JP2013011260A - Variable flow rate radial turbine - Google Patents
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Abstract
Description
本発明は、ターボチャージャ用のラジアルタービン、工場排熱や地熱などの排圧を膨脹させて動力を得る排熱回収用のエキスパンションタービン、ガスタービン用のラジアルタービン等のラジアルタービンであって、流量制御や回転加速度の向上を狙って可変容量機構が設けられた可変容量ラジアルタービンに関する。
なお、本発明においては、ラジアルタービンには、タービンへの流入ガスが径方向に対して傾斜して流入する所謂斜流タービンも含むものとする。
The present invention relates to a radial turbine for a turbocharger, an expansion turbine for exhaust heat recovery for obtaining power by expanding exhaust pressure such as factory exhaust heat or geothermal heat, a radial turbine for a gas turbine, etc. The present invention relates to a variable displacement radial turbine provided with a variable displacement mechanism for the purpose of improving control and rotational acceleration.
In the present invention, the radial turbine includes a so-called mixed flow turbine in which an inflow gas to the turbine flows while being inclined with respect to the radial direction.
図１９はラジアルタービンの一般的な構造を示す子午面形状である。
タービンケーシング２０１内に収容されたタービンホイール２０２は、回転軸２０３と、この回転軸２０３に一体に形成されたハブ２０４と、このハブ２０４の外周に設けられたタービン翼２０５とを備え、タービンケーシング２０１内に形成されたカタツムリ状のスクロール室２０６により回転軸心２０３周りの速度を持った流れが作られ、タービンホイール２０２周りに旋回する。
FIG. 19 is a meridional shape showing a general structure of a radial turbine.
A
更に、第１ノズル２０８によりその旋回が加速され、タービンホイール２０２の入口周りに大きな速度で旋回する流れが作られる。そして、その流れの旋回のエネルギーがタービンホイール２０２により回転動力に変換される。
Further, the swirl is accelerated by the
上記構造に対して流量制御や回転加速度の向上を狙った対策例として、タービンホイール２０２を覆うシュラウド２１０に副流路２１１を設け、この副流路２１１に第２ノズル２１２を設置し、この第２ノズル２１２によって副流路２１１の流量調節を行う手法が知られている（例えば特許文献１〜特許文献３参照）。
As an example of countermeasures aimed at improving flow rate control and rotational acceleration with respect to the above structure, a
この手法は、タービンホイール入口２１４の圧力をタービンホイール出口２１５近傍でタービンホイール入口２１４に比べて圧力が低くなった領域に導き、この大きな圧力差によりタービンホイール入口２１４の第１ノズル２０８の出口の流速に比べて高速の流れを作り、その高速流をタービンホイール出口２１５近傍のタービン翼２０５に衝突させ、その衝突の力でタービンホイール２０２を回転させる力を大きくする手法である。
This approach leads the pressure at the
また、図２２に示すように、図１９と同様の主流路と副流路とを備える斜流タービンが知られている（特許文献４参照。）。
この形態では副流路のノズル出口は、斜流タービンホイールの入口である。
Further, as shown in FIG. 22, a mixed flow turbine having a main flow path and a sub flow path similar to those in FIG. 19 is known (see Patent Document 4).
In this configuration, the nozzle outlet of the secondary flow path is the inlet of the mixed flow turbine wheel.
図２０に上記の特許文献１〜特許文献３のメカニズムを説明する。
まず、タービンホイール２０２の入口領域の半径内向きの流れに注目し、Ａ−Ａ断面のタービン翼２０５の前縁の速度三角形について説明する。
タービン翼２０５の前縁の周速Ｖａ１は半径と回転数で決まる。流入ガスは第１ノズル２０８（図１９参照）で加速される。周速Ｖａ１と第１ノズル２０８で加速された流速Ｖａ２からタービン翼２０５の前縁における相対流速Ｖａ３が決まる。
この相対流速Ｖａ３は、流れのベクトルからタービン翼２０５の前縁にほぼ無衝突に入るように設計され、入口の衝突損失は小さくなる。
FIG. 20 illustrates the mechanism of Patent Documents 1 to 3 described above.
First, focusing on the radially inward flow in the inlet region of the
The peripheral speed Va1 of the leading edge of the
This relative flow velocity Va3 is designed so as to enter almost no collision from the flow vector to the leading edge of the
一方、第２ノズル２１２からの流れによるＢ−Ｂ断面の速度三角形について説明する。
周速Ｖｂ１は半径と回転数とで決まるので、タービン翼２０５の前縁の周速Ｖａ１に比べて半径比で小さくなる。流入ガスは、第２ノズル２１２で加速される。周速Ｖｂ１と第２ノズル２１２で加速された流速Ｖｂ２からタービン翼２０５のシュラウド側における相対流速Ｖｂ３が決まる。
On the other hand, the velocity triangle of the BB cross section by the flow from the
Since the peripheral speed Vb1 is determined by the radius and the rotation speed, the peripheral speed Vb1 is smaller than the peripheral speed Va1 of the leading edge of the
タービンホイール入口２１４（図１９参照）に設けられた第１ノズル２０８の速度三角形では、第１ノズル２０８で加速された流れは、その旋回成分がタービンホイール２０２の回転周速と同等の速度になるように設計される。
その第１ノズル２０８からタービンホイール２０２に流入した流れは、タービンホイール２０２にエネルギーを与え、タービンホイール入口２１４とタービンホイール出口２１５（図１９参照）との中間部分のＢ−Ｂ断面では圧力が低下している。
In the velocity triangle of the
The flow that flows into the
その領域に第２ノズル２１２を設けることにより、第２ノズル２１２の流れを加速する圧力差は、第１ノズル２０８の場合のタービンホイール入口２１４とタービンホイール出口２１５との圧力差に比べて拡大し、その結果、第２ノズル２１２で加速された流れは、第１ノズル２０８の出口の流れよりもより高速になる。
一方、タービンホイール２０２の回転周速は半径比で低下する。その結果、第２ノズル２１２で加速された流れの旋回成分は、上記の２つの作用によりタービンホイール２０２の回転周速より大きくなる。
By providing the
On the other hand, the rotational peripheral speed of the
この流れがタービンホイール２０２に流入する時、この旋回速度の差によりタービンホイール２０２を旋回させる力が大きくなり、タービンホイール２０２の回転加速度が増加する。しかし、この第２ノズル２１２に固定ノズルを設置した場合、この副流路２１１の第２ノズル２１２に流れを流さない場合には、第１ホイール２０８側の主流路の流れの損失が増加するという課題を有する。
When this flow flows into the
図２１を参照して第２ノズル２１２に流れが無い場合の損失増加について説明する。
第２ノズル２１２のスロート２１７の下流部でノズル出口半径且つタービンホイールシュラウド半径までの領域を半開放部２２０（ハッチングを施した部分である。）と呼ぶ。
With reference to FIG. 21, an increase in loss when there is no flow in the
A region from the nozzle outlet radius to the turbine wheel shroud radius in the downstream portion of the
この第２ノズル２１２に流れが無い場合には、タービンホイール２０２から見ると、この領域はタービン翼２０５の先端とタービンケーシング２０１（図１９参照）の隙間である翼先端クリアランスと同様に、第２ノズル２１２の翼圧力面２２２と隣の第２ノズル２１２の翼負圧面２２３との間の漏れを増加し、翼圧力面２２２と翼負圧面２２３との翼面圧力差を増加させる作用を及ぼし、これらを合わせて所謂「漏れ損失」の増加が生じる。
When there is no flow in the
特に、第２ノズル２１２の半開放部２２０の漏れ損失の効果は、タービンホイール２０２の翼先端クリアランスに換算すると、半開放部２２０の半径方向の幅と翼先端クリアランスの比に相当し、それを考慮すると、第２ノズル２１２の半開放部２２０の漏れ損失は、翼先端クリアランスの漏れ損失に比べ、１桁大きいクリアランスに相当し、これによる漏れ損失は１桁大きい値になる、という課題がある。
In particular, the effect of leakage loss of the
図２２に示すように、特許文献４の斜流タービン２３０は、斜流タービンホイール２３１と、この斜流タービンホイール２３１を回転可能に収容するケーシング２３２とを備える。
As shown in FIG. 22, the mixed
斜流タービンホイール２３１は、回転軸２３５と、この回転軸２３５に固定されたハブ２３６と、このハブ２３６の外周面に設けられた複数枚のタービン翼２３７とからなる。
なお、符号２３８はタービンホイール入口、２３９はタービンホイール出口である。
ケーシング２３２は、ガス流れを加速させるスクロール室２４１と、斜流タービンホイール２３１のタービン翼２３７を覆うシュラウド部２４２と、スクロール室２４１をシュラウド側空間２４３及びハブ側空間２４４に分割するスクロール分割壁２４６とが形成されている。
The mixed
The
シュラウド側空間２４３の出口にシュラウド側流路２５１が形成され、このシュラウド側流路２５１に第１ノズル２５３が設けられ、また、ハブ側空間２４４の出口にハブ側流路２５５が形成され、このハブ側流路２５５に第２ノズル２５６が設けられている。
A shroud-
上記特許文献４の斜流タービン２３０では、副流路としてのハブ側流路２５５に流れが無い場合には、特許文献１〜特許文献３と類似した影響により損失が増加するという課題がある。
In the mixed
これを説明すると、図１９〜図２１の場合には、シュラウド２１０から排気ガスが流入する構造のため、副流路２１１からの流れが無い時には、本来、流れをシュラウド２１０に沿って流すべき場所に流路が形成され、翼先端クリアランスが大きくなったことに相当する。
以上の特許文献１〜特許文献４に説明したように、副流路に流れが発生しない場合には損失が大きくなるという課題は共通である。
To explain this, in the case of FIG. 19 to FIG. 21, the exhaust gas flows from the
As described in Patent Documents 1 to 4, the problem that the loss increases when no flow occurs in the sub-flow channel is common.
