CN102165142A - 可变几何涡轮机 - Google Patents

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Abstract

一种可变几何涡轮机，其包括：涡轮机叶轮(5)，其支撑在壳体(1)内以便围绕涡轮机轴线转动；在第一和第二壁构件(11，12)的相对径向入口表面之间限定的环形入口通道(9)，所述第一和第二壁构件的至少之一可沿着涡轮机轴线运动以便改变入口通道的尺寸；横过入口通道延伸的叶片阵列(14)，所述叶片连接到所述第一壁构件；由第二壁构件限定的叶片槽(28)的互补阵列，所述叶片槽设置成接纳所述叶片以便适应在第一和第二壁构件之间的相对运动；第二壁构件包括至少两个轴向相邻的共轴板(29，30)，所述板的第一板(29)限定第一阵列的开孔，第一阵列的开孔叠置在由所述板的第二板(30)限定的第二阵列的开孔上，以便限定所述叶片槽阵列，所述第一板固定到所述第二板。

Description

可变几何涡轮机
技术领域
本发明涉及可变几何涡轮机。具体的，但不是排它性的，本发明涉及可变几何涡轮增压器。
背景技术
传统的涡轮机一般包括安装于连接到发动机出口歧管下游的涡轮机壳体内的可转动轴上的排气驱动涡轮机叶轮。涡轮机叶轮的转动要么驱动安装于压缩机壳体内的轴的另一端上的压缩机叶轮以便将压缩空气传送到发动机吸气歧管，要么驱动将机械能传送到发动机飞轮或曲轴的齿轮。发动机轴通常由径向轴承和止推轴承支撑，包括位于轴承壳体内的合适润滑系统。
涡轮增压器是众所周知的用于将空气以高于大气压的压力(进气压力)供给到内燃机吸气管的装置。在涡轮增压器中，涡轮级包括其内安装涡轮机叶轮的涡轮室；由设置在涡轮室周围的相对径向壁限定的环形入口通道；围绕入口通道设置的入口；自涡轮室延伸的出口通道。通道和涡轮室连通，这样允许进入入口腔室的增压排气经由涡轮机通过入口通道流动到出口通道并且使得涡轮机叶轮转动。通过在入口通路中设置叶片(也称为喷嘴叶片)以便使得通过入口通道朝向涡轮机叶轮转动方向流动的气体偏转从而可改善涡轮机性能。
涡轮机可以是定几何或可变几何类型。可变几何涡轮机与定几何涡轮机的区别在于入口通道的尺寸可改变以便使得气体流速以一定范围的质量流动速率最优化，从而涡轮机的动力输出可改变以便适合各种的发动机需求。例如，当被传送到涡轮机的排气体积相对低的情况下，达到涡轮机叶轮的气体速度维持在通过降低环形入口通道的尺寸确保足够的涡轮机操作的水平。设有可变几何涡轮机的涡轮增压器称为可变几何涡轮增压器。
在一种已知类型的可变几何涡轮机中，通常称为“喷嘴环”的轴向可动壁构件限定入口通道的一个壁。喷嘴环相对于面向入口通道的壁的位置是可调节的以便控制入口通道的轴向宽度。这样例如，当流动通过涡轮机的气体增加时，入口通道宽度可减小以便维持气体速度和使得涡轮机输出最优化。该配置与另一种类型的可变几何涡轮机的不同之处在于可变导向叶片阵列包括设置成枢转以便打开和关闭入口通道的可调节摆动导向叶片。
喷嘴环可设有叶片，叶片延伸到入口以及延伸通过以限定面向入口通道的壁的“罩”设置的叶片槽，以便适应喷嘴环的运动。可选的叶片可从固定的面向壁延伸以及延伸通过设置在喷嘴环中的叶片槽。
通常，喷嘴环可包括径向延伸壁(限定入口通道的一个壁)以及延伸到喷嘴环的径向面之后的环腔内的径向内部和外部轴向延伸的壁或凸缘。环腔形成在涡轮增压器壳体(通常要么是涡轮机壳体或涡轮增压器轴承壳体)的一部分内以及适应喷嘴环的轴向运动。凸缘可相对于腔室壁密封以便减少或防止围绕喷嘴环后部的泄漏。
在可变几何涡轮机的一种通常配置中，喷嘴环支撑在平行于涡轮机叶轮的转动轴线延伸的杆上并且可通过使得杆轴向位移的致动器而运动。喷嘴环致动器可采取各种形式，包括气动、液压和电的形式，并且可以各种方式联接到喷嘴环。致动器将通常在发动机控制单元(ECU)的控制下调节喷嘴环的位置以便改变通过涡轮机的气流从而满足性能需求。
如上所述，当喷嘴环移动以便调节入口通道的轴向宽度时，导向叶片可延伸到在罩板内的精确限定的叶片槽内以便适应运动。通常，通过由杆转动来制备罩板，在此每一板基本是一材料盘，通常设有围绕盘的周缘延伸的周向沟槽以便适应将盘保持在涡轮机壳体内的定位环。在转动后，通过数字控制(NC)激光切割一次在盘内产生一个叶片槽而制备上述叶片槽。为了确保喷嘴环和罩板组件的有效功能，重要的是叶片槽的尺寸、形状和位置与导向叶片的尺寸、形状和位置精确匹配。这给罩板和支撑导向叶片的喷嘴环的制备带来非常细微的偏差。因此罩板和喷嘴环的制备是不希望的复杂化和成本昂贵的过程，其需要对各种不同制备工艺进行非常谨慎的控制以便同时满意地确保两个组件的功能。
发明内容
本发明的目的在于克服或减少上述的一个或多个问题。
根据本发明的第一方面，提供可变几何涡轮机，其包括：
涡轮机叶轮，其支撑在壳体内以便围绕涡轮机轴线转动；
在第一和第二壁构件的相对径向入口表面之间限定的环形入口通道，所述第一和第二壁构件的至少之一可沿着涡轮机轴线运动以便改变入口通道的尺寸；
横过入口通道延伸的叶片阵列，所述叶片连接到所述第一壁构件；
由第二壁构件限定的叶片槽的互补阵列，所述叶片槽设置成接纳所述叶片以便适应在第一和第二壁构件之间的相对运动；
其中第二壁构件包括至少两个轴向相邻的共轴板，所述板的第一板限定第一阵列开孔，第一阵列的开孔叠置在由所述板的第二板限定的第二阵列开孔上，以便限定所述叶片槽阵列，所述第一板固定到所述第二板。
