JP6877952B2 - Insert parts for radial turbines, turbochargers and turbine housings for radial turbines - Google Patents
Insert parts for radial turbines, turbochargers and turbine housings for radial turbines Download PDFInfo
- Publication number
- JP6877952B2 JP6877952B2 JP2016208464A JP2016208464A JP6877952B2 JP 6877952 B2 JP6877952 B2 JP 6877952B2 JP 2016208464 A JP2016208464 A JP 2016208464A JP 2016208464 A JP2016208464 A JP 2016208464A JP 6877952 B2 JP6877952 B2 JP 6877952B2
- Authority
- JP
- Japan
- Prior art keywords
- turbine
- radial
- inflow
- housing
- rotor
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Active
Links
- 238000011144 upstream manufacturing Methods 0.000 claims description 8
- 230000001681 protective effect Effects 0.000 description 6
- 238000001816 cooling Methods 0.000 description 4
- 238000010438 heat treatment Methods 0.000 description 4
- 238000011161 development Methods 0.000 description 3
- 230000018109 developmental process Effects 0.000 description 3
- 238000000034 method Methods 0.000 description 3
- 230000002349 favourable effect Effects 0.000 description 2
- 230000015572 biosynthetic process Effects 0.000 description 1
- 230000007423 decrease Effects 0.000 description 1
- 230000001419 dependent effect Effects 0.000 description 1
Images
Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
- F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
- F01D1/00—Non-positive-displacement machines or engines, e.g. steam turbines
- F01D1/02—Non-positive-displacement machines or engines, e.g. steam turbines with stationary working-fluid guiding means and bladed or like rotor, e.g. multi-bladed impulse steam turbines
- F01D1/06—Non-positive-displacement machines or engines, e.g. steam turbines with stationary working-fluid guiding means and bladed or like rotor, e.g. multi-bladed impulse steam turbines traversed by the working-fluid substantially radially
- F01D1/08—Non-positive-displacement machines or engines, e.g. steam turbines with stationary working-fluid guiding means and bladed or like rotor, e.g. multi-bladed impulse steam turbines traversed by the working-fluid substantially radially having inward flow
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
- F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
- F01D9/00—Stators
- F01D9/02—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles
- F01D9/04—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles forming ring or sector
- F01D9/045—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles forming ring or sector for radial flow machines or engines
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
- F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
- F01D9/00—Stators
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
- F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
- F01D9/00—Stators
- F01D9/02—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles
- F01D9/026—Scrolls for radial machines or engines
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02B—INTERNAL-COMBUSTION PISTON ENGINES; COMBUSTION ENGINES IN GENERAL
- F02B39/00—Component parts, details, or accessories relating to, driven charging or scavenging pumps, not provided for in groups F02B33/00 - F02B37/00
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
- F02C6/00—Plural gas-turbine plants; Combinations of gas-turbine plants with other apparatus; Adaptations of gas-turbine plants for special use
- F02C6/04—Gas-turbine plants providing heated or pressurised working fluid for other apparatus, e.g. without mechanical power output
- F02C6/10—Gas-turbine plants providing heated or pressurised working fluid for other apparatus, e.g. without mechanical power output supplying working fluid to a user, e.g. a chemical process, which returns working fluid to a turbine of the plant
- F02C6/12—Turbochargers, i.e. plants for augmenting mechanical power output of internal-combustion piston engines by increase of charge pressure
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
- F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
- F05D2220/00—Application
- F05D2220/40—Application in turbochargers
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Chemical Kinetics & Catalysis (AREA)
- General Chemical & Material Sciences (AREA)
- Supercharger (AREA)
Description
本発明は、請求項1のおいて書き部に従う、ターボチャージャーのためのラジアルタービンに関する。本発明は、ラジアルタービンを有するターボチャージャー、及びラジアルタービンのタービンハウジングのためのインサート部品にさらに関する。 The present invention relates to a radial turbine for a turbocharger, according to the writing section of claim 1. The present invention further relates to turbochargers with radial turbines and insert components for turbine housings of radial turbines.
