ）によって形成される速度三角形のガス相対流入速度成分の流入方向と一致するように形成されてなることを特徴とするラジアルタービンの動翼。
【請求項２】
動翼入口のシュラウド側及びハブ側の両壁近傍における先端部のみを前記ガス相対流入速度成分の流れ方向に合わせて傾斜させたことを特徴とする請求項１記載のラジアルタービンの動翼。
【請求項３】
傾斜角度がシュラウド側およびハブ側同じであることを特徴する請求項２記載のラジアルタービンの動翼。
【請求項４】
動翼入口の高さ方向の中央部よりシュラウド側及びハブ側の径を大きく形成するとともに、シュラウド側及びハブ側の動翼入口の翼形状が半径方向に真直ぐに伸びてなることを特徴とする請求項１のラジアルタービンの動翼。
【請求項５】
前記シュラウド側の径と、前記ハブ側の径とが同径であることを特徴とする請求項４記載のラジアルタービンの動翼。
【請求項１】
作動ガスをタービンケーシング内に形成された渦巻状のスクロールから該スクロールの内側に位置するタービンロータの動翼へと半径方向に流入させて該動翼に作用させた後軸方向に流出させることにより該タービンロータを回転駆動するように構成されたラジアルタービンの動翼において、
前記作動ガスが流入する動翼入口の高さ方向を形成するシュラウド側及びハブ側の両壁近傍における翼形状の向きが、動翼入口に流入する作動ガスの流入速度（Ｃ）および動翼の周方向の回転速度（Ｕ）およびガス相対流入速度（Ｗ）によって形成される速度三角形のガス相対流入速度成分の流入方向と一致するように形成されてなることを特徴とするラジアルタービンの動翼。
【請求項２】
動翼入口のシュラウド側及びハブ側の両壁近傍における先端部のみを前記ガス相対流入速度成分の流れ方向に合わせて傾斜させたことを特徴とする請求項１記載のラジアルタービンの動翼。
【請求項３】
傾斜角度がシュラウド側およびハブ側同じであることを特徴する請求項２記載のラジアルタービンの動翼。
【請求項４】
動翼入口の高さ方向の中央部よりシュラウド側及びハブ側の径を大きく形成するとともに、シュラウド側及びハブ側の動翼入口の翼形状が半径方向に真直ぐに伸びてなることを特徴とする請求項１のラジアルタービンの動翼。
【請求項５】
前記シュラウド側の径と、前記ハブ側の径とが同径であることを特徴とする請求項４記載のラジアルタービンの動翼。
【図１】
【図２】
【図３】
【図４】
【図５】
【図６】
【図７】
【図８】
【図９】
【図２】
【図３】
【図４】
【図５】
【図６】
【図７】
【図８】
【図９】
【公開番号】特開２０１１−１３２８１０（Ｐ２０１１−１３２８１０Ａ）
【公開日】平成２３年７月７日（２０１１．７．７）
【国際特許分類】
【出願番号】特願２００９−２９００６０（Ｐ２００９−２９００６０）
【出願日】平成２１年１２月２２日（２００９．１２．２２）
【出願人】（０００００６２０８）三菱重工業株式会社 (10,378)
【Ｆターム（参考）】
【公開日】平成２３年７月７日（２０１１．７．７）
【国際特許分類】
【出願日】平成２１年１２月２２日（２００９．１２．２２）
【出願人】（０００００６２０８）三菱重工業株式会社 (10,378)
【Ｆターム（参考）】
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