由至少两个轴向相邻的共轴板形成第二壁构件是有利的，因为其可简化为了适应特定应用来制备具有合适尺寸的壁构件和叶片槽配置的工艺。优选的，共轴板相对于彼此同心设置。此外，板优选为环形。
在一个优选实施例中，所述第一阵列开孔中的至少一个开孔的横向于所述涡轮机轴线的横断面形状，更紧密地匹配该至少一个开孔被设置所接收的叶片的横向于所述涡轮机轴线的横断面形状，而不是匹配所述第二阵列开孔中的至少一个开孔的横向于所述涡轮机轴线的横断面形状。在第二板的至少一开孔中设置较不紧密匹配其预期接纳的叶片横断面形状的横断面形状使得在制备第二板时可采用更廉价和更简便的制备工艺。例如，当第一板中的开孔的横断面形状优选非常类似于开孔预期接纳的叶片的横断面形状时，在第二板中的开孔(位于下面)可具有诸如圆形、方形、矩形或椭圆形的相对简单的横断面形状，只要第二板中的开孔足够大以便包围第一板中的开孔(位于上面)即可。因此优选所述第一阵列开孔中的所述至少一开孔可轴向叠置到所述第二开孔阵列中的所述至少一开孔上，以便限定所述阵列叶片槽的一个槽。
在一个优选实例中，第二板中的开孔具有基本矩形的横断面形状，但是为了便于制备，矩形的短边是弯曲的。
在进一步优选的实施例中，所述第一板可相对于所述第二板转动和/或径向固定。优选的，第一板相对于第二板可基本转动和径向固定。第一和第二板可层压到一起。此外，第一板和第二板可通过粘合剂、铜焊、铆钉、螺钉、焊接等固定到一起。
所述第一和第二板的一个板可限定至少一轴向延伸的突出部，诸如半剪结构或定位销，上述突出部设置成接纳于由第一和第二板的另一板限定的互补凹槽内。
第一和第二板可相对于第一壁构件轴向定位以便适合特定应用。为了某些应用，对于第一板而言比所述第二板更接近所述第一壁构件轴向定位是优选的，或者对于所述第二板而言比所述第一板更接近所述第一壁构件轴向定位是优选的。
第二壁构件可包括任意数目的附加共轴或同心板。这样，第二壁构件可包括轴向接近所述第二板的至少一第三共轴或同心板，所述第三板限定第三开孔阵列，其叠置在由第二板限定的第二阵列开孔上，以便进一步限定所述叶片槽阵列。第三板可为环形。这样优选第二板夹置于第一和第三板之间。
为了进一步简化和降低制备第三(以及任意随后的)的共轴或同心板的成本，优选所述第一阵列开孔中的至少一个开孔的横向于所述涡轮机轴线的横断面形状更紧密地匹配叶片的横向于所述涡轮机轴线的横断面形状，这样所述至少一个开孔设置成接纳所述第三阵列开孔中的至少一个开孔的横向于所述涡轮机轴线的横断面形状。
第三阵列开孔的横断面形状可与第二阵列开孔的横断面形状相同或不同。这样，所述第三阵列开孔中的至少一个开孔的横向于所述涡轮机轴线的横断面形状与所述第二阵列开孔的至少一个开孔的横向于所述涡轮机轴线的横断面形状基本匹配。
优选所述第三阵列开孔中的所述至少一个开孔轴向叠置在所述第二阵列的开孔的所述至少一个开孔上，以便进一步限定所述叶片槽阵列的一个槽。
优选第三板固定到第二板。
第三板可层压到第二板。此外，第三板可通过粘合剂、铜焊、铆钉、螺钉、焊接等固定到第二板。
所述第二和第三板的其中一个可限定至少一轴向延伸的突出部(例如半剪结构销或定位销)，上述突出部设置成接纳于由第二和第三板的其中另一个限定的互补凹槽内。
第二壁构件可以任何合适的方式支撑在涡轮机壳体内，只要固定第二壁构件的装置适于特定应用即可。
所述第二壁构件可限定围绕第二壁构件的轴向最外部边缘延伸的周向沟槽，所述沟槽设置成接纳定位环以便将第二壁构件保持在涡轮机壳体内。这可通过使得第一和第三板具有比第二板相对大的直径来实现，这样三个板在直径上的差异至少部分限定所述周向沟槽。
代替使用定位环，可采用诸如螺栓、铆钉等一些形式的紧固件来将第二壁构件连接到涡轮机壳体。在该情况下，形成用于构成第二壁构件的所述板的至少之一是有利的，以便限定大于构成第二壁构件的一个或多个其它板的外径，这样一个或多个紧固件可通过较大板的径向延伸部分插入并且插入到涡轮机壳体内，由此将第二壁构件固定到壳体。
在本发明的第二方面，提供一种可变几何涡轮机，其包括：
涡轮机叶轮，其支撑在壳体内以便围绕涡轮机轴线转动；
在第一和第二壁构件的相对径向入口表面之间限定的环形入口通道，所述第一和第二壁构件的至少之一可沿着涡轮机轴线运动以便改变入口通道的尺寸；
横过入口通道延伸的叶片阵列，所述叶片连接到所述第一壁构件；
由第二壁构件限定的叶片槽的互补阵列，所述叶片槽设置成接纳所述叶片以便适应在第一和第二壁构件之间的相对运动；
其中第二壁构件包括至少两个轴向相邻的共轴板，所述共轴板的第一个限定第一阵列开孔，第一阵列的开孔叠置在由所述共轴板的第二个限定的第二阵列开孔上，以便限定所述叶片槽阵列，此外，其中所述第一共轴板相对于所述第二共轴板可转动和/或径向运动。
以该方式，可以调节第一阵列开孔相对于第二阵列开孔的精确定位，将由此调节由第一和第二阵列开孔的重叠区域限定的叶片槽位置。对于连接到所述第一壁构件的特定叶片阵列而言，这允许将叶片槽在第二壁构件中的配置最优化。这是有利的，因为其允许制备具有更大偏差的所述叶片阵列，从而降低制备第一壁构件和叶片阵列的成本和复杂性。