本発明の目的は、タービンホイールにガスが流入する主流路と副流路とが設けられ、これらの主流路及び副流路のうち、少なくとも副流路に流量を調整可能なノズルを設けた可変流量ラジアルタービンにおいて、副流路に流れが無い場合に主流路の流れの損失を抑えることにある。 An object of the present invention is to provide a main flow channel and a sub flow channel through which gas flows into a turbine wheel, and a variable nozzle having a nozzle capable of adjusting the flow rate at least in the main flow channel and the sub flow channel. In the flow rate radial turbine, when there is no flow in the secondary flow path, the flow loss of the main flow path is suppressed.
本発明は、かかる目的を達成するため、タービンケーシングに設けられたスクロール室からタービンホイールを回転可能に収容するタービンホイール室に至るガス流路が主流路と副流路とで構成され、前記主流路に第１ノズルが設けられ、前記副流路に第２ノズルが設けられるとともに、該第２ノズルにより前記副流路を開閉することで副流路の流量を調整する流量調整機構を備え、前記第２ノズルは、翼断面形状を有して周方向に等間隔で並ぶように配置され、全閉時において翼前縁部と隣接の第２ノズルの翼後縁部とが接触する又は接触する程度に近接し、全閉時において前記第２ノズルの翼負圧面は前記タービンケーシングの前記シュラウド部の内壁面の一部若しくはその他タービンホイール室の内壁面の一部を構成するように配置されることを特徴とする。 In order to achieve the above object, the present invention provides that a gas flow path from a scroll chamber provided in a turbine casing to a turbine wheel chamber that rotatably accommodates a turbine wheel is composed of a main flow path and a sub flow path, A first nozzle is provided in the path, a second nozzle is provided in the sub-flow path, and a flow rate adjusting mechanism for adjusting a flow rate of the sub-flow path by opening and closing the sub-flow path by the second nozzle, The second nozzle has a blade cross-sectional shape and is arranged so as to be arranged at equal intervals in the circumferential direction. When fully closed, the blade leading edge and the blade trailing edge of the adjacent second nozzle contact or contact each other. When the blade is fully closed, the blade suction surface of the second nozzle is arranged to constitute a part of the inner wall surface of the shroud part of the turbine casing or a part of the inner wall surface of the turbine wheel chamber. And wherein the Rukoto.
かかる発明によれば、第２ノズルの全閉時に、第２ノズルの翼負圧面形状がタービンケーシング内面とほぼ相似な形状となり、タービンホイールの翼先端クリアランスの大きさを、第２ノズルを設置しない状態にほぼ近似することができる。 According to this invention, when the second nozzle is fully closed, the blade suction surface shape of the second nozzle is substantially similar to the inner surface of the turbine casing, and the blade tip clearance of the turbine wheel is not set to the size of the second nozzle. It can be approximated to the state.
また、第２ノズルの全閉時には、第２ノズルの翼負圧面がケーシングの第２ノズル出口のスリット部に蓋をする状態となるので、従来のようなタービン翼先端の半開放部が原因となって発生するクリアランスによる漏れ損失の増加がなくなり、従来のタービンと同等の漏れ損失を維持することができる。 Further, when the second nozzle is fully closed, the blade suction surface of the second nozzle is in a state of covering the slit portion of the second nozzle outlet of the casing. Thus, the increase in leakage loss due to the generated clearance is eliminated, and the leakage loss equivalent to that of the conventional turbine can be maintained.
また、第２ノズルが開の状態では、第２ノズルを流す必要のある流量だけ流せるようにノズルの角度とスロート面積を変更でき、可変ノズルの作用を行うことができる。 In addition, when the second nozzle is open, the nozzle angle and throat area can be changed so that only the flow rate required to flow the second nozzle can be flowed, and the action of the variable nozzle can be performed.
また、本発明において好ましくは、前記第２ノズルは前記流量調整機構を構成する回動支持部に固定され、この回動支持部は、前記タービンケーシング内面と近接するようにタービンケーシング内に回動自在に配置されるとともに、前記第２ノズルの翼先端は、対向する前記タービンケーシングの壁面に接する程度に近接しているとよい。 In the present invention, it is preferable that the second nozzle is fixed to a rotation support portion constituting the flow rate adjusting mechanism, and the rotation support portion rotates in the turbine casing so as to be close to the inner surface of the turbine casing. It is preferable that the blade tip of the second nozzle is close enough to be in contact with the wall surface of the opposing turbine casing.
このように第２ノズルが固定された回動支持部および第２ノズルの翼先端は、タービンケーシングの壁面と近接状態にあるため、タービンケーシングの壁面とは極小の隙間をもって回動できるようになっている。従って、第２ノズルが全閉時には、タービンケーシングの壁面との隙間は極小となるため、漏れを極力抑えて第２ノズルを設置しない状態にほぼ近似することができるようになる。また、開時においても第２ノズルで加速される流れに影響することが極小に抑えられる。 Thus, since the rotation support part to which the second nozzle is fixed and the blade tip of the second nozzle are in close proximity to the wall surface of the turbine casing, the rotation can be rotated with a minimal gap from the wall surface of the turbine casing. ing. Accordingly, when the second nozzle is fully closed, the gap with the wall surface of the turbine casing is minimized, so that it is possible to approximate the state where the second nozzle is not installed with the leakage suppressed as much as possible. In addition, even when opened, the influence of the flow accelerated by the second nozzle can be minimized.
また、本発明において好ましくは、前記回動支持部または第２ノズル近傍のタービンケーシング内面には、第２ノズルの出口流れに対してタービンホイールの軸方向流れ成分を与える軸方向流生成部が形成されているとよい。 In the present invention, it is preferable that an axial flow generating portion for providing an axial flow component of the turbine wheel with respect to the outlet flow of the second nozzle is formed on the inner surface of the turbine casing near the rotation support portion or the second nozzle. It is good to be.
このように軸方向流生成部によってタービンホイールの軸方向流れ成分を与えるので、すなわち、タービンホイールの出口方向への流れを与えるので、第１ノズルによる主流と第２ノズルによる流れとが滑らかに合流して、これら２つの流れの合流による損失を防止することができる。 As described above, since the axial flow component of the turbine wheel is provided by the axial flow generation unit, that is, the flow toward the outlet direction of the turbine wheel is provided, the main flow by the first nozzle and the flow by the second nozzle smoothly merge. Thus, loss due to the merging of these two flows can be prevented.
また、本発明において好ましくは、前記回動支持部のノズル前縁側は円弧形状で形成され、隣接する回動支持部材のノズル後縁側は前記前縁側の円弧形状に沿う円弧形状で形成され、全閉時に隣接する回動支持部間に一定の極小隙間が形成されるとよい。 Preferably, in the present invention, the nozzle front edge side of the rotation support portion is formed in an arc shape, and the nozzle rear edge side of the adjacent rotation support member is formed in an arc shape along the arc shape of the front edge side, It is preferable that a certain minimum gap is formed between the adjacent rotation support portions when closed.
