JPH0786359B2 - Propeller fan - Google Patents
Propeller fanInfo
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- JPH0786359B2 JPH0786359B2 JP63172211A JP17221188A JPH0786359B2 JP H0786359 B2 JPH0786359 B2 JP H0786359B2 JP 63172211 A JP63172211 A JP 63172211A JP 17221188 A JP17221188 A JP 17221188A JP H0786359 B2 JPH0786359 B2 JP H0786359B2
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- JP
- Japan
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- blade
- boundary layer
- trailing edge
- boundary
- flow
- Prior art date
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- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
Description
【発明の詳細な説明】 ［産業上の利用分野］ この発明は換気扇、空調機室外機等に用いられるプロペ
ラファンに関するものである。TECHNICAL FIELD The present invention relates to a propeller fan used for a ventilation fan, an air conditioner outdoor unit, or the like.
［従来の技術］ 食違い角が大きい翼や、層流翼形を使用した翼で羽根車
を構成したプロペラファン、又は翼面に発達する境界層
を層流に保つように羽根の形状を最適化したプロペラフ
ァンでは、開放点近くで運転すると、渦流失に伴い特定
の周波数帯域の騒音が発生する。この状態を第10図に示
す。[Prior Art] A blade with a large stagger angle, a propeller fan with an impeller that uses a laminar flow blade, or an optimal blade shape to keep the boundary layer developing on the blade surface laminar When the propeller fan is made to operate, when it is operated near the open point, noise in a specific frequency band is generated due to eddy current loss. This state is shown in FIG.
図中、（１）は翼、（1A）は翼（１）の負圧面、（1B）
は同じく圧力面、（２）は負圧面（1A）に発達する層流
境界層で、（2a）はそこに生ずるＴ−Ｓ波、（３）は翼
（１）の圧力面（1B）に発達する境界層、（４）は流失
渦、θは食違い角である。In the figure, (1) is the blade, (1A) is the suction surface of the blade (1), (1B)
Is also the pressure surface, (2) is the laminar boundary layer developing on the suction surface (1A), (2a) is the TS wave generated there, (3) is the pressure surface (1B) of the blade (1). The developing boundary layer, (4) is a washout vortex, and θ is the stagger angle.
すなわち、流失渦（４）は翼（１）の後縁を離れると
き、音波を発生し、その音波が上流に伝搬し、層流境界
層（２）中のＴ−Ｓ波（2a）を誘起する。翼（１）の後
縁をＴ−Ｓ波（2a）が通過するとき、後縁から渦が流失
し、また音波が発生する。このような現像の繰返しによ
って、特定の周波数帯域の騒音が発生する。That is, when the lost vortex (4) leaves the trailing edge of the blade (1), it generates a sound wave, which propagates upstream and induces a TS wave (2a) in the laminar boundary layer (2). To do. When the TS wave (2a) passes through the trailing edge of the blade (1), vortices are washed away from the trailing edge and sound waves are generated. By repeating such development, noise in a specific frequency band is generated.
第11図及び第12図は、例えば特開昭54−39207号公報に
示された従来のプロペラファンで、上記渦流失騒音を低
減させようとするものであり、第11図は要部斜視図、第
12図は翼の横断面図である。11 and 12 show a conventional propeller fan disclosed in, for example, Japanese Patent Laid-Open No. 54-39207, which is intended to reduce the eddy current noise, and FIG. 11 is a perspective view of essential parts. , First
Figure 12 is a cross-sectional view of the wing.
図中（５）は翼（１）の後縁に設けられた網状の突起、
（６）は突起（５）により発生した乱流境界層、（７）
はポテンシャル流である。In the figure, (5) is a net-shaped projection provided on the trailing edge of the wing (1),
(6) is the turbulent boundary layer generated by the protrusion (5), (7)
Is the potential flow.
従来のプロペラファンは上記のように構成され、ポテン
シャル流（７）は翼（１）に軸流速度Ca、相対速度W1、
及び流入角β１で流入し、相対速度W2及び流失角β２で
流失する。また、W2n及びβ2nは翼（１）に突起（２）
がないときの相対速度及び出口角度である。The conventional propeller fan is configured as described above, and the potential flow (7) is applied to the blade (1) by the axial flow velocity Ca, the relative velocity W 1 ,
And at an inflow angle β 1 and flow away at a relative velocity W 2 and a loss angle β 2 . Also, W 2 n and β 2 n have protrusions (2) on the wing (1).
