JP6019701B2

JP6019701B2 - Turbocharger

Info

Publication number: JP6019701B2
Application number: JP2012096949A
Authority: JP
Inventors: 藤原　隆; 隆藤原; 太治木村
Original assignee: IHI Corp
Current assignee: IHI Corp
Priority date: 2012-04-20
Filing date: 2012-04-20
Publication date: 2016-11-02
Anticipated expiration: 2032-04-20
Also published as: JP2013224614A

Description

本発明は、全羽根と半羽根が交互に配されたコンプレッサインペラを備える過給機に関する。 The present invention relates to a supercharger including a compressor impeller in which all blades and half blades are alternately arranged.

従来、一端にタービンインペラが設けられ他端にコンプレッサインペラが設けられたタービン軸が、ベアリングハウジングに回転自在に保持された過給機が知られている。こうした過給機をエンジンに接続し、エンジンから排出される排気ガスによってタービンインペラを回転させるとともに、このタービンインペラの回転によって、タービン軸を介してコンプレッサインペラを回転させる。こうして、過給機は、コンプレッサインペラの回転に伴い空気を圧縮してエンジンに過給する。 2. Description of the Related Art Conventionally, a turbocharger is known in which a turbine shaft having a turbine impeller provided at one end and a compressor impeller provided at the other end is rotatably held by a bearing housing. Such a supercharger is connected to the engine, the turbine impeller is rotated by exhaust gas discharged from the engine, and the compressor impeller is rotated through the turbine shaft by the rotation of the turbine impeller. Thus, the supercharger compresses air as the compressor impeller rotates and supercharges the engine.

コンプレッサインペラは、ハブと、ハブの周囲に配された複数の羽根が一体成型されたものである。このハブと、複数の羽根と、シュラウド（ハウジング）とを壁面として、空気が圧縮される流路が形成されている。特許文献１に示されるように、コンプレッサインペラの断面におけるハブの輪郭線であるハブラインは曲線となっていることから、上記流路に面するハブ側の壁面は流線形状を成しており、空気の圧力損失が抑制されている。 The compressor impeller is formed by integrally molding a hub and a plurality of blades arranged around the hub. The hub, the plurality of blades, and the shroud (housing) are used as walls to form a flow path in which air is compressed. As shown in Patent Document 1, since the hub line that is the contour line of the hub in the cross section of the compressor impeller is a curve, the hub-side wall facing the flow path has a streamline shape, Air pressure loss is suppressed.

特許第４２０９３６２号Patent No. 4209362

ところで、過給機のコンプレッサインペラにおいては、空気の吸引効率を向上するため、全羽根と、全羽根より軸方向の長さが短い半羽根が、ハブの周囲に交互に配される場合がある。ハブと半羽根が連続する半羽根の付け根部分は、応力集中を抑制するため曲面となっている。 By the way, in the compressor impeller of the supercharger, in order to improve the air suction efficiency, there are cases where all the blades and half blades whose axial length is shorter than all the blades are alternately arranged around the hub. . The base part of the half blade where the hub and the half blade are continuous has a curved surface to suppress stress concentration.

しかし、半羽根の軸方向の一端であるリーディングエッジ部は、付け根部分において、両隣に設けられた全羽根との翼間が狭い。そのため、付け根部分に十分な曲率半径となる曲面を形成することが困難であり、半羽根は、応力集中によって耐久性が低下するおそれがある。 However, the leading edge portion, which is one end in the axial direction of the half blade, has a narrow space between the blades with all blades provided on both sides at the base portion. For this reason, it is difficult to form a curved surface having a sufficient radius of curvature at the base portion, and the durability of the half blades may be reduced by stress concentration.

本発明の目的は、コンプレッサインペラの半羽根への応力集中を抑制し、半羽根の耐久性を向上することができる過給機を提供することである。 An object of the present invention is to provide a supercharger capable of suppressing stress concentration on a half blade of a compressor impeller and improving the durability of the half blade.