ターボチャージャーは、タービン及び圧縮機を備え、タービン内では、第1プロセスガスが膨張させられ、このプロセスで抽出されたエネルギーが、圧縮機の領域で第2プロセスガスを圧縮するために利用される。ターボチャージャーのタービン及び圧縮機双方は、ハウジング及びロータを備え、圧縮機のロータ及びタービンのロータは、軸受ハウジング内に取り付けられたシャフトを介して接続されている。 The turbocharger is equipped with a turbine and a compressor, in which the first process gas is expanded and the energy extracted in this process is used to compress the second process gas in the area of the compressor. .. Both the turbocharger turbine and the compressor include a housing and a rotor, and the compressor rotor and the turbine rotor are connected via a shaft mounted within the bearing housing.
ターボチャージャーのタービンは、タービン流入ハウジング及びタービン流出ハウジングを備えている。特に、タービンがラジアルタービンとして実現される場合、いわゆるインサート部品が流入ハウジングに取り付けられ、このインサート部品は、ラジアル方向外側からタービンのロータの動翼に隣接し、いくらかのセクションにおいてタービンロータの動翼の領域でラジアルタービンの流動ダクトを画成する。このケースにおいてタービンロータの動翼のラジアル方向外側端部とインサート部品との間のラジアル方向間隙は、タービンロータの動翼がインサート部品に衝突することを防止するために十分に大きいべきである一方で、他方では、上記ラジアル方向間隙は、ラジアルタービンの効率を可能な限り高く保証するために十分に小さいべきである。 The turbine of the turbocharger includes a turbine inflow housing and a turbine outflow housing. In particular, when the turbine is realized as a radial turbine, a so-called insert component is attached to the inflow housing, which is adjacent to the rotor blades of the turbine from the outside in the radial direction and in some sections the rotor blades of the turbine rotor. The flow duct of the radial turbine is defined in the area of. In this case, the radial clearance between the radial outer end of the turbine rotor blades and the insert component should be large enough to prevent the turbine rotor blades from colliding with the insert component. On the other hand, the radial directional gap should be small enough to guarantee the efficiency of the radial turbine as high as possible.
ここから始まって、本発明は、新たなタイプのラジアルタービン、当該ラジアルタービンを有するターボチャージャー及びラジアルタービンのタービンハウジングのためのインサート部品を作り出すという目的に基づいている。 Starting from here, the present invention is based on the object of creating new types of radial turbines, turbochargers with said radial turbines and insert parts for turbine housings of radial turbines.
この目的は、請求項1に記載のラジアルタービンを通じて達成される。 This object is achieved through the radial turbine according to claim 1.
本発明によれば、流動ダクトを画成するインサート部品の壁部が、動翼とインサート部品との間の、静止しているタービンロータを公称とするラジアル方向間隙をいくらかのセクションにおいて拡大した状態で、規定された周方向セクションでラジアル方向外側に引かれる。 According to the present invention, the wall portion of the insert component defining the flow duct is expanded in some section between the rotor blade and the insert component in a radial direction nominally a stationary turbine rotor. Then, it is pulled outward in the radial direction at the specified circumferential section.
本発明によれば、流動ダクトを画成するインサート部品の壁部が、規定された周方向セクションにおいてラジアル方向外側に引かれ、且つこれに起因して偏心して形成され、これにより、この周方向セクションにおいて動翼の外側端部とインサート部品との間の、静止しているタービンロータの公称ラジアル方向間隙を拡大する。これに起因して、一方では、インサート部品へのタービンロータの動翼の衝突は、タービンロータが回転する動作中に、特にタービン流入ハウジングの加熱段階及び冷却段階の間に、規定された周方向セクション、特に重要な周方向セクションで防止され、他方では、ラジアルタービンの継続的な良好な効率が保証される。 According to the present invention, the wall portion of the insert component defining the flow duct is pulled outward in the radial direction in the defined circumferential section and is formed eccentrically due to this, thereby forming this circumferential direction. Increase the nominal radial clearance of the stationary turbine rotor between the outer end of the rotor blade and the insert component in the section. Due to this, on the one hand, the collision of the turbine rotor blades with the insert component is in the defined circumferential direction during the rotating operation of the turbine rotor, especially during the heating and cooling stages of the turbine inflow housing. It is prevented in the section, especially in the critical circumferential section, on the other hand, the continuous good efficiency of the radial turbine is guaranteed.