Relative velocity and exit angle when there is no.
さて、ポテンシャル流（７）の中に翼（１）を設置する
と、食違い角θが大きい場合、翼（１）の負圧面（1A）
に発達する層流境界層（２）は乱流境界層（６）に遷移
せず、後縁まで層流境界層（２）として存在する。層流
境角層（２）が翼（１）の後縁を通過するとき、特定の
条件が成立すると、上述のように渦流失騒音が発生す
る。そこで、翼（１）の後縁部に突起（５）を設ける
と、負圧面（1A）の層流境界層（２）は突起（５）によ
って乱され、乱流境界層（６）に遷移する。後縁部を通
過する流れが乱流境界層（６）の場合は、層流不安定に
起因する渦流失騒音は大幅に減少する。Now, when the blade (1) is installed in the potential flow (7), when the stagger angle θ is large, the suction surface (1A) of the blade (1) is
The laminar flow boundary layer (2) that develops in the above does not transition to the turbulent flow boundary layer (6) and exists as a laminar flow boundary layer (2) up to the trailing edge. When the laminar boundary layer (2) passes the trailing edge of the blade (1), eddy current noise is generated as described above if certain conditions are satisfied. Therefore, if a protrusion (5) is provided at the trailing edge of the blade (1), the laminar boundary layer (2) of the suction surface (1A) is disturbed by the protrusion (5) and transitions to the turbulent boundary layer (6). To do. When the flow passing through the trailing edge is the turbulent boundary layer (6), eddy current noise due to laminar instability is significantly reduced.
［発明が解決しようとする課題］ 上記のような従来のプロペラファンでは、翼（１）の後
縁に網状の突起（５）を設けたため、渦流失騒音は減少
するが、新たに次のような二つの問題点が生じる。[Problems to be Solved by the Invention] In the conventional propeller fan as described above, since the net-like projections (5) are provided on the trailing edge of the blade (1), the eddy current noise is reduced, but the following is newly added. There are two problems.
その一つは、翼（１）の後端部に突起（５）を設けるた
め、突起（５）により発生する乱流境界層（６）の強度
が大幅に増加する点である。翼（１）から発生する騒音
は、上記のような周期的な渦流失によるものの外に、不
規則な乱流渦によるものがある。乱流渦による騒音は広
帯域騒音と呼ばれ、翼（１）の後縁を通過する乱流の強
度と、後流幅にはほぼ比例して増加する。したがって、
突起（５）で乱流境界層（６）を発生させると、渦流失
騒音は減少するが乱流渦騒音が増加し、騒音の総計値は
突起（５）がない場合に比べてほぼ同じか、最悪の場合
逆に増加するという問題点がある。One is that the protrusion (5) is provided at the rear end portion of the blade (1), so that the strength of the turbulent boundary layer (6) generated by the protrusion (5) is significantly increased. The noise generated from the blade (1) includes not only the above-mentioned periodic eddy current loss but also the irregular turbulent vortex. The noise caused by the turbulent vortex is called broadband noise, and increases substantially in proportion to the intensity of the turbulent flow passing through the trailing edge of the blade (1) and the wake width. Therefore,
When the turbulent boundary layer (6) is generated on the protrusions (5), the eddy current noise decreases but the turbulent vortex noise increases, and the total noise value is almost the same as when the protrusions (5) are not present. However, in the worst case, there is a problem that the number increases on the contrary.
