EP0999349A2 - Axial turbine - Google Patents
Axial turbine Download PDFInfo
- Publication number
- EP0999349A2 EP0999349A2 EP99810971A EP99810971A EP0999349A2 EP 0999349 A2 EP0999349 A2 EP 0999349A2 EP 99810971 A EP99810971 A EP 99810971A EP 99810971 A EP99810971 A EP 99810971A EP 0999349 A2 EP0999349 A2 EP 0999349A2
- Authority
- EP
- European Patent Office
- Prior art keywords
- cover
- blades
- outer ring
- axial
- ring
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Granted
Links
- 238000011144 upstream manufacturing Methods 0.000 claims description 9
- 238000000926 separation method Methods 0.000 abstract description 2
- 239000007789 gas Substances 0.000 description 29
- 238000002485 combustion reaction Methods 0.000 description 4
- 238000004519 manufacturing process Methods 0.000 description 3
- 239000000463 material Substances 0.000 description 2
- 229910000831 Steel Inorganic materials 0.000 description 1
- 230000015572 biosynthetic process Effects 0.000 description 1
- 238000005266 casting Methods 0.000 description 1
- 239000000919 ceramic Substances 0.000 description 1
- 230000006866 deterioration Effects 0.000 description 1
- 230000002708 enhancing effect Effects 0.000 description 1
- 238000011835 investigation Methods 0.000 description 1
- 239000002184 metal Substances 0.000 description 1
- 239000010959 steel Substances 0.000 description 1
- 230000008646 thermal stress Effects 0.000 description 1
- 230000007704 transition Effects 0.000 description 1
Images
Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
- F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
- F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
- F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
- F01D9/00—Stators
- F01D9/02—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
- F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
- F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
- F01D5/12—Blades
- F01D5/14—Form or construction
- F01D5/141—Shape, i.e. outer, aerodynamic form
- F01D5/145—Means for influencing boundary layers or secondary circulations
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
- F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
- F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
- F01D5/12—Blades
- F01D5/14—Form or construction
- F01D5/20—Specially-shaped blade tips to seal space between tips and stator
Definitions
- the invention relates to an axial turbine according to the preamble of claim 1.
- the essential components of the axial turbines of turbomachines are Rotor with the blades, the nozzle ring and the cover for the blades. Inevitable manufacturing and assembly tolerances result in the flow channel such axial turbines small discontinuities, which is a reduction efficiency.
- An axial turbine of an exhaust gas turbocharger is known from EP 806 547 A1, which when operating the internal combustion engine connected to it, relatively high temperatures is exposed.
- the turbine-side components such as e.g. the gas inlet housing, the nozzle ring, the cover and the gas outlet housing high thermal stresses.
- the component temperatures differ accordingly.
- the consequence are different thermal expansions with relative movements between the individual components, which lead to screw breaks, gas leaks and component tears being able to lead. That is why the formation and arrangement of the separation points plays a role of gas inlet housing, gas outlet housing, nozzle ring and cover play an essential role in the functionality of the axial turbine and thus the Exhaust gas turbocharger.
- EP 806 548 A1 is one Known solution for simple and secure attachment of the nozzle ring.
- To the nozzle ring lies with its outer ring on the cover and with its inner ring on the gas inlet housing.
- an axial and between the outer ring and the gas outlet housing a radial expansion gap is formed.
- the invention tries to avoid all these disadvantages. It is based on the task to create an axial turbine with improved efficiency. In addition the assembly and disassembly options are to be expanded.
- this is achieved in that with a device according to the preamble of claim 1, the parting line from the outer ring of the nozzle ring to cover the rotor blade side by half the gap width of the axial gap trending, imaginary level is arranged.
- the parting line between the outer ring and the cover is particularly advantageous arranged upstream of the blades.
- almost the whole Gap width of the axial gap is formed without discontinuities, which means another Enhancing the efficiency of the axial turbine is made possible.
- the inner contour of the cover is also radial is arranged outside the inner contour of the outer ring. In this case creates a step with a so-called positive blade overlap, which overflow of the blades in their upstream region is reduced and in combination with the significantly reduced discontinuity to a disproportionate Can increase efficiency.
- a console in the direction of Covering ridge arranged. This bridge reduces the gap losses in the radial gap formed between the blades and the cover.
- the axial turbine of an exhaust gas turbocharger shown in FIG. 1 as prior art has one formed by a gas inlet and a gas outlet housing 1, 2 Turbine housing 3, which by means of connecting elements designed as screws 4 is held together.
- the turbine housing 3 is one of one Shaft 5 supported rotor 6 with blades 7 arranged.
- the rotor 6 will bounded on the outside by a cover 8 designed as a diffuser, which in turn via a flange 9 and by means of screws 10 on the gas outlet housing 2 is attached.
- another internal combustion engine can be connected to the exhaust gas turbocharger.
- nozzle ring 15 Upstream of the blades 7 is in the flow channel 11 from an outer ring 12, an inner ring 13 and a number of guide vanes formed therebetween 14 existing and formed as a casting nozzle ring 15.
- the latter is clamped axially between the cover 8 and the gas inlet housing 1 and arranged radially within the gas outlet housing 2.
- the inner ring 13 is by means of several Positioning elements 16 designed as pins are secured against rotation on the gas inlet housing 1 supported.
