JP2011021612A - Method of determining exhaust gas temperature for after-treatment system on internal combustion engine using variable geometry turbine - Google Patents

Abstract

<P>PROBLEM TO BE SOLVED: To provide a method for controlling the variable geometry turbine of a turbocharger to increase temperature of exhaust gas delivered to an after-treatment system. <P>SOLUTION: In one form, the method includes steps of: reducing a fluid flow area to the turbine 12 below a normal size; and bypassing a portion of the exhaust gas around a plurality of guide vanes 10. <P>COPYRIGHT: (C)2011,JPO&INPIT

Description

本出願は、２００５年３月２日付けで出願された米国特許出願第１１／０７０，４９１号及び２００４年５月６日付けで出願された米国特許出願第１０／８４０，０５７号に基づく優先権を主張するものである。２００５年３月２日付けで出願された米国特許出願第１１／０７０，４９１号は、２００４年５月６日付けで出願された米国特許出願第１０／８４０，０５７号の継続出願である。米国特許出願第１０／８４０，０５７号は、２００３年１１月１９日付けで出願された米国特許出願第１０／７１７，２３２号の一部継続出願であり、米国特許出願第１０／７１７，２３２号は、２００３年９月１１日付けで出願された米国特許出願第１０／６５９，８５７号の一部継続出願であり、該米国特許出願第１０／６５９，８５７号は、２００２年１１月１９日付けで出願された英国特許出願第０２２６９４３．９に基づく優先権を主張するものである。   This application is based on US patent application Ser. No. 11 / 070,491, filed on Mar. 2, 2005, and US patent application Ser. No. 10 / 840,057, filed on May 6, 2004. Asserts rights. US Patent Application No. 11 / 070,491, filed March 2, 2005, is a continuation of US Patent Application No. 10 / 840,057, filed May 6, 2004. U.S. Patent Application No. 10 / 840,057 is a continuation-in-part of U.S. Patent Application No. 10 / 717,232 filed on November 19, 2003, and U.S. Patent Application No. 10 / 717,232. Is a continuation-in-part of US patent application Ser. No. 10 / 659,857 filed on Sep. 11, 2003, which is filed on Nov. 19, 2002. Claims priority based on UK patent application No. 02626943.9 filed on date.

本発明は、全体として、可変幾何学的形態タービン（ｖａｒｉａｂｌｅ ｇｅｏｍｅｔｒｙ ｔｕｒｂｉｎｅ）を制御する方法に関する。より具体的には、本発明は、（これに限定されるものではないが）ディーゼルエンジンの排ガスの温度を、あと処理システムにとって所望のレベルにすべく、可変幾何学的形態ターボ過給機（ｖａｒｉａｂｌｅ ｇｅｏｍｅｔｒｙ ｔｕｒｂｏｃｈａｒｇｅｒ）を制御する方法に関する。   The present invention relates generally to a method for controlling a variable geometry turbine. More specifically, the present invention includes (but is not limited to) a variable geometry turbocharger (in order to bring the exhaust gas temperature of a diesel engine to a desired level for the aftertreatment system ( The present invention relates to a method for controlling a variable geometry turbocharger.

あと処理システムの性能は、該システムを通る排ガスの温度に直接、関係している。あと処理システムの設計者は、所望の性能を得るためには、排ガスの温度は全ての作動状態及び雰囲気状態下にて閾値温度以上でなければならないことを認識している。閾値温度は、大体において、約２６０°Ｃ（約５００°Ｆ）ないし約３７１．１１１°Ｃ（約７００°Ｆ）の範囲にあると認識されている。あと処理システムが閾値温度範囲以下にて作動するならば、あと処理システムは、望ましくない堆積物を形成することになる。望ましくない堆積物は、再生サイクル中に燃焼させ、あと処理システムが所望の性能レベルに戻るのを許容し得るようにしなければならない。更に、再生せずにあと処理システムを閾値温度以下にて長時間作動させるならば、あと処理システムは作動不能となり且つ、エンジンは政府の規制に適合しなくなる。   The performance of the aftertreatment system is directly related to the temperature of the exhaust gas passing through the system. The designer of the aftertreatment system recognizes that the exhaust gas temperature must be above the threshold temperature under all operating and atmospheric conditions in order to obtain the desired performance. The threshold temperature is generally recognized to be in the range of about 260 ° C. (about 500 ° F.) to about 371.111 ° C. (about 700 ° F.). If the aftertreatment system operates below the threshold temperature range, the aftertreatment system will form undesirable deposits. Undesirable deposits must be burned during the regeneration cycle to allow the aftertreatment system to return to the desired performance level. Furthermore, if the aftertreatment system is operated for a long time below the threshold temperature without regeneration, the aftertreatment system will become inoperable and the engine will not comply with government regulations.

ディーゼルエンジンの大部分の作動範囲に対する排ガスの温度は、全体として、所望の閾値温度以上であることが認識されている。しかし、軽負荷状態及び（又は）冷たい雰囲気温度は、排ガスの温度をしばしば所望の閾値温度以下に低下させる。   It has been recognized that the exhaust gas temperature for the majority of the operating range of a diesel engine as a whole is above the desired threshold temperature. However, light load conditions and / or cold ambient temperatures often reduce the temperature of the exhaust gas below the desired threshold temperature.

本発明は、排ガスの温度をあと処理システムのために所望の閾値温度まで上昇させるべく可変幾何学的形態ターボ過給機を制御する新規且つ非自明の方法を提供するものである。   The present invention provides a novel and non-obvious method of controlling a variable geometry turbocharger to raise the temperature of the exhaust gas to a desired threshold temperature for the aftertreatment system.

本発明の１つの形態は、通常の作動範囲にて作動する内燃機関用の通常の寸法を有する流体流動面積を持つ、タービンへの入口通路を備える可変幾何学的形態タービンを含むターボ過給機を作動させるステップと、流体の流体流動面積の寸法を通常の寸法から排ガス加熱のための縮小した寸法まで減少させるステップと、可変幾何学的形態タービンの案内ベーンの周りにて入口通路に入る排ガスの一部分を迂回させるステップとを備える方法を対象とする。   One form of the present invention is a turbocharger comprising a variable geometry turbine with an inlet passage to the turbine having a fluid flow area with normal dimensions for an internal combustion engine operating in a normal operating range. Reducing the size of the fluid flow area of the fluid from a normal size to a reduced size for exhaust gas heating, and exhaust gas entering the inlet passage around the guide vanes of the variable geometry turbine And a method of bypassing a portion of the method.

本発明の別の形態は、可動のノズルベーンの可変幾何学的形態タービンを有するターボ過給機であって、該タービンが、排ガスを流動させ得るようにされた排ガスの流動面積を有する入口通路を備え、排ガスの流動面積が、通常の作動範囲にて作動する内燃機関用の形態とされた第一の寸法を有する、上記ターボ過給機を作動させるステップと、可変幾何学的形態ターボ過給機から出る排ガスの第一の温度を決定するステップと、第一の温度が閾値温度状態を満足させないならば、ノズルリングを可変幾何学的形態タービン内にて動かし、排ガスの流動面積を第一の寸法から縮小した寸法まで減少させるステップと、可変幾何学的形態タービンの複数のベーンの周りにて入口通路に入る排ガスの一部分を迂回させるステップとを備える、方法を対象とする。   Another aspect of the invention is a turbocharger having a variable geometry turbine with movable nozzle vanes, the turbine having an inlet passage having an exhaust gas flow area adapted to allow the exhaust gas to flow. Operating the turbocharger, wherein the exhaust gas flow area has a first dimension configured for an internal combustion engine operating in a normal operating range; and variable geometry turbocharging Determining the first temperature of the exhaust gas leaving the machine, and if the first temperature does not satisfy the threshold temperature condition, move the nozzle ring in the variable geometry turbine to reduce the flow area of the exhaust gas And reducing a portion of the exhaust gas that enters the inlet passage around the plurality of vanes of the variable geometry turbine. Of interest.