在一个优选实施例中，第二板比第一板更轴向靠近第一壁构件定位。这导致第二板面向涡轮机的入口通道内。这样，在其中第一阵列开孔中的开孔的横断面形状比第二阵列开孔更紧密匹配叶片的横断面形状的实施例中，是第二阵列的开孔而不是第一阵列的开孔暴露于流动通过涡轮机入口通道的气体。在某些实施例中，这将导致具有更大横横断面面积的第二板中的开孔面向入口通道内，以及具有较小横横断面面积的第一板中的开孔面向相反方向，该相反方向朝向第一壁构件连接到其的涡轮机壳体壁。
优选的，所述第二板可基本相对于所述涡轮机壳体转动和/或径向固定。更优选的，所述第二板例如通过诸如螺栓、铆钉等的合适类型的紧固件基本转动同时径向固定到涡轮机壳体。
在第二板可具有大于第一板的直径使得第二板的一个区域径向延伸到第一板的周向边缘之外的一个实施例中，第二板的所述区域与一个或多个紧固件合作以便将所述第二板紧固到涡轮机壳体。可以使用任何所需数目的任何合适类型的紧固件，但是设想使用接纳在由第二板的径向延伸到第一板周向边缘之外的区域限定的孔内的至少三个或四个螺栓是有利的。
应该意识到重要的是确保第一板和第二板可相对于彼此运动而不导致对任一板的不期望水平的磨损。此外，板之间的不期望的高水平的摩擦将损坏它们，使它们易于出现故障和/或腐蚀。因此第一和第二板的至少一个板的面向第一和第二板的另一板的表面可设有抗磨损、抗摩擦和/或抗腐蚀的涂层。
在本发明的其中第一板可相对于第二板转动和/或径向运动的第二方面中，在适用于第一壁构件和叶片阵列的第二壁构件的初始优化过程中上述仅仅是可能的情况。通过实例的方式，可在第一板和第二板之间应用铜焊，以及在足够高的温度下将叶片插入到其相应的叶片槽内，这样铜焊保持足够的流动性表以便允许板之间的相对转动和/或径向运动。对于该特定叶片阵列而言，一旦确定第一板相对于第二板的最佳相对位置，则可降低第二壁构件的温度，这样铜焊固化，由此将第一板和第二板固定到一起，从而不再可能进行转动和/或径向运动。可选的，第一板和第二板可设置成在涡轮机的整个使用寿命中允许自由转动和/或径向运动。
在本发明第一方面的进一步优选的实施例中，所述第一板可包括限定所述第一阵列开孔的相应第一开孔和第二开孔的第一部段和第二部段，所述第一部段在第一板的主平面内可相对于所述第二部段进行位移。
在第一板形成为部段的该实施例中，部段可相对于彼此位移，这样可容易确定其相对于特定喷嘴环的最佳位移。因此本发明还提供了用于使得第二壁构件中的用于接纳来自特定第一壁构件的叶片的叶片槽配置最优化的方法。如上所述，可在使用前开始进行调节，例如，结合将第一板和第二板铜焊到一起的手段，或者可在一个或多个所述部段上设置合适的抗磨损、抗摩擦、抗腐蚀涂层，这样它们可在涡轮机的使用过程中在第一板的主平面内相对于彼此自由运动。
每一所述部段可包括通过径向内部边缘和径向外部边缘连接到一起的通常径向延伸的前缘和后缘。可在一个部段的前缘和相邻部段的后缘之间限定一余隙。该余隙则可适应相邻部段之间的相对位移。
所述径向内部边缘和径向外部边缘可具有不同长度。优选的，所述径向内部边缘比所述径向外部边缘短。这样，优选每一部段从其径向内部边缘扩展到其径向外部边缘。
所述前缘和后缘可相对于所述径向线向前扫掠。所述前缘相比所述后缘可以更大幅度向前扫掠。
所述前缘和后缘至少之一可相对于通过所述部段的径向线和涡轮机轴线弯曲。此外，每一部段的所述内部边缘和外部边缘的至少之一可弯曲。
因此优选的，第一板的每一部段具有半月形刀的横断面形状，如在下面参照图14A、14B和15所述的具体实施例中看到的那样。
优选的，每一部段的所述内部边缘和外部边缘两者都是弯曲的，并且所述内部边缘和外部边缘具有基本相同的曲率。
在本发明的优选形式中，所述第二板包括限定所述第二阵列开孔的相应第一开孔和第二开孔的第一部段和第二部段，第二板的所述第一部段在第二板的主平面内可相对于第二板的所述第二部段进行位移。
第一板的所述第一部段可轴向叠置在第二板的所述第一部段上。优选的，第一和第二板的叠置部段连接在一起，这样防止一个部段相对于其所叠置部段的转动和/或径向位移。可在叠置部段之间使用任意合适类型的连接，诸如铜焊。
以类似于第一板的部段的方式，第二板的每一所述部段可包括通过径向内部边缘和径向外部边缘连接到一起的通常径向延伸的前缘和后缘。
优选的，可在一个部段的前缘和相邻部段的后缘之间限定另一余隙。所述另一余隙可适应第二板的部段的相对位移。在此第一和第二板的叠置部段连接到一起以便整体运动，优选在第一板的部段之间限定的余隙和第二板的部段之间限定的余隙在形状上类似，以便在第一板的部段之间和第二板的部段之间提供类似程度的运动。
第二板的所述第一部段可相对于第一板的所述第一部段在周向上偏离，这样在第一板的部段之间限定的所述余隙相对于在第二板的部段之间限定的所述另一余隙在周向上偏离。以该方式，在第一板的部段之间限定的所述余隙在轴向上不叠置到在第二板的部段之间限定的所述余隙上，从而避免存在适于流动通过涡轮机入口通道的气体泄漏路径。
第一板的主平面和/或第二板的主平面可与涡轮机轴线基本垂直。
优选的，所述第一板比所述第二板更轴向接近所述第一壁构件定位。
第二板的周缘可接纳在由涡轮机壳体限定的径向延伸通道内。第二板可具有大于第一板的直径，这样第二板的一个区域可定位于第一板的径向外部，所述区域的至少一部分可通过保持构件保持于所述通道内。所述保持构件可比所述第二板更轴向接近所述第二壁构件定位。所述保持构件可紧固到涡轮机壳体。紧固装置可采取任意合适的形式，诸如螺栓、铆钉和/或螺钉。此外可应用任意所需数目和/或配置的紧固件。仅仅通过实例的方式，设想提供具有用于接纳合适紧固件的四个等角度间隔开的孔的保持构件是合适的。