このように、全閉時に隣接する回動支持部間に一定の極小隙間が形成されることで、隣り合う回動支持部間の漏れを極力抑えることができ、前述したように第２ノズルを設置しない状態にほぼ近似することができるようになる。また、開時においても第２ノズルで加速される流れに影響することが極小に抑えられる。 Thus, by forming a certain minimum gap between adjacent rotation support portions when fully closed, leakage between adjacent rotation support portions can be suppressed as much as possible. It becomes possible to approximate the state where it is not installed. In addition, even when opened, the influence of the flow accelerated by the second nozzle can be minimized.
また、本発明において好ましくは、前記回動支持部は回動軸に固定され、該回動軸の中心と前記タービンホイールの回転軸の中心とを結ぶ線分より前記第２ノズルの翼後縁部は全閉状態で周方向の下流側に所定値長さ以下張り出したオフセット部を形成するとよい。 Preferably, in the present invention, the rotation support portion is fixed to a rotation shaft, and a blade trailing edge of the second nozzle is determined from a line segment connecting the center of the rotation shaft and the center of the rotation shaft of the turbine wheel. The portion may be formed with an offset portion that protrudes a predetermined length or less on the downstream side in the circumferential direction in the fully closed state.
このように、第２ノズルの翼後縁部が、全閉状態で回動軸の中心と前記タービンホイールの回転軸の中心とを結ぶ線分より下流側に張り出したオフセット部を形成し、かつ張り出し長さを所定値より短くすることによって、第２ノズルの開時にそのオフセット部が、タービン翼の先端とタービンケーシングの内壁との隙間をより狭めるため、タービン翼の翼先端クリアランスの漏れ損失を抑えることができる。 In this way, the blade trailing edge of the second nozzle forms an offset portion projecting downstream from the line connecting the center of the rotating shaft and the center of the rotating shaft of the turbine wheel in the fully closed state, and By making the overhang length shorter than the predetermined value, when the second nozzle is opened, the offset portion narrows the gap between the tip of the turbine blade and the inner wall of the turbine casing. Can be suppressed.
また、本発明において好ましくは、全閉時において翼前縁部と隣接の第２ノズルの翼後縁部とがタービンホイールの軸方向からみて重なるように接触する又は接触する程度に近接されるとともに、開時において翼後縁部と隣接の翼の負圧面との間で形成されるスロート面積を翼開度に応じて変化可能に構成されるとよい。 In the present invention, preferably, when the blade is fully closed, the blade leading edge and the blade trailing edge of the adjacent second nozzle are in contact with each other so as to overlap each other as viewed from the axial direction of the turbine wheel. The throat area formed between the trailing edge of the blade and the suction surface of the adjacent blade at the time of opening may be configured to be variable according to the blade opening degree.
このように、全閉時における翼前縁部と隣接の第２ノズルの翼後縁部との接触が重なるように接触されることによって、閉時における漏れ防止の効果と、開時における隣接する第２ノズルの負圧面との間に形成されるスロート面積を翼の角度に応じて確保に変更できるようになる。
従って、タービン翼先端の半開放部が原因となって発生するクリアランスによる漏れ損失の防止、およびタービンホイール室に流入するガス流の流量制御が確実化する。
Thus, the contact between the blade leading edge when fully closed and the blade trailing edge of the adjacent second nozzle overlap each other, thereby preventing leakage at closing and adjoining when opening. The throat area formed between the suction surface of the second nozzle can be changed to ensure according to the blade angle.
Accordingly, it is possible to prevent leakage loss due to the clearance generated due to the semi-open portion at the tip of the turbine blade and to control the flow rate of the gas flow flowing into the turbine wheel chamber.
また、本発明において好ましくは、前記主流路が前記タービンホイール室の最外周入口に対向するように設けられた流路であり、前記副流路がラジアルタービンのタービンホイールの外周を覆うシュラウド部に形成された流路であり、該幅流路に前記第２ノズルが設けられるとよい。
このように幅流路をシュラウド部に設け、該幅流路に第２ノズルを設置することで、漏れ抑制機能を有する第２ノズルによって、主流路からの流れの損失を抑えた可変容量ラジアルタービンを得ることができる。
Preferably, in the present invention, the main flow path is a flow path provided so as to face the outermost peripheral inlet of the turbine wheel chamber, and the sub flow path is formed in a shroud portion covering the outer periphery of the turbine wheel of the radial turbine. It is a formed channel, and the second nozzle may be provided in the width channel.
The variable capacity radial turbine in which the flow loss from the main flow path is suppressed by the second nozzle having the leakage suppressing function by providing the width flow path in the shroud portion and installing the second nozzle in the width flow path as described above. Can be obtained.
また、前記主流路が前記タービンホイール室の最外周入口に対向するように設けられガス流路であり、前記幅流路が斜流型のタービンのハブ側に形成された流路であり、該幅流路に前記第２ノズルが設けられるとよい。
このように斜流型のタービンのハブ側に幅流路を形成し、該幅流路に第２ノズルを設置することで、漏れ抑制機能を有する第２ノズルによって、主流路からの流れの損失を抑えた斜流型のタービンを備えた可変容量ラジアルタービンを得ることができる。
Further, the main flow path is a gas flow path provided to face the outermost peripheral inlet of the turbine wheel chamber, and the width flow path is a flow path formed on the hub side of a mixed flow type turbine, The second nozzle may be provided in the width channel.
Thus, by forming a width channel on the hub side of the mixed flow type turbine and installing the second nozzle in the width channel, the loss of the flow from the main channel is caused by the second nozzle having a leakage suppressing function. It is possible to obtain a variable displacement radial turbine having a mixed flow turbine with reduced pressure.
また、本発明において好ましくは、前記タービンホイールのタービン翼が上流側翼と下流側翼とに分割されるとともに、前記上流側翼の後縁部と前記下流側翼の前縁部が周方向にずれ、かつ子午面形状において重なり合う構造からなり、該重なり合う領域に前記第２ノズルの出口が設けられるとよい。 Preferably, in the present invention, the turbine blade of the turbine wheel is divided into an upstream blade and a downstream blade, and a rear edge portion of the upstream blade and a front edge portion of the downstream blade are displaced in the circumferential direction, and the meridian It is preferable that the surface shape is an overlapping structure, and the outlet of the second nozzle is provided in the overlapping region.
このように、重なり合う部分に第２ノズルからのガスを流入するので、上流側翼と下流側翼とが同枚数の場合であれば、その重なり合う部分では翼枚数が２倍になり第２ノズルからの流れは、２倍の翼枚数で受け止められるので、従来技術の全翼（フルブレード）タイプの構造に比べて、タービンホイールの重量を増大させることなく翼面負荷を低減でき、圧力に変換される際の圧力損失が低減されて旋回流れのエネルギーを回転動力に効率よく変換できるようになる。 Thus, since the gas from the second nozzle flows into the overlapping portion, if the number of upstream blades and downstream blades is the same, the number of blades in the overlapping portion is doubled and the flow from the second nozzle Can be received with twice the number of blades, so the blade load can be reduced without increasing the weight of the turbine wheel and converted into pressure compared to the full blade type structure of the prior art. Thus, the energy of the swirling flow can be efficiently converted into rotational power.