ここで、本発明は、ラジアルタービンの動作中に、特に加熱段階及び冷却段階の間に、ラジアルタービンのタービン流入ハウジングが、ラジアルタービンの周方向で見ると、不均一な変形を受け、これにより、動作中に、タービン流入ハウジングの周方向範囲にわたって動翼のラジアル方向外側端部とインサート部品との間のラジアル方向間隙が、従ってインサート部品の周方向範囲が異なって変化するという理解に基づいている。それ自身でのこの不均一な変形は、ラジアル方向間隙の不均一な変化をもたらす。本発明により、この不均一なラジアル方向間隙の変化は、動作中に、周方向で一様なラジアル方向間隙がタービンロータの動翼とタービン流入ハウジングのインサート部品との間に存在するように補償される。 Here, in the present invention, during the operation of a radial turbine, especially during the heating and cooling stages, the turbine inflow housing of the radial turbine undergoes non-uniform deformation when viewed in the circumferential direction of the radial turbine, thereby causing non-uniform deformation. Based on the understanding that during operation, the radial clearance between the radial outer end of the blade and the insert component over the circumferential range of the turbine inflow housing, and thus the radial range of the insert component, varies differently. There is. This non-uniform deformation on its own results in a non-uniform change in the radial directional gap. According to the present invention, this non-uniform radial clearance change is compensated for such a circumferentially uniform radial clearance between the rotor blades of the turbine rotor and the insert component of the turbine inflow housing during operation. Will be done.
有利なさらなる発展によれば、インサート部品の壁部が動翼とインサート部品との間の公称ラジアル方向間隙を拡大した状態でラジアル方向外側に引き出される周方向セクションが、120°±40°、特に120°±30°、好ましくは120°±20°、最も好ましくは120°±10°の周方向範囲を有している。これにより、タービンハウジングのインサート部品へのラジアルタービンの動翼の衝突は、高効率を有した状態で安全に且つ高い信頼性で回避される。 According to a favorable further development, the circumferential section drawn outward in the radial direction with the wall of the insert part expanding the nominal radial direction gap between the blade and the insert part is 120 ° ± 40 °, in particular. It has a circumferential range of 120 ° ± 30 °, preferably 120 ° ± 20 °, most preferably 120 ° ± 10 °. As a result, collision of the blades of the radial turbine with the insert parts of the turbine housing is safely and highly reliablely avoided in a highly efficient state.
代替的な有利なさらなる発展によれば、タービン流入ハウジングが、流入フランジと、周方向においてらせん状に広がる流入ダクトと、を備え、流入ダクトが、流入ダクトの流動方向で見ると、流入フランジと隣接する上流側の端部と、流入ダクトの流動方向で見ると下流側の端部と、を備え、インサート部品の壁部が動翼とインサート部品との間の公称ラジアル方向間隙を拡大した状態でラジアル方向外側に引かれる周方向セクションが、流入ダクトの上流側の端部又は下流側の端部によって第1端部で画成され、且つ流入ダクトの流動方向に基づいてこの第1端部から始まって、その第2端部に向かって、流入ダクトの流動方向に逆らって延在している。流動ダクトの流動方向に基づく周方向セクションのこの構成は、この周方向セクションでは、周囲にわたる流入ハウジングの異なる変形に起因して動翼がインサート部品に衝突する可能性がタービン流入ハウジング、従ってインサート部品の他の周方向セクションよりも高いことが示されるので、特に好ましい。 According to an alternative favorable further development, the turbine inflow housing comprises an inflow flange and an inflow duct that extends spirally in the circumferential direction, and the inflow duct is an inflow duct when viewed in the flow direction of the inflow duct. A state in which an adjacent upstream end and an downstream end when viewed in the flow direction of the inflow duct are provided, and the wall portion of the insert component expands the nominal radial direction gap between the moving blade and the insert component. A circumferential section drawn outward in the radial direction is defined at the first end by the upstream or downstream end of the inflow duct, and this first end is based on the flow direction of the inflow duct. Starting from, it extends toward its second end against the flow direction of the inflow duct. This configuration of the circumferential section based on the flow direction of the flow duct allows the rotor blades to collide with the insert component due to different deformations of the inflow housing over the perimeter in this circumferential section of the turbine inflow housing, and thus the insert component. It is particularly preferred as it is shown to be higher than the other circumferential sections.
本発明によるターボチャージャーは、請求項7で規定されている。本発明によるインサート部品は、請求項9で規定されている。 The turbocharger according to the present invention is defined in claim 7. The insert component according to the present invention is defined in claim 9.
本発明の好ましいさらなる発展は、従属請求項及び以下の説明から得られる。本発明の例示的な実施形態は、これに限定されることなく図面を用いてより詳細に説明される。 Preferred further developments of the present invention can be obtained from the dependent claims and the following description. An exemplary embodiment of the present invention will be described in more detail with reference to the drawings without limitation.