他の一つは、翼（１）の後縁部に突起（５）を設ける
と、負圧面（1A）の層流境界層（２）は突起（５）の先
端ではく離し、下流で再付着して乱流境界層（６）に遷
移する。ポテンシャル流（７）は大規模なはく離、再付
着の外側を流れるため、突起（５）がない場合と比べ
て、翼（１）の後縁から流失するとき滑りが大きくな
る。すなわち、ポテンシャル流（７）は後縁から相対速
度W2n及び流失角β2nで流失するところ、相対速度W2及
び流失角β２で流失することになる。ここで、翼（１）
が行う仕事は転向角β１−β２に比例するため、β２＞
β2nの場合、β１−β２＜β１−β2nとなるため仕事量
が減少し、その結果風量も減少するという問題点があ
る。On the other hand, when the protrusion (5) is provided on the trailing edge of the blade (1), the laminar boundary layer (2) of the suction surface (1A) is separated at the tip of the protrusion (5) and re-established downstream. It adheres and makes a transition to the turbulent boundary layer (6). Since the potential flow (7) flows outside of the large scale delamination and reattachment, slippage is greater when it is washed away from the trailing edge of the blade (1) than it would be without the protrusion (5). That is, the potential flow (7) is lost from the trailing edge at the relative velocity W 2 n and the vanishing angle β 2 n, but at the relative velocity W 2 and the vanishing angle β 2 . Where the wings (1)
The work performed by is proportional to the turning angle β 1 -β 2 , so β 2 >
In the case of β 2 n, since β 1 −β 2 <β 1 −β 2 n, there is a problem that the amount of work decreases and, as a result, the air flow also decreases.
この発明は上記問題点を解決するためになされたもの
で、乱流渦による広帯域騒音を増加させることなく、更
に風量も減少させることなく、翼から発生する渦流失騒
音を大幅に低減できるようにしたプロペラファンを提供
することを目的とする。The present invention has been made to solve the above problems, and it is possible to significantly reduce eddy current loss noise generated from a blade without increasing broadband noise due to turbulent vortices and further reducing air volume. The purpose is to provide a propeller fan that does.
［課題を解決するための手段］ この発明に係るプロペラファンは、翼の負圧面の後縁部
に後端に向かって低くなる段を１段以上設け、段の境界
から後端までの流さを、段の高さの６倍〜30倍に設定し
たものである。[Means for Solving the Problem] A propeller fan according to the present invention has one or more steps at the trailing edge of the suction surface of the blade, the steps being lower toward the rear end, and the flow from the step boundary to the rear end is set. , 6 to 30 times the step height.
［作 用］ この発明においては、翼の負圧面の後縁部に段を設け、
段の境界から後端までの長さを、段の高さの６倍〜30倍
に設定したため、負圧面上に発達する層流境界層は円滑
に乱流境界層に遷移する。[Operation] In this invention, a step is provided at the trailing edge of the suction surface of the blade,
Since the length from the boundary of the step to the rear end is set to 6 to 30 times the height of the step, the laminar boundary layer that develops on the suction surface smoothly transitions to the turbulent boundary layer.
［実施例］ 第１図〜第３図はこの発明の一実施例を示す図で、第１
図は正面図、第２図は第１図のII−II線断面図、第３図
は第２図の要部拡大図であり、従来装置と同様の部分は
同一符号で示す。[Embodiment] FIGS. 1 to 3 are views showing an embodiment of the present invention.
The drawing is a front view, FIG. 2 is a sectional view taken along the line II-II of FIG. 1, and FIG. 3 is an enlarged view of a main part of FIG.
図中、（1a）は翼（１）の前縁部、（1b）は同じく後縁
部、（1c）は後縁部（1b）に高さＨだけ低く、長さＬに
形成された段、（1d）は翼（１）の後端、（1e）は段
（1c）と翼（１）の境界で、段（1c）は圧力面（1B）と
平行に、境界（1e）は負圧面（1A）と垂直に形成されて
いる。（９）は翼（１）の回転方向、（10）は翼（１）
の翼弦線の中心線を連ねた線、（11）は層流再循環領
域、（12）は境界層の再付着点、（13）は層流境界層
（２）が乱流境界層（６）に遷移する混合領域である。In the figure, (1a) is the leading edge of the wing (1), (1b) is the trailing edge, and (1c) is the trailing edge (1b) with a height H lower than the step L. , (1d) is the rear end of the blade (1), (1e) is the boundary between the step (1c) and the blade (1), the step (1c) is parallel to the pressure surface (1B), and the boundary (1e) is negative. It is formed perpendicular to the pressure surface (1A). (9) is the direction of rotation of the wing (1), (10) is the wing (1)
Line connecting the center lines of the chord line of (1), (11) the laminar recirculation region, (12) the reattachment point of the boundary layer, (13) the laminar boundary layer (2) of the turbulent boundary layer ( It is a mixed region that transits to 6).