- a parting line 17 Between the outer ring 12 of the nozzle ring 15 and the Cover 8 is a parting line 17 (Fig. 1).
- the nozzle ring 15 also from other materials, such as sheet metal or steel profiles are made or made of ceramic.
- FIG. 2 shows an enlarged section of FIG. 1, which is a first one Embodiment of the invention shows.
- Between the blades 7 and the Guide vanes 14 of the axial turbine have an axial gap 18 with a gap width 19.
- the parting line 17 of the outer ring 12 of the nozzle ring 15 and the cover 8 is on the rotor blade side through half the gap width 19 of the axial gap 18 extending, imaginary level 20 arranged.
- A is shown advantageous arrangement, arranged with an upstream of the blades 7 Parting line 17.
- both the cover 8 of the moving blades have 7 and the outer ring 12 of the nozzle ring 15 have an inner contour 21, 22, with the inner contour 21 of the cover 8 radially outside the inner contour 22 of the outer ring 12 is arranged (Fig. 3).
- a blade profile 23 of the moving blade 7 is shown in FIG has a pressure side 24, a suction side 25 and a blade tip 26.
- a blade profile 23 both on the pressure side and on the suction side outstanding console 27 and a console 27 in the direction of the cover 8 projecting web 28 arranged (Fig. 4).
- the web 28 also reduces any Gap losses in the formed between the blades 7 and the cover 8 Radial gap 29.
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Physics & Mathematics (AREA)
- Fluid Mechanics (AREA)
- Supercharger (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
- Control Of Turbines (AREA)
Abstract
Description
Die Erfindung betrifft eine Axialturbine gemäss dem Oberbegriff des Anspruchs 1.The invention relates to an axial turbine according to the preamble of
Wesentliche Komponenten der Axialturbinen von Strömungsmaschinen sind der Rotor mit den Laufschaufeln, der Düsenring und die Abdeckung für die Laufschaufeln. Durch unvermeidliche Fertigungs- und Montagetoleranzen entstehen im Strömungskanal solcher Axialturbinen kleine Unstetigkeiten, welche eine Reduktion des Wirkungsgrades zur Folge haben.The essential components of the axial turbines of turbomachines are Rotor with the blades, the nozzle ring and the cover for the blades. Inevitable manufacturing and assembly tolerances result in the flow channel such axial turbines small discontinuities, which is a reduction efficiency.
Aus der EP 806 547 A1 ist eine Axialturbine eines Abgasturboladers bekannt, welche beim Betrieb der mit ihr verbundenen Brennkraftmaschine relativ hohen Temperaturen ausgesetzt ist. Somit entstehen in den turbinenseitigen Bauteilen, wie z.B. dem Gaseintrittgehäuse, dem Düsenring, der Abdeckung und dem Gasaustrittgehäuse grosse thermische Spannungen. Da jedes dieser Bauteile einen anderen Abstand zur Brennkraftmaschine besitzt und zudem unterschiedliche Materialien verwendet werden, differieren die Bauteiltemperaturen entsprechend. Die Folge sind unterschiedliche Wärmedehnungen mit Relativbewegungen zwischen den einzelnen Komponenten, welche zu Schraubenbrüchen, Gasleckagen und Bauteilrissen führen können. Deshalb spielt die Ausbildung und Anordnung der Trennstellen von Gaseintrittgehäuse, Gasaustrittgehäuse, Düsenring und Abdeckung eine wesentliche Rolle für die Funktionsfähigkeit der Axialturbine und damit des Abgasturboladers.An axial turbine of an exhaust gas turbocharger is known from EP 806 547 A1, which when operating the internal combustion engine connected to it, relatively high temperatures is exposed. Thus arise in the turbine-side components, such as e.g. the gas inlet housing, the nozzle ring, the cover and the gas outlet housing high thermal stresses. Because each of these components is a different one Has distance to the internal combustion engine and also different materials used, the component temperatures differ accordingly. The consequence are different thermal expansions with relative movements between the individual components, which lead to screw breaks, gas leaks and component tears being able to lead. That is why the formation and arrangement of the separation points plays a role of gas inlet housing, gas outlet housing, nozzle ring and cover play an essential role in the functionality of the axial turbine and thus the Exhaust gas turbocharger.
Besonders kritisch hinsichtlich Wärmedehnungen ist der zumeist gegossene Düsenring, welcher zwischen den feststehenden Gehäuseteilen und den rotierenden Laufschaufeln einer Axialturbine angeordnet ist. Mit der EP 806 548 A1 ist eine Lösung zur einfachen und sicheren Befestigung des Düsenrings bekannt. Dazu liegt der Düsenring mit seinem Aussenring an der Abdeckung und mit seinem Innenring am Gaseintrittgehäuse an. Zwischen dem Aussenring und dem Gaseintrittgehäuse ist ein axialer sowie zwischen dem Aussenring und dem Gasaustrittgehäuse ein radialer Dehnungsspalt ausgebildet.The mostly cast nozzle ring is particularly critical with regard to thermal expansion, which between the fixed housing parts and the rotating Rotor blades of an axial turbine is arranged. EP 806 548 A1 is one Known solution for simple and secure attachment of the nozzle ring. To the nozzle ring lies with its outer ring on the cover and with its inner ring on the gas inlet housing. Between the outer ring and the gas inlet housing is an axial and between the outer ring and the gas outlet housing a radial expansion gap is formed.