図1は、ターボチャージャー10の細部を示し、このターボチャージャー10は、ラジアルタービンとして構成されたタービン11と、遠心圧縮機として構成された圧縮機12と、を備えている。
FIG. 1 shows the details of the
遠心圧縮機として構成された圧縮機12の圧縮機ロータ13が示され、この圧縮機ロータ13は、シャフト14及び動翼15を有する。さらに、遠心圧縮機として構成された圧縮機12の、流出ハウジングとして機能する圧縮機スパイラルハウジング16と、流入ハウジングとして機能するインテークハウジング17と、が示されている。圧縮機12のインサート部品18が、流出ハウジングとして働く圧縮機スパイラルハウジング16に取り付けられ、インサート部品18は、ラジアル方向外側から圧縮機ロータ13の動翼15に隣接し、いくらかのセクションにおいて圧縮機12の流動ダクトを画成する。
A
ラジアルタービンとして構成されたタービン11のタービンロータ19が示され、タービンロータ19は、動翼20及びシャフト21を備えている。圧縮機ロータ13のシャフト14及びタービンロータ19のシャフト21は、互いに連結され、シャフト14,21は、いわゆる軸受ハウジング22内で取り付けられている。
A
ラジアルタービンとして構成されたタービン11のタービンハウジングが示されており、さらに、タービンハウジングは、タービン流入ハウジング23及びタービン流出ハウジング24を備えている。タービン流入ハウジング23は、スパイラル状又はらせん状に形成され、且つラジアルタービン11の流入ダクト25を提供する。
A turbine housing of a
インサート部品26が、ラジアルタービン11のタービンハウジングのタービン流入ハウジング23に取り付けられており、ラジアル方向外側からタービンロータ19の動翼20の外側端部に隣接しているインサート部品26は、いくらかのセクションにおいて動翼20の領域にラジアルタービン11の流動ダクトを画成している。
The
図3は、タービン11の領域での排ガスターボチャージャー10からの抜粋を示しており、図3では、タービン流入ハウジング23及びタービン流出ハウジング24双方が、保護装置27,28によってそれぞれ囲まれている。さらに、図3は、圧縮機スパイラルハウジング16の領域での保護装置29を示している。
FIG. 3 shows an excerpt from the
ラジアルタービン11のタービンハウジングの保護装置27,28は、タービン流入ハウジング23の領域では流入フランジ30が露出されたままであり、タービン流出ハウジング24の領域では流出フランジ31が露出されたままである。
In the turbine
すでに説明したように、ラジアルタービン11のタービン流入ハウジングは、スパイラル状又はらせん状に形成され、流入ハウジング23の流入ダクト25は、タービン流入ハウジング23の流入フランジ30から始まって延在し、すなわち、タービンロータ19周り、従ってタービンロータ19の動翼20周りで周方向にスパイラル状またはらせん状に広がっている。
As described above, the turbine inflow housing of the
タービン流入ハウジング23のこの流入ダクト25は、流入ダクト25の流動方向で見ると、流入フランジ30に隣接し且つ流動側で流入フランジ30に連結された上流側の端部33と、流入ダクト25の流動方向で見ると下流側の端部34と、を備えている。流入ダクト25の流動断面積は、流入ダクト25の上流側の端部33から始まって、流入ダクト25の下流側の端部34に向かって小さくなる。
When viewed in the flow direction of the
動作中に、タービン流入ハウジング23は、その周方向範囲にわたって見ると、異なる変形を受ける。従って、タービンロータ19の動翼20のラジアル方向外側端部とタービン流入ハウジング23に取り付けられたインサート部品26との間のラジアル方向間隙は、従来技術から公知のラジアルタービンの場合に周方向で見ると異なって小さくなる。
During operation, the
動作中にインサート部品26と動翼20との間のラジアル方向間隙が本質的により顕著に小さくなる、タービン流入ハウジング23のインサート部品26の周方向範囲のこのようなセクションにおいて、インサート部品26への動翼20の衝突を防止するために、本発明によれば、流動ダクトを画成するインサート部品26の壁部35であって、規定された周方向セクション36で流動ダクトを画成するインサート部品26の壁部35が、いくらかのセクションにおける静止しているタービンロータ19の公称ラジアル方向間隙を拡大した状態で、動翼20とインサート部品26との間でラジアル方向外側に引かれ、これにより、この周方向セクションにおいてタービンハウジングのより大きな変形、すなわち、動作中に生じるタービン流入ハウジング23のより大きな変形を補償し、従って、この周方向セクションにおいてタービンロータ19の動翼20がインサート部品26に衝突することを防止する、壁部35が提供される。タービン翼20がインサート部品26に衝突するリスクがより小さい、この周方向セクション36以外には、流動チャネルと隣接するその壁部35上でのインサート部品26は、ラジアルタービンの高効率を保証するために、ラジアル方向外側に引かれない。