以上記載のごとく本発明によれば、流量調整機構を備える第２ノズルは、翼断面形状を有して周方向に等間隔で並ぶように配置され、全閉時において翼前縁部と隣接の第２ノズルの翼後縁部とが接触する又は接触する程度に近接し、全閉時において前記第２ノズルの翼負圧面は前記タービンケーシングの前記シュラウド部の内壁面の一部若しくはその他タービンホイール室の内壁面の一部を構成するように配置されるので、タービンホイールの翼先端クリアランスの大きさを、第２ノズルを設置しない状態にほぼ近似することができる。
また、第２ノズルの全閉時には、第２ノズルの翼負圧面がケーシングの第２ノズル出口のスリット部に蓋をする状態となるので、従来のようなタービン翼先端の半開放部が原因となって発生するクリアランスによる漏れ損失の増加を抑えることができる。
その結果、タービンホイールにガスが流入する主流路と副流路とが設けられ、これらの主流路及び副流路のうち、少なくとも副流路に流量を調整可能なノズルを設けた可変流量ラジアルタービンにおいて、副流路に流れが無い場合であっても主流路の流れの損失を抑えることができる。
As described above, according to the present invention, the second nozzle provided with the flow rate adjusting mechanism is arranged so as to have a blade cross-sectional shape and are arranged at equal intervals in the circumferential direction, and is adjacent to the blade leading edge when fully closed. When the blade is fully closed, the blade negative pressure surface of the second nozzle is a part of the inner wall surface of the shroud portion of the turbine casing or other turbine wheel. Since it arrange | positions so that a part of inner wall surface of a chamber may be comprised, the magnitude | size of the blade tip clearance of a turbine wheel can be approximated to the state which does not install a 2nd nozzle.
Further, when the second nozzle is fully closed, the blade suction surface of the second nozzle is in a state of covering the slit portion of the second nozzle outlet of the casing. Thus, an increase in leakage loss due to the generated clearance can be suppressed.
As a result, a variable flow radial turbine having a main flow path and a sub flow path through which gas flows into the turbine wheel is provided, and a nozzle capable of adjusting the flow rate is provided at least in the main flow path and the sub flow path. In this case, even when there is no flow in the sub-flow channel, loss of the flow in the main flow channel can be suppressed.
以下、本発明を図に示した実施形態を用いて詳細に説明する。但し、この実施形態に記載されている構成部品の寸法、材質、形状、その相対配置などは特に特定的な記載がない限り、この発明の範囲をそれのみに限定する趣旨ではない。 Hereinafter, the present invention will be described in detail with reference to embodiments shown in the drawings. However, the dimensions, materials, shapes, relative arrangements, and the like of the component parts described in this embodiment are not intended to limit the scope of the present invention to that unless otherwise specified.
（第１実施形態）
本発明の第１実施形態を図１〜図８を参照して説明する。
図１に示す可変容量ラジアルタービン１０は、車両用エンジンの過給機（ターボチャージャ）に用いられるものであり、タービンケーシング１１と、このタービンケーシング１１内に回転可能に支持されて収納されたタービンホイール１２とを備える。
(First embodiment)
A first embodiment of the present invention will be described with reference to FIGS.
A variable capacity
タービンケーシング１１は、排気ガス導入口(不図示)から渦巻き状に延びるとともに通路断面積がタービンホイール１２を回転可能に収容するタービンホイール室１３側へいくにつれて次第に減少する排気ガス通路としてのスクロール室１４と、このスクロール室１４からタービンホイール入口１５までの間に設けられた第１ガス流出口１６と、タービンホイール１２の外周側を覆うシュラウド部１７と、このシュラウド部１７から径外方に延びる中間内壁２１及び中間外壁２２と、これらの中間内壁２１及び中間外壁２２のぞれぞれの間に形成された環状通路２３と、この環状通路２３に連通するとともにシュラウド部１７を貫通してタービンホイール１２に臨む第２ガス流出口２４とが形成されている。なお、符号２６はスクロール室１４と環状通路２３とを連通させる連通路である。
The
第１ガス流出口１６には第１ノズル３１が配置され、第２ガス流出口２４には周方向に並べられてノズル開度調整機構４０により開度調整可能な複数の第２ノズル３２が配置されている。
A
ノズル開度調整機構４０は、各第２ノズル３２に一体成形された回動支持部４１と、各回動支持部４１に一端が取付けられるとともに中間外壁２２に回動自在に支持された回動軸４２と、各回動軸４２の他端に取付けられた開度調整レバー４３と、各開度調整レバー４３に連結された単一のドライブプレート(不図示)と、このドライブプレートを回転駆動させるアクチュエータ(不図示)とからなる。
The nozzle
タービンホイール１２は、回転軸５１と、この回転軸５１に一体成形されたハブ５２と、このハブ５２の外周面に形成された複数枚のタービン翼５３とからなる。
タービン翼５３は、タービンホイール入口１５からハブ５２の中間部まで設けられた上流側翼５６と、ハブ５２の中間部からタービンホイール出口１８まで設けられた下流側翼５７とによって構成され、上流側翼５６と下流側翼５７とは周方向において位相がずれるとともに、同枚数配置されている。
The
The
更に、上流側翼５６の後縁部５６ａと下流側翼５７の前縁部５７ａとは、ハブ５２の子午面形状において重なり合うように配置されている。即ち、符号Ｓで示す領域において重なり合うように配置されている。
Further, the
また、上流側翼５６の後縁部５６ａと下流側翼５７の前縁部５７ａとは、周方向において、均等な間隔になるように、上流側翼５６，５６の各後縁部５６ａ，５６ａ間の中央に下流側翼５７の前縁部５７ａが配置されている。
Further, the
従って、重なり合う領域Ｓにおいては、領域Ｓ以外の領域に対して翼枚数が周方向に等間隔に２倍設けられる関係になっている。
そして、第２ガス流出口２４に設けられた第２ノズル３２の出口２５が、この重なり合う領域Ｓに臨んでいる。
Accordingly, in the overlapping region S, the number of blades is set to be twice as large in the circumferential direction as compared to the region other than the region S.
The
図２は図１の２−２線断面図であり、第２ガス流出口２４に翼断面形状の複数の第２ノズル３２が全閉の状態で周方向に等間隔で並ぶように配置されている。
第２ノズル３２において、符号３２ａは翼前縁部、３２ｂは翼後縁部、３２ｃは翼圧力面、３２ｄは翼負圧面である。また、符号４１ａは第２ノズル３２が開くときの回動支持部４１における先端の軌跡である。
2 is a cross-sectional view taken along line 2-2 in FIG. 1, and a plurality of
In the
図３は図２の第２ノズル３２，３２を紙面裏側から見た斜視図であり、第２ノズル３２は、翼前縁部３２ａと隣の翼後縁部３２ｂとが接触する又は接触する程度に近接して閉状態になっている。
FIG. 3 is a perspective view of the
第２ノズル３２の翼後縁部３２ｂは、回動軸支持部４１の後面４１ｂよりも排気ガスの流れの下流側へ突出している。
回動支持部４１は、回動軸４２を取付けるために回動軸取付部４１ｃが形成され、この回動軸取付部４１ｃと第２ノズル３２との間に第２ノズル３２の翼圧力面３２ｃに沿って延びる支持部溝４１ｄが形成されている。
The blade trailing
The
上記支持部溝４１ｄを形成したことで、支持部溝４１ｄの底を形成する底壁４１ｅの板厚ｔ１は、第２ノズル３２の翼後縁部３２ｂの板厚ｔ２と同等になっている。
この結果、回動支持部４１のガス流路面にタービンホイール１５(図１参照)の軸方向に傾斜する傾斜面を形成する、即ち、支持部溝４１ｄの底壁（軸方向流生成部）４１ｅの表面を傾斜させることで傾斜面を形成することができ、第２ノズル３２の出口２５（図１参照）の流れに軸方向成分を与えることができる。
By forming the
As a result, an inclined surface inclined in the axial direction of the turbine wheel 15 (see FIG. 1) is formed on the gas flow path surface of the