包括在第二壁构件中的共轴或同心板的至少之一可由不锈钢形成。
根据本发明的第三方面，提供一种可变几何涡轮机，其包括：
涡轮机叶轮，其支撑在壳体内以便围绕涡轮机轴线转动；
在第一和第二壁构件的相对径向入口表面之间限定的环形入口通道，所述第一和第二壁构件的至少之一可沿着涡轮机轴线运动以便改变入口通道的尺寸；
横过入口通道延伸的叶片阵列，所述叶片连接到所述第一壁构件；
由第二壁构件限定的叶片槽的互补阵列，所述叶片槽设置成接纳所述叶片以便适应在第一和第二壁构件之间的相对运动；
其中第二壁构件包括限定第一阵列开孔以便限定所述阵列叶片槽的第一板，所述第一板包括限定所述第一阵列开孔的相应第一开孔和第二开孔的第一部段和第二部段，所述第一部段在第一板的主平面内可相对于所述第二部段进行位移。
优选的，第一板是环形的。
每一所述部段可包括通过径向内部边缘和径向外部边缘连接到一起的通常径向延伸的前缘和后缘。可在一个部段的前缘和相邻部段的后缘之间限定一余隙。该余隙则可适应相邻部段之间的相对位移。
所述径向内部边缘和径向外部边缘可具有不同长度。优选的，所述径向内部边缘比所述径向外部边缘短。这样，优选每一部段从其径向内部边缘扩展到其径向外部边缘。
所述前缘和后缘可相对于所述径向线向前扫掠。前缘向前扫掠的程度大于后缘。
所述前缘和后缘至少之一可相对于通过所述部段的径向线和涡轮机轴线弯曲。此外，每一部段的所述内部边缘和外部边缘的至少之一可弯曲。
因此优选的，第一板的每一部段具有半月形刀的横断面形状，如在下面参照图14A、14B和15所述的具体实施例中看到的那样。
每一部段的所述内部边缘和外部边缘两者都是弯曲的，并且所述内部边缘和外部边缘具有基本相同的曲率。
第一板的主平面可与涡轮机轴线基本垂直。
包括在第二壁构件中的第一板可由任何合适的材料形成，诸如不锈钢。
在第三方面的优选实施例中，第二壁构件包括轴向接近第一板定位的第二板，并且所述第二板相对于所述第一板共轴或同心配置，所述第一板限定第一阵列开孔，所述第一阵列开孔叠置在由第二板限定的第二阵列开孔上以便限定所述叶片槽阵列。
在该实施例的优选实例中，所述第一阵列开孔中的至少一个开孔的横向于所述涡轮机轴线的横断面形状更紧密地匹配叶片的横向于所述涡轮机轴线的横断面形状，这样所述至少一个开孔设置成接纳所述第二阵列开孔中的至少一个开孔的横向于所述涡轮机轴线的横断面形状。
以该方式，可制备第二阵列开孔中的所述开孔，所述开孔的偏差比第一阵列中的那些预期更紧密匹配叶片横断面形状的开孔的偏差更大，由叠置开孔限定的叶片槽预期适应上述叶片。如上关于本发明第一和第二方面的其它实施例的描述，允许将构成第二壁构件的板之一制备成具有更大偏差，从而降低制备该组件的成本和复杂性。
所述第一阵列开孔中的所述至少一开孔可轴向叠置到所述第二开孔阵列中的所述至少一开孔上，以便限定所述叶片槽阵列的一个槽。
在本发明的一个优选形式中，所述第二板包括限定所述第二阵列开孔的相应第一开孔和第二开孔的第一部段和第二部段，第二板的所述第一部段在第二板的主平面内可相对于第二板的所述第二部段进行位移。
所述第二板包括限定所述第二阵列开孔的相应第一开孔和第二开孔的第一部段和第二部段，第二板的所述第一部段在第二板的主平面内可相对于第二板的所述第二部段进行位移。
第一板的所述第一部段可轴向叠置在第二板的所述第一部段上。优选的，第一和第二板的叠置部段连接在一起，这样防止一个部段相对于其叠置的部段的转动和/或径向位移。可在叠置部段之间使用任意合适类型的连接，诸如铜焊。
以类似于第一板的部段的方式，第二板的每一所述部段可包括通过径向内部边缘和径向外部边缘连接到一起的通常径向延伸的前缘和后缘。
优选的，可在一个部段的前缘和相邻部段的后缘之间限定另一余隙。所述另一余隙可适应第二板的部段的相对位移。在此第一和第二板的叠置部段连接到一起以便整体运动，优选在第一板的部段之间限定的余隙和第二板的部段之间限定的余隙在形状上类似，以便在第一板的部段之间和第二板的部段之间提供类似程度的运动。
第二板的所述第一部段可相对于第一板的所述第一部段在周向上偏离，这样在第一板的部段之间限定的所述余隙相对于在第二板的部段之间限定的所述另一余隙在周向上偏离。以该方式，在第一板的部段之间限定的所述余隙在轴向上不叠置到在第二板的部段之间限定的所述余隙上，从而避免存在适于流动通过涡轮机入口通道的气体泄漏路径。
第二板的主平面可与涡轮机轴线基本垂直。
在本发明第一方面的其中至少第一板包括部段的附加实施例中，优选的，所述第一板比所述第二板更轴向接近所述第一壁构件定位。
第二板的周缘可接纳在由涡轮机壳体限定的径向延伸通道内。第二板可具有大于第一板的直径，这样第二板的一个区域可定位于第一板的径向外部，所述区域的至少一部分可通过保持构件保持于所述通道内。所述保持构件可比所述第二板更轴向接近所述第一壁构件定位。所述保持构件可紧固到涡轮机壳体。
紧固装置可采取任意合适的形式，诸如螺栓、铆钉和/或螺钉。此外可应用任意所需数目和/或配置的紧固件。仅仅通过实例的方式，设想提供具有用于接纳合适紧固件的四个等角度间隔开的孔的保持构件是合适的。
包括在第二壁构件中的第二板可由任何合适材料形成，诸如不锈钢。
叶片槽阵列可以基本环形的叶片槽阵列提供。包括在所述环形叶片槽阵列中的叶片槽可基本等角度间隔开。