Es hat sich jedoch gezeigt, dass insbesondere auch bei Unstetigkeiten im Übergangsbereich vom Aussenring des Düsenrings zur Abdeckung, welche neben den bereits oben beschriebenen Fertigungs- und Montagetoleranzen auch Wärmedehnungen als Ursache haben, mit einer entsprechenden Verschlechterung des Wirkungsgrades zu rechnen ist.However, it has been shown that especially in the case of discontinuities in the transition area from the outer ring of the nozzle ring to the cover, which is next to the The manufacturing and assembly tolerances described above also include thermal expansion as the cause, with a corresponding deterioration of the Efficiency is to be expected.
Aus Dejc & Trojanovskij "Untersuchung und Berechnung axialer Turbinenstufen", VEB Verlag Technik, Berlin, 1973, S. 452 (Bild 7.32, II) ist zudem eine Vorrichtung zur Reduktion der durch das Radialspiel der Turbinenschaufeln hervorgerufenen Spaltverluste bekannt. Dazu werden die Laufschaufeln gestuft zu den im Düsenring zusammengefassten Leitschaufeln angeordnet und weisen eine positive Überdeckung auf, d.h. im Bereich der Laufschaufeln ist die Innenkontur der Abdeckung radial weiter ausserhalb als im Bereich der Leitschaufelnder angeordnet.From Dejc & Trojanovskij "Investigation and calculation of axial turbine stages", VEB Verlag Technik, Berlin, 1973, p. 452 (Fig. 7.32, II) is also a device to reduce those caused by the radial play of the turbine blades Gap losses known. For this purpose, the blades are stepped to those in the nozzle ring summarized guide vanes arranged and have a positive Coverage, i.e. in the area of the blades is the inner contour of the cover arranged radially further outside than in the area of the guide vanes.
Eine solche Konfiguration hat jedoch bei der Demontage den Nachteil, dass die Axialturbine lediglich entgegengesetzt zum Düsenring und nicht in beide Richtungen verschoben werden kann.However, such a configuration has the disadvantage that the Axial turbine only opposite to the nozzle ring and not in both directions can be moved.
Die Erfindung versucht alle diese Nachteile zu vermeiden. Ihr liegt die Aufgabe zugrunde, eine Axialturbine mit einem verbesserten Wirkungsgrad zu schaffen. Zudem sollen die Montage- bzw. Demontagemöglichkeiten erweitert werden.The invention tries to avoid all these disadvantages. It is based on the task to create an axial turbine with improved efficiency. In addition the assembly and disassembly options are to be expanded.
Erfindungsgemäss wird dies dadurch erreicht, dass bei einer Vorrichtung gemäss
dem Oberbegriff des Anspruchs 1, die Trennfuge vom Aussenring des Düsenringes
zur Abdeckung laufschaufelseitig einer durch die halbe Spaltweite des Axialspaltes
verlaufenden, gedachten Ebene angeordnet ist. According to the invention, this is achieved in that with a device according to
the preamble of
Dadurch wird der Aussenring des Düsenringes in Richtung der Laufschaufeln verlängert, so dass der Strömungskanal über den grössten Teil der Spaltweite des Axialspaltes keinerlei Unstetigkeit aufweist. Damit kann eine Verbesserung der Strömungsverhältnisse und des Wirkungsgrades der Axialturbine erzielt werden.This extends the outer ring of the nozzle ring in the direction of the blades, so that the flow channel over most of the gap width of the Axial gap has no discontinuity. This can improve the Flow conditions and the efficiency of the axial turbine can be achieved.
Besonders vorteilhaft ist die Trennfuge von Aussenring und Abdeckung unmittelbar stromauf der Laufschaufeln angeordnet. In diesem Fall ist nahezu die gesamte Spaltweite des Axialspaltes ohne Unstetigkeiten ausgebildet, wodurch eine weitere Steigerung des Wirkungsgrades der Axialturbine ermöglicht wird.The parting line between the outer ring and the cover is particularly advantageous arranged upstream of the blades. In this case, almost the whole Gap width of the axial gap is formed without discontinuities, which means another Enhancing the efficiency of the axial turbine is made possible.
Es ist besonders zweckmässig, wenn zudem die Innenkontur der Abdeckung radial ausserhalb der Innenkontur des Aussenringes angeordnet ist. In diesem Fall entsteht eine Stufe mit einer sogenannten positiven Schaufelüberdeckung, welche ein Überströmen der Laufschaufeln in deren stromaufwärtigen Bereich verringert und in Kombination mit der deutlich reduzierten Unstetigkeit zu einer überproportionalen Steigerung des Wirkungsgrades führen kann.It is particularly useful if the inner contour of the cover is also radial is arranged outside the inner contour of the outer ring. In this case creates a step with a so-called positive blade overlap, which overflow of the blades in their upstream region is reduced and in combination with the significantly reduced discontinuity to a disproportionate Can increase efficiency.