上記課題を解決するために、本発明の過給機は、過給機本体と、前記過給機本体に回転自在に支持されたタービン軸と、前記タービン軸の一端に固定され、全羽根、および、該全羽根よりも軸方向の長さが短い半羽根が、ハブの外周に交互に配されたコンプレッサインペラと、を備え、前記コンプレッサインペラの前記タービン軸の軸心を含む断面において、前記ハブの輪郭線であるハブラインは、該タービン軸の軸方向から該タービン軸の径方向外方に曲がる曲線である連続曲線を含み、前記連続曲線は、前記タービン軸の径方向に延伸する仮想線に接する第１円弧と、該第１円弧より径方向内方に位置して該第１円弧と連続する第２円弧とを含み、前記第２円弧は、前記第１円弧よりも曲率半径が大きく、前記第１円弧と前記第２円弧が接続する位置は、前記半羽根の軸方向の一端側と前記連続曲線が交わる位置より径方向外方であり、前記半羽根の軸方向の一端は、前記タービン軸の軸方向の位置が前記第２円弧の範囲に含まれることを特徴とする。
In order to solve the above problems, a supercharger according to the present invention includes a supercharger main body, a turbine shaft rotatably supported by the supercharger main body, fixed to one end of the turbine shaft, And a half impeller having a shorter axial length than all the impellers, and a compressor impeller arranged alternately on the outer periphery of the hub, and in a cross section including the axis of the turbine shaft of the compressor impeller, A hub line that is a contour line of the hub includes a continuous curve that is a curve that curves outward from the axial direction of the turbine shaft in the radial direction of the turbine shaft, and the continuous curve is an imaginary line that extends in the radial direction of the turbine shaft. And a second arc located radially inward of the first arc and continuing to the first arc, the second arc having a larger radius of curvature than the first arc. the first arc and the second arc Position continues, the is a radially outward from the position where the continuous curve and one end of the axial half-blades intersect one axial end of the half-blade, the axial position of the turbine shaft is the first It is included in the range of 2 circular arcs.

前記ハブラインは、前記第２円弧より前記径方向内方に位置して該第２円弧と連続し、曲率半径が前記第１円弧よりも小さい第３円弧をさらに含んでもよい。 The hub line may further include a third arc that is located radially inward from the second arc and is continuous with the second arc and having a smaller radius of curvature than the first arc.

本発明によれば、コンプレッサインペラの半羽根への応力集中を抑制し、半羽根の耐久性を向上することができる。 ADVANTAGE OF THE INVENTION According to this invention, the stress concentration to the half blade | wing of a compressor impeller can be suppressed and durability of a half blade | wing can be improved.

過給機の概略断面図である。It is a schematic sectional drawing of a supercharger. コンプレッサインペラのタービン軸の軸心を含む面による断面図である。It is sectional drawing by the surface containing the axial center of the turbine shaft of a compressor impeller. ハブラインの形状を説明するための説明図である。It is explanatory drawing for demonstrating the shape of a hub line. ハブラインの形状を説明するための説明図である。It is explanatory drawing for demonstrating the shape of a hub line.

以下に添付図面を参照しながら、本発明の好適な実施形態について詳細に説明する。かかる実施形態に示す寸法、材料、その他具体的な数値等は、発明の理解を容易とするための例示にすぎず、特に断る場合を除き、本発明を限定するものではない。なお、本明細書および図面において、実質的に同一の機能、構成を有する要素については、同一の符号を付することにより重複説明を省略し、また本発明に直接関係のない要素は図示を省略する。 Hereinafter, preferred embodiments of the present invention will be described in detail with reference to the accompanying drawings. The dimensions, materials, and other specific numerical values shown in the embodiments are merely examples for facilitating the understanding of the invention, and do not limit the present invention unless otherwise specified. In the present specification and drawings, elements having substantially the same function and configuration are denoted by the same reference numerals, and redundant description is omitted, and elements not directly related to the present invention are not illustrated. To do.

図１は、過給機Ｃの概略断面図である。以下では、図１に示す矢印Ｆ方向を過給機Ｃの前側とし、矢印Ｒ方向を過給機Ｃの後側として説明する。図１に示すように、過給機Ｃは、過給機本体１を備えて構成される。この過給機本体１は、ベアリングハウジング２と、ベアリングハウジング２の前側に締結ボルト３によって連結されるタービンハウジング４と、ベアリングハウジング２の後側に締結ボルト５によって連結されるコンプレッサハウジング６と、が一体化されて形成されている。 FIG. 1 is a schematic cross-sectional view of the supercharger C. Hereinafter, the direction of arrow F shown in FIG. 1 will be described as the front side of the supercharger C, and the direction of arrow R will be described as the rear side of the supercharger C. As shown in FIG. 1, the supercharger C includes a supercharger main body 1. The supercharger body 1 includes a bearing housing 2, a turbine housing 4 connected to the front side of the bearing housing 2 by a fastening bolt 3, a compressor housing 6 connected to the rear side of the bearing housing 2 by a fastening bolt 5, Are formed integrally.