本発明の更に別の形態は、複数の案内ベーンを有する旋回ベーンの可変幾何学的形態タービンを備えるターボ過給機であって、タービンが、排ガスを流動させ得るようにされた排ガスの流動面積を有する入口通路を備え、排ガスの流動面積が、通常の作動範囲にて作動する内燃機関に対する第一の面積を有する、上記ターボ過給機を作動させるステップと、可変幾何学的形態ターボ過給機の出口に近接する排ガスの第一の温度を決定するステップと、第一の温度が閾値温度を満足させないならば、複数の案内ベーンを可変幾何学的形態タービン内にて旋回させ、排ガスの流動面積を第一の面積から第二の縮小した面積まで減少させるステップと、可変幾何学的形態タービンの複数の案内ベーンの周りにて入口通路に入る排ガスの一部分を流動させるステップとを備える方法を対象とする。   Yet another aspect of the present invention is a turbocharger comprising a swirling vane variable geometry turbine having a plurality of guide vanes, the exhaust gas flow area being adapted to allow the turbine to flow exhaust gas. Operating the turbocharger, wherein the flow area of the exhaust gas has a first area for an internal combustion engine operating in a normal operating range; and a variable geometry turbocharger Determining a first temperature of the exhaust gas proximate to the machine outlet and, if the first temperature does not satisfy the threshold temperature, swiveling a plurality of guide vanes in the variable geometry turbine to Reducing the flow area from a first area to a second reduced area and flowing a portion of the exhaust gas entering the inlet passage around the plurality of guide vanes of the variable geometry turbine To a method comprising the steps of.

本発明の１つの目的は、可変幾何学的形態ターボ過給機を制御する独創的な方法を提供することである。
本発明の関連する目的及び有利な効果は、以下の説明から明らかになるであろう。 One object of the present invention is to provide an ingenious method of controlling a variable geometry turbocharger.
Related objects and advantageous effects of the present invention will become apparent from the following description.

本発明の原理の理解を促進する目的のため、次に、図面に図示した実施の形態について説明し、その説明のため、特定の用語を使用する。しかし、これにより本発明の範囲を何ら限定することを意図するものではなく、本発明が関係する技術分野の当業者にとって通常案出されるであろうような、図示した装置の変更例及び更なる変更形態、並びに、図示した本発明の原理の更なる適用例も本発明に含まれることが理解されよう。   For the purposes of promoting an understanding of the principles of the invention, reference will now be made to the embodiments illustrated in the drawings and specific language will be used to describe the same. However, this is not intended to limit the scope of the present invention in any way, and variations and further modifications of the apparatus shown and as would normally be devised by those skilled in the art to which the present invention pertains. It will be understood that variations and further applications of the illustrated principles of the invention are also encompassed by the invention.

ターボ過給機は、空気を雰囲気圧力（昇圧圧力）以下の圧力にて内燃機関の吸込口に供給する周知の装置である。従来のターボ過給機は、基本的に、タービンハウジング内にて回転軸上に取り付けられた排ガス被駆動のタービン翼車を備えている。タービン翼車の回転は、コンプレッサハウジング内にて軸の他端に取り付けられたコンプレッサ翼車を回転させる。コンプレッサ翼車は、圧縮された空気をエンジンの吸込マニホルドに供給する。タービンは、固定型又は可変幾何学的型式のものとすることができる。可変幾何学的形態タービンは、入口通路の寸法を変化させ、体積流量の範囲全般に亙って気体の流動速度を最適化し、タービンの動力出力を種々のエンジンの要求に適するように変化させることができる点にて固定幾何学的形態タービンと相違する。本願は、可動のノズルベーン及び旋回ベーンを含む、あらゆる型式の可変幾何学的形態タービンと共に本発明を利用することを考えたものであるが、これに限定されるものではない。   A turbocharger is a well-known device that supplies air to an intake port of an internal combustion engine at a pressure equal to or lower than an atmospheric pressure (pressure increase). A conventional turbocharger basically includes an exhaust gas driven turbine impeller mounted on a rotating shaft in a turbine housing. The turbine impeller rotates the compressor impeller attached to the other end of the shaft in the compressor housing. The compressor wheel supplies compressed air to the engine intake manifold. The turbine may be of a fixed or variable geometric type. Variable geometry turbines change the size of the inlet passage, optimize the gas flow rate over the entire volume flow range, and change the turbine power output to suit different engine requirements. It differs from a fixed geometry turbine in that This application contemplates, but is not limited to, using the present invention with any type of variable geometry turbine, including movable nozzle vanes and swirl vanes.

従来から、エンジン制御装置（ＥＣＵ）の指針の下、内燃機関への空気の流れを管理するため可変幾何学的形態タービンが使用されている。ターボ過給機のコンプレッサ段を介して供給されたエンジンの空気の流れを制御するため排ガスをタービン段を通じて案内すべく、一般に、ターボ過給機ノズルリングが利用される。本発明は、圧縮点火ディーゼルエンジン用として開発されたが、火花点火エンジン、及び液体又は気体であるかを問わず、任意の型式の燃料運転のエンジンに適用することが考えられる。   Traditionally, variable geometry turbines have been used to manage the flow of air to an internal combustion engine under the guidance of an engine control unit (ECU). In order to guide the exhaust gas through the turbine stage in order to control the air flow of the engine supplied through the compressor stage of the turbocharger, a turbocharger nozzle ring is generally used. Although the present invention was developed for a compression ignition diesel engine, it could be applied to a spark ignition engine and any type of fuel operated engine, whether liquid or gas.

ノズルリングを含む従来技術の可変幾何学的形態ターボ過給機の断面図である。1 is a cross-sectional view of a prior art variable geometry turbocharger including a nozzle ring. FIG. あと処理システムと流れ連通状態に結合されたターボ過給機の概略図である。1 is a schematic view of a turbocharger coupled in flow communication with an aftertreatment system. FIG. ２ａは、本発明に従った図１のターボ過給機の形態変更例の図である。FIG. 2a is a diagram of a modification of the turbocharger of FIG. 1 according to the present invention. ２ｂは、本発明に従った図１のターボ過給機の別の形態変更例の図である。2b is a diagram of another form modification of the turbocharger of FIG. 1 according to the present invention. ３ａは、本発明の第二の実施の形態を示す図である。3a is a diagram showing a second embodiment of the present invention. ３ｂは、本発明の第二の実施の形態を示す図である。3b is a diagram showing a second embodiment of the present invention. ４ａは、本発明の第三の実施の形態を示す概略図である。4a is a schematic diagram showing a third embodiment of the present invention. ４ｂは、本発明の第三の実施の形態を示す概略図である。4b is a schematic diagram showing a third embodiment of the present invention. ベーンが閉じた位置にある旋回ベーンの可変幾何学的形態タービンの軸方向断面図である。2 is an axial cross-sectional view of a swirling vane variable geometry turbine with the vane in a closed position. FIG. 開放位置にあるベーンを示す、図５のタービンの拡大部分図である。FIG. 6 is an enlarged partial view of the turbine of FIG. 5 showing the vane in an open position. 側壁の１つの実施の形態を示す、図６のベーンの拡大図である。FIG. 7 is an enlarged view of the vane of FIG. 6 showing one embodiment of a sidewall. 閉じた位置におけるタービン翼車の周りのベーンの断面図である。FIG. 3 is a cross-sectional view of a vane around a turbine impeller in a closed position. 開放位置におけるタービン翼車の周りのベーンの断面図である。FIG. 3 is a cross-sectional view of a vane around a turbine impeller in an open position. 側壁の１つに樋状部を備える本発明の別の形態の断面側面図である。It is a cross-sectional side view of another form of this invention provided with a hook-shaped part in one of the side walls. 側壁の樋状部を示す、中間位置にあるベーンの断面図である。FIG. 6 is a cross-sectional view of the vane in an intermediate position, showing the ridges on the side walls.

図１を参照すると、図１には、米国特許第５，０４４，８８０号に開示されたような既知のターボ過給機が示されている。該ターボ過給機は、タービン段１と、コンプレッサ段２とを備えている。タービン段１は、内燃機関（図示せず）からの排ガスが供給される渦巻室すなわち入口チャンバ４を画成するタービンハウジング３を備える可変幾何学的形態タービンである。排ガスは、一側部にて本明細書にてノズルリングと称する可動の環状部材８の半径方向壁７により画成され、反対側部にてハウジング３の対面する半径方向壁９により画成される環状の入口通路６を介して入口チャンバ４から出口通路５まで流れる。列状のノズルベーン１０は、ノズルリング８のスロットを通って入口通路６を亙って、支持ピン１２に取り付けられたベーン支持リング１１から伸びている。ベーン１０が入口通路６を亙って伸びる程度は、ノズルリング８と独立的に制御可能であるような配置とされており、この配置については、本明細書にて詳細に説明する必要はないであろう。   Referring to FIG. 1, there is shown a known turbocharger as disclosed in US Pat. No. 5,044,880. The turbocharger includes a turbine stage 1 and a compressor stage 2. The turbine stage 1 is a variable geometry turbine comprising a turbine housing 3 defining a swirl chamber or inlet chamber 4 to which exhaust gas from an internal combustion engine (not shown) is supplied. The exhaust gas is defined on one side by a radial wall 7 of a movable annular member 8 referred to herein as a nozzle ring and on the opposite side by a radial wall 9 facing the housing 3. From the inlet chamber 4 to the outlet passage 5 via the annular inlet passage 6. A row of nozzle vanes 10 extends from a vane support ring 11 attached to a support pin 12 through a slot in the nozzle ring 8, across the inlet passage 6. The extent to which the vane 10 extends over the inlet passage 6 is arranged such that it can be controlled independently of the nozzle ring 8, and this arrangement need not be described in detail herein. Will.