所述第一和第二壁构件的其中一个可轴向运动，而所述第一和第二壁构件的其中另一个可固定。所述固定的壁构件可由所述壳体的面向壁限定。
根据本发明的第四方面，提供用于组装适于可变几何涡轮机的罩板的方法，所述罩板包括至少两个板，所述方法包括将所述板的第一板与所述板的第二板对准，这样由第一板限定的第一阵列开孔叠置在由第二板限定的第二阵列开孔上以便限定叶片槽阵列。
优选的，所述至少两个板相对于彼此同心对准。
形成本发明第四方面一部分的罩板可被认为是本发明第一方面的第二壁构件。此外，在应用至少两个板以便形成第二壁构件的本发明第三方面的优选实施例中，可同样应用如上限定的根据本发明第四方面的方法。
优选的，上述板是同心的和/或可配置成当安装在涡轮机中时，它们是共轴对准的。第一和第二板的对准可包括将诸如由所述第一和第二板的一个板限定的半剪结构或定位销的至少一突出部定位在由所述第一和第二板的另一板限定的互补凹槽内。
在本发明的第四方面的第一优选实施例中，在将第一和第二板对准之后，将所述板固定在一起，这样所述第一板可基本相对于所述第二板转动和/或径向固定。所述板可通过粘合剂、铜焊、铆钉、螺钉、焊接等固定到一起。在另一优选实施例中，在将第一和第二板对准之后，将所述板层压到一起，这样所述第一板可基本相对于所述第二板转动和/或径向固定。
在另一优选的实施例中，将第一和第二板对准可包括将连接到可变几何涡轮机喷嘴环的第一和第二叶片插入到所述阵列叶片槽的相应第一和第二叶片槽内。在将所述叶片插入到所述叶片槽内的过程中和/或将所述叶片插入到所述叶片槽内之后，上述板的一个板可相对于上述板的另一板转动和/或径向位移，以便调节第一阵列开孔叠置在第二阵列开孔上的程度，从而改变第一叶片槽相对于第二叶片槽的位置。以该方式，上述叶片槽之间的相对定向可最佳化以便适应连接到涡轮机喷嘴环的特定叶片阵列。可在使用涡轮机之前使得上述最佳化，在该情况下，第一和第二板可以调节后的最佳构造固定到一起。可选的，在涡轮机的使用过程中，上述板可保持相对于彼此运动的能力，这样在每次将所述阵列的叶片插入到叶片槽内时都基本进行上述最佳化。
在本发明的另一个优选实施例中，所述第一板可包括限定所述第一阵列开孔的相应第一开孔和第二开孔的第一部段和第二部段，所述第一部段在第一板的主平面内可相对于所述第二部段进行位移，所述方法还包括在将所述叶片插入到所述叶片槽内的过程中和/或将所述叶片插入到所述叶片槽内之后，使得所述第一部段在第一板的主平面内相对于所述第二部段位移，以便调节第一部段相对于第二部段的位置，从而改变第一叶片槽相对于第二叶片槽的位置。使得形成罩板部分的第一板包括部段能够将叶片槽的相对配置最佳化从而匹配位于涡轮机喷嘴环上的叶片配置。如上面关于前一优选实施例的描述，可在使用涡轮机之前进行最佳化，之后使得第一板的部段相对于彼此固定，或者在涡轮机的整个使用寿命中上述部段可保持可位移性，这样在每次将附连到双线式喷嘴环的叶片插入到叶片槽内时都进行上述最佳化。
形成罩板部分的所述板或每一板可以任何合适的方式由任意所需材料形成。例如，至少一个板可通过对不锈钢轧制条材冲压形成。
根据本发明的第五方面，提供用于制备适用于可变几何涡轮机的罩板的方法，所述罩板包括限定第一阵列开孔以便限定叶片槽阵列的第一板，并且所述第一板包括限定所述第一阵列开孔的相应第一和第二开孔的第一和第二部段，所述第一部段在第一板的主平面内可相对于所述第二部段位移，其中所述方法包括将连接到可变几何涡轮机喷嘴环的第一和第二叶片插入到所述阵列叶片槽的相应第一和第二叶片槽内，以及在将所述叶片插入到所述叶片槽内的过程中和/或将所述叶片插入到所述叶片槽内之后，使得所述第一部段在第一板的主平面内相对于所述第二部段位移，以便调节第一部段相对于第二部段的位置，从而改变第一叶片槽相对于第二叶片槽的位置，这样与对第一和第二部段的相对位置进行调节之前的情况相比，第一叶片槽相对于第二叶片槽的位置更紧密匹配第一叶片相对于第二叶片的位置。
本发明的第五方面应用具有若干部段的包括部段的板，上述部段可相对于彼此运动以便允许上述部段关于连接到可变几何涡轮机喷嘴环的叶片阵列的相对位移最佳化。如上关于本发明的前述方面所述的那样，一旦在使用涡轮机之前已经进行最佳化，则使得上述部段以其最佳化的定向固定到一起，或者上述部段可保持相对于彼此自由运动，这样在每次将所述阵列的叶片插入到由罩板限定的叶片槽内时都基本进行上述最佳化。
附图说明
从下述描述中将明了本发明的其它优势和优选特征。
现在将仅仅通过实例的方式参照附图对本发明的具体实施例进行描述，其中：
图1是已知的可变几何涡轮增压器的轴向横断面视图；
图2A是适用于可变几何涡轮机中的现有技术罩板的正视图；
图2B是沿着图2A所示罩板的线G-G所取的横断面视图；
图3A是根据本发明第一实施例的罩板的正视图；
图3B是图3A所示罩板的横断面视图；
图4A是图3A和图3B所示罩板的前面板的正视图；
图4B是图4A所示前面板的横断面视图；
图5A是图3A和图3B所示罩板的中间板的正视图；
图5B是图5A所示中间板的横断面视图；
图6A是图3A和图3B所示罩板的后部板的正视图；
图6B是图6A所示后部板的横断面视图；
图7是根据本发明第二实施例的罩板的横断面视图；
图8A是支撑在涡轮机壳体内的图7所示罩板的上面部分的横断面视图；
图8B是支撑在涡轮机壳体内的图7所示罩板的下面部分的横断面视图；