ベアリングハウジング２には、過給機Ｃの前後方向に貫通する軸受孔２ａが形成されており、この軸受孔２ａにタービン軸７が軸受を介して回転自在に支持されている。タービン軸７の前端部（一端）にはタービンインペラ８が一体的に固定されており、このタービンインペラ８がタービンハウジング４内に回転自在に収容されている。また、タービン軸７の後端部（他端）にはコンプレッサインペラ９が一体的に固定されており、このコンプレッサインペラ９がコンプレッサハウジング６内に回転自在に収容されている。 The bearing housing 2 is formed with a bearing hole 2a penetrating in the front-rear direction of the supercharger C, and the turbine shaft 7 is rotatably supported by the bearing hole 2a via a bearing. A turbine impeller 8 is integrally fixed to a front end portion (one end) of the turbine shaft 7, and the turbine impeller 8 is rotatably accommodated in the turbine housing 4. A compressor impeller 9 is integrally fixed to the rear end (other end) of the turbine shaft 7, and the compressor impeller 9 is rotatably accommodated in the compressor housing 6.

コンプレッサハウジング６には、過給機Ｃの後側に開口するとともに不図示のエアクリーナに接続される吸気口１０が形成されている。また、締結ボルト５によってベアリングハウジング２とコンプレッサハウジング６とが連結された状態では、これら両ハウジング２、６の対向面によって、空気を圧縮して昇圧するディフューザ流路１１が形成される。このディフューザ流路１１は、タービン軸７（コンプレッサインペラ９）の径方向内側から外側に向けて環状に形成されており、上記の径方向内側において、コンプレッサインペラ９を介して吸気口１０に連通している。 The compressor housing 6 is formed with an air inlet 10 that opens to the rear side of the supercharger C and is connected to an air cleaner (not shown). Further, in a state where the bearing housing 2 and the compressor housing 6 are connected by the fastening bolt 5, a diffuser flow path 11 that compresses and pressurizes air is formed by the facing surfaces of both the housings 2 and 6. The diffuser passage 11 is formed in an annular shape from the radially inner side to the outer side of the turbine shaft 7 (compressor impeller 9), and communicates with the intake port 10 via the compressor impeller 9 on the radially inner side. ing.

また、コンプレッサハウジング６には、ディフューザ流路１１よりもタービン軸７（コンプレッサインペラ９）の径方向外側に位置する環状のコンプレッサスクロール流路１２が設けられている。コンプレッサスクロール流路１２は、不図示のエンジンの吸気口と連通するとともに、ディフューザ流路１１にも連通している。したがって、コンプレッサインペラ９が回転すると、吸気口１０からコンプレッサハウジング６内に流体が吸気されるとともに、当該吸気された流体は、ディフューザ流路１１およびコンプレッサスクロール流路１２で昇圧されてエンジンの吸気口に導かれることとなる。 Further, the compressor housing 6 is provided with an annular compressor scroll passage 12 positioned on the radially outer side of the turbine shaft 7 (compressor impeller 9) with respect to the diffuser passage 11. The compressor scroll passage 12 communicates with an intake port of an engine (not shown) and also communicates with the diffuser passage 11. Therefore, when the compressor impeller 9 rotates, fluid is sucked into the compressor housing 6 from the intake port 10, and the sucked fluid is boosted in the diffuser flow path 11 and the compressor scroll flow path 12 to be sucked into the engine intake port. Will be led to.

タービンハウジング４には、過給機Ｃの前側に開口するとともに不図示の排気ガス浄化装置に接続される吐出口１３が形成されている。また、タービンハウジング４には、流路１４と、この流路１４よりもタービン軸７（タービンインペラ８）の径方向外側に位置する環状のタービンスクロール流路１５とが設けられている。タービンスクロール流路１５は、エンジンの排気口から排出される排気ガスが導かれる不図示のガス流入口と連通するとともに、上記の流路１４にも連通している。したがって、ガス流入口からタービンスクロール流路１５に導かれた排気ガスは、流路１４およびタービンインペラ８を介して吐出口１３に導かれるとともに、その流通過程においてタービンインペラ８を回転させることとなる。そして、上記のタービンインペラ８の回転力は、タービン軸７を介してコンプレッサインペラ９に伝達されることとなり、コンプレッサインペラ９の回転力によって、上記のとおりに、流体が昇圧されてエンジンの吸気口に導かれることとなる。 The turbine housing 4 is formed with a discharge port 13 that opens to the front side of the supercharger C and is connected to an exhaust gas purification device (not shown). Further, the turbine housing 4 is provided with a flow path 14 and an annular turbine scroll flow path 15 positioned on the radially outer side of the turbine shaft 7 (turbine impeller 8) with respect to the flow path 14. The turbine scroll channel 15 communicates with a gas inlet (not shown) through which exhaust gas discharged from the exhaust port of the engine is guided, and also communicates with the channel 14 described above. Therefore, the exhaust gas guided from the gas inlet to the turbine scroll flow path 15 is guided to the discharge port 13 through the flow path 14 and the turbine impeller 8 and rotates the turbine impeller 8 in the flow process. . Then, the rotational force of the turbine impeller 8 is transmitted to the compressor impeller 9 via the turbine shaft 7, and the fluid is boosted by the rotational force of the compressor impeller 9 as described above, and the intake port of the engine Will be led to.