入口チャンバ４から出口通路５まで流れる気体は、タービン翼車１２上を通り、その結果、該タービン翼車は、軸受組立体１５にて回転するターボ過給機の軸１４を介してコンプレッサ翼車１３を駆動し、該軸受組立体は、軸受ハウジング１６内に配置されており、該軸受ハウジング１６は、タービンハウジング２をコンプレッサハウジング１７に接続する。コンプレッサ翼車１３が回転すると、空気はコンプレッサ入口１８を通って吸引され且つ、圧縮された空気は出口渦巻室１９を介してエンジン（図示せず）の吸込口に供給される。図１ａを参照すると、出口通路５からあと処理システムまでの排ガスの通路が概略図的に示されている。本発明にて当該技術分野の当業者に全体として既知であると考えられる多岐に亙るあと処理システムとすることが考えられる。本発明にて考えられるあと処理システムの型式は、微粒子、窒素−酸化物化合物及びその他の凝集した排出物を除去する設計とされている。   The gas flowing from the inlet chamber 4 to the outlet passage 5 passes over the turbine impeller 12 so that the turbine impeller is connected to the compressor impeller via the turbocharger shaft 14 rotating in the bearing assembly 15. 13, the bearing assembly is arranged in a bearing housing 16, which connects the turbine housing 2 to the compressor housing 17. As the compressor wheel 13 rotates, air is drawn through the compressor inlet 18 and the compressed air is supplied to the inlet of the engine (not shown) via the outlet vortex chamber 19. Referring to FIG. 1a, the exhaust gas passage from the outlet passage 5 to the aftertreatment system is schematically shown. The present invention contemplates a wide variety of aftertreatment systems that are generally known to those skilled in the art. The type of aftertreatment system contemplated by the present invention is designed to remove particulates, nitrogen-oxide compounds and other agglomerated emissions.

１つの形態において、あと処理システムは、あと処理システム内の温度を決定する温度検出器２１００を備えている。該温度検出器は、センサを介する等により温度を直接決定するか又は計算により及び（又は）アルゴリズム又はソフトウェアルーチンを反復することを通じて温度を決定することができる。温度検出器２１００は、システム内の温度を決定し且つ、必要に応じて排ガスの温度を変化させ得るように可変幾何学的形態タービンの制御を容易にすべく信号をＥＣＵに提供する。更に、本発明は、非限定的に、タービンの流体流れ出口のようなその他の箇所にて温度を決定することが可能であるとも考える。軸受ハウジングは、油供給及び密封装置を収納していることも理解されるであろうし、これらの詳細は本発明を理解するために必要ではない。   In one form, the aftertreatment system includes a temperature detector 2100 that determines the temperature within the aftertreatment system. The temperature detector can determine the temperature directly, such as through a sensor, or by calculation and / or through repeating an algorithm or software routine. The temperature detector 2100 provides a signal to the ECU to determine the temperature in the system and to facilitate control of the variable geometry turbine so that the temperature of the exhaust gas can be varied as needed. Furthermore, the present invention also contemplates that the temperature can be determined at other locations, such as, but not limited to, the fluid flow outlet of the turbine. It will also be appreciated that the bearing housing contains an oil supply and sealing device, and these details are not necessary for an understanding of the present invention.

ノズルリング８は、半径方向壁７を画成する半径方向に伸びる環状部分と、それぞれタービンハウジング３に設けられた環状キャビティ２２内に伸びる内側環状フランジ２０と、外側環状フランジ２１とを備えている。図面に示したタービンの構造の場合、キャビティ２２の大部分は、完全にこの場合に本発明が適用される特定のターボ過給機の構造の結果として、実際上、軸受ハウジング１６により画成され、このため、本発明の目的上、この点に関してタービンハウジングと軸受ハウジングとを何ら区別していない。キャビティ２２は、半径方向内側環状面２４と、半径方向外側環状面２５との間に画成された半径方向に伸びる環状開口部２３を有している。密封リング２６は、外側環状面２５に設けられた環状溝内に配置され且つ、ノズルリング８の外側環状フランジ２１に当接し、排ガスが入口通路６ではなくてキャビティ２２を介してタービンを通って流れるのを防止する。   The nozzle ring 8 includes a radially extending annular portion that defines the radial wall 7, an inner annular flange 20 that extends into an annular cavity 22 provided in the turbine housing 3, and an outer annular flange 21. . In the case of the turbine structure shown in the drawing, the majority of the cavity 22 is actually defined by the bearing housing 16 as a result of the particular turbocharger structure to which the invention applies in this case. Thus, for the purposes of the present invention, no distinction is made between turbine housing and bearing housing in this regard. The cavity 22 has a radially extending annular opening 23 defined between a radially inner annular surface 24 and a radially outer annular surface 25. The sealing ring 26 is disposed in an annular groove provided in the outer annular surface 25 and abuts against the outer annular flange 21 of the nozzle ring 8 so that the exhaust gas passes through the turbine via the cavity 22 instead of the inlet passage 6. Prevent flow.

空気圧作動型アクチュエータ２７は、あぶみ部材２９に連結されたアクチュエータの出力軸２８を介してノズルリング８の位置を制御するように作動可能である一方、該あぶみ部材は、軸方向に伸びる案内ロッド３０（その一方のみを図面に図示）と係合し、該案内ロッドは連結板３１を介してノズルリング８を支持する。しかし、ノズルリング８の動きは任意の適宜な作動手段により制御することが可能である。本発明にて考えるアクチュエータ手段は、非限定的に、空気圧、電動、又は液圧装置を含む。従って、アクチュエータ２７を適宜に制御することにより、案内ロッド、従って、ノズルリング８の軸方向位置を制御することができる。図１には、入口通路６がその最大幅となる、その完全に開放した位置にあるノズルリング８が示されている。   The pneumatically actuated actuator 27 is operable to control the position of the nozzle ring 8 via an actuator output shaft 28 connected to the stirrer member 29, while the stirrer member is an axially extending guide. Engaging with a rod 30 (only one of which is shown in the drawing), the guide rod supports the nozzle ring 8 via a connecting plate 31. However, the movement of the nozzle ring 8 can be controlled by any appropriate actuating means. Actuator means contemplated by the present invention include, but are not limited to, pneumatic, electric or hydraulic devices. Therefore, by appropriately controlling the actuator 27, the axial position of the guide rod, and hence the nozzle ring 8, can be controlled. FIG. 1 shows the nozzle ring 8 in its fully open position with the inlet passage 6 having its maximum width.

図１に開示したもののような可変幾何学的形態タービンは、本発明にとって必要であるとき、入口通路６を閉じ最小幅となるように作動可能である。排ガスの温度を制御すべく本発明に対する最小幅は、通常のエンジンの作動状態に対する最小幅よりも狭い。より具体的には、１つの形態において、排ガスの温度を制御する最小幅は、約０ｍｍないし約４ｍｍの範囲にあると予想される。これに反して、１つの形態において、ノズルリング８は、全体として閉じられて通常のエンジンの作動範囲にて作動するエンジンに対し、約３ｍｍないし約１２ｍｍの最小幅／空隙を提供する。しかし、最小幅の寸法は、全体として、タービンの寸法及び形態にも依存する。通常の範囲にて作動するエンジンに対する最小幅を検討するとき、最大空隙幅の約２５％ないし１００％を利用することが適当である。排ガス温度の加熱を制御するため最小の空隙を設定するとき、１つの形態において、最大空隙幅の約０％ないし２５％を使用することが適当である。しかし、本発明にてその他の比率とすることも考えられる。本発明にて、環状入口通路６を通る流体の流れに関係したパラメータを設定するとき、最小幅／空隙又はのど面積が利用されよう。   A variable geometry turbine such as that disclosed in FIG. 1 is operable to close the inlet passage 6 to a minimum width when needed for the present invention. The minimum width for the present invention to control the exhaust gas temperature is narrower than the minimum width for normal engine operating conditions. More specifically, in one form, the minimum width to control the exhaust gas temperature is expected to be in the range of about 0 mm to about 4 mm. On the other hand, in one form, the nozzle ring 8 provides a minimum width / gap of about 3 mm to about 12 mm for an engine that is closed as a whole and operates in the normal engine operating range. However, the minimum width dimension as a whole also depends on the dimensions and configuration of the turbine. When considering the minimum width for an engine operating in the normal range, it is appropriate to utilize about 25% to 100% of the maximum air gap width. When setting a minimum void to control heating of the exhaust gas temperature, in one form it is appropriate to use about 0% to 25% of the maximum void width. However, other ratios may be considered in the present invention. In the present invention, when setting parameters related to fluid flow through the annular inlet passage 6, the minimum width / void or throat area will be utilized.