また、回動支持部４１の底壁４１ｅの板厚ｔ１を第２ノズル３２の翼後縁部３２ｂの板厚ｔ２と同等にすることにより、回動支持部４１の表面の凹凸をより小さくして回動支持部４１の後流を小さくすることができ、後流による圧力損失の発生を抑えることができる。
Further, by making the plate thickness t1 of the
図４は第２ノズル３２が閉状態にあることを示している。即ち、第２ノズル３２は、翼前縁部３２ａと隣の翼後縁部３２ｂとが接触する又は接触する程度に近接して配置されている。
FIG. 4 shows that the
第２ノズル３２の翼負圧面３２ｄは、第２ノズル３２が全閉時にタービンケーシング１１（図１参照）のシュラウド面（図５参照）の一部を構成するように、回転軸５１（図１参照）が延びる方向（軸方向）から見て円弧状に形成されている。
The blade
このように、第２ノズル３２の翼負圧面３２ｄの形状が、タービンケーシング１１のシュラウド面とほぼ相似な形状となり、タービンホイール１５の翼先端クリアランスの大きさを、第２ノズル３２を設置しない状態にほぼ近似することができる。
As described above, the shape of the
以上より、第２ノズル３２の全閉時には、第２ノズル３２の翼負圧面３２ｄがタービンケーシング１１における第２ノズル３２のスリット状にされた出口２５（図１参照）に蓋をするので、従来のような、タービンホイールにおけるタービン翼先端側に出来る半開放部２２０（図２１参照）が原因となって発生するクリアランス大による漏れ損失の増加がなくなり、副流路を有してないタービンと同等の漏れ損失を維持することができる。
第２ノズル３２の翼後縁部３２ｂと隣の第２ノズル３２の翼前縁部３２ａとは、接触又は接触する程度に近接して配置されることで、第２ノズル３２の全閉時には、第２ノズル３２の翼圧力面３２ｃ側とタービンケーシング１１の内側（詳しくは、第２ノズル３２の出口２５側）とを連通する隙間断面積がより小さくなる。
As described above, when the
The blade trailing
従って、第２ノズル３２が回動して、第２ノズル３２の翼後縁部３２ｂがタービンケーシング１１（詳しくは、シュラウド部１７（図１参照））の内面半径より大きくなり、タービンホイール１２のタービン翼５３（図１参照）とのクリアランスが、拡大し、第２ノズル３２の翼後縁部３２ｂは、タービン翼５３との接触を防止することができる。
Accordingly, the
また、回動支持部４１における第２ノズル３２の翼前縁部３２ａ側は、円弧状の面４１ｇで構成され、また、回動軸支持部４１における第２ノズル３２の翼後縁部３２ｂ側の面４１ｈがほぼ円弧状の形状を有し、全閉時に、これらの２つの面４１ｇ，４１ｈは接触する程度に近接して隙間が小さくなっている。
Further, the blade leading
これにより、第２ノズル３２の全閉時には、隣接する第２ノズル間の隙間を流れる流れそのものが少なくなるとともに、この第１実施形態の構造（以下に示す（１）〜（５）の構造）によりタービンホイール１２側に流れ出る流れの量がより一層少なく抑えられ、一方、第２ノズル３２を開いた際には、翼前縁部３２ａに流入する流れが翼前縁部３２ａ近傍で淀み圧力が高くなるので、（１）〜（５）の構造の各隙間にわずかな流れは生じるが、いずれの開度でも隣り合う２つの第２ノズル３２の隙間の漏れ流れが第２ノズル３２で加速される流れにほとんど影響しないようにすることができる。
Thereby, when the
図５に示すように、第２ノズル３２は、回動支持部４１に一体成形されているが、回動支持部４１とは別体に形成され且つ回動支持部４１の側面に接合等で固定されていてもよい。
回動支持部４１は、タービンケーシング１１内に且つタービンケーシング１１の内面（詳しくは、中間外壁２２の内面２２ａ）と接触又は接触する程度に近接して回動自在に配置されている。
As shown in FIG. 5, the
The
また、第２ノズル３２の翼先端３２ｅと対向する第２ガス流出口２４の中間内壁２１側の内面２４ａは、タービンホイール１２の軸方向にほぼ直交する環状面２４ｂと、この環状面２４ｂからタービンホイール１２側へ且つ斜め内方に延びる環状テーパ面２４ｃとからなる。
Further, the
第２ノズル３２の翼先端３２ｅは、対向する環状面２４ｂに接する程度に近接している。
環状テーパ面２４ｃとシュラウド部１７の中間内壁２１側の内径面１７ａとは、断面が鋭角を成すリング状の鋭角部（軸方向流生成部）２７を形成している。
The
The annular tapered
鋭角部２７は、第２ノズル３２の翼先端３２ｅの回動の軌跡をなす面よりも回動支持部４１側へ凸に形成され、この鋭角部２７に対向するように、第２ノズル３２の翼負圧面３２ｄと翼先端３２ｅとの角部に面取り３２ｇが形成されている。
上記鋭角部２７の環状テーパ面２４ｃと第２ノズル３２の面取り３２ｇとは、第２ノズル３２の全閉時には接触又は接触する程度に近接している。
The
The annular tapered
以上に述べた可変容量ラジアルタービン１０の作用を次に説明する。
図２に示したように、第２ノズル３２が全閉の状態では、図７に示すように、エンジンからの排ガスは、スクロール室１４に流れ、このスクロール室１４で旋回流が形成され、白抜き矢印Ａで示すように、第１ガス流出口１６の第１ノズル３１を介してタービンホイール入口１５からタービンホイール室１３に流入し、矢印Ｂで示すように、タービンホイール１２の軸方向に向きを変えながらタービンホイール１２に回転力を与え、タービンホイール出口１８から流出する。
Next, the operation of the variable
As shown in FIG. 2, when the
更に、図６に示すように、第２ノズル３２が開状態になると、排ガスは、スクロール室１４（図７参照）から白抜き矢印Ｄ，Ｅで示すように、連通路２６、環状通路２３、第２ガス流出口２４の第２ノズル３２を介してタービンホイール室１３（図１参照）に流入する、詳しくは、図７の矢印Ｊで示すように、タービンホイール１２の領域Ｓに流入し、タービンホイール１２に回転力を与えた後にタービンホイール出口１８から流出する。
Further, as shown in FIG. 6, when the
第２ノズル３２が開状態のときには、排ガスの流れは周方向に加速されてタービンホイール室１３に流入するが、図５に示したように、第２ガス流出口２４の環状テーパ面２４ｃとシュラウド部１７の内径面１７ａとは鋭角を成すことにより、図７において、第２ノズル３２の出口２５の流れに軸方向成分を与えることができる。
従って、第１ノズル３１による主流と第２ノズル３２による副流とが滑らかに合流するので、これら２つの流れの合流による損失を防止することができる。
When the
Therefore, since the main flow by the
また、第２ノズル３２が開状態では、第２ノズル３２に必要なガス流量だけ流せるように第２ノズル３２の角度とスロート断面積を変更でき、可変ノズルとして作用させることができる。
更に、図６に示したように、第２ノズル３２の全開時には、回動軸４２に回動軸取付部４１ｃと第２ノズル３２の翼前縁部３２ａとが第２ノズル３２によるガスの流れの方向にほぼ連なることにより、回動軸取付部４１ｃが第２ノズル３２で加速される流れに損失を増加させることがない。
In addition, when the
Further, as shown in FIG. 6, when the
図８（ａ）に示すように、回転軸５１の軸線５１ａとノズル開度調整機構４０の回動軸４２の中心軸としての軸線４２ａとを結ぶ線分６０に対して、軸線４２ａと第２ノズル３２の翼後縁部３２ｂとを結ぶ線分６１が成す角度をθとする（例えば、θ＝１５°）。また、線分６０と全閉時の第２ノズル３２の翼後縁部３２ｂの翼端との距離をオフセット量ｅとする。この時のタービンホイール１２と第２ノズル３２の翼後縁部３２ｂとの隙間はＣ１である。なお、オフセット量ｅの第２ノズル３２の翼後縁部分をオフセット部ｆ（図８（ａ）参照）という。
As shown in FIG. 8A, with respect to a
図８（ｂ）は、図８（ａ）の状態から第２ノズル３２が開き、第２ノズル３２の翼後縁部３２ｂ（又は線分６１（図８（ａ）参照））が線分６０に重なった状態を示している。即ち、第２ノズル３２が角度θだけ回動した状態である。
この結果、第２ノズル３２の翼後縁部３２ｂはタービンホイール１２に近づき、タービンホイール１２と第２ノズル３２の翼後縁部３２ｂとの隙間はＣ２（＜Ｃ１）になっている。
8B, the
As a result, the blade trailing
例えば、第２ノズル３２が更に角度θだけ回動して全開になるとすると、第２ノズル３２は角度２θ回動したときに最大の隙間がＣ１となる。
仮に、第２ノズル３２が全閉時に、翼後縁部３２ｂが線分６０上又は線分６０よりも図の右方に有る場合には、タービンホイール１２と第２ノズル３２の翼後縁部３２ｂとの隙間は、第２ノズル３２が開くにつれて大きくなるだけである。
For example, if the
If the
このように、本第１実施形態では、第２ノズル３２の翼後縁部３２ｂの位置を、全閉時から全開時の途中で線分６０を横切るように設定することで、タービンホイール１２と第２ノズル３２の翼後縁部３２ｂとの最大隙間をより小さくすることができ、好ましくは、全閉時から全開時までの開度の中央で翼後縁部３２ｂを線分６０に重なるようにすることで、上記最大隙間を最小にする。
更に、この構造により、図５において環状テーパ面２４ｃと内径面のクリアランスを接触しない範囲で最小に維持することができ、すき間からの流れがノズルの流れＥに及ぼす影響が少なくなり、損失が小さくできる。
Thus, in the first embodiment, by setting the position of the blade trailing
Further, with this structure, the clearance between the annular tapered
隙間Ｃ１が規定のタービンホイール翼先端クリアランスであるとすると、Ｄｅ＝（Ｃ１−Ｃ２）はタービンホイール翼先端クリアランスの減少量であり、この減少量Ｄｅは、大きくてもＤｅ≦０．５Ｃ１が好ましい。
オフセット量ｅがプラス側ではノズル後縁がケーシング内径以下になることがないので、タービンホイール翼との接触はなく、その数値を制約するものではない。
Assuming that the clearance C1 is the prescribed turbine wheel blade tip clearance, De = (C1−C2) is a reduction amount of the turbine wheel blade tip clearance, and this reduction amount De is preferably at most De ≦ 0.5C1. .