Infolge der Anordnung der Trennfuge von Aussenring und Abdeckung unmittelbar stromauf der Laufschaufeln ist im Bereich der Leitschaufeln keine Überdeckung der Laufschaufeln durch die Abdeckung nach radial innen erforderlich. Diese Überdeckung und damit die Erzeugung der erforderlichen Stufe wird nunmehr vom Aussenring des Düsenringes übernommen, welcher seinerseits die Innenkontur der Abdeckung der Laufschaufeln nach radial innen überragt. Trotz Verwendung einer solchen vorteilhaften Schaufelüberdeckung kann die Axialturbine daher nach Entfernen des Düsenringes beidseitig demontiert werden, was bisher nicht möglich war.As a result of the arrangement of the joint between the outer ring and cover immediately upstream of the blades there is no overlap in the area of the guide blades of the blades through the cover radially inward is required. This Coverage and thus the generation of the required level is now from Outer ring of the nozzle ring, which in turn takes over the inner contour of the blades of the blades protrudes radially inwards. Despite use The axial turbine can therefore follow such an advantageous blade overlap Removal of the nozzle ring can be dismantled on both sides, which was previously not possible was.
Ferner ist es vorteilhaft, wenn das mit einer Druckseite, einer Saugseite und mit einer Schaufelspitze ausgestattete Schaufelprofil jeder Laufschaufel derart ausgebildet ist, dass an der Schaufelspitze eine das Schaufelprofil zumindest druckseitig überragende Konsole angeordnet ist. Durch die sich im Bereich der Konsole ausbildenden Wirbel kann das dem Wirkungsgrad abträgliche Überströmen der Schaufelspitze deutlich verringert werden. It is also advantageous if this with a pressure side, a suction side and with a blade tip equipped blade profile of each blade formed in this way is that at the tip of the blade, the blade profile at least on the pressure side towering console is arranged. By training in the area of the console Vortexes can affect the efficiency of overflowing Blade tip can be significantly reduced.
Schliesslich ist an der Schaufelspitze mit Vorteil ein die Konsole in Richtung der Abdeckung überragender Steg angeordnet. Dieser Steg verringert die Spaltverluste im zwischen den Laufschaufeln und der Abdeckung ausgebildeten Radialspalt.Finally, at the tip of the blade is advantageously a console in the direction of Covering ridge arranged. This bridge reduces the gap losses in the radial gap formed between the blades and the cover.
In der Zeichnung ist ein Ausführungsbeispiel der Erfindung anhand der Axialturbine eines Abgasturboladers dargestellt. Es zeigen:
- Fig. 1
- einen Teillängsschnitt einer Axialturbine des Standes der Technik;
- Fig. 2
- einen vergrösserten Ausschnitt aus Fig. 1, mit der erfindungsgemässen Ausbildung des Düsenringes;
- Fig. 3
- eine Darstellung gemäss Fig. 2, jedoch in einem zweiten Ausführungsbeispiel;
- Fig. 4
- einen Schnitt durch eine Laufschaufel entlang der Linie IV-IV in Fig. 3.
- Fig. 1
- a partial longitudinal section of an axial turbine of the prior art;
- Fig. 2
- an enlarged section of Figure 1, with the inventive design of the nozzle ring.
- Fig. 3
- a representation of Figure 2, but in a second embodiment.
- Fig. 4
- a section through a blade along the line IV-IV in Fig. 3rd
Es sind nur die für das Verständnis der Erfindung wesentlichen Elemente gezeigt. Nicht dargestellt sind beispielsweise die Verdichterseite des Abgasturboladers sowie die Verbindung zur Brennkraftmaschine. Die Strömungsrichtung der Arbeitsmittel ist mit Pfeilen bezeichnet.Only the elements essential for understanding the invention are shown. For example, the compressor side of the exhaust gas turbocharger and are not shown the connection to the internal combustion engine. The flow direction of the work equipment is marked with arrows.
Die in Fig. 1 als Stand der Technik dargestellte Axialturbine eines Abgasturboladers
weist ein von einem Gaseintritt- und einem Gasaustrittgehäuse 1, 2 gebildetes
Turbinengehäuse 3 auf, welches mittels als Schrauben ausgebildeter Verbindungselemente
4 zusammengehalten wird. Im Turbinengehäuse 3 ist ein von einer
Welle 5 getragener Rotor 6 mit Laufschaufeln 7 angeordnet. Der Rotor 6 wird
nach aussen von einer als Diffusor ausgebildeten Abdeckung 8 begrenzt, welche
ihrerseits über einen Flansch 9 und mittels Schrauben 10 am Gasaustrittgehäuse
2 befestigt ist. Zwischen dem Rotor 6 und dem Turbinengehäuse 3 ist ein Strömungskanal
11 ausgebildet, welcher die Abgase eines nicht dargestellten, mit
dem Abgasturbolader verbundenen Dieselmotors aufnimmt und zu den Laufschaufeln
7 des Rotors 6 weiterleitet. Natürlich kann auch eine andere Brennkraftmaschine
mit dem Abgasturbolader verbunden sein.The axial turbine of an exhaust gas turbocharger shown in FIG. 1 as prior art
has one formed by a gas inlet and a
Stromauf der Laufschaufeln 7 ist im Strömungskanal 11 ein aus einem Aussenring
12, einem Innenring 13 sowie einer Anzahl dazwischen ausgebildeter Leitschaufeln
14 bestehender und als Gussteil ausgebildeter Düsenring 15 angeordnet.