In such a section of the circumferential range of the
インサート部品26の壁部35が動翼20とインサート部品26との間の公称ラジアル方向間隙を拡大した状態でインサート部品26の他の周方向セクションに対してラジアル方向外側に引かれる、インサート部品26の周方向セクション36は、120°±40°の周方向範囲、特に120°±30°、好ましくは120°±20°、最も好ましくは120°±10°の周方向範囲を含む。
The
ラジアルタービン1の動翼20とインサート部品26との間の公称ラジアル方向間隙は、静止しているタービンロータ19及び冷却されたラジアルタービン11のラジアル方向間隙である。タービンロータ19が回転する動作中に、特に、ラジアルタービン11の加熱段階及び冷却段階の間に、この間隙は、インサート部品26の周方向で見ると不均一に変化する。周方向セクション36でのインサート部品26の壁部35の規定された形成を通じて、タービンロータ19が回転する動作中に、特にラジアルタービン11の加熱段階及び冷却段階の間に、ラジアルタービン11の動翼20とインサート部品26との間のラジアル方向間隙は、インサート部品26の周方向で見ると一様になることが保証される。これに起因して、インサート部品26への動翼の衝突は、ラジアルタービン11が高効率な状態で防止される。
The nominal radial directional gap between the
本発明は、約120°の周方向範囲では、タービン流入ハウジング23とタービン流入ハウジング23に取り付けられたインサート部品26とは、他の周方向セクション以外の変形を受け、すなわち、この周方向セクション36では、インサート部品26へのタービンロータ19の動翼20の衝突がより起こり得るという理解に基づいており、このため、本発明によれば、この周方向セクション36におけるインサート部品26のラジアル方向内側壁部35が、ラジアル方向外側に引かれる。
In the present invention, in the circumferential range of about 120 °, the
図4は、インサート部品のラジアル方向内側壁部35がラジアル方向外側に引かれる、インサート部品26のこの周方向セクション36の正確な位置決め又は配置を描いている。従って、図4は、周方向セクション36が2つの端部37,38によって画成されることを示している。第1端部37は、選択的に、タービン流入ハウジング23の流入ダクト25の上流側の端部33又は下流側の端部34と一致しており、流入ダクト25の上流側の端部33は、流入ダクト25の流動方向32で見ると、タービン流入ハウジング23の流入フランジ30に隣接している。インサート部品26の壁部35がラジアル方向外側に引かれる周方向セクション36は、その第1端部37から始まってその第2端部38に向かって延在し、すなわち、流入ダクト25の流動方向32で見ると、流入ダクト25の流動方向に逆らって延在している。
FIG. 4 depicts the precise positioning or placement of this
従って、ラジアル方向内側壁部35がラジアル方向外側に引かれるインサート部品26の周方向セクション36は、流入ダクト25の周方向セクションを介して延び、これは、流入ダクト25の流動方向32で見ると、流入ダクト25の下流側の端部34と面するように、後方に位置づけられる。
Therefore, the
図4によれば、流入ハウジング30の長手方向中心軸40が、インサート部品26の長手方向中心軸41に対して垂直に突出するように延びている。
According to FIG. 4, the longitudinal
図4は、タービン流出ハウジング24が係合するタービン流入ハウジングの接続フランジ39をさらに描いている。
FIG. 4 further depicts a connecting
本発明によるラジアルタービン11は、選択的には、遠心圧縮機12を備える、図1に示されるターボチャージャー10内で使用される。
The
本発明は、ラジアルタービン11及びラジアルタービン11を備えるターボチャージャー10に関するだけでなく、現場ですでに据え付けられたラジアルタービン11又はターボチャージャー10を改良することができる上記のようなインサート部品26にさらに関する。従って、既存のインサート部品を本発明によるインサート部品26と置換することによって、現場に据え付けられた従来のラジアルタービン11が、改良されるか、又は本発明によるラジアルタービン11に変更されることができる。
The present invention relates not only to the