When the offset amount e is on the plus side, the nozzle trailing edge does not become the casing inner diameter or less, so there is no contact with the turbine wheel blade, and the numerical value is not limited.
以上に述べた第１実施形態のラジアルタービン１０（特に第２ノズル３２）の特徴を以下に列挙する。
（１）第２ノズル３２は、翼断面形状を有して周方向に等間隔で並ぶように配置され、全閉時において翼前縁部３２ａと隣接の第２ノズルの翼後縁部３２ｂとが接触する又は接触する程度に近接し、全閉時において前記第２ノズルの翼負圧面３２ｄはタービンケーシング１１のシュラウド部１７の内壁面の一部若しくはその他タービンホイール室１２の内壁面の一部を構成するように配置される。
The features of the radial turbine 10 (particularly the second nozzle 32) of the first embodiment described above are listed below.
(1) The
これによって、第２ノズル３２の全閉時に、第２ノズル３２の翼負圧面３２形状がタービンケーシング１１内面とほぼ相似な形状となり、タービンホイール１２の翼先端クリアランスの大きさを、第２ノズルを設置しない状態にほぼ近似することができる。
Thus, when the
また、第２ノズル３２の全閉時には、第２ノズル３２の翼負圧面がケーシングの第２ノズル出口のスリット部に蓋をする状態となるので、従来の構造の第２ノズルにおいてタービン翼先端のすき間や回動支持部のすき間による漏れ流れが原因となって発生する漏れ損失の増加を抑制できる。
また、第２ノズルが開の状態では、第２ノズルを流す必要のある流量だけ流せるようにノズルの角度とスロート面積を変更でき、可変ノズルの作用を行うことができる。
In addition, when the
In addition, when the second nozzle is open, the nozzle angle and throat area can be changed so that only the flow rate required to flow the second nozzle can be flowed, and the action of the variable nozzle can be performed.
（２）第２ノズル３２は流量調整機構４０を構成する回動支持部４１に固定され、この回動支持部４１は、タービンケーシング１１内面と近接するようにタービンケーシング１１内に回動自在に配置されるとともに、第２ノズル３２の翼先端は、対向するタービンケーシング１１の壁面に接する程度に近接している。
(2) The
これによって、第２ノズル３２が全閉時には、タービンケーシング１１の壁面との隙間は極小のため、漏れを極力抑えて第２ノズル３２を設置しない状態にほぼ近似することができるようになる。また、開時においても第２ノズル３２で加速される流れに影響することが極小に抑えられる。
As a result, when the
（３）回動支持部４１または第２ノズル３２近傍のタービンケーシング１１内面には、第２ノズル３２の出口流れに対してタービンホイール１２の軸方向流れ成分を与える鋭角部２７、支持部溝４１ｄの底壁４１ｅ（軸方向流生成部）が形成されている。
(3) On the inner surface of the
このような鋭角部２７、底壁４１ｅによって、タービンホイール１２の軸方向流れ成分を与えるので、すなわち、タービンホイール１２の出口方向への流れを与えるので、第１ノズル３１による主流と第２ノズル３２による流れとが滑らかに合流して、これら２つの流れの合流による損失を防止することができる。
The
（４）回動支持部４１のノズル前縁側は円弧形状で形成され、隣接する回動支持部材４１のノズル後縁側は前記前縁側の円弧形状に沿う円弧形状で形成され、全閉時に隣接する回動支持部４１、４１間に一定の極小隙間が形成される。
(4) The nozzle front edge side of the
全閉時に隣接する回動支持部４１、４１間に一定の極小隙間が形成されることで、隣り合う回動支持部間の漏れを極力抑えることができ、前述したように第２ノズル３２を設置しない状態にほぼ近似することができるようになる。また、開時においても第２ノズル３２で加速される流れに影響することが極小に抑えられる。
By forming a certain minimal gap between the adjacent
（５）回動支持部４１は回動軸４２に固定され、該回動軸４２の中心とタービンホイール１２の回転軸の中心とを結ぶ線分より前記第２ノズル３２の翼後縁部３２ｂの翼端は全閉状態で周方向の下流側に所定値長さｅ以下に張り出したオフセット部ｆを形成する。
(5) The
このように、第２ノズル３２の翼後縁部分にオフセット部ｆを形成し、かつ張り出し長さが所定値より短くすることによって、第２ノズル３２の開時にタービンホイール１２と第２ノズル３２の翼後縁部３２ｂとの最大隙間をより小さくすることができ、好ましくは、全閉時から全開時までの開度の中央で翼後縁部３２ｂを線分６０に重なるようにすることで、上記最大隙間を最小にする。
As described above, the offset portion f is formed in the blade trailing edge portion of the
（第２実施形態）
本発明の第２実施形態について図９〜図１４を参照して説明する。第２実施形態において、第１実施形態と同一構成については同一符号を付して説明は省略する。
図９、図１０に示すように、可変容量ラジアルタービン７０は、第２ガス流出口２４に、周方向に並べられてノズル開度調整機構７１により開度調整可能な複数の第２ノズル７２が配置されている。なお、第２ノズル７２において、符号７２ａは翼前縁部、７２ｂは翼後縁部、７２ｃは翼圧力面、７２ｄは翼負圧面、７２ｅは翼先端である。
(Second Embodiment)
A second embodiment of the present invention will be described with reference to FIGS. In the second embodiment, the same components as those in the first embodiment are denoted by the same reference numerals and description thereof is omitted.