Letzterer ist axial zwischen der Abdeckung 8 und dem Gaseintrittgehäuse 1 verspannt
sowie radial innerhalb des Gasaustrittgehäuses 2 angeordnet. Dazu liegt
der Düsenring 15 mit seinem Aussenring 12 an der Abdeckung 8 und mit seinem
Innenring 13 am Gaseintrittgehäuse 1 an. Der Innenring 13 ist mittels mehreren
als Stifte ausgebildeten Positionierlementen 16 verdrehsicher am Gaseintrittgehäuse
1 abgestützt. Zwischen dem Aussenring 12 des Düsenrings 15 und der
Abdeckung 8 ist eine Trennfuge 17 ausgebildet (Fig. 1). Natürlich kann der Düsenring
15 auch aus anderen Materialien, wie beispielsweise aus Blech- oder Stahlprofilen
gefertigt werden oder aus Keramik bestehen.Upstream of the
In Fig. 2 ist ein vergrösserter Ausschnitt von Fig. 1 dargestellt, welcher ein erstes
Ausführungsbeispiel der Erfindung zeigt. Zwischen den Laufschaufeln 7 und den
Leitschaufeln 14 der Axialturbine ist ein Axialspalt 18 mit einer Spaltweite 19 ausgebildet.
Die Trennfuge 17 des Aussenringes 12 des Düsenringes 15 und der Abdeckung
8 ist laufschaufelseitig einer durch die halbe Spaltweite 19 des Axialspaltes
18 verlaufenden, gedachten Ebene 20 angeordnet. Dargestellt ist eine
vorteilhafte Anordnung, mit einer unmittelbar stromauf der Laufschaufeln 7 angeordneten
Trennfuge 17.FIG. 2 shows an enlarged section of FIG. 1, which is a first one
Embodiment of the invention shows. Between the
Beim Betrieb des Dieselmotors gelangen dessen heisse Abgase über das Gaseintrittgehäuse
1 bzw. den darin angeordneten Strömungskanal 11 zum Rotor 6 der
Axialturbine. Dabei hat der Düsenring 15 die Aufgabe, die Abgase optimal auf die
Laufschaufeln 7 des Rotors 6 zu leiten. Der somit angetriebene Rotor 6 sorgt seinerseits
für den Antrieb des mit ihm verbundenen, nicht dargestellten Verdichters.
Die im Verdichter komprimierte Luft wird zur Aufladung, d.h. zur Leistungssteigerung
des Dieselmotors eingesetzt. When the diesel engine is operating, its hot exhaust gases pass through the
Durch die erfindungsgemässe Anordnung der Trennfuge 17 unmittelbar stromauf
der Laufschaufeln 7 und den dazu entsprechend verlängerten Aussenring 12,
werden die auf Fertigungs- und Montagetoleranzen zurückzuführenden Unstetigkeiten
nahezu im gesamten Bereich des Axialspaltes 18 deutlich reduziert. Deshalb
können die in die Axialturbine einströmenden Abgase weitgehend ungestört
über den Düsenring 15 zu den Laufschaufeln 7 gelangen, was letztlich eine Erhöhung
des Wirkungsgrades zur Folge hat.Due to the arrangement of the joint 17 according to the invention directly upstream
the
In einem zweiten Ausführungsbeispiel weisen sowohl die Abdeckung 8 der Laufschaufeln
7 als auch der Aussenring 12 des Düsenringes 15 eine Innenkontur 21,
22 auf, wobei die Innenkontur 21 der Abdeckung 8 radial ausserhalb der Innenkontur
22 des Aussenringes 12 angeordnet ist (Fig. 3). Dadurch entsteht eine Stufe
mit einer sogenannten positiven Schaufelüberdeckung, welche das Überströmen
der Laufschaufeln 7 in deren stromaufwärtigen Bereich verringert. Die aus
dem Stand der Technik bekannte, im Bereich der Leitschaufeln 14 nach radial
innen erfolgende Überdeckung der Laufschaufeln 7 durch die Abdeckung 8 wird
nunmehr vom Aussenring 12 des Düsenringes 15 übernommen. Daher kann die
Axialturbine, trotz Verwendung einer solchen vorteilhaften Schaufelüberdeckung,
nach Entfernen des Düsenringes 15 beidseitig demontiert werden, was bisher
nicht möglich war.In a second exemplary embodiment, both the
Weiterhin ist in Fig. 3 ein Schaufelprofil 23 der Laufschaufel 7 dargestellt, welches
eine Druckseite 24, eine Saugseite 25 und eine Schaufelspitze 26 aufweist. An der
Schaufelspitze 26 sind eine das Schaufelprofil 23 sowohl druck- als auch saugseitig
überragende Konsole 27 und ein die Konsole 27 in Richtung der Abdeckung 8
überragender Steg 28 angeordnet (Fig. 4).Furthermore, a
Durch die Konsole 27 wird das dem Wirkungsgrad abträgliche Überströmen der
Schaufelspitze 26 deutlich verringert. Zudem verringert der Steg 28 eventuelle
Spaltverluste im zwischen den Laufschaufeln 7 und der Abdeckung 8 ausgebildeten
Radialspalt 29. Through the
- 11
- GaseintrittgehäuseGas inlet casing
- 22nd
- GasaustrittgehäuseGas outlet housing
- 33rd
- TurbinengehäuseTurbine casing
- 44th
- Verbindungselement, SchraubeFastener, screw
- 55
- Wellewave
- 66
- Rotorrotor
- 77
- LaufschaufelBlade
- 88th
- Abdeckung, DiffusorCover, diffuser
- 99
- Flanschflange
- 1010th
- Schraubescrew
- 1111
- StrömungskanalFlow channel
- 1212th
- AussenringOuter ring
- 1313