図２は、コンプレッサインペラのタービン軸７の軸心７ａを含む面による断面図である。ただし、図２では、理解を容易とするため、タービン軸７の軸心７ａより鉛直上方のみを示す。 FIG. 2 is a cross-sectional view of a plane including the shaft center 7a of the turbine shaft 7 of the compressor impeller. However, in FIG. 2, only the upper part vertically from the axis 7 a of the turbine shaft 7 is shown for easy understanding.

図２に示すように、コンプレッサインペラ９は、ハブ（ホイール）２０と、複数の羽根（ブレード）２１と、を有する。 As shown in FIG. 2, the compressor impeller 9 includes a hub (wheel) 20 and a plurality of blades (blades) 21.

ハブ２０は、上面２０ａの面積が底面２０ｂの面積より小さく、上面２０ａから底面２０ｂに向かって径方向外方に広がる外周面２０ｃを有する。そして、ハブ２０は、底面２０ｂおよび上面２０ａの中央を中心として回転する回転体である。ハブライン２２は、図２に示すコンプレッサインペラ９の断面における、ハブ２０の外周面２０ｃの輪郭線である。 The hub 20 has an outer peripheral surface 20c in which the area of the upper surface 20a is smaller than the area of the bottom surface 20b and extends radially outward from the upper surface 20a toward the bottom surface 20b. The hub 20 is a rotating body that rotates around the center of the bottom surface 20b and the top surface 20a. The hub line 22 is a contour line of the outer peripheral surface 20c of the hub 20 in the cross section of the compressor impeller 9 shown in FIG.

また、ハブ２０には、上面２０ａから底面２０ｂまで貫通する貫通孔２０ｄが設けられており、この貫通孔２０ｄにタービン軸７が挿通される。そして、タービン軸７の端部を上面２０ａから突出させ、この突出した部分に設けられたネジ溝にナット締めすることで、タービン軸７にハブ２０が固定される。 Further, the hub 20 is provided with a through hole 20d penetrating from the upper surface 20a to the bottom surface 20b, and the turbine shaft 7 is inserted into the through hole 20d. Then, the hub 20 is fixed to the turbine shaft 7 by projecting the end portion of the turbine shaft 7 from the upper surface 20 a and tightening the nut in a thread groove provided in the projecting portion.

羽根２１は、ハブ２０と鋳造などによって一体成型された薄板形状の部材であって、ハブ２０の外周面２０ｃに、互いに周方向に離隔して複数配される。この羽根２１は、ハブ２０の外周面２０ｃから径方向外方に延在し、ハブ２０の周方向に傾斜するように屈曲している。 The blades 21 are thin plate-like members integrally formed with the hub 20 by casting or the like, and a plurality of blades 21 are arranged on the outer peripheral surface 20c of the hub 20 so as to be separated from each other in the circumferential direction. The blades 21 extend radially outward from the outer peripheral surface 20 c of the hub 20 and are bent so as to be inclined in the circumferential direction of the hub 20.

また、羽根２１は、全羽根（長羽根、フルブレード）２３と、全羽根２３より軸方向の長さが短い半羽根（短羽根、ハーフブレード）２４とで構成され、全羽根２３と半羽根２４とが周方向に交互に配されている。ここでは、全羽根２３のうち、半羽根２４の後側に隠れた部分を一点鎖線で示す。 The blades 21 are composed of full blades (long blades, full blades) 23 and half blades (short blades, half blades) 24 that are shorter in the axial direction than the full blades 23. 24 are alternately arranged in the circumferential direction. Here, a portion hidden behind the half blades 24 in all the blades 23 is indicated by a one-dot chain line.

このように、半羽根２４を全羽根２３の間に配する構成により、同数の羽根２１をすべて全羽根２３で構成する場合に比べ、過給機Ｃは、空気の吸引効率が向上する。以下、単に羽根２１という場合、全羽根２３および半羽根２４の両方を示す。 As described above, the configuration in which the half blades 24 are arranged between all the blades 23 improves the suction efficiency of the air in the supercharger C as compared with the case where all the blades 21 are configured with all the blades 23. Hereinafter, when simply referred to as blade 21, both full blade 23 and half blade 24 are shown.