図２ａ及び図２ｂには、本発明に従った図１のターボ過給機の形態変更例が示されている。本発明を理解するのに必要なタービンの部品のみが図２ａ及び図２ｂに示されており、これらの図は、ターボ過給機のノズルリング／入口通路領域の拡大図であり、それぞれ完全に開放した位置及び完全に閉じた位置にあるノズルリングを示す。半径方向外側フランジ２１に設けられた周方向列の開口３２を設けることにより、ノズルリング８の形態が変更されている。開口３２の配置は、次のようにされている、すなわち、ノズルリング６が閉じた位置に接近し、開口３２はシール２６を通過する（図２ｂに示すように）ときを除いて、開口が入口通路６から遠方の密封リング２６の側部に位置するようにされている（図２ａに示すように）。この開放した迂回流路は、排ガスの一部が入口通路６を通らずに、入口チャンバ４からキャビティ２２を介してタービン翼車１２に流れるのを許容する。入口通路６、ノズルベーン１０を迂回する排ガスの流れは、特に、ベーン１０によって接線方向に方向変更されるから、入口通路６を通る排ガスの流れよりもこの排ガスによる仕事量は少ない。換言すれば、開口３２が入口通路６と連通されると直ちに、ターボ過給機の効率は低下し、これに相応して、コンプレッサの排出流の圧力（昇圧）が降下し、それに伴いエンジンシリンダの圧力が降下する。   FIGS. 2a and 2b show a modification of the turbocharger of FIG. 1 according to the invention. Only the parts of the turbine necessary to understand the invention are shown in FIGS. 2a and 2b, which are enlarged views of the nozzle ring / inlet passage area of the turbocharger, each fully Figure 3 shows the nozzle ring in an open position and a fully closed position. By providing the openings 32 in the circumferential row provided in the radially outer flange 21, the form of the nozzle ring 8 is changed. The arrangement of the openings 32 is as follows: except when the nozzle ring 6 approaches the closed position and the openings 32 pass through the seal 26 (as shown in FIG. 2b) Located on the side of the sealing ring 26 remote from the inlet passage 6 (as shown in FIG. 2a). This open detour passage allows some of the exhaust gas to flow from the inlet chamber 4 to the turbine impeller 12 via the cavity 22 without passing through the inlet passage 6. Since the flow of the exhaust gas that bypasses the inlet passage 6 and the nozzle vane 10 is changed in the tangential direction by the vane 10 in particular, the amount of work by the exhaust gas is less than the flow of the exhaust gas that passes through the inlet passage 6. In other words, as soon as the opening 32 communicates with the inlet passage 6, the efficiency of the turbocharger decreases, and the pressure (pressure increase) of the compressor discharge flow decreases accordingly, and accordingly the engine cylinder The pressure drops.

このように、本発明によれば、入口迂回開口３２を設けることは、通常の作動状態下にてターボ過給機の効率に何ら影響を与えないが、タービンが排ガスの加熱モードにて作動し、入口通路がその最小値に減少するとき、開口３２は、エンジンシリンダを過剰に加圧することなく、従来技術にて可能である入口通路の寸法を一層、大幅に減少させることを容易にする。より具体的には、本発明の１つの形態において、迂回開口３２は、通常のエンジンの作動状態の間、通常、閉じる設計とされている。   Thus, according to the present invention, providing the inlet bypass opening 32 has no effect on the efficiency of the turbocharger under normal operating conditions, but the turbine operates in the exhaust gas heating mode. When the inlet passage is reduced to its minimum value, the opening 32 facilitates a much greater reduction in the size of the inlet passage that is possible in the prior art without over-pressurizing the engine cylinder. More specifically, in one form of the invention, the bypass opening 32 is designed to normally close during normal engine operating conditions.

ターボ過給機の効率の低下効果は、開口３２の数、寸法、形状及び位置を適宜に選ぶことにより、決定することが可能であることが理解されよう。
図３ａ及び図３ｂには、可変幾何学的形態タービンの第二の実施の形態が示されている。図２ａ及び図２ｂと同様に、タービンのノズルリング／入口通路領域の詳細のみが示されている。適当な場合、図１、図２にて使用したものと同一の参照番号が図３ａ、図３ｂにて使用されている。図３ａ、図３ｂには、幾つかの点にて図１のタービンと相違する、その他の従来のタービンに対する本発明の技術の適用例が示されている。第一に、ノズルベーン１０は、ノズルリング８に取り付けられ且つ、入口通路６を亙ってシュラウド板３４に形成された、それぞれのスロットを介してキャビティ３３内に伸びており、該シュラウド板は、ノズルリング８の半径方向壁７と共に、入口通路６の幅を画成する。これは周知の配置である。 It will be understood that the effect of reducing the efficiency of the turbocharger can be determined by appropriately selecting the number, size, shape and position of the openings 32.
3a and 3b show a second embodiment of a variable geometry turbine. Similar to FIGS. 2a and 2b, only the details of the nozzle ring / inlet passage area of the turbine are shown. Where appropriate, the same reference numbers used in FIGS. 1 and 2 are used in FIGS. 3a and 3b. FIGS. 3a and 3b show application examples of the technology of the present invention to other conventional turbines that are different from the turbine of FIG. 1 in several respects. First, the nozzle vane 10 is attached to the nozzle ring 8 and extends into the cavity 33 through respective slots formed in the shroud plate 34 over the inlet passage 6, which shroud plate is Together with the radial wall 7 of the nozzle ring 8, it defines the width of the inlet passage 6. This is a well-known arrangement.

第二に、欧州特許第０ ６５４ ５８７号の教示に従って、圧力平衡開口３５がノズルリング８の半径方向壁７に形成されており、内側環状リング２０は、ハウジング３の半径方向内側環状部分２４に形成された環状溝内に配置されたそれぞれの密封リング３６によりハウジング３に対して密封されている。開口３５を設けることは、キャビティ２２内の圧力が入口通路６を通る排ガスの流れによりノズルリング８の半径方向面７に加えられる静圧と等しいことを保証する。このことは、ノズルリングの負荷を減少させ、特に、入口通路６がその最小幅に向けて減少するとき、ノズルリング８の位置の制御精度を向上させることになる。   Secondly, according to the teachings of EP 0 654 587, pressure balancing openings 35 are formed in the radial wall 7 of the nozzle ring 8 and the inner annular ring 20 is formed in the radially inner annular part 24 of the housing 3. The housing 3 is sealed by a respective sealing ring 36 arranged in the formed annular groove. Providing the opening 35 ensures that the pressure in the cavity 22 is equal to the static pressure applied to the radial surface 7 of the nozzle ring 8 by the flow of exhaust gas through the inlet passage 6. This reduces the load on the nozzle ring and improves the control accuracy of the position of the nozzle ring 8 especially when the inlet passage 6 decreases towards its minimum width.

半径方向内側シールリング３６を設けることを考慮するならば、本発明の適用は、ノズルリング８の内側環状フランジ２０に気体の迂回通路３２ａを設けることを必要とする。該通路３２ａは、次のようにシールリング２６に対し配置される、すなわち、これらの通路は、外側環状フランジ２１内の通路３２ｂとしてと同時に、シールリング２６の入口通路側部と連通するように開放し、これにより、キャビティ２２を通る迂回通路を提供し、図２ａ及び図２ｂの実施の形態に関して上述したものと正確に同一の効果を実現するように配置される。   Considering the provision of the radially inner seal ring 36, the application of the present invention requires the provision of a gas bypass passage 32 a in the inner annular flange 20 of the nozzle ring 8. The passages 32a are arranged with respect to the seal ring 26 as follows, i.e. these passages communicate with the inlet passage side of the seal ring 26 at the same time as the passages 32b in the outer annular flange 21. Open, thereby providing a bypass path through the cavity 22 and arranged to achieve exactly the same effect as described above with respect to the embodiment of FIGS. 2a and 2b.