图9是根据本发明第三实施例的罩板的后部板的正视图；
图10是与图9所示后部板一起使用为了形成根据本发明的第三实施例的罩板的前面板的正视图；
图11是根据本发明第三实施例的罩板的横断面视图，其中图9所示的后部板附连到图10的前面板；
图12A是不具有罩板或喷嘴环的涡轮机壳体的横断面视图；
图12B是图12A所示涡轮机壳体的横断面视图，其中图11所示的罩板紧固到涡轮机壳体以及喷嘴环轴向接近罩板定位；
图13A是图12A所示涡轮机壳体的画圈部分(Circled)的细节横断面视图；
图13B是图12B所示画圈部分的细节横断面视图，示出图11所示的罩板连接到涡轮机壳体的连接装置；
图14A是根据本发明第四实施例的罩板的正视图；
图14B是图14A所示罩板的透视图；
图15是图14A所示罩板的一个部段的正视图；
图16A是涡轮机壳体的上面部分的横断面视图，其中图14A所示的罩板附连到壳体；
图16B是图16A所示的涡轮机壳体和罩板的横断面视图；
图17是图16A所示的涡轮机壳体和罩板的画圈区域C的细节横断面视图；
图18A是根据本发明第五实施例的安装在涡轮机壳体内的罩板的横断面视图；以及
图18B是形成图18A所示罩板的部分的包括部段的环形板的一部分的透视图。
具体实施方式
参照图1，其示出包括由中央轴承壳体3互连的可变几何涡轮机壳体1和压缩机壳体2的已知可变几何涡轮增压器。涡轮增压器的轴4从涡轮机壳体1通过轴承壳体3延伸到压缩机壳体2。涡轮机叶轮5安装到轴4的一端部上以便在涡轮机壳体1内转动，以及压缩机叶轮6安装到轴4的另一端部上以便在压缩机壳体2中转动。轴4围绕位于定位在轴承壳体3内的轴承组件上的涡轮增压器轴线4a转动。
涡轮机壳体1限定涡形入口7，来自内燃机(未示出)的气体传送到该涡形入口7。排气经由环形入口通道9和涡轮机叶轮5从涡形入口7流动到轴向出口通道8。入口通道9在一侧上由可动环形壁构件11(也称为“喷嘴环”)的径向壁的面10限定，以及在相对侧上由形成入口通道9的面向喷嘴环11的壁的环形罩12限定。罩12覆盖在涡轮机壳体1内的环形凹槽13的开孔。
喷嘴环11支撑在周向上且同等间隔开的入口叶片14的阵列，每一叶片横过入口通道9延伸。叶片14定向成使得流动通过入口通道9的气体朝向涡轮机叶轮5的转动方向偏转。当喷嘴环11紧接环形罩12时，叶片14突出通过合适地配置于罩12内的槽并且突出到凹槽13内。
喷嘴环11的位置由在US5,868,552中公开类型的致动器组件控制。致动器(未示出)可操作以便经由致动器输出轴(未示出)调节喷嘴环11的位置，致动器输出轴联接到轭15。轭15依次啮合支撑喷嘴环11的轴向延伸的致动杆16。因此，通过致动器(该致动器例如可以是气动的或电的)的合适控制，可以控制杆16的轴向位置以及因此控制喷嘴环11的位置。涡轮机叶轮5的速度取决于通过环形入口通道9的气体速度。对于流动通过入口通道9的固定的气体质量速率而言，气体速度是入口通道9的宽度的函数，即根据入口通道9的宽度变化，入口通道9的宽度通过控制喷嘴环11的轴向位置而可调节。图1示出完全开放的环形入口通道9。通过使得喷嘴环11的面10朝向罩12移动而可使得入口通道9关闭到最小程度。
喷嘴环11具有轴向延伸的径向内部环形凸缘17和外部环形凸缘18，上述凸缘延伸到设置于涡轮机壳体1内的环形空腔19内。内部密封圈20和外部密封圈21设置成相对于环形空腔19的相应内部环形表面和外部环形表面来密封喷嘴环11，同时允许喷嘴环11在环形空腔19内滑动。内部密封圈20支撑在形成于空腔19的径向内部环形表面中的环形沟槽内并且压靠喷嘴环11的内部环形凸缘17。外部密封圈20支撑在形成于空腔19的径向外部环形表面中的环形沟槽内并且压靠喷嘴环11的外部环形凸缘18。
从涡形入口7流到出口通道8的气体在涡轮叶片5上经过，因此扭矩施加到轴4上以便驱动压缩机叶轮6。压缩机叶轮6在压缩机壳体2内的转动使得存在于空气入口22中的环境空气增压，并且驱动增压空气到达空气涡形出口23，空气从空气涡形出口23喂入到内燃机(未示出)。
参照图2A和2B，示出适用于可变几何涡轮机中的现有技术的罩板。罩板24为环形，并且限定用于接纳附连到图1所示种类的可变几何涡轮机的喷嘴环的环形阵列的叶片槽25。每一叶片槽25与另一叶片槽25的相对定位以及每一叶片槽25的横断面形状应该非常谨慎地控制，以确保每一叶片正确地接纳在其相应的叶片槽25内，同时还确保将在叶片槽25上经过的气流扰动最小化。因此罩板24根据每一叶片槽25的形状和位置可以非常高的偏差制备，以确保罩板24与喷嘴环(未示出)相结合的正确功能。罩板24限定围绕罩板24的径向最外边缘延伸的周向槽26。周向槽26接纳环(未示出)以便将罩板24支撑在涡轮机壳体内。
罩板24通过由杆转动来制备。一旦形成坯料盘，则将周向槽26切割成坯料盘的径向外部边缘。然后例如利用激光切割手段将叶片槽25切割通过坯料盘。通常，按顺序切割叶片槽25，也就是一次切割一个，使得制备过程相对长和昂贵。
图3A和图3B示出根据本发明的罩板27的第一实施例。罩板27同样还是通常的环形，并且限定用于接纳连接到图1所示种类的几何可变涡轮机的喷嘴环的叶片的叶片槽28的阵列。