羽根２１は、コンプレッサインペラ９が起こす空気の流れ方向（以下、単に流れ方向と称す）の上流側の端部となるリーディングエッジ部２３ａ、２４ａを有する。半羽根２４の軸方向の一端であるリーディングエッジ部２４ａは、全羽根２３の軸方向の一端であるリーディングエッジ部２３ａより流れ方向の上流側に位置する。 The blades 21 have leading edge portions 23a and 24a that are upstream ends of an air flow direction (hereinafter simply referred to as a flow direction) generated by the compressor impeller 9. The leading edge portion 24a, which is one end in the axial direction of the half blades 24, is positioned upstream of the leading edge portion 23a, which is one end in the axial direction of all the blades 23.

大径部２３ｂは、全羽根２３において最大径となる部位であって、流れ方向の下流側の端部となる。傾斜部２３ｃは、リーディングエッジ部２３ａおよび大径部２３ｂを繋ぐ部位であって、リーディングエッジ部２３ａの一端から大径部２３ｂの一端まで、径方向外方に向かって曲線的に延在する。 The large-diameter portion 23b is a portion having the maximum diameter in all the blades 23 and is an end portion on the downstream side in the flow direction. The inclined portion 23c is a portion that connects the leading edge portion 23a and the large diameter portion 23b, and extends in a curved manner from the one end of the leading edge portion 23a to the one end of the large diameter portion 23b in a radially outward direction.

同様に、大径部２４ｂは、半羽根２４において最大径となる部位であって、流れ方向の下流側の端部となる。傾斜部２４ｃは、リーディングエッジ部２４ａおよび大径部２４ｂを繋ぐ部位であって、リーディングエッジ部２４ａの一端から大径部２４ｂの一端まで、径方向外方に向かって曲線的に延在する。図２においては、全羽根２３および半羽根２４の大径部２３ｂ、２４ｂと傾斜部２３ｃ、２４ｃとはそれぞれ重なって図示される。 Similarly, the large diameter portion 24b is a portion having the maximum diameter in the half blade 24 and is an end portion on the downstream side in the flow direction. The inclined portion 24c is a portion that connects the leading edge portion 24a and the large diameter portion 24b, and extends from the one end of the leading edge portion 24a to the one end of the large diameter portion 24b in a curved manner outward in the radial direction. In FIG. 2, the large-diameter portions 23b and 24b and the inclined portions 23c and 24c of the full blades 23 and the half blades 24 are shown to overlap each other.

上述したように、コンプレッサインペラ９はコンプレッサハウジング６に収容されており、コンプレッサハウジング６のうち、コンプレッサインペラ９の羽根２１の傾斜部２３ｃと対向するのがシュラウド（不図示）である。 As described above, the compressor impeller 9 is accommodated in the compressor housing 6, and the shroud (not shown) of the compressor housing 6 faces the inclined portion 23c of the blade 21 of the compressor impeller 9.

このように、ハブ２０、複数の羽根２１、およびシュラウドを壁面として、空気が流れる流路２５が形成されている。この流路２５は、上流側（リーディングエッジ部２３ａ、２４ａ側）から下流側（大径部２３ｂ、２４ｂ側）に向かって狭くなっている。そして、コンプレッサインペラ９（タービン軸７）が回転すると、流路２５内の空気は、遠心力によって径方向外方に引っ張られることから、この流路２５を上流から下流に流れ、その過程で圧縮される。 Thus, the flow path 25 through which air flows is formed using the hub 20, the plurality of blades 21, and the shroud as wall surfaces. The flow path 25 is narrowed from the upstream side (leading edge portions 23a and 24a side) toward the downstream side (large diameter portions 23b and 24b side). When the compressor impeller 9 (turbine shaft 7) rotates, the air in the flow path 25 is pulled outward in the radial direction by centrifugal force, and therefore flows in the flow path 25 from upstream to downstream, and is compressed in the process. Is done.

この流路２５に面するハブ２０側の壁面を流線形状として空気の流れの圧力損失を低減するように、図２に示すハブライン２２は、タービン軸７の軸方向からタービン軸７の径方向外方に曲がる曲線である連続曲線を含んでいる。 The hub line 22 shown in FIG. 2 is arranged from the axial direction of the turbine shaft 7 to the radial direction of the turbine shaft 7 so that the wall surface on the hub 20 side facing the flow path 25 is streamlined to reduce the pressure loss of the air flow. It contains a continuous curve that curves outward.