上記のように構成されたプロペラファンにおいては、翼
（１）の負圧面（1A）上を後縁部（1b）に達した層流境
界層（２）は、境界（1e）ではく離して境界（1e）と段
（1c）の間で渦を生じ、層流再循環領域（11）を発生さ
せる。境界（1e）ではく離した層流境界層（２）は、層
流再循環領域（11）の外側を流れ、再付着点（12）で段
（1c）に付着する。付着した流れは混合領域（13）を経
て乱流境界層（６）に遷移する。後端（1d）における境
界層が乱流境界層（６）の場合は、層流不安定に起因す
る渦流失騒音は発生しない。In the propeller fan configured as described above, the laminar boundary layer (2) reaching the trailing edge (1b) on the suction surface (1A) of the blade (1) is separated at the boundary (1e). A vortex is generated between the boundary (1e) and the step (1c) to generate a laminar flow recirculation region (11). The laminar boundary layer (2) separated at the boundary (1e) flows outside the laminar recirculation region (11) and adheres to the stage (1c) at the reattachment point (12). The attached flow transits to the turbulent boundary layer (6) through the mixing region (13). When the boundary layer at the rear end (1d) is the turbulent boundary layer (6), eddy current noise due to laminar instability does not occur.
境界（1e）から再付着点（12）までの距離Ｓは、Ｓ＝6H
〜7Hとなることが実験により判明している。また、乱流
境界層（６）の厚さは、境界（1e）から30H程度離れる
と、段（1c）の高さＨ程度となり、これよりも長くなる
と乱流境界層（６）が厚くなり過ぎて、乱流騒音が増加
する傾向になる。したがって、段（1c）の長さＬは6H〜
30Hあれば、渦流失騒音を減衰させることができ、しか
も乱流騒音を増加させることはない。また、段（1c）の
高さＨは、翼（１）の厚さをｄとすれば、0.1d＜Ｈ＜ｄ
の条件を満足させれば十分であることが実験により確か
められた。The distance S from the boundary (1e) to the reattachment point (12) is S = 6H
Experiments have shown that it will be ~ 7H. Further, the thickness of the turbulent boundary layer (6) becomes about 30H away from the boundary (1e) and becomes about the height H of the step (1c), and if it is longer than this, the turbulent boundary layer (6) becomes thicker. Over, the turbulent noise tends to increase. Therefore, the length L of the step (1c) is from 6H to
With 30H, eddy current noise can be attenuated and turbulent noise is not increased. The height H of the step (1c) is 0.1d <H <d, where d is the thickness of the blade (1).
It was confirmed by experiments that it is sufficient to satisfy the condition of.
プロペラファンの送風作用は、翼（１）によりポテンシ
ャル流（７）である翼間流れが変化することによって達
成される。ポテンシャル流（７）は層流境界層（２）及
び乱流境界層（６）の外側の流れで、境界層の厚みによ
ってその方向が変化する。特に翼（１）の後縁部（1b）
におけるポテンシャル流（７）が、翼（１）の負圧面
（1A）から離れると、ファンの送風性能は急激に低下す
る。すなわち、ファンの行う仕事は転向角β１−β２に
比例するので、境界層が大きくはく離し、そのまま後端
（1d）から流失したり、その厚みが大幅に大きくなった
りすると、流失角β２が大きくなり、ファンの仕事量は
大幅に減少する。しかし、実施例のように段（1c）があ
れば、層流境界層（２）は小規模のはく離を起こすもの
の、段（1c）で再付着するので、ポテンシャル流（７）
が後端部（1b）で翼（１）から離れることはない。その
結果、ポテンシャル流（７）は翼（１）の後縁部（1b）
に沿って流れるので、従来のものと異なり流量が減少す
ることはない。The blowing action of the propeller fan is achieved by changing the inter-blade flow, which is the potential flow (7), by the vanes (1). The potential flow (7) is a flow outside the laminar boundary layer (2) and the turbulent boundary layer (6), and its direction changes depending on the thickness of the boundary layer. Especially the trailing edge (1b) of the wing (1)
When the potential flow (7) in (1) separates from the negative pressure surface (1A) of the blade (1), the blowing performance of the fan sharply decreases. That is, since the work performed by the fan is proportional to the turning angle β 1 −β 2 , if the boundary layer is largely peeled off and is washed away as it is from the rear end (1d) or its thickness is greatly increased, the runoff angle β 2 , the work of the fan is greatly reduced. However, if there is a step (1c) as in the example, the laminar flow boundary layer (2) causes small-scale delamination, but since it reattaches at the step (1c), the potential flow (7)
Does not leave the wing (1) at the rear end (1b). As a result, the potential flow (7) is transferred to the trailing edge (1b) of the wing (1).