- InnenringInner ring
- 1414
- Leitschaufelvane
- 1515
- DüsenringNozzle ring
- 1616
- Positionierlement, StiftPositioning element, pen
- 1717th
- TrennfugeParting line
- 1818th
- AxialspaltAxial gap
- 1919th
- SpaltweiteGap width
- 2020th
- Ebene, in halber SpaltweiteLevel, half the gap
- 2121
- Innenkontur, von 8Inner contour, from 8
- 2222
- Innenkontur, von 12Inner contour, from 12
- 2323
- SchaufelprofilBucket profile
- 2424th
- DruckseitePrinted page
- 2525th
- SaugseiteSuction side
- 2626
- SchaufelspitzeBlade tip
- 2727
- Konsoleconsole
- 2828
- Stegweb
- 2929
- RadialspaltRadial gap
Claims (5)
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| DE19850732 | 1998-11-04 | ||
| DE19850732A DE19850732A1 (en) | 1998-11-04 | 1998-11-04 | Axial turbine |
Publications (3)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| EP0999349A2 true EP0999349A2 (en) | 2000-05-10 |
| EP0999349A3 EP0999349A3 (en) | 2002-03-13 |
| EP0999349B1 EP0999349B1 (en) | 2005-05-11 |
Family
ID=7886598
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| EP99810971A Expired - Lifetime EP0999349B1 (en) | 1998-11-04 | 1999-10-27 | Axial turbine |
Country Status (7)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US6318961B1 (en) |
| EP (1) | EP0999349B1 (en) |
| JP (1) | JP2000145407A (en) |
| KR (1) | KR100656721B1 (en) |
| CN (2) | CN2403896Y (en) |
| DE (2) | DE19850732A1 (en) |
| TW (1) | TW460656B (en) |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| EP1710395A2 (en) | 2005-03-31 | 2006-10-11 | Hitachi, Ltd. | Axial turbine |
| EP2781695A1 (en) * | 2013-03-22 | 2014-09-24 | ABB Turbo Systems AG | Nozzle for an exhaust gas turbine |
Families Citing this family (13)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| DE19913269A1 (en) * | 1999-03-24 | 2000-09-28 | Asea Brown Boveri | Turbine blade |
| US7270519B2 (en) * | 2002-11-12 | 2007-09-18 | General Electric Company | Methods and apparatus for reducing flow across compressor airfoil tips |
| US6779979B1 (en) * | 2003-04-23 | 2004-08-24 | General Electric Company | Methods and apparatus for structurally supporting airfoil tips |
| US7596949B2 (en) * | 2006-02-23 | 2009-10-06 | General Electric Company | Method and apparatus for heat shielding gas turbine engines |
| US8418458B2 (en) * | 2009-01-20 | 2013-04-16 | Williams International Co., L.L.C. | Turbocharger core |
| DE102009045167A1 (en) * | 2009-09-30 | 2011-04-07 | Man Diesel & Turbo Se | Turbine i.e. axial turbine, for use in exhaust-gas turbocharger to turbocharge large diesel engine, has diffuser divided into two segments in circumferential direction, where side of each segment is extended in radial direction |
| US8926270B2 (en) * | 2010-12-17 | 2015-01-06 | General Electric Company | Low-ductility turbine shroud flowpath and mounting arrangement therefor |
| DE102011080596A1 (en) * | 2011-08-08 | 2013-02-14 | Abb Turbo Systems Ag | Arrangement for conducting an exhaust gas in an exhaust gas flowed axially |
| CN104053859B (en) * | 2011-12-20 | 2016-03-23 | Gkn航空公司 | For the manufacture of the method for gas turbine component |
| US10087764B2 (en) | 2012-03-08 | 2018-10-02 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Airfoil for gas turbine engine |
| CN108590778B (en) * | 2018-01-15 | 2020-09-04 | 重庆江增船舶重工有限公司 | Axial-flow type organic working medium turboexpander |
| DE102018212334B4 (en) * | 2018-07-24 | 2024-04-11 | Vitesco Technologies GmbH | Exhaust turbocharger with turbine wheel with winglets |
| CN115585055A (en) * | 2022-11-04 | 2023-01-10 | 重庆金皇后新能源汽车制造有限公司 | Afterburning macrocyclic converter, transmission system and car |
Citations (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| EP0806548A1 (en) | 1996-05-08 | 1997-11-12 | Asea Brown Boveri AG | Turbine of an exhaust turbocharger |
| EP0806547A1 (en) | 1996-05-08 | 1997-11-12 | Asea Brown Boveri AG | Axial turbine for turbochargers |
Family Cites Families (15)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US2849209A (en) * | 1950-10-11 | 1958-08-26 | Gen Electric | Nozzle construction for turbines |
| US3067983A (en) * | 1958-07-01 | 1962-12-11 | Gen Motors Corp | Turbine mounting construction |
| US2980396A (en) * | 1959-06-29 | 1961-04-18 | Gen Electric | Stator construction for turbine engines |
| CH482915A (en) * | 1967-11-03 | 1969-12-15 | Sulzer Ag | Guide device for axial turbine |
| US3817655A (en) * | 1972-11-22 | 1974-06-18 | Carrier Corp | Stator blade mounting structure for turbomachines |