本実施形態の過給機Ｃは、このハブライン２２の形状、すなわちハブ２０の形状を工夫している。以下、図３を参照して、ハブライン２２（ハブ２０）の形状について詳述する。 The supercharger C of the present embodiment is devised in the shape of the hub line 22, that is, the shape of the hub 20. Hereinafter, the shape of the hub line 22 (hub 20) will be described in detail with reference to FIG.

図３は、ハブライン２２の形状を説明するための説明図であり、図２に対応する断面に、比較例のコンプレッサインペラＩのハブラインＬを破線で追記して示す。ここで、比較例として示すコンプレッサインペラＩは、従来、一般的に製造されている過給機に用いられている。また、図４は、羽根２１の形状を説明するための説明図であり、図４（ａ）は、本実施形態のコンプレッサインペラ９の図３のＩＶ‐ＩＶ線断面を示し、図４（ｂ）は、比較例のコンプレッサインペラＩの図３のＩＶ‐ＩＶ線断面を示す。 FIG. 3 is an explanatory diagram for explaining the shape of the hub line 22, and the hub line L of the compressor impeller I of the comparative example is additionally shown by a broken line in the cross section corresponding to FIG. 2. Here, the compressor impeller I shown as a comparative example is conventionally used for the turbocharger generally manufactured. FIG. 4 is an explanatory diagram for explaining the shape of the blade 21. FIG. 4A shows a cross section taken along line IV-IV in FIG. 3 of the compressor impeller 9 of the present embodiment, and FIG. ) Shows a cross section taken along line IV-IV in FIG. 3 of the compressor impeller I of the comparative example.

理解を容易とするため、図３、４では、切断面のハッチングを省略し、図４（ａ）では、２つの全羽根２３とその間に配された半羽根２４の付け根部分２４ｄ近傍を抽出して示し、図４（ｂ）では、比較例の２つの全羽根Ａとその間に配された比較例の半羽根Ｂの付け根部分Ｂａ近傍を抽出して示す。 3 and 4, the hatching of the cut surface is omitted in FIGS. 3 and 4, and in FIG. 4A, the vicinity of the root portion 24 d of the two full blades 23 and the half blade 24 arranged therebetween is extracted. In FIG. 4B, the vicinity of the root portion Ba of the two full blades A of the comparative example and the half blade B of the comparative example disposed between them is shown.

図３に示すように、ハブライン２２の一部である連続曲線３０は、第１円弧３１と、第２円弧３２と、第３円弧３３とが連続して構成される。また、比較例のハブラインＬの一部である連続曲線Ｍは、第１円弧Ｄと、第２円弧Ｅと、第３円弧Ｆとが連続して構成される。図３では、第１円弧３１、第２円弧３２、第３円弧３３の境界を白抜きの四角で示し、第１円弧Ｄ、第２円弧Ｅ、第３円弧Ｆの境界を白抜きの丸で示すが、実際のハブライン２２、Ｌ上においては、この境界が視覚化されることはなく、ハブライン２２は滑らかに連続している。 As shown in FIG. 3, the continuous curve 30 that is a part of the hub line 22 includes a first arc 31, a second arc 32, and a third arc 33. Moreover, the continuous curve M which is a part of the hub line L of the comparative example is configured by a first arc D, a second arc E, and a third arc F being continuous. In FIG. 3, the boundaries of the first arc 31, the second arc 32, and the third arc 33 are indicated by white squares, and the boundaries of the first arc D, the second arc E, and the third arc F are indicated by white circles. As shown, this boundary is not visualized on the actual hub line 22, L, and the hub line 22 is smoothly continuous.

第１円弧３１は、タービン軸７の径方向に平行に（タービン軸に垂直な方向に）延伸する仮想線３４に接している。第１円弧３１の一端３１ａは、ハブ２０のもっとも径方向外方に位置している。つまり、第１円弧３１の一端３１ａは、タービン軸７からの距離が大径部２３ｂと等しく、また、ハブ２０の底面２０ｂの外周縁に相当する。 The first arc 31 is in contact with an imaginary line 34 that extends parallel to the radial direction of the turbine shaft 7 (in a direction perpendicular to the turbine shaft). One end 31 a of the first arc 31 is located on the outermost radial direction of the hub 20. That is, the one end 31 a of the first arc 31 has a distance from the turbine shaft 7 equal to the large diameter portion 23 b and corresponds to the outer peripheral edge of the bottom surface 20 b of the hub 20.