これと代替的に、外側通路３２ｂを省略し、圧力平衡開口３５を利用して内側通路３２ａと共に、迂回流路を提供してもよい。
また、内側環状／又は外側シールリングをハウジング内に設けられた位置決め溝ではなくて、ノズルリングに設けられた位置決め溝内に配置することにより、ノズルリングをハウジングに対し密封することも既知である。この場合、シールリングは、ノズルリングと共に動くことになろう。具体的には、図４ａ及び図４ｂには、本発明に従って形態変更した欧州特許第０ ６５４ ５８７号に開示されたタービンのノズルリング／入口通路領域が示されている。適当な場合、図４ａ、図４ｂにて、上述したものと同一の参照番号が使用されている。図３ａ、図３ｂのタービンの配置と同様に、ノズルベーン１０は、ノズルリング８により支持され且つ、シュラウド板３４を通って入口通路６を亙り且つ、キャビティ３３内に伸びている。圧力平衡開口３５がノズルリング８の半径方向壁７に形成されており、該半径方向壁は、内側リングシール２６、外側リングシール３７によりキャビティ２２に対し密封されている。しかし、シールリング２６はハウジング３内に設けられた溝内に配置される一方、半径方向側方シールリング３７は、ノズルリング８の外側環状フランジ２１に設けられた溝３８内に配置され、このため、ノズルリングが動くときに動く。 Alternatively, the outer passage 32b may be omitted, and a bypass channel may be provided together with the inner passage 32a using the pressure balance opening 35.
It is also known to seal the nozzle ring to the housing by placing the inner annular / or outer seal ring in the positioning groove provided in the nozzle ring rather than in the positioning groove provided in the housing. . In this case, the seal ring will move with the nozzle ring. In particular, FIGS. 4a and 4b show the nozzle ring / inlet passage area of the turbine disclosed in EP 0 654 587 modified in accordance with the present invention. Where appropriate, the same reference numbers as described above are used in FIGS. 4a and 4b. Similar to the turbine arrangement of FIGS. 3 a, 3 b, the nozzle vane 10 is supported by the nozzle ring 8, passes through the shroud plate 34, enters the inlet passage 6, and extends into the cavity 33. A pressure balancing opening 35 is formed in the radial wall 7 of the nozzle ring 8, which is sealed against the cavity 22 by an inner ring seal 26 and an outer ring seal 37. However, the seal ring 26 is disposed in a groove provided in the housing 3, while the radial side seal ring 37 is disposed in a groove 38 provided in the outer annular flange 21 of the nozzle ring 8. Therefore, it moves when the nozzle ring moves.

本発明に従って、ノズルリング８の内側環状フランジ２０には、ノズルリングが動いて入口通路６を最小程度に閉じるとき（図４ｂに図示）、シールリング２６を通る入口通路開口３２が設けられている。しかし、外側入口迂回路は、ノズルリングを貫通する開口ではなくて、キャビティ２２の開口部２３の外側環状部分２５に形成された周方向列の凹所３９により提供される。図４ａにて見ることができるように、通常の作動状態のとき、シールリング３７は、凹所３９の内方に配置され、排ガスがノズルリング８の周り及びキャビティ２２を通って流れるのを防止する。しかし、ノズルリングが図４ｂに示すように動いて、入口通路６を最小程度に閉じるとき、シールリング３７は、動いて凹所３９と軸方向に整合し、これにより、該凹所３９は、シールリング３７の周りに迂回路を提供し、気体がノズルリング８の内側環状フランジに設けられた入口迂回開口３２を介してキャビティ２２を通り、また、タービン翼車まで流れるのを許容する。凹所３９の効果は、開口３２の効果と直接、等価的であり、また、作動時、本発明のこの実施の形態は、上述した本発明のその他の実施の形態とほぼ同一の仕方にて機能することが理解されよう。   In accordance with the present invention, the inner annular flange 20 of the nozzle ring 8 is provided with an inlet passage opening 32 through the seal ring 26 when the nozzle ring moves to close the inlet passage 6 to a minimum (shown in FIG. 4b). . However, the outer inlet detour is not provided by an opening through the nozzle ring but by a circumferential row of recesses 39 formed in the outer annular portion 25 of the opening 23 of the cavity 22. As can be seen in FIG. 4a, under normal operating conditions, the seal ring 37 is placed inside the recess 39 to prevent exhaust gases from flowing around the nozzle ring 8 and through the cavity 22. To do. However, when the nozzle ring moves as shown in FIG. 4b and closes the inlet passage 6 to a minimum, the seal ring 37 moves and aligns axially with the recess 39, so that the recess 39 is A detour is provided around the seal ring 37 and allows gas to flow through the cavity 22 through the inlet detour opening 32 provided in the inner annular flange of the nozzle ring 8 and to the turbine wheel. The effect of the recess 39 is directly equivalent to the effect of the opening 32, and in operation, this embodiment of the invention is in substantially the same manner as the other embodiments of the invention described above. It will be understood that it works.

上述した実施の形態は形態変更することができることが理解されよう。例えば、図８の実施の形態におけるように、例えば１つのシールリングのみが必要とされ、このシールリングがノズルリング上に配置されるならば、ノズルリングの内側フランジに開口３２を設ける必要はない。同様に、ハウジング内に配置された内側及び外側シールリングの双方があるならば、ノズルリングを通る迂回開口に代えて、ハウジングの内側及び外側環状部分の双方に迂回凹所を設ける必要があろう。   It will be understood that the embodiments described above can be modified. For example, as in the embodiment of FIG. 8, if only one seal ring is required, for example, and this seal ring is placed on the nozzle ring, there is no need to provide an opening 32 in the inner flange of the nozzle ring. . Similarly, if there are both inner and outer seal rings located within the housing, it would be necessary to provide bypass recesses in both the inner and outer annular portions of the housing instead of the bypass opening through the nozzle ring. .

図１ないし図４に示した本出願の実施の形態に関して、ノズルリング８を迂回する排ガスの流れは、干渉する関係にて入口通路から流れる排出流体の他の流れ部分内に排出されることが理解されよう。ノズルリングを迂回する排ガスの流れは、鋭角な角度、又は実質的に垂直に、ノズルリングからの排出流れに入る。   With respect to the embodiment of the present application shown in FIGS. 1-4, the flow of exhaust gas that bypasses the nozzle ring 8 may be discharged into other flow portions of the exhaust fluid flowing from the inlet passage in an interfering relationship. It will be understood. The exhaust gas flow that bypasses the nozzle ring enters the exhaust stream from the nozzle ring at an acute angle, or substantially vertically.

図５ないし図１１を参照すると、旋回ベーン型の可変幾何学的形態タービンが示されている。本出願は、２００４年４月８日付けで出願された、英国特許出願０４０７９７８．６号を参考として引用し、本明細書に含めるものである。旋回ベーン型の可変幾何学的形態タービンは、タービン翼車の上流側にあり、タービン翼車に対する流動断面積を制御するよう調節可能である案内ベーンを有している。案内ベーンの弦がタービン翼車に対し実質的に半径方向となるようにベーンを回すと、のどと称される両者の間の距離が長くなる。その弦がタービン翼車に対して実質的に接線方向となるようにベーンを回すと、両者の間ののど距離が短くなる。ベーンののど寸法と一定の軸方向長さとの積は、任意の所定の角度の流動面積を決定することになる。   Referring to FIGS. 5-11, a swirl vane variable geometry turbine is shown. This application is incorporated herein by reference for reference to British Patent Application No. 04079788.6, filed April 8, 2004. A swirl vane variable geometry turbine has a guide vane upstream of the turbine wheel and adjustable to control the flow cross-section for the turbine wheel. Turning the vane so that the guide vane strings are substantially radial to the turbine impeller increases the distance between the two, called the throat. Turning the vane so that the string is substantially tangential to the turbine wheel reduces the throat distance between the two. The product of the vane throat dimension and a constant axial length will determine the flow area at any given angle.