| US3867060A (en) * | 1973-09-27 | 1975-02-18 | Gen Electric | Shroud assembly |
| DE2405050A1 (en) * | 1974-02-02 | 1975-08-07 | Motoren Turbinen Union | ROTATING BLADES FOR TURBO MACHINES |
| GB1493913A (en) * | 1975-06-04 | 1977-11-30 | Gen Motors Corp | Turbomachine stator interstage seal |
| US3985465A (en) * | 1975-06-25 | 1976-10-12 | United Technologies Corporation | Turbomachine with removable stator vane |
| JPS5436161Y2 (en) * | 1975-08-01 | 1979-11-01 | ||
| GB2061396B (en) * | 1979-10-24 | 1983-05-18 | Rolls Royce | Turbine blade tip clearance control |
| US4684320A (en) * | 1984-12-13 | 1987-08-04 | United Technologies Corporation | Axial flow compressor case |
| SU1480776A3 (en) * | 1985-02-20 | 1989-05-15 | Ббц Аг Браун, Бовери Унд Ко. (Фирма) | I.c. engine turbocharger |
| US5618161A (en) * | 1995-10-17 | 1997-04-08 | Westinghouse Electric Corporation | Apparatus for restraining motion of a turbo-machine stationary vane |
| US5738490A (en) * | 1996-05-20 | 1998-04-14 | Pratt & Whitney Canada, Inc. | Gas turbine engine shroud seals |
-
1998
- 1998-11-04 DE DE19850732A patent/DE19850732A1/en not_active Withdrawn
-
1999
- 1999-10-27 EP EP99810971A patent/EP0999349B1/en not_active Expired - Lifetime
- 1999-10-27 TW TW088118573A patent/TW460656B/en not_active IP Right Cessation
- 1999-10-27 DE DE59912034T patent/DE59912034D1/en not_active Expired - Lifetime
- 1999-11-01 US US09/431,177 patent/US6318961B1/en not_active Expired - Lifetime
- 1999-11-02 JP JP11312545A patent/JP2000145407A/en active Pending
- 1999-11-03 KR KR1019990048332A patent/KR100656721B1/en active IP Right Grant
- 1999-11-04 CN CN99252706U patent/CN2403896Y/en not_active Expired - Lifetime
- 1999-11-04 CN CNB991235177A patent/CN1144935C/en not_active Expired - Lifetime
Patent Citations (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| EP0806548A1 (en) | 1996-05-08 | 1997-11-12 | Asea Brown Boveri AG | Turbine of an exhaust turbocharger |
| EP0806547A1 (en) | 1996-05-08 | 1997-11-12 | Asea Brown Boveri AG | Axial turbine for turbochargers |
Cited By (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US7901179B2 (en) | 2004-06-03 | 2011-03-08 | Hitachi, Ltd. | Axial turbine |
| EP1710395A2 (en) | 2005-03-31 | 2006-10-11 | Hitachi, Ltd. | Axial turbine |
| EP1710395A3 (en) * | 2005-03-31 | 2010-07-21 | Hitachi, Ltd. | Axial turbine |
| US8308421B2 (en) | 2005-03-31 | 2012-11-13 | Hitachi, Ltd. | Axial turbine |
| EP2781695A1 (en) * | 2013-03-22 | 2014-09-24 | ABB Turbo Systems AG | Nozzle for an exhaust gas turbine |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| JP2000145407A (en) | 2000-05-26 |
| CN2403896Y (en) | 2000-11-01 |
| US6318961B1 (en) | 2001-11-20 |
| EP0999349A3 (en) | 2002-03-13 |
| CN1144935C (en) | 2004-04-07 |
| DE59912034D1 (en) | 2005-06-16 |
| CN1253230A (en) | 2000-05-17 |
| KR20000035199A (en) | 2000-06-26 |
| EP0999349B1 (en) | 2005-05-11 |
| KR100656721B1 (en) | 2006-12-15 |
| DE19850732A1 (en) | 2000-05-11 |
| TW460656B (en) | 2001-10-21 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| DE69930711T2 (en) | Nose hood for a gas turbine engine | |
| DE19615237C2 (en) | Exhaust gas turbocharger for an internal combustion engine | |
| EP1706597B1 (en) | Gas turbine with axially displaceable rotor | |
| DE10210866C1 (en) | Guide blade segment fixing device for flow channel of aircraft gas turbine uses slot and hook fixing and pin fitting through latter | |
| DE69932966T2 (en) | Guide vane assembly for a turbomachine | |
| EP0999349B1 (en) | Axial turbine | |
| EP0806548B1 (en) | Turbine of an exhaust turbocharger | |
| DE60113796T2 (en) | Stator vane structure of a gas turbine | |
| DE19703033A1 (en) | Exhaust gas turbine of a turbocharger | |
| DE102007025006A1 (en) | Double shaft gas turbine, has bars arranged along circumference of bearing housing and extend via circular intermediate channel into space between outer circumference surface of housing and inner circumference surface of housing wall | |
| EP1508669A1 (en) | Stator vanes ring for a compressor and a turbine | |
| DE102015219556A1 (en) | Diffuser for radial compressor, centrifugal compressor and turbo machine with centrifugal compressor | |
| DE102007017822A1 (en) | turbocharger | |
| WO2000057029A1 (en) | Turbine blade | |
| EP0806547B1 (en) | Axial turbine for turbochargers | |
| DE102007050916A1 (en) | Stator arrangement for compressor of fluid conveying arrangement in gas turbine engine, has radial passage conduit formed in part of stator ring segment, where radial passage conduit is arranged adjacent to stator blade passage conduit | |