As shown in FIGS. 9 and 10, the variable
第２ノズル７２の全閉時には、第２ノズル７２の翼負圧面７２ｄがタービンケーシング１１の第２ノズル７２の出口７７のスリット部に蓋をするので、従来のようなタービン翼の先端の半開放部２２０（図２１参照）が原因となって発生するクリアランスによる漏れ損失の増加が本実施形態では無くなり、従来のタービンと同等の漏れ損失を維持することができる。
また、第２ノズル７２が開状態では、第２ノズル７２に必要な流量だけ流せるように第２ノズル７２の角度とスロート断面積を変更でき、可変ノズルとして作用させることができる。
When the
In addition, when the
ノズル開度調整機構７１は、各第２ノズル７２に一体成形された（又は別体とされて固定された）回動支持部７４と、各回動支持部７４に一端が取付けられた回動軸４２と、開度調整レバー４３と、単一のドライブプレート(不図示)と、アクチュエータ(不図示)とからなる。
The nozzle
第２ノズル７２は、タービンホイール１２の軸方向から見たときに、翼前縁部７２ａが回動軸４２に重なるように翼の長さ（翼前縁部７２ａから翼後縁部７２ｂまでの長さ）が第１実施形態の第２ノズル３２に対して長く形成された構成部品である。
When viewed from the axial direction of the
図１１に示すように、回動支持部７４において、第２ノズル７２が設けられるノズル流路側面７４ａは、第２ノズル７２の翼前縁部７２ａが回動により描く平面に平行に構成された平面である。
As shown in FIG. 11, in the
また、回動支持部７４の半径方向内側のタービンケーシング１１（詳しくはシュラウド部１７）に、回動支持部７４を内側から覆うとともに、第２ノズル７２の全閉時に、回動支持部７４と接触又は接触する程度の隙間を持って近接し且つ断面形状が鋭角に突出するケーシング突出部１７ｄが形成され、このケーシング突出部１７ｄを縁に有する第２ノズル７２のスリット出口７７をシュラウド部１７に形成してもよい。
Further, the turbine casing 11 (specifically, the shroud portion 17) on the radially inner side of the
以上に述べた可変容量ラジアルタービン７０の作用を次に説明する。
図１２に示すように、第２ノズル７２を開くと、第２ノズル７２の翼の長さが長いため、第２ノズル７２の翼後縁部７２ｂと隣の第２ノズル７２の翼圧力面７２ａとの間にスロート７８が形成され、このスロート７８を通ってガスが矢印で示すように流れる。
Next, the operation of the variable
As shown in FIG. 12, when the
第１実施形態では、図６に示したように、第２ノズル３２の翼後縁部３２ｂと隣の第２ノズル３２の翼前縁部３２ａとの間にスロート３３が形成され、移動する翼前縁部３２ａと翼後縁部３２ｂとで構成されるスロート３３を流れるガス流れの方向が、ノズル角度の変化（ノズル翼の角度変化）以上に大きく変化する傾向を示す。
In the first embodiment, as shown in FIG. 6, the throat 33 is formed between the blade trailing
これに対して図１２に示した第２実施形態では、第２ノズル７２の翼後縁部７２ｂと隣の第２ノズル７２の翼負圧面７２ｃとで長いスロート７８が形成されるので、ノズル翼負圧面の角度はノズル角度の変化と一致するため、スロート７８を流れるガス流れの方向をノズル翼の角度変化と等しくすることができる。
On the other hand, in the second embodiment shown in FIG. 12, a
更に、第１実施形態における第２ノズル３２から流出する流れの角度がノズル翼角度よりも大きくなると、第２ノズル３２から流出する流れの旋回成分が小さくなるので、タービンホイール１２を回転させるトルクが小さくなることがあるが、第２実施形態ではこれを改善することができる。
Furthermore, when the angle of the flow flowing out from the
図１３及び図１４は図９〜図１２に示した第２実施形態に小変更を施した、第２実施形態の変形例を示している。
図１３、図１４に示す可変容量ラジアルタービン７５では、回動支持部７４のノズル流路側面７４ａと第２ノズル７２の翼圧力面７２ｃとのコーナー部に滑らかな凸部（軸方向流生成部）７６が設けられている点が図９〜図１２に示したラジアルタービン７０と異なる。
13 and 14 show a modification of the second embodiment in which minor changes are made to the second embodiment shown in FIGS.
In the variable capacity radial turbine 75 shown in FIGS. 13 and 14, smooth convex portions (axial flow generating portions) are formed at the corner portions of the nozzle flow path side surface 74 a of the
このように凸部７６を設けることで、図１３に矢印Ｋで示すように、スリット出口７７の流れにタービンホイール１２の回転軸５１が延びる方向の成分、即ち軸方向成分を作ることができ、タービンホイール１２を流れるガス流れとの衝突による損失を低減することができる。
By providing the
なお、第１実施形態、第２実施形態共に上流側翼５６と下流側翼５７から構成されたタービンホイール１２を有するラジアルタービンに適用した例を示したが、従来のラジアルタービンや斜流タービン、すなわちタービン翼が上流側翼５６と下流側翼５７とに分割されていない全翼タイプのラジアルタービンや斜流タービンのシュラウドに第２ノズルを設けてもよいことは勿論である。
In addition, although the example applied to the radial turbine which has the
（第３実施形態）
本発明の第３実施形態について図１５〜図１８を参照して説明する。第３実施形態において、第１実施形態、第２実施形態と同一構成については同一符号を付して説明は省略する。
図１５に示すように、斜流タービン８０は、車両用過給機（ターボチャージャ）に用いられるものであり、排気ガスのエネルギーを回転力に変換する斜流タービンホイール８１と、この斜流タービンホイール８１を回転可能に収容するケーシング８２とを備える。
(Third embodiment)
A third embodiment of the present invention will be described with reference to FIGS. In the third embodiment, the same components as those in the first embodiment and the second embodiment are denoted by the same reference numerals and description thereof is omitted.
As shown in FIG. 15, the
斜流タービンホイール８１は、回転軸８５と、この回転軸８５に固定されたハブ８６と、このハブ８６の外周面の周方向に等間隔で設けられた複数枚のタービン翼８７とからなる。なお、符号８８はタービンホイール入口、８９はタービンホイール出口である。
The mixed
ケーシング８２は、エンジンから導入された排気ガスを加速させるスクロール室９１と、斜流タービンホイール８１のタービン翼８７を覆うシュラウド部９２と、スクロール室９１をシュラウド側空間９３及びハブ側空間９４に分割するスクロール分割壁９６とが形成されている。
The
シュラウド側空間９３の内面において、スクロール分割壁９６の一方の面であるシュラウド側分割壁面９３ａと、このシュラウド側分割壁面９３ａに対向するシュラウド側壁面９３ｂとの間にシュラウド側流入路１０１が形成され、このシュラウド側流入路１０１に、翼面が回転軸８５とほぼ平行に形成された翼型の第１ノズル１０３が周方向に複数並べられて配置されている。
On the inner surface of the shroud-
また、ハブ側空間９４の内面において、スクロール分割壁９６の他方の面であるハブ側分割壁面９４ａと、このハブ側分割壁面９４ａに対向するハブ側壁面９４ｂとの間にハブ側流入路１０５が形成され、このハブ側流入路１０５に、周方向に並べられた複数の翼型の第２ノズル１０６と、この第２ノズル１０６の開度を調整するノズル開度調整機構１１０の一部とが設けられている。
Further, on the inner surface of the
ノズル開度調整機構１１０は、各第２ノズル１０６に一体成形された（又は別体にされて第２ノズル１０６に固定された）回動支持部１１１と、各回動支持部１１１に一端が取付けられるとともにケーシング８２のハブ側壁９７に回動自在に支持された回動軸１１２と、各回動軸１１２の他端に取付けられた開度調整レバー１１３と、各開度調整レバー１１３に連結された単一のドライブプレート(不図示)と、このドライブプレートを回転駆動させるアクチュエータ(不図示)とからなる。
The nozzle
回動軸１１２は、斜流タービンホイール８１の回転軸８５と平行に配置され、回動支持部１１１は、回動軸１１２により回転軸８５に垂直な平面上で回動される。
第２ノズル１０６は、回動軸１１２から半径内側に離れた位置で回動支持部１１１に支持される。
The
The
第２ノズル１０６が回動支持部１１１に支持される部分では、回動支持部１１１の流路側の面１１１ａ及びケーシング８２に対向する面１１１ｂが斜流タービンホイール８１のハブ８６のホイール入口での傾斜角度とほぼ同じ角度で傾斜している。
In the portion where the
第２ノズル１０６は、斜流タービンホイール８１のハブ８６のホイール入口での傾斜にほぼ垂直な方向に翼高さＨを有し、第２ノズル１０６の翼先端１０６ｅは、回動軸１１２に垂直な面で構成され、第２ノズル１０６の翼先端１０６ｅに対向するようにケーシング８２（詳しくはスクロール分割壁９６のハブ側分割壁面９４ａ）の流路壁面９４ｄが円板状に構成され、回動に伴って翼先端１０６ｅとケーシング８２の流路壁面９４ｄのクリアランスは一定に保たれる。
The
図１５〜図１７は第２ノズル１０６が全閉の状態を示している。なお、第２ノズル１０６において、符号１０６ａは翼前縁部、１０６ｂは翼後縁部、１０６ｃは翼圧力面、１０６ｄは翼負圧面である。
15 to 17 show a state in which the
図１６、図１７に示すように、第２ノズル１０６の全閉時に、第２ノズル１０６の翼後縁部１０６ｂと隣の第２ノズル１０６の翼前縁部１０６ａとが接触する、又は接触する程度に近接している。
また、第２ノズル１０６の全閉時には、第２ノズル１０６の翼負圧面１０６ｄを連ねてなる面がほぼ円錐面となるように、第２ノズルの翼負圧面１０６ｄは、翼後縁部１０６ｂの子午線からなる円錐面で構成してもよい。
As shown in FIGS. 16 and 17, when the
In addition, when the
図１７に示すように、第２ノズル１０６の翼後縁部１０６ｂの位置と回動軸１１２の関係に関して、回動支持部１１１は回動軸１１２に固定され、その回動軸１１２は、その回動の中心軸としての軸線１１２ａと斜流タービンホイール８１の回転軸８５の軸線８５ａとを結ぶ半径線（線分）６０から第２ノズル１０６の翼後縁部１０６ｂの翼端までの距離をオフセット量ｅと呼ぶときに、このオフセット量ｅによる第２ノズル１０６の翼後縁部１０６ｂが回動軸１１２に対して、第２ノズル１０６を開く方向を正とした時に、第２ノズル１０６の回動角度換算で±１５度以内を目安としてもよい。