The flow rate does not decrease unlike the conventional one because it flows along the flow path.
また、第１図に示すような翼弦線中心点を連ねた線（1
0）が回転方向に前進し、かつファンの吸込み方向に前
傾しているような低騒音プロペラファンでは、その形状
によって翼（１）面の境界層の発達が抑制され、負圧面
（1a）の境界層は層流のまま後縁部（1b）から流失して
いる。この形式のプロペラファンに対して、段（1c）を
翼（１）の後縁部（1b）に設ければ、渦流失騒音は消失
し、かつ乱流騒音も低減できるので、極めて低騒音のプ
ロペラファンを構成することができる。Also, as shown in Fig. 1, a line (1
In a low-noise propeller fan in which (0) moves forward in the rotational direction and leans forward in the suction direction of the fan, the shape suppresses the development of the boundary layer on the blade (1) surface and reduces the suction surface (1a). Boundary layer of is being discharged as laminar flow from the trailing edge (1b). For this type of propeller fan, if the step (1c) is provided at the trailing edge (1b) of the blade (1), eddy current loss noise disappears and turbulence noise can be reduced. A propeller fan can be configured.
また、上記実施例では、段（1c）を圧力面（1B）と平行
にし、境界（1e）を負圧面（1A）と直交するようにした
が、第４図〜第９図の他の実施例に示すように構成する
ことも可能である。Further, in the above embodiment, the step (1c) is parallel to the pressure surface (1B) and the boundary (1e) is orthogonal to the suction surface (1A). It is also possible to configure as shown in the example.
すなわち、第４図は境界（1e）面を後端（1d）に向かっ
て傾斜させ、段（1c）を圧力面（1b）と平行にしたもの
である。第５図は段（1c）を後端（1d）に向かって低く
なるテーパ状にし、境界（1e）面を負圧面（1A）と直交
させたものである。第６図は段（1c）を後端（1d）に向
かって低くなるテーパ状にし、境界（1e）面も後端（1
d）に向かって傾斜させたものである。第７図は境界（1
e）面と負圧面（1A）の交差部に丸味を設け、段（1c）
を圧力面（1B）と平行にしたものである。第８図は境界
（1e）面と負圧面（1A）の交差部に丸味を設け、段（1
c）を後端（1d）に向かって傾斜させたものである。第
９図は複数の段（1c1）（1c2）を設けたもので、後端
（1d）の厚みを薄くすることができるので、渦流失騒音
は消失し、乱流騒音も更に低減する。That is, in FIG. 4, the boundary (1e) surface is inclined toward the rear end (1d), and the step (1c) is parallel to the pressure surface (1b). In FIG. 5, the step (1c) is tapered toward the rear end (1d), and the boundary (1e) surface is orthogonal to the suction surface (1A). In Fig. 6, the step (1c) is tapered toward the rear end (1d), and the boundary (1e) plane is also at the rear end (1d).
It is inclined toward d). Figure 7 shows the boundary (1
Roundness is provided at the intersection of the e) surface and the suction surface (1A), and the step (1c)
Is parallel to the pressure surface (1B). Figure 8 shows that roundness is provided at the intersection of the boundary (1e) surface and the suction surface (1A), and the step (1
c) is inclined toward the rear end (1d). FIG. 9 shows a structure in which a plurality of steps (1c 1 ) and (1c 2 ) are provided. Since the thickness of the rear end (1d) can be made thin, the eddy current loss noise disappears and the turbulence noise is further reduced. .