すでに説明したように、インサート部品26の壁部35は、周方向セクション36においてラジアル方向外側に引かれる。これに起因して、ラジアル方向内側壁部35における流動に関連する半径は、周方向セクション36において拡大される。この拡大は、周方向範囲36全体にわたって一定であるが、これと対照的に、流動に関連するこの半径の拡大が、周方向領域36にわたって変化することも可能である。
As described above, the
周方向セクション36の端部37,38から始まってラジアル方向外側への半径の拡大、従って壁部35の引張りは、まず、その中心に向かって連続的に増大し、その後、周方向セクション36の中間領域において一定のままとなることが提供される。
The radial extension of the radius starting from the
10 ターボチャージャー、11 タービン、12 圧縮機、13 圧縮機ロータ、14 シャフト、15 動翼、16 圧縮機流出ハウジング、17 圧縮機流入ハウジング、18 インサート部品、19 タービンロータ、20 動翼、21 シャフト、22 軸受ハウジング、23 タービン流入ハウジング、24 タービン流出ハウジング、25 流入ダクト、26 インサート部品、27 保護装置、28 保護装置、29 保護装置、30 フランジ、31 フランジ、32 流動方向、33 端部、34 端部、35 壁部、36 周方向セクション、37 端部、38 端部、39 接続フランジ、40 長手方向中心軸、41 長手方向中心軸 10 turbocharger, 11 turbine, 12 compressor, 13 compressor rotor, 14 shaft, 15 bearing, 16 compressor outflow housing, 17 compressor inflow housing, 18 insert parts, 19 turbine rotor, 20 bearing, 21 shaft, 22 Bearing housing, 23 Turbine inflow housing, 24 Turbine outflow housing, 25 Inflow duct, 26 Insert parts, 27 Protective device, 28 Protective device, 29 Protective device, 30 Flange, 31 Flange, 32 Flow direction, 33 end, 34 end Part, 35 wall part, 36 circumferential section, 37 end part, 38 end part, 39 connection flange, 40 longitudinal central axis, 41 longitudinal central axis
Claims (6)
前記タービンハウジングが、タービン流入ハウジング(23)と、タービン流出ハウジング(24)と、前記タービン流入ハウジング(23)に取り付けられたインサート部品(26)と、を備え、
前記インサート部品(26)が、ラジアル方向外側から前記タービンロータ(19)の動翼(20)と隣接し、且ついくらかのセクションでは前記動翼(20)の領域における前記ラジアルタービンの流動ダクトを画成する、ラジアルタービン(11)において、
前記タービン流入ハウジング(23)が、流入フランジ(30)と、周方向においてらせん状又はスパイラル状に広がる流入ダクト(25)と、を備え、前記流入ダクト(25)が、前記流入ダクト(25)の流動方向で見ると、前記流入フランジ(30)と隣接する上流側の端部(33)と、前記流入ダクト(25)の流動方向で見ると下流側の端部(34)と、を備え、
前記流動ダクトを画成する前記インサート部品(26)の壁部(35)が、前記動翼(20)と前記インサート部品(26)との間の、静止しているタービンロータの公称ラジアル方向間隙をいくらかのセクションにおいて拡大した状態で、前記インサート部品(26)の長手方向中心軸(41)に対して所定の周方向範囲を有する周方向セクション(36)でラジアル方向外側に引かれており、
前記周方向セクション(36)が、前記流入ダクト(25)の前記上流側の端部(33)によって第1端部(37)で画成され、且つ前記第1端部(37)から始まって、第2端部(38)に向かって、前記流入ダクト(25)の前記流動方向に逆らって前記流入ダクトの前記流動方向に基づいて延在していることを特徴とするラジアルタービン。 A radial turbine (11) for a turbocharger having a turbine housing and a turbine rotor (19).
The turbine housing comprises a turbine inflow housing (23), a turbine outflow housing (24), and an insert component (26) attached to the turbine inflow housing (23).