図５ないし図１１を参照すると、内燃機関（図示せず）からの排ガスが供給される渦巻室すなわち入口チャンバ２００を有するタービンハウジング１００を備える可変幾何学的形態タービンが示されている。排ガスは、一側部にて環状壁部材５００により、及び反対側部にて半径方向に伸びる環状スリーブ７００により画成された半径方向に向けた環状入口通路４００を介して入口チャンバ２００から出口通路３００まで流れる。この環状スリーブ７００内にその各々が入口通路を亙って伸び、周方向に隔てられた列状ベーン８００があり、これらの列状ベーンは、レバー８００ａの回転を通じてベーンが同時に回転することができるような仕方にて支持されている。   Referring to FIGS. 5-11, a variable geometry turbine is shown comprising a turbine housing 100 having a swirl chamber or inlet chamber 200 to which exhaust gas from an internal combustion engine (not shown) is supplied. The exhaust gas exits the inlet chamber 200 through a radially oriented annular inlet passage 400 defined by an annular wall member 500 on one side and a radially extending annular sleeve 700 on the opposite side. Flows up to 300. Within this annular sleeve 700 are circumferentially spaced rows of vanes 800, each extending over the inlet passage, which can rotate simultaneously through the rotation of lever 800a. It is supported in such a way.

入口チャンバ２００から出口通路３００まで流れる排ガスは、求心型タービン翼車９００の複数の翼９００ａ上を流れ、その結果、求心型コンプレッサ翼車１１００を駆動するターボ過給機の軸１０００（軸受１０００ａにより軸支されている）にトルクが加えられる。コンプレッサ翼車１１００が回転すると、空気入口１２００内に存在する周囲空気は加圧され、その圧縮された空気は、空気出口又は渦巻室１３００に供給され、そこから、空気は内燃機関（図示せず）に供給される。タービン翼車９００の回転速度は、環状通路４００を通って流れる気体の速度に依存する。排ガスの流量が一定の場合、気体の速度は、ベーン８００の角度を制御することにより調節することのできる、隣接するベーン間の通路ののど幅の関数である。   Exhaust gas flowing from the inlet chamber 200 to the outlet passage 300 flows on the plurality of blades 900a of the centripetal turbine impeller 900, and as a result, the turbocharger shaft 1000 (by the bearing 1000a) that drives the centripetal compressor impeller 1100. Torque is applied to the shaft. As the compressor wheel 1100 rotates, the ambient air present in the air inlet 1200 is pressurized and the compressed air is supplied to an air outlet or swirl chamber 1300 from which the air is sent to an internal combustion engine (not shown). ). The rotational speed of the turbine impeller 900 depends on the speed of the gas flowing through the annular passage 400. When the exhaust gas flow rate is constant, the gas velocity is a function of the throat width of the passage between adjacent vanes that can be adjusted by controlling the angle of the vane 800.

図８を参照すると、最小ののど幅まで閉じられた環状入口通路４００のベーン８００が示されている。図８に示したベーンの状態において、排ガスの一部分は、側壁の空所及び（又は）任意の幾何学的変化部分を通ってベーンの周りを流れることにより、ベーン８００を迂回する。図９を参照すると、実質的に開放した状態にあるベーン８００が示されている。ベーン８００の間ののど幅が狭くなると、これらベーンを通る気体の速度は増す。入口通路４００内にてベーンを迂回することは、タービンの効率を低下させることになる。   Referring to FIG. 8, the vane 800 of the annular inlet passage 400 is shown closed to a minimum throat width. In the vane condition shown in FIG. 8, a portion of the exhaust gas bypasses the vane 800 by flowing around the vane through side wall voids and / or any geometrical change. Referring to FIG. 9, the vane 800 is shown in a substantially open state. As the throat width between vanes 800 decreases, the velocity of the gas through the vanes increases. Bypassing the vanes in the inlet passage 400 will reduce the efficiency of the turbine.

ベーン８００の動きは、例えば、リンク１４００のような、取り付けたレバー８００ａに設けられた任意の適宜な手段により、制御することができる。ベーンは、レバー又は相互接続リンクによりこれら全てを係合させるリングにより同調して動くよう規制されることが好ましい。空気圧、電動又は液圧型装置とすることのできるアクチュエータ（図示せず）にマスターリンクを取り付けることができる。   The movement of the vane 800 can be controlled by any suitable means provided on the attached lever 800a, such as a link 1400, for example. The vanes are preferably constrained to move synchronously by a ring that engages them all by levers or interconnecting links. The master link can be attached to an actuator (not shown) which can be a pneumatic, electric or hydraulic device.

図７を参照すると、側壁３０００、３００１の一方又は双方が軸対称の仕方にてテーパー付きとされた、本発明の１つの実施の形態が示されている。側壁にテーパーが付きであることは、排ガスの一部分がベーンの周りを流れ且つ、ノズルベーンを効果的に迂回することを許容する。ベーン８００が閉じた状態から開放状態に旋回すると、その後縁は、タービン翼車の入口に向けて半径方向内方に動く。側壁３０００、３００１間の幅が更に増すと、これらの側壁がタービン翼車に向けて動くような、側壁のテーパーの設計とされている。図７の実施の形態を参照すると、直線状のテーパーが示されている。しかし、本発明は、直線状のテーパーに限定されず、また、双方の側壁にテーパーを付けることにも限定されない。ベーンが開放位置にある１つの実施の形態において、隙間は最大となり、ベーンが閉じると、側部隙間は最小値まで減少して回転隙間を許容する。本発明は、テーパー率及びテーパーの開始部分の半径方向位置は、エンジンの特定の特徴を特に設定し得るように選ぶことができると考える。   Referring to FIG. 7, one embodiment of the present invention is shown in which one or both side walls 3000, 3001 are tapered in an axisymmetric manner. The tapering of the side walls allows a portion of the exhaust gas to flow around the vanes and effectively bypass the nozzle vanes. As the vane 800 pivots from the closed state to the open state, the trailing edge moves radially inward toward the turbine impeller inlet. The sidewall taper design is such that as the width between the sidewalls 3000, 3001 further increases, these sidewalls move toward the turbine impeller. Referring to the embodiment of FIG. 7, a linear taper is shown. However, the present invention is not limited to a linear taper, and is not limited to tapering both side walls. In one embodiment where the vane is in the open position, the clearance is maximized, and when the vane is closed, the side clearance is reduced to a minimum value to allow a rotational clearance. The present invention contemplates that the taper rate and the radial position of the starting portion of the taper can be chosen to specifically set particular features of the engine.

図１０、図１１を参照すると、先に述べた実施の形態よりも大きい自由度を有するシステムの１つの実施の形態が示されている。図１０、図１１の実施の形態は、別個の空所１５００が関係したベーン８００を有している。別個の空所１５００は、側壁の一方又は双方に配置することができる。１つの形態において、空所１５００は、ベーンが回転するとき、ベーン８００がその上を拭き払う実質的にセクタの形態をしている。１つの形態において、複数のベーンの各々が、該ベーンと関係した空所を有している。空所１５００を通る流体の流れの開始及び停止は、空所の前縁及び後縁を配置することにより操作することができる。空所を通る流体の流量は、空所の幅及び深さにより調節することができる。空所は、排ガスの一部分がベーンの外面の周りを流れ、これにより流れをノズル段内でベーンを通って迂回させることを許容する。タービンに対する設計パラメータに適合するよう空所に対する多岐に亙る形状が考えられる。全体として、通常のエンジンの作動範囲内にて排ガスの流れに露呈される空所１５００は、この期間の間、殆ど効果がなく、それは、ベーンの少なくとも一部分の周りに実質的に取り囲まれた通路が形成されないからである。ベーンが排ガスの加熱位置まで開放する間、空所の位置は排ガスの流れに露呈される。排ガスの一部分は、空所を通り且つ、入口通路４００内に配置されたベーン１０の周りを迂回する。   Referring to FIGS. 10 and 11, one embodiment of a system having a greater degree of freedom than the previously described embodiment is shown. The embodiment of FIGS. 10 and 11 has a vane 800 associated with a separate cavity 1500. A separate cavity 1500 can be located on one or both of the side walls. In one form, the cavity 1500 is in the form of a substantially sector where the vane 800 wipes away as the vane rotates. In one form, each of the plurality of vanes has a void associated with the vane. The start and stop of fluid flow through the cavity 1500 can be manipulated by placing the leading and trailing edges of the cavity. The flow rate of fluid through the void can be adjusted by the width and depth of the void. The void allows a portion of the exhaust gas to flow around the outer surface of the vane, thereby diverting the flow through the vane within the nozzle stage. A wide variety of shapes for the void can be considered to match the design parameters for the turbine. Overall, the void 1500 exposed to the exhaust gas flow within the normal engine operating range has little effect during this period, as it is a substantially enclosed passage around at least a portion of the vane. This is because is not formed. While the vane opens to the exhaust gas heating position, the void location is exposed to the exhaust gas flow. A portion of the exhaust gas passes through the void and bypasses the vane 10 disposed in the inlet passage 400.