罩板27由三个共轴、同心的板29、30、31构成，上述板层压到一起以便防止上述板的一个板相对于其它板的任何转动或径向运动。上述板29、30、31可以例如铜焊的任意合适方式层压到一起。在将堆叠的板29、30、31放置在熔炉之后进行合适的冷却之前，可将硬钎焊涂覆(例如通过无电镀镍)在中心板30的两个径向面上，然后按压两个外部板29，31使其彼此接触。在图3A和3B所示的实施例中，上述板29、30、31设置成使得板29成为将面对可变几何涡轮机的涡形入口的前面板(或外部板)，因此该板29将暴露于从涡形入口流到涡轮机出口通道的气体。预期面对涡轮机壳体的板是板31，其通常成为后部板(或内部板)。后部板31限定三个轴向延伸的突出部32，上述突出部32接纳于由板30限定的互补凹槽33内，板30位于前面板29和后部板31的中间。突出部32可为允许后部板31和中间板30精确对准的定位销、半剪结构或任意其它合适的形式。类似的，中间板30也设有若干轴向延伸的突出部34，上述突出部34接纳于由前部板29限定的互补凹槽35内，由此提供确保中间板30相对于前面板29精确对准的装置。
类似于诸如半剪结构或销的轴向延伸的突出部可在前面板29中形成，从中心板30和后部板31向前且远离中心板30和后部板31突出，这样，突出部将在使用过程中朝向喷嘴环突出。以该方式，这些突出部可控制在喷嘴环和罩板27之间的涡轮机的最小入口通道宽度。这种突出部可增补或替换为了同样目的而通常形成于喷嘴环的径向面上的垫体，从而降低制备喷嘴环的成本和复杂性。
从图3A和3B上可看出，中间板30具有小于前面板29和后部板31的外径。这是为了提供具有周向槽36的罩板27，周向槽36围绕其径向外部边缘延伸以便接纳环(未示出)从而将罩板27支撑在涡轮机壳体(未示出)内。将意识到提供周向槽36以便执行与图2A和2B中所示的现有技术罩板的周向槽26基本相同的功能。现在将对构成本发明罩板27的三个板29、30、31的每一板进行更详细的描述。
图4A和4B所示的前面板29限定环形阵列的开孔37，其横断面形状和相对的环形定位更紧密地匹配喷嘴环(未示出)的叶片的形状和定位，预期罩板27将结合喷嘴环使用。也就是，开孔37和叶片必须制备成相对于彼此存在微细偏差。以该方式，开孔37可适应罩板27和喷嘴环(未示出)之间的相对轴向运动，但是对于流动通过涡轮机的涡形入口的气体造成最小的扰动。
图5A和图5B中示出中间板30。在图5A中可观察到中间板30限定环形阵列的开孔38，开孔38的相对环形位置类似于在前面板29中的开孔37的环形位置，但是，每一开孔38的横断面形状采取通常矩形的形状，该矩形形状具有与长边40互连的弯曲短边39，长边40具有的长度与前面板29中的每一开孔37的长度类似。因此在中间板30中的每一开孔38的通常形状比前面板29中的开孔37更易于利用更机械化的工具制备。因此与前面板29相比，可以相对低的成本来制备具有更大偏差的中间板30。
后部板31在图6A和图6B中示出，并且限定类似于由中间板30限定的所述阵列开孔38的环形阵列的开孔41。也就是，在后部板31中的每一开孔41的相对环形定位基本与由前面板29限定的具有细微偏差的开孔37相匹配，但是后部板31中的每一开孔41的通常形状通常为具有弯曲短边42的通常矩形，短边42与直的长边43连接，长边43的长度与前面板29中的具有细微偏差的开孔37的长度基本类似。因此，关于后部板31所需的制备偏差比前面板29中的制备偏差更宽，使得后部板31更易于制备，且成本更廉价。
图7示出了层压罩板的第二实施例。图7中所示的罩板44类似于图3A至图6B的罩板27的结构，但是，图7中所示的罩板44包含一系列的定位销45，46，上述销自前面板47和中间板48轴向突出以便分别被接纳在互补凹槽49，50内，上述凹槽分别由中间板48和后部板51限定。图7中所示的罩板44包括在前面板47中的具有细微偏差的开孔52，上述开孔52叠置在分别在中间板48的具有较大偏差的开孔53和在后部板51中的具有较大偏差的开孔54。这样开孔52、53、54限定延伸通过罩板44全宽的叶片槽55。
图8A和8B示出图7中所示罩板44在使用过程中如何支撑在涡轮机壳体56内。围绕罩板44的径向外部边缘限定的周向槽57定制成具有接纳环58的尺寸，环58本身定制成接纳在由涡轮机壳体56限定的环形通道59内的尺寸。以该方式，罩板44以便于接纳附连于涡轮机喷嘴环(未示出)的叶片的正确定向牢固地支撑在由涡轮机壳体56限定的轴向延伸的余隙60内。喷嘴环的轴向运动导致叶片61被接纳通过叶片槽55并且延伸到由涡轮机壳体56限定的具有合适尺寸的余隙62内。
现在参照图9，10和11，示出根据本发明的第三实施例。在图9中，为环形圈形式的后部板63限定环形阵列的开孔64，上述开孔64定位成当前面板66连接到后部板63以便形成组装的罩板67时叠置在前面板66中的环形阵列的开孔65上，如图11所示。
在后部板63中限定的开孔64的横断面形状比由前面板66限定的开孔65更紧密地匹配附连到喷嘴环(未示出)的叶片的横断面形状，预期组装罩板67将结合喷嘴环使用。因此该实施例与关于图3A至图8B所述的最前面两个实施例的区别在于根据第三实施例的两件式罩板67将较小偏差的开孔64定位在后部板63内，以及将较大偏差的开孔65定位在前面板66中，前面板66将面对流动通过涡轮机的涡形入口的气体，在涡轮机内使用罩板67。
如可从图9至图11所看到的那样，后部板63限定比前面板66小的外径，这样前面板66的径向外部区域68径向延伸到后部板63的周缘69之外。前面板66的延伸区域68限定四个等角度间隔开的孔70，以便接纳例如螺栓、铆钉等(未示出)的紧固件，从而将罩板67的前面板68紧固到涡轮机壳体上，如下面关于图12A至图13B更详细描述的那样。