The insert component (26) is adjacent to the blade (20) of the turbine rotor (19) from the outside in the radial direction and, in some sections, delineates the flow duct of the radial turbine in the region of the blade (20). In the radial turbine (11)
The turbine inflow housing (23) includes an inflow flange (30) and an inflow duct (25) that spreads in a spiral or spiral shape in the circumferential direction, and the inflow duct (25) is the inflow duct (25). When viewed in the flow direction of, the upstream end (33) adjacent to the inflow flange (30) and the downstream end (34) when viewed in the flow direction of the inflow duct (25) are provided. ,
The wall portion (35) of the insert component (26) defining the flow duct is the nominal radial directional gap of the stationary turbine rotor between the rotor blade (20) and the insert component (26). Is pulled outward in the radial direction by a circumferential section (36) having a predetermined circumferential range with respect to the longitudinal central axis (41) of the insert component (26) in a state of being enlarged in some sections .
The circumferential section (36) is defined at the first end (37) by the upstream end (33) of the inflow duct (25) and begins at the first end (37). , toward the second end (38), the inlet duct (25) said counter to the direction of flow not extend on the basis of the flow direction of the inflow duct radial turbine characterized by Rukoto of.
前記圧縮機(12)が、圧縮機ハウジング(16,17)及び圧縮機ロータ(13)を備え、前記ラジアルタービン(11)が、タービンハウジング(23,24)及びタービンロータ(19)を備え、前記圧縮機ロータ(13)及び前記タービンロータ(19)が、軸受ハウジング(22)内に取り付けられたシャフト(14,21)を介して連結される、ターボチャージャー(10)において、
前記ラジアルタービン(11)が、請求項1から4のいずれか一項に記載のラジアルタービンとして構成されていることを特徴とするターボチャージャー(10)。 A turbocharger (10) having a compressor (12) and a radial turbine (11).
The compressor (12) comprises a compressor housing (16, 17) and a compressor rotor (13), and the radial turbine (11) comprises a turbine housing (23, 24) and a turbine rotor (19). In the turbocharger (10), in which the compressor rotor (13) and the turbine rotor (19) are connected via shafts (14, 21) mounted in a bearing housing (22).
A turbocharger (10), wherein the radial turbine (11) is configured as the radial turbine according to any one of claims 1 to 4.
Applications Claiming Priority (2)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
DE102015016486.4A DE102015016486A1 (en) | 2015-12-17 | 2015-12-17 | Radial turbine, turbocharger and insert for a turbine housing of the radial turbine |
DE102015016486.4 | 2015-12-17 |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
JP2017110631A JP2017110631A (en) | 2017-06-22 |
JP6877952B2 true JP6877952B2 (en) | 2021-05-26 |
Family
ID=58993427
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
JP2016208464A Active JP6877952B2 (en) | 2015-12-17 | 2016-10-25 | Insert parts for radial turbines, turbochargers and turbine housings for radial turbines |
Country Status (5)
Country | Link |
---|---|
JP (1) | JP6877952B2 (en) |
KR (1) | KR20170072791A (en) |
CN (1) | CN106968723B (en) |
CH (1) | CH711975B1 (en) |
DE (1) | DE102015016486A1 (en) |
Families Citing this family (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
DE102017127628A1 (en) * | 2017-11-22 | 2019-05-23 | Man Energy Solutions Se | Turbine and turbocharger |
DE102018105827A1 (en) * | 2018-03-14 | 2019-09-19 | Man Energy Solutions Se | Formwork of a turbocharger and turbocharger |
DE102018107264A1 (en) * | 2018-03-27 | 2019-10-02 | Man Energy Solutions Se | Centrifugal compressor and turbocharger |
CN111365085A (en) * | 2020-04-10 | 2020-07-03 | 无锡康明斯涡轮增压技术有限公司 | Turbocharger volute |
Family Cites Families (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
DE102008000849A1 (en) * | 2008-03-27 | 2009-10-01 | Bosch Mahle Turbo Systems Gmbh & Co. Kg | Exhaust gas turbocharger for vehicles, has housing, in which guide vane module is inserted centered to rotating axis of turbine, where guide vane of guide vane module is arranged between base plate and cover plate |
AT506001B1 (en) * | 2009-01-29 | 2010-08-15 | Avl List Gmbh | ABGASTURBINE FOR AN EXHAUST BURGLAR |
DE102009007735A1 (en) * | 2009-02-05 | 2010-08-12 | Daimler Ag | Double-flow turbine housing for exhaust gas turbocharger of e.g. internal combustion engine, has guide vane arranged in transfer region between spiral channel and space, and intermediate wall sectionwise integrally designed with vane |
DE102010064047A1 (en) * | 2010-12-23 | 2012-06-28 | Man Diesel & Turbo Se | Fluid flow machine has housing with fluid guiding housing and bearing housing that is connected with fluid guiding housing, where impeller is mounted in fluid guiding housing over central impeller shaft in rotating manner |