幾つかの可変幾何学的形態タービンに適合するシステムについて図１ないし図１１に関して上記に説明した。本出願は、上述した可変幾何学的形態型式のタービンを制御するよう適用可能であることが好ましいが、本発明の方法は、極めて多岐に亙るその他の型式の可変幾何学的形態タービンを制御するため適用可能であることを理解すべきである。本発明は、排ガスの通路の寸法を変化させ、ターボ過給機の入口通路内のベーンの周りにて排ガスの流れの一部分を迂回させることにより、排ガスの温度を制御するものである。   Systems that are compatible with several variable geometry turbines have been described above with respect to FIGS. While the present application is preferably applicable to control turbines of the variable geometry configuration described above, the method of the present invention controls a very wide variety of other types of variable geometry turbines. Therefore, it should be understood that this is applicable. The present invention controls the temperature of exhaust gas by changing the size of the exhaust gas passage and bypassing a part of the exhaust gas flow around the vane in the inlet passage of the turbocharger.

ノズルリングを利用する可変幾何学的形態タービンシステムにおいて、あと処理システム内の温度が閾値温度以下となるのに応答して、ノズルリングは軸方向に動いて入口通路の寸法を縮小させる。あと処理システム内の温度は、温度検出器により決定される。１つの形態において、排ガスの温度は、複数の狭い時間間隔にて測定し、また、別の形態において、温度の検出は、ほぼ連続的に行われる。しかし、検出のための時間間隔を決定することは、当該技術分野の当業者の技術の範囲であると考えられる。あと処理システム内の温度が閾値温度以下であると決定されたとき、ノズルリングは、通常のエンジンの作動のために必要とされる位置よりも下方の排ガスの加熱位置まで軸方向に動く。検出された温度が閾値温度以上となる迄の時間、ノズルリングは排ガスの加熱位置に維持される。ノズルリングが排ガスの加熱位置に配置されているとき、迂回路は、排ガスの流れに露呈され、また、排ガスは、後面の周り、又はノズルの下方にて迂回しベーンを迂回する。   In a variable geometry turbine system that utilizes a nozzle ring, in response to the temperature in the aftertreatment system being below a threshold temperature, the nozzle ring moves axially to reduce the size of the inlet passage. The temperature in the aftertreatment system is determined by a temperature detector. In one form, the temperature of the exhaust gas is measured at a plurality of narrow time intervals, and in another form, the temperature detection is performed substantially continuously. However, determining the time interval for detection is considered to be within the skill of one of ordinary skill in the art. When it is determined that the temperature in the aftertreatment system is below the threshold temperature, the nozzle ring moves axially to the exhaust gas heating position below that required for normal engine operation. The nozzle ring is maintained at the exhaust gas heating position until the detected temperature becomes equal to or higher than the threshold temperature. When the nozzle ring is positioned at the exhaust gas heating position, the bypass is exposed to the exhaust gas flow, and the exhaust gas bypasses the vanes around the rear surface or below the nozzle.

ノズルリングが軸方向に動く結果、入口通路の流動面積が減少し、迂回路を露出状態にすることは、排ガスがノズルの周りを流れるのを許容することになる。その結果、タービン段の効率は低下し、空気流は減少し、所望の動力レベルを維持するためのエンジンの圧送仕事量が増すことになる。１つの形態において、所望の動力レベルは、排ガスの温度の上昇を決定する前に確立されたレベルである。１つの形態において、形成される排ガスの温度は、実質的に閾値温度以上に上昇する。   As a result of the axial movement of the nozzle ring, the flow area of the inlet passage is reduced and exposing the detour allows the exhaust gas to flow around the nozzle. As a result, the efficiency of the turbine stage is reduced, airflow is reduced, and the pumping work of the engine is increased to maintain the desired power level. In one form, the desired power level is the level established prior to determining the exhaust gas temperature increase. In one form, the temperature of the exhaust gas formed increases substantially above the threshold temperature.

図２ａ、図２ｂのシステムを参照すると、排ガスは、入口通路６を通らずに、キャビティ２２を介して入口チャンバ４からタービン翼車１２に流れる。図３ａ、図３ｂのシステムを参照すると、該システムは、シールリング２６の入口通路側部と流れ連通するように開放する通路３２ａを有している。排ガスは、通路３２ａを通ってキャビティ２２に迂回し、そこから、タービン翼車１２に流れる。図４ａ、図４ｂを参照すると、ノズルリングが動いて入口通路６を閉じ排ガスを加熱するため最小幅となるようにし、シールリング３７が凹所３９と整合するようにされた、システムが図示されている。このように、排ガスが流れるための迂回路がキャビティ２２に対するシールリング３７の周りに確立される。   Referring to the system of FIGS. 2 a, 2 b, the exhaust gas flows from the inlet chamber 4 to the turbine impeller 12 through the cavity 22 without passing through the inlet passage 6. Referring to the system of FIGS. 3 a and 3 b, the system has a passage 32 a that opens into flow communication with the inlet passage side of the seal ring 26. The exhaust gas bypasses the cavity 22 through the passage 32a and flows from there to the turbine impeller 12. Referring to FIGS. 4a and 4b, a system is shown in which the nozzle ring moves to close the inlet passage 6 to a minimum width for heating the exhaust gas and the seal ring 37 is aligned with the recess 39. ing. In this way, a detour for the exhaust gas to flow is established around the seal ring 37 for the cavity 22.

旋回ベーン型式の可変幾何学的形態タービンを利用するシステムを参照すると、あと処理システム内の温度が閾値温度以下に低下したことに応答して、複数のベーンが同調して動いて入口通路の寸法を縮小させる。温度検出器があと処理システム内の温度を決定する。１つの形態において、排ガスの温度は狭い複数の時間間隔にて測定し、別の形態において、温度の検出はほぼ連続的に行われる。しかし、温度を検出する時間間隔は当該技術分野の当業者の技術に属すると考えられる。温度が閾値以下であると決定されたならば、ベーンは、通常のエンジンの作動のために必要とされるよりも小さい流路を画成する排ガスの加熱位置まで回転する。温度が閾値温度に達する迄、ベーンは排ガスの加熱位置に維持される。複数のベーンが排ガスの加熱位置に配置されているとき、排ガスの少なくとも一部分は、タービン翼車まで流れる際に、ベーンの周りを流れ／ベーンを迂回する。   Referring to a system utilizing a swirl vane-type variable geometry turbine, in response to the temperature in the aftertreatment system dropping below a threshold temperature, the plurality of vanes move in synchrony and the dimensions of the inlet passage Reduce. A temperature detector determines the temperature in the aftertreatment system. In one form, the temperature of the exhaust gas is measured at narrow time intervals, and in another form, the temperature is detected almost continuously. However, the time interval for detecting the temperature is considered to belong to the skill of those skilled in the art. If it is determined that the temperature is below the threshold, the vane rotates to a heated exhaust gas position that defines a smaller flow path than is required for normal engine operation. The vane is maintained in the exhaust gas heating position until the temperature reaches the threshold temperature. When the plurality of vanes are disposed at the exhaust gas heating position, at least a portion of the exhaust gas flows around the vanes / bypasses the vanes as it flows to the turbine impeller.

本発明は図面に示し且つ上記の説明にて詳細に記述したが、これは単に一例であり、特徴を限定するものと見なすべきではなく、好ましい実施の形態のみを示し且つ説明したものであり、本発明の精神に属するその他の変更及び形態変更が保護されることを望むものであることが理解される。上記の説明にて好ましい、好ましくは、又は好まれるという語を使用したことは、そのように説明した特徴がより望ましいことを意味するが、必ずしもそうする必要はなく、それを欠如する実施の形態は本発明の範囲に属するものと見なすことができ、本発明の範囲は、特許請求の範囲により規定される。特許請求の範囲を読むとき、「１つ」「少なくとも１つ」「少なくとも一部分」というような語が使用される場合、特許請求の範囲に別段の反対の記載がない限り、特許請求の範囲を１つの物品にのみ制限することを意図するものではない。更に、「少なくとも一部分」及び（又は）「一部分」という語が使用される場合、物品は、一部分を含み及び（又は）その反対の特段の記載がない限り、物品全体をも含むものとすることができる。   While the invention has been illustrated in the drawings and described in detail in the foregoing description, this is by way of example only and should not be construed to limit the features, but only the preferred embodiments. It will be understood that other changes and modifications that fall within the spirit of the invention are desired to be protected. The use of the word preferred, preferred or preferred in the above description means that the features so described are more desirable, but are not necessarily so, and lack embodiments thereof. Can be regarded as belonging to the scope of the invention, which is defined by the claims. When reading the claims, the words “one”, “at least one”, “at least a portion” are used unless the claim claims otherwise. It is not intended to be limited to only one article. Further, when the terms “at least part” and / or “part” are used, an article may include the whole article unless stated otherwise and / or vice versa. .