［発明の効果］ 以上説明したとおりこの発明では、翼の負圧面の後端部
に後端に向かって低くなる段を１段以上設け、段の境界
から後端までの長さを、段の高さの６倍〜30倍に設定し
たので、乱流騒音を大幅に増加させることなく、かつ風
量を減少させることなく、層流不安定による渦流失騒音
を大幅に低減することができる効果がある。[Effects of the Invention] As described above, in the present invention, one or more steps that decrease toward the rear end are provided at the rear end of the suction surface of the blade, and the length from the step boundary to the rear end is Since the height is set to 6 to 30 times, the effect of being able to significantly reduce eddy current noise due to laminar flow instability without significantly increasing turbulent noise and reducing air volume is there.
第１図はこの発明によるプロペラファンの一実施例を示
す正面図、第２図は第１図のII−II線断面図、第３図は
第２図の要部拡大図、第４図〜第９図はこの発明の他の
実施例を示す図で、第２図の要部拡大相当図、第10図〜
第12図は従来のプロペラファンを示す図で、第10図は渦
流失説明図、第11図は要部斜視図、第12図は第11図の翼
の横断面図である。 図中、（１）は翼、（1A）は負圧面、（1b）は後縁部、
（1c）（1c1）、（1c2）は段、（1d）は後端、（1e）は
境界である。 なお、図中同一符号は同一又は相当部分を示す。FIG. 1 is a front view showing an embodiment of a propeller fan according to the present invention, FIG. 2 is a sectional view taken along line II-II of FIG. 1, FIG. 3 is an enlarged view of a main part of FIG. 2, and FIGS. FIG. 9 is a view showing another embodiment of the present invention, which is an enlarged view of an essential part of FIG. 2, FIG.
FIG. 12 is a view showing a conventional propeller fan, FIG. 10 is an explanatory view of eddy current loss, FIG. 11 is a perspective view of a main part, and FIG. 12 is a cross-sectional view of the blade of FIG. In the figure, (1) is a wing, (1A) is a suction surface, (1b) is a trailing edge,
(1c) (1c 1 ) and (1c 2 ) are steps, (1d) is a rear end, and (1e) is a boundary. The same reference numerals in the drawings indicate the same or corresponding parts.
Claims (1)
部に後端に向かって低くなる段を１段以上設け、上記翼
と上記段の境界から上記翼の後端までの長さを上記段の
高さの６倍〜30倍に設定してなるプロペラファン。1. A rear end of the blade having a plurality of blades, wherein one or more stages lowering toward the rear end are provided at the trailing edge of the suction surface of the blade, and the blade is separated from the boundary between the blade and the stage. A propeller fan whose length is set to 6 to 30 times the height of the above steps.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP63172211A JPH0786359B2 (en) | 1988-07-11 | 1988-07-11 | Propeller fan |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP63172211A JPH0786359B2 (en) | 1988-07-11 | 1988-07-11 | Propeller fan |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH0223300A JPH0223300A (en) | 1990-01-25 |
| JPH0786359B2 true JPH0786359B2 (en) | 1995-09-20 |
Family
ID=15937652
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP63172211A Expired - Lifetime JPH0786359B2 (en) | 1988-07-11 | 1988-07-11 | Propeller fan |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPH0786359B2 (en) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| WO2013104513A1 (en) * | 2012-01-12 | 2013-07-18 | Ebm-Papst St. Georgen Gmbh & Co. Kg | Axial or diagonal fan with trip edge on the rotor blade suction side |
Families Citing this family (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2010144868A (en) * | 2008-12-19 | 2010-07-01 | Ihi Corp | Elastic wedge damper |
| EP2578802A4 (en) * | 2010-05-24 | 2016-05-18 | Ihi Corp | Vibration damping blade for fluid |
| JP2012047190A (en) * | 2010-08-24 | 2012-03-08 | Ihi Corp | Elastic damper for vibrator |
| WO2018092262A1 (en) * | 2016-11-18 | 2018-05-24 | 三菱電機株式会社 | Propeller fan and refrigeration cycle device |
Family Cites Families (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPS564700U (en) * | 1979-06-25 | 1981-01-16 |
-
1988
- 1988-07-11 JP JP63172211A patent/JPH0786359B2/en not_active Expired - Lifetime
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| WO2013104513A1 (en) * | 2012-01-12 | 2013-07-18 | Ebm-Papst St. Georgen Gmbh & Co. Kg | Axial or diagonal fan with trip edge on the rotor blade suction side |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| JPH0223300A (en) | 1990-01-25 |
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