第２円弧３２は、第１円弧３１より径方向内方に位置して、一端３２ａが第１円弧の他端３１ｂと連続しており、第１円弧３１よりも仮想線３４に対する傾斜が大きい。 The second arc 32 is located radially inward from the first arc 31, one end 32 a is continuous with the other end 31 b of the first arc, and the inclination with respect to the virtual line 34 is greater than that of the first arc 31.

第３円弧３３は、第２円弧３２より径方向内方に位置して、一端３３ａが第２円弧３２の他端３２ｂと連続しており、第１円弧３１よりも仮想線３４に対する傾斜が大きい。また、第３円弧３３の他端３３ｂは、軸方向に延在する直線部３５の一端３５ａと連続している。 The third arc 33 is located radially inward from the second arc 32, one end 33 a is continuous with the other end 32 b of the second arc 32, and the inclination with respect to the virtual line 34 is greater than that of the first arc 31. . Further, the other end 33b of the third arc 33 is continuous with one end 35a of the linear portion 35 extending in the axial direction.

図３に破線で示す比較例のハブラインＬにおいて、第１円弧Ｄ、第２円弧Ｅ、および、第３円弧Ｆの曲率半径は、第２円弧Ｅ<第３円弧Ｆ<第１円弧Ｄという大小関係である。このように、従来、過給機に用いられているコンプレッサインペラＩは、ハブラインＬにおいて、第２円弧Ｅの曲率半径が、他の円弧（第１円弧Ｄおよび第３円弧Ｆ）よりも小さい形状が一般的である。 In the hub line L of the comparative example shown by the broken line in FIG. 3, the curvature radii of the first arc D, the second arc E, and the third arc F are large and small as follows: second arc E <third arc F <first arc D It is a relationship. Thus, conventionally, the compressor impeller I used in the turbocharger has a shape in which the radius of curvature of the second arc E is smaller than the other arcs (the first arc D and the third arc F) in the hub line L. Is common.

このような比較例では、ＩＶ‐ＩＶ線断面において、ハブＨの径が小さい（タービン軸７から付け根部分Ａａ、Ｂａまでの距離が短い）。また、図４（ｂ）に示すように、全羽根Ａの付け根部分Ａａおよび半羽根Ｂの付け根部分Ｂａは、応力集中を抑制するため曲面となっている。しかし、ハブＨの径が小さいことから、半羽根Ｂのリーディングエッジ部ＬＥ近傍では、付け根部分Ｂａにおいて、両隣に設けられた全羽根Ａとの翼間が狭い。そのため、付け根部分Ｂａの曲面の曲率半径が小さくなってしまう。換言すれば、半羽根ＢとハブＨとの連続部分である付け根部分Ｂａの曲率が大きくなってしまい、応力集中によって耐久性が低下してしまう。 In such a comparative example, the diameter of the hub H is small in the IV-IV line cross section (the distance from the turbine shaft 7 to the root portions Aa and Ba is short). Moreover, as shown in FIG.4 (b), the base part Aa of all the blades A and the base part Ba of the half blades B are curved surfaces in order to suppress stress concentration. However, since the diameter of the hub H is small, in the vicinity of the leading edge LE of the half blade B, the space between the blades with all the blades A provided on both sides is narrow in the base portion Ba. Therefore, the curvature radius of the curved surface of the base portion Ba is reduced. In other words, the curvature of the base portion Ba, which is a continuous portion of the half blades B and the hub H, is increased, and the durability is lowered due to stress concentration.

そこで、本実施形態のハブライン２２において、第２円弧３２は、第１円弧３１よりも曲率半径を大きくしている。そして、図３に示すように、半羽根２４のリーディングエッジ部２４ａは、タービン軸７の軸方向の位置が第２円弧３２の範囲に含まれる。 Therefore, in the hub line 22 of the present embodiment, the second arc 32 has a radius of curvature larger than that of the first arc 31. As shown in FIG. 3, the leading edge portion 24 a of the half blade 24 includes the position of the turbine shaft 7 in the axial direction within the range of the second arc 32.

第２円弧３２の曲率半径を第１円弧３１よりも大きくすると、第２円弧３２の中央近傍のハブ２０の径が大きくなり、半羽根２４のリーディングエッジ部２４ａ近傍では、図４（ａ）に示すように、ハブ２０の径が大きくなる（タービン軸７から付け根部分２３ｄ、２４ｄまでの距離が長くなる）。そのため、リーディングエッジ部２４ａ近傍の付け根部分２４ｄにおいて、両隣に設けられた全羽根２３との翼間を十分に確保できる。こうして、過給機Ｃは、付け根部分２４ｄに十分な曲率半径となる曲面を形成でき、半羽根２４への応力集中を抑制することが可能となる。 When the radius of curvature of the second arc 32 is made larger than that of the first arc 31, the diameter of the hub 20 near the center of the second arc 32 increases, and in the vicinity of the leading edge portion 24a of the half blade 24, FIG. As shown, the diameter of the hub 20 is increased (the distance from the turbine shaft 7 to the root portions 23d and 24d is increased). Therefore, in the base portion 24d in the vicinity of the leading edge portion 24a, a sufficient space between the blades with all the blades 23 provided on both sides can be secured. Thus, the supercharger C can form a curved surface with a sufficient radius of curvature at the root portion 24d, and can suppress stress concentration on the half blades 24.