As shown in FIG. 17, with respect to the relationship between the position of the blade trailing
この場合、オフセット量ｅがマイナスの時には、第２ノズル１０６を全閉近傍で回動した場合に、第２ノズル１０６の翼後縁部１０６ｂが内径側に小さくなる領域があるが、図１５において、第２ノズル１０６の翼後縁部１０６ｂと斜流タービンホイール８１の前縁、即ち、タービンホイール入口８８は、タービンホイール翼先端クリアランスに比べて少なくとも数倍の間隔を設けられるので、オフセット量ｅの位置関係と、回動軸１１２と第２ノズル１０６の翼後縁部１０６ｂとの長さの関係を、指定する必要は無いが、第２ノズル１０６の翼後縁部１０６ｂがほぼ同一半径で移動できるので、（±１５°以内に設定すれば、回動軸１１２と第２ノズル１０６の翼後縁部１０６ｂとの長さの３％の範囲で回転軸１１２に対して半径位置が小さい側に変化するに留まる）、回動支持部１１１の背面である面１１１ｂの隙間の変化を小さくすることができる。
In this case, when the offset amount e is negative, there is a region where the blade trailing
以上に述べた斜流タービン８０の作用を次に説明する。
図１８に示すように、回動軸１１２を矢印Ｍの向きに回動させると、回動支持部１１１と共に第２ノズル１０６が回動し、開状態となる。
この結果、ノズルスロート幅δのスロート１１５が形成され、白抜き矢印Ｎ，Ｐで示すように、ガス流れが発生し、第２ノズル１０６を介して斜流タービン８１に流入する。
Next, the operation of the
As shown in FIG. 18, when the
As a result, a
以上の図１５〜図１８で説明した第３実施形態では、損失が発生するメカニズムが、第１実施形態及び第２実施形態と異なるので、第２ノズル１０６から流出するガス流れの量の最小値を０以上に設定し、その開度以上で可変開度に調整できるようにしても良い。
また、第１実施形態に対する第２実施形態の関係のように、第２ノズル１０６の翼前縁部１０６ａは、翼後縁部１０６ｂ側と隣の第２ノズル１０６の翼前縁部１０６ａ側とが接する位置より更に上流に延在しても良い。
In the third embodiment described above with reference to FIGS. 15 to 18, the mechanism for causing loss is different from the first embodiment and the second embodiment, and therefore the minimum value of the amount of gas flow flowing out from the
Further, as in the relationship of the second embodiment with respect to the first embodiment, the blade leading
更に、第２ノズル１０６のスロート断面積を０とする全閉時を含む開度変化を行える、可変ノズルを構成することができる。
上記した斜流タービンホイール８１の場合には、ノズル出口半径が、第１実施形態及び第２実施形態のように、ラジアルタービンシュラウドから流れを挿入する場合に比べて、図６に示したタービンホイール入口の半径Ｒｉｈがシュラウド半径Ｒｄよりも小さくできるので、図２にて説明した原理により、図１５において、より高い流速で副流路の第２ノズル１０６から斜流タービンホイール８１に流れを挿入することができる。
Furthermore, it is possible to configure a variable nozzle that can change the opening including the fully closed state in which the throat cross-sectional area of the
In the case of the mixed
このような斜流タービン８０の可変ノズル構造により、最小流量０以上の広い範囲で、且つ高速に流れを斜流タービンホイール８１に流入させることにより、回転加速度を高くすることができる。
そして、最小流量を０以上のある小流量で設定し、それ以上の範囲で運用すれば、インシデンス損失が増加しない範囲で可変流量を実現できる。
With such a variable nozzle structure of the
If the minimum flow rate is set to a small flow rate of 0 or more and the operation is performed in a range higher than that, a variable flow rate can be realized within a range in which the incident loss does not increase.
尚、本発明の構造を、通常の単一のノズルを有する可変流量タービン（あるいは可変容量タービン）に用いてもよい。
また、第３実施形態で示した斜流タービンについては、ラジアルタービンに対してノズルに流入するガス流れの方向が異なるのみであり、ここでは、構造的にラジアルタービンの技術分野に含まれるものとしている。
In addition, you may use the structure of this invention for the variable flow rate turbine (or variable capacity turbine) which has a normal single nozzle.
Further, the mixed flow turbine shown in the third embodiment is different only in the direction of the gas flow flowing into the nozzle with respect to the radial turbine, and here it is structurally included in the technical field of the radial turbine. Yes.
本発明は、タービンホイールにガスが流入する主流路と副流路とが設けられた可変流量ラジアルタービンに好適である。 The present invention is suitable for a variable flow radial turbine provided with a main flow path and a sub flow path through which gas flows into a turbine wheel.
１０，７０，７５ 可変容量ラジアルタービン
１１ タービンケーシング
１２ タービンホイール
１３ タービンホイール室
１４，９１ スクロール室
１６ 主流路（第１ガス流出口）
１７，９２ シュラウド部
２４ 副流路（第２ガス流出口）
３１，１０３ 第１ノズル
３２，７２，１０６ 第２ノズル
３２ａ，７２ａ，１０６ａ 翼前縁部
３２ｂ，７２ｂ，１０６ｂ 翼後縁部
３２ｃ，７２ｃ，１０６ｃ 翼圧力面
３２ｄ，７２ｄ，１０６ｄ 翼負圧面
３２ｅ，７２ｅ，１０６ｅ 翼先端
４０，７１，１１０ 流量調整機構（ノズル開度調整機構）
４１，７４，１１１ 回動支持部
４２，８５，１１２ 回動軸
４２ａ，８５ａ，１１２ａ 中心軸（軸線）
５１，８５ 回転軸
５６ 上流側翼
５７ 下流側翼
６０ 線分
８０ 斜流タービン
８１ 斜流タービンホイール
ｅ オフセット量
θ 所定回動角度（角度）
10, 70, 75 Variable
17,92
31, 103
41, 74, 111
51, 85 Rotating
Claims (9)
前記主流路に第１ノズルが設けられ、前記副流路に第２ノズルが設けられるとともに、該第２ノズルにより前記副流路を開閉することで副流路の流量を調整する流量調整機構を備え、
前記第２ノズルは、翼断面形状を有して周方向に等間隔で並ぶように配置され、全閉時において翼前縁部と隣接の第２ノズルの翼後縁部とが接触する又は接触する程度に近接し、全閉時において前記第２ノズルの翼負圧面は前記タービンケーシングの前記シュラウド部の内壁面の一部若しくはその他タービンホイール室の内壁面の一部を構成するように配置されることを特徴とする可変流量ラジアルタービン。 The gas flow path from the scroll chamber provided in the turbine casing to the turbine wheel chamber that rotatably accommodates the turbine wheel is composed of a main flow path and a sub flow path,
A flow rate adjustment mechanism that adjusts the flow rate of the sub-flow path by opening and closing the sub-flow path by the second nozzle, the first nozzle being provided in the main flow path and the second nozzle being provided in the sub-flow path; Prepared,
The second nozzle has a blade cross-sectional shape and is arranged so as to be arranged at equal intervals in the circumferential direction. When fully closed, the blade leading edge and the blade trailing edge of the adjacent second nozzle contact or contact each other. When fully closed, the blade suction surface of the second nozzle is disposed so as to constitute a part of the inner wall surface of the shroud portion of the turbine casing or a part of the inner wall surface of the turbine wheel chamber. A variable flow radial turbine characterized by that.
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| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
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-
2011
- 2011-06-30 JP JP2011146063A patent/JP2013011260A/en not_active Withdrawn
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