DE102011010744A1 (en) * | 2011-02-09 | 2012-08-09 | Daimler Ag | Turbine for an exhaust gas turbocharger and turbocharger with such a turbine |
-
2015
- 2015-12-17 DE DE102015016486.4A patent/DE102015016486A1/en active Pending
-
2016
- 2016-08-30 CH CH01123/16A patent/CH711975B1/en unknown
- 2016-10-25 JP JP2016208464A patent/JP6877952B2/en active Active
- 2016-12-06 KR KR1020160164986A patent/KR20170072791A/en unknown
- 2016-12-16 CN CN201611166127.6A patent/CN106968723B/en not_active Expired - Fee Related
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
CH711975B1 (en) | 2020-11-30 |
CN106968723B (en) | 2020-01-10 |
DE102015016486A1 (en) | 2017-06-22 |
CH711975A2 (en) | 2017-06-30 |
JP2017110631A (en) | 2017-06-22 |
CN106968723A (en) | 2017-07-21 |
KR20170072791A (en) | 2017-06-27 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
JP6877952B2 (en) | Insert parts for radial turbines, turbochargers and turbine housings for radial turbines | |
US9328738B2 (en) | Turbine scroll part structure | |
CN104653480B (en) | Rotating machinery | |
KR101665702B1 (en) | Methods, systems and/or apparatus relating to inducers for turbine engines | |
US20140321998A1 (en) | Housing section of a turbine engine compressor stage or turbine engine turbine stage | |
US10436218B2 (en) | Compressor cover, centrifugal compressor, and turbocharger, and compressor cover manufacturing method | |
KR20200010091A (en) | Turbine shroud including plurality of cooling passages | |
US10823178B2 (en) | Radial compressor and turborcharger | |
JP2016040448A (en) | Compressor stator vane, axial compressor, and gas turbine | |
JP5866836B2 (en) | Centrifugal compressor | |
JP2008133829A (en) | Device for facilitating reduction of loss in turbine engine | |
KR101055231B1 (en) | Turbine housing | |
JP2017115876A (en) | Manifold for use in clearance control system and manufacturing method | |
CN106996321B (en) | Exhaust frame | |
JP2012072708A (en) | Gas turbine and method for cooling gas turbine | |
JP2019094899A (en) | Turbine and turbocharger | |
US20150167488A1 (en) | Adjustable clearance control system for airfoil tip in gas turbine engine | |
JP2009257177A (en) | Centrifugal compressor | |
CN110753782B (en) | Apparatus for cooling an annular outer turbine casing | |
JP6429764B2 (en) | gas turbine | |
US10378432B2 (en) | Radial turbine casing | |
CN109854376B (en) | Axial compressor for a gas turbine engine and gas turbine engine comprising said axial compressor | |
RU2567892C1 (en) | High-pressure compressor stator | |
JP5478576B2 (en) | gas turbine | |
US20140037439A1 (en) | Turbomachine exhaust diffuser |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
A621 | Written request for application examination |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A621 Effective date: 20190520 |
|
A977 | Report on retrieval |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A971007 Effective date: 20200618 |
|
A131 | Notification of reasons for refusal |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A131 Effective date: 20200706 |
|
A521 | Written amendment |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A523 Effective date: 20201006 |
|
A02 | Decision of refusal |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A02 Effective date: 20201102 |
|
A521 | Written amendment |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A523 Effective date: 20210302 |
|
C60 | Trial request (containing other claim documents, opposition documents) |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: C60 Effective date: 20210302 |
|
A911 | Transfer of reconsideration by examiner before appeal (zenchi) |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A911 Effective date: 20210312 |
|
C21 | Notice of transfer of a case for reconsideration by examiners before appeal proceedings |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: C21 Effective date: 20210315 |
|
TRDD | Decision of grant or rejection written | ||
A01 | Written decision to grant a patent or to grant a registration (utility model) |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A01 Effective date: 20210329 |
|
A61 | First payment of annual fees (during grant procedure) |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A61 Effective date: 20210428 |
|
R150 | Certificate of patent or registration of utility model |
Ref document number: 6877952 Country of ref document: JP Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R150 |