| DE69402372T2 (en) | Inlet guide vane against whistling | |
| WO2010091956A1 (en) | Axial turbo compressor for a gas turbine having low radial gap losses and diffuser losses | |
| EP3287611A1 (en) | Gas turbine and method of attaching a turbine nozzle guide vane segment of a gas turbine | |
| DE19548852A1 (en) | Radial compressor for exhaust gas turbo-supercharger | |
| WO2000057030A1 (en) | Turbomachine blade | |
| EP1673519B1 (en) | Sealing arrangement for a gas turbine | |
| DE4307098C2 (en) | Exhaust gas turbocharger | |
| WO2008142044A2 (en) | Turbine housing | |
| DE10220507B4 (en) | internal combustion engine |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PUAI | Public reference made under article 153(3) epc to a published international application that has entered the european phase |
Free format text: ORIGINAL CODE: 0009012 |
|
| AK | Designated contracting states |
Kind code of ref document: A2 Designated state(s): AT BE CH CY DE DK ES FI FR GB GR IE IT LI LU MC NL PT SE Kind code of ref document: A2 Designated state(s): DE FR GB |
|
| AX | Request for extension of the european patent |
Free format text: AL;LT;LV;MK;RO;SI |
|
| RAP1 | Party data changed (applicant data changed or rights of an application transferred) |
Owner name: ABB TURBO SYSTEMS AG |
|
| PUAL | Search report despatched |
Free format text: ORIGINAL CODE: 0009013 |
|
| AK | Designated contracting states |
Kind code of ref document: A3 Designated state(s): AT BE CH CY DE DK ES FI FR GB GR IE IT LI LU MC NL PT SE |
|
| AX | Request for extension of the european patent |
Free format text: AL;LT;LV;MK;RO;SI |
|
| AKX | Designation fees paid |
Free format text: DE FR GB |
|
| 17P | Request for examination filed |
Effective date: 20020819 |
|
| 17Q | First examination report despatched |
Effective date: 20040323 |
|
| GRAP | Despatch of communication of intention to grant a patent |
Free format text: ORIGINAL CODE: EPIDOSNIGR1 |
|
| GRAS | Grant fee paid |
Free format text: ORIGINAL CODE: EPIDOSNIGR3 |
|
| GRAA | (expected) grant |
Free format text: ORIGINAL CODE: 0009210 |
|
| AK | Designated contracting states |
Kind code of ref document: B1 Designated state(s): DE FR GB |
|
| REG | Reference to a national code |
Ref country code: GB Ref legal event code: FG4D Free format text: NOT ENGLISH |
|
| REG | Reference to a national code |
Ref country code: IE Ref legal event code: FG4D Free format text: LANGUAGE OF EP DOCUMENT: GERMAN |
|
| REF | Corresponds to: |
Ref document number: 59912034 Country of ref document: DE Date of ref document: 20050616 Kind code of ref document: P |
|
| GBT | Gb: translation of ep patent filed (gb section 77(6)(a)/1977) |
Effective date: 20050908 |
|
| PLBE | No opposition filed within time limit |
Free format text: ORIGINAL CODE: 0009261 |
|
| STAA | Information on the status of an ep patent application or granted ep patent |
Free format text: STATUS: NO OPPOSITION FILED WITHIN TIME LIMIT |
|
| ET | Fr: translation filed | ||
| 26N | No opposition filed |
Effective date: 20060214 |
|
| REG | Reference to a national code |
Ref country code: FR Ref legal event code: PLFP Year of fee payment: 17 |
|
| REG | Reference to a national code |
Ref country code: FR Ref legal event code: PLFP Year of fee payment: 18 |
|
| REG | Reference to a national code |
Ref country code: FR Ref legal event code: PLFP Year of fee payment: 19 |
|
| REG | Reference to a national code |
Ref country code: FR Ref legal event code: PLFP Year of fee payment: 20 |
|
| PGFP | Annual fee paid to national office [announced via postgrant information from national office to epo] |
Ref country code: DE Payment date: 20181019 Year of fee payment: 20 |
|
| PGFP | Annual fee paid to national office [announced via postgrant information from national office to epo] |
Ref country code: FR Payment date: 20181022 Year of fee payment: 20 Ref country code: GB Payment date: 20181019 Year of fee payment: 20 |
|
| REG | Reference to a national code |
Ref country code: DE Ref legal event code: R071 Ref document number: 59912034 Country of ref document: DE |
|
| REG | Reference to a national code |
Ref country code: GB Ref legal event code: PE20 Expiry date: 20191026 |
|
| PG25 | Lapsed in a contracting state [announced via postgrant information from national office to epo] |
Ref country code: GB Free format text: LAPSE BECAUSE OF EXPIRATION OF PROTECTION Effective date: 20191026 |