１ タービン段
２ コンプレッサ段／タービンハウジング
３ タービンハウジング
４ 入口チャンバ
５ 出口通路
６ 入口通路
７ 環状部材８の半径方向壁
８ 環状部材／ノズルリング
９ ハウジング３の対面する半径方向壁
１０ ノズルベーン
１１ ベーン支持リング
１２ 支持ピン／タービン翼車
１３ コンプレッサ翼車
１４ ターボ過給機の軸
１５ 軸受組立体
１６ 軸受ハウジング
１７ コンプレッサハウジング
１８ コンプレッサ入口
１９ 出口渦巻室
２０ 内側環状フランジ
２１ 外側環状フランジ
２２ 環状キャビティ
２３ 開口部
２４ 半径方向内側環状面
２５ 半径方向外側環状面
２６ 密封リング／シール／内側シールリング
２７ 空気圧作動アクチュエータ
２８ 出力軸
２９ あぶみ部材
３０ 案内ロッド
３１ 連結板
３２ 開口
３２ａ 迂回通路／内側通路
３２ｂ 外側環状フランジ２１内の通路
３３ キャビティ
３４ シュラウド板
３５ 圧力均衡開口
３６ 密封リング／内側シールリング
３７ 外側シールリング／半径方向側方シールリング
３８ 溝
３９ 凹所
１００ タービンハウジング
２００ 入口チャンバ
３００ 出口通路
４００ 環状入口通路
５００ 環状壁部材
７００ 環状スリーブ
８００ 列状ベーン
８００ａ レバー
９００ 求心型タービン翼車
９００ａ 求心型タービンの複数の翼
１０００ ターボ過給機の軸
１０００ａ 軸受
１１００ 求心型コンプレッサ翼車
１２００ 空気入口
１３００ 渦巻室
１４００ リンク
１５００ 空所
２１００ 温度検出器
３０００ 側壁
３００１ 側壁 DESCRIPTION OF SYMBOLS 1 Turbine stage 2 Compressor stage / turbine housing 3 Turbine housing 4 Inlet chamber 5 Outlet passage 6 Inlet passage 7 Radial wall 8 of annular member 8 Annular member / nozzle ring 9 Radial wall 10 facing housing 3 Nozzle vane 11 Vane support ring 12 support pin / turbine wheel 13 compressor wheel 14 turbocharger shaft 15 bearing assembly 16 bearing housing 17 compressor housing 18 compressor inlet 19 outlet spiral chamber 20 inner annular flange 21 outer annular flange 22 annular cavity 23 opening 24 Radial inner annular surface 25 Radial outer annular surface 26 Seal ring / seal / inner seal ring 27 Pneumatic actuator 28 Output shaft 29 Stirrup member 30 Guide rod 31 Connecting plate 32 Opening 32a Detour / inner passage 32b Passage 33 in outer annular flange 21 cavity 34 shroud plate 35 pressure balancing opening 36 sealing ring / inner sealing ring 37 outer sealing ring / radial side sealing ring 38 groove 39 recess 100 turbine housing 200 inlet chamber 300 outlet passage 400 annular Inlet passage 500 annular wall member 700 annular sleeve 800 row vane 800a lever 900 centripetal turbine impeller 900a centripetal turbine blades 1000 turbocharger shaft 1000a bearing 1100 centripetal compressor impeller 1200 air inlet 1300 spiral chamber 1400 link 1500 void 2100 temperature detector 3000 side wall 3001 side wall

Claims (8)

方法において、  In the method
ノズルリングと、タービンの入口通路内に複数の案内ベーンとを有する可変幾何学的形態タービンを有するターボ過給機に対し排ガスを流動させるステップと、  Flowing exhaust gas to a turbocharger having a variable geometry turbine having a nozzle ring and a plurality of guide vanes in an inlet passage of the turbine;
排ガスの一部分をノズルリングの半径方向面の少なくとも１つの開口を通じて排出するステップと、  Discharging a portion of the exhaust gas through at least one opening in a radial surface of the nozzle ring;
ノズルリングを入口通路内で動かして入口通路の流動面積を減少させ且つ、ノズルリングの少なくとも１つの出口をタービン翼車と流れ連通状態に配置するステップと、  Moving the nozzle ring within the inlet passage to reduce the flow area of the inlet passage and disposing at least one outlet of the nozzle ring in flow communication with the turbine impeller;
排ガスの部分を少なくとも１つの出口を通じて流し且つ、案内ベーンを迂回しつつ、タービン翼車まで流すステップとを備える、方法。  Flowing a portion of the exhaust gas through at least one outlet and bypassing the guide vane to the turbine impeller. 請求項１の方法において、前記ノズルリングを動かすとき、エンジンの通常の作動状態に対する流体流動面積よりも小さい流体流動面積を画成するよう、ノズルリングが入口通路内の位置に配置される、方法。  The method of claim 1, wherein when moving the nozzle ring, the nozzle ring is positioned at a position in the inlet passage so as to define a fluid flow area that is smaller than a fluid flow area for normal operating conditions of the engine. . 請求項２の方法において、前記排ガスを流すとき、排ガスの一部分がターボ過給機内を完全に通って流れる、方法。  3. The method of claim 2, wherein when flowing the exhaust gas, a portion of the exhaust gas flows completely through the turbocharger. 請求項１の方法において、前記排ガスを流すとき、排ガスの一部分が、鋭角な角度及び実質的に垂直にタービン翼車まで流れる排ガスの他の部分に入るようにした、方法。  2. The method of claim 1 wherein when the exhaust gas is flowed, a portion of the exhaust gas enters another portion of the exhaust gas that flows to the turbine impeller at an acute angle and substantially vertically. 請求項１の方法において、排ガスをあと処理システムまで流すステップと、  The method of claim 1, wherein the exhaust gas is passed to an aftertreatment system.
あと処理システムまで流れる排ガスの温度を決定するステップと、  Determining the temperature of the exhaust gas flowing to the aftertreatment system;
排ガスの温度が閾値温度状態を満足させるかどうかに基づいて、前記ノズルリングを動かすステップを作用可能に制御するステップとを更に含む、方法。  Operatively controlling the step of moving the nozzle ring based on whether the temperature of the exhaust gas satisfies a threshold temperature condition. 請求項１の方法において、複数の案内ベーンがノズルリングに対して固定される、方法。  The method of claim 1, wherein the plurality of guide vanes are fixed relative to the nozzle ring. 請求項１の方法において、複数の案内ベーンが、ノズルリングに対して固定されない、方法。  The method of claim 1, wherein the plurality of guide vanes are not fixed relative to the nozzle ring. 請求項１の方法において、複数の案内ベーンが、ノズルリングに対して固定され、  The method of claim 1, wherein the plurality of guide vanes are fixed relative to the nozzle ring;
前記ノズルリングを動かすとき、通常のエンジンの作動のための流体の流動面積よりも小さい流体の流動面積を画成するよう、ノズルリングが入口通路内の位置に配置され、  When moving the nozzle ring, the nozzle ring is positioned at a position in the inlet passage to define a fluid flow area that is smaller than the fluid flow area for normal engine operation;
排ガスをあと処理システムまで流すステップと、  Flowing exhaust gas to the aftertreatment system;
あと処理システムまで流れる排ガスの温度を決定するステップと、  Determining the temperature of the exhaust gas flowing to the aftertreatment system;
排ガスの温度が閾値温度を満足させるかどうかに基づいて、前記ノズルリングを動かすステップを作用可能に制御するステップとを更に含み、  Operably controlling the step of moving the nozzle ring based on whether the temperature of the exhaust gas satisfies a threshold temperature;
前記排ガスを流すとき、排ガスの一部分がターボ過給機内で完全に流れる、方法。  A method wherein when exhaust gas flows, a portion of the exhaust gas flows completely within the turbocharger.

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