また、第３円弧３３の曲率半径を、第１円弧３１および第２円弧３２の曲率半径よりも小さく形成する構成により、比較例のように、第３円弧Ｆの曲率半径が第２円弧Ｅの曲率半径以上の場合と比較して、ハブ２０は、第２円弧３２の中央より一端３２ａ側から第３円弧３３全体にかけて径が小さくなる。そのため、過給機Ｃは、径方向外方のハブ２０の体積を削減して軽量化でき、ハブ２０に作用する遠心力を小さくして、ハブ２０内部に生じる応力を低減することが可能となる。 In addition, with the configuration in which the curvature radius of the third arc 33 is smaller than the curvature radii of the first arc 31 and the second arc 32, the curvature radius of the third arc F is the same as that of the second arc E as in the comparative example. Compared with the case where the radius of curvature is greater than or equal to the radius of curvature, the hub 20 has a smaller diameter from the center of the second arc 32 to the end of the second arc 32 to the entire third arc 33. For this reason, the supercharger C can reduce the volume of the hub 20 radially outward, thereby reducing the weight, reducing the centrifugal force acting on the hub 20 and reducing the stress generated in the hub 20. Become.

以上、添付図面を参照しながら本発明の好適な実施形態について説明したが、本発明はかかる実施形態に限定されないことは言うまでもない。当業者であれば、特許請求の範囲に記載された範疇において、各種の変更例または修正例に想到し得ることは明らかであり、それらについても当然に本発明の技術的範囲に属するものと了解される。 As mentioned above, although preferred embodiment of this invention was described referring an accompanying drawing, it cannot be overemphasized that this invention is not limited to this embodiment. It will be apparent to those skilled in the art that various changes and modifications can be made within the scope of the claims, and these are naturally within the technical scope of the present invention. Is done.

本発明は、全羽根と半羽根が交互に配されたコンプレッサインペラを備える過給機に利用することができる。 INDUSTRIAL APPLICABILITY The present invention can be used for a supercharger including a compressor impeller in which all blades and half blades are alternately arranged.

Ｃ …過給機
１ …過給機本体
７ …タービン軸
７ａ …軸心
９ …コンプレッサインペラ
２０ …ハブ
２１ …羽根
２２ …ハブライン
２３ …全羽根
２４ …半羽根
２４ａ …リーディングエッジ部（半羽根の軸方向の一端）
３０ …連続曲線
３１ …第１円弧
３２ …第２円弧
３３ …第３円弧
３４ …仮想線 C ... supercharger 1 ... supercharger body 7 ... turbine shaft 7a ... axis 9 ... compressor impeller 20 ... hub 21 ... blade 22 ... hub line 23 ... full blade 24 ... half blade 24a ... leading edge (half blade shaft) One end of direction)
30 ... Continuous curve 31 ... First arc 32 ... Second arc 33 ... Third arc 34 ... Virtual line

Claims

A turbocharger body;
A turbine shaft rotatably supported by the turbocharger body;
A compressor impeller that is fixed to one end of the turbine shaft and in which all blades and half blades having a shorter axial length than the all blades are alternately arranged on the outer periphery of the hub;
With
In a cross section including the axis of the turbine shaft of the compressor impeller, a hub line that is a contour line of the hub includes a continuous curve that is a curve that is bent outward in the radial direction of the turbine shaft from the axial direction of the turbine shaft,
The continuous curve includes a first arc that is in contact with a virtual line extending in the radial direction of the turbine shaft, and a second arc that is located radially inward from the first arc and is continuous with the first arc.
The second arc has a larger radius of curvature than the first arc,
The position where the first arc and the second arc are connected is radially outward from the position where one end side in the axial direction of the half blade intersects the continuous curve,
One end of the half blade in the axial direction is a turbocharger in which the axial position of the turbine shaft is included in the range of the second arc.

The hub line is
2. The process according to claim 1, further comprising a third arc that is located radially inward from the second arc and is continuous with the second arc and having a radius of curvature smaller than that of the first arc. Feeder.