图12A是涡轮机壳体71的横断面视图，比图9至图11的在涡轮机壳体71内的罩板67的位置靠前。在图13A中示出图12A的画圈区域A的更详细视图。如从图12A和13A看出的那样，涡轮机壳体71限定用于接纳罩板67的前面板66的环形凹槽72以及位于外部凹槽72后部的另一环形凹槽73，后部凹槽73具有合适的尺寸以便接纳罩板67的后部板63。
当希望将罩板67安装在涡轮机壳体71内时，前面板和后面板66，63以正确的对准关系插入到其相应的凹槽72，73内，以便确保具有较大偏差的开孔65精确地位于后部板63中的具有细微偏差的开孔64上，从而限定延伸通过罩板67的整体厚度的叶片槽，以便接纳附连到喷嘴环的叶片，如图12B和图13B中所示以及如现在更详细描述的那样。
图12B示出具有罩板67的涡轮机壳体的横断面视图，原位与喷嘴环74在一起，喷嘴环74具有附连到其的环形阵列的轴向延伸的叶片75。一旦后部板63和前面板66被接纳在涡轮机壳体71内的相应凹槽73，72内，并且正确对准之后，则将螺栓76或任意其它合适的紧固件插入通过由前面板66限定的孔70而插入到由涡轮机壳体71限定的轴向延伸的孔洞77内。以该方式，前面板66抵靠涡轮机壳体71固定，以便基本防止前面板66和涡轮机壳体71之间的任意相对运动。
与其中构成罩板27的三块板29、30、31层压到一起以便防止任意相对运动的本发明的第一和第二实施例相比，第三实施里的后部板63不固定到前面板66，这样甚至在安装到涡轮机壳体71内之后，允许后部板63相对于前面板66转动和/或径向位移。这允许调节后部板63中的具有细微偏差的开孔64叠置到前面板66中的具有较大偏差的开孔65上的程度，上述一起限定叶片槽。这依次使得特定组的叶片槽与附连到喷嘴环74的特定组的叶片75对准以便精确调节成为可能。
因此根据本发明第三实施例的罩板67提供了类似的益处，允许罩板67由若干盘形成，其中一组开孔比另一组开孔制备成具有较大偏差(如上面关于第一和第二实施例进行的详细描述的那样提供制备益处和成本益处)，而且可以在将罩板67安装到涡轮机壳体71内之后可调节后部板63的精确对准，因此可以调节叶片槽的精确对准，这样仅仅是后部板63和开孔64的形状需要微细制备偏差，而不是涡轮机壳体71中的后部板63的位置需要微细制备偏差。
在上述的第三实施例中，后部板63在轴向上整个位于前面板66之后，但是将意识到改变前面板66和后部板63的结构是可能的，这样面对流动通过涡轮机壳体71的涡形入口78的气体的可以转动和/或滑动的板的部分可更靠近罩板67的前部定位。以该方式，至少一些具有微细偏差的开孔64而不是具有较大偏差的开孔65可暴露于流动通过涡形入口的气体，其将具有降低扰动气体流动的益处。
后部板63可由任意合适的材料制成，例如不锈钢304等。前面板66可由与后部板63相同的材料制成，但是由于前面板66通过螺栓固定到涡轮机壳体71，使用下述材料是有利的，该材料更好地适应制备涡轮机壳体71的材料(通常是铁)的热膨胀性。合适材料(例如适用于铁制涡轮机壳体71)包括不锈钢420。
现在参照附图14A和14B，示出根据本发明的罩板79的第四实施例。罩板79同样限定分别由前面板83和后部板84中的开孔81、82限定的环形阵列的叶片槽80。在该实施例中，后部板84具有大于前面板83的外径，这样后部板84的径向外部环形区域85轴向延伸到前面板83的周缘86之外，将在下面关于附图16A至图17对其原因进行解释说明。
前面板83中的开孔81的横断面形状比后部板84中的开孔82更紧密地匹配喷嘴环(未示出)的叶片的横断面形状，预期罩板79将结合喷嘴环使用。以该方式，罩板79导致对于流动通过涡轮机(未示出)的涡形入口的气体造成最小的可能扰动，涡轮机中使用罩板79。
在该实施例中，前面板83和后部板84中的每一都分别包括若干分立的部段88、89。前面板83中的每一部段88固定(例如通过铜焊)到与其相应的后部板84中的轴向邻近部段89，这样每一对轴向邻近的部段88、89限定一对轴向叠置的开孔81、82，上述结合来限定轴向延伸的叶片槽80，如图15中所示。
前面板83的每一部段88具有由弯曲的径向内部边缘92和径向外部边缘93连接起来的弯曲前缘90和弯曲后缘91。类似的，后部板84的每一部段89具有由弯曲的径向内部边缘96和径向外部边缘97连接起来的弯曲前缘94和弯曲后缘95。如可从图15中看到的那样，前部板83中的每一部段88在周向上相对于后部板84中的相应部段89偏离。以该方式，前部板88的前缘90和后缘91与相应后部板89的前缘94和后缘95相比更靠前定位。此外，每一前部段88在径向上比其相应后部段89窄，这样每一后部段89的凹形径向内部边缘96在径向上位于每一前部段88的凹形径向内部边缘92的内侧，以及每一后部段89的凸形径向外部边缘97在径向上位于每一前部段88的凸形径向外部边缘93的外侧。前部板88和后部板89的凹形前缘90、94和凸形后缘91、95通常径向相外延伸。每一弯曲边缘90、91、94、95向前扫掠过通过罩板79中心的径向线X(参见图14A)。
前部段88和后部段89的径向内部边缘92、96和径向外部边缘93、97也弯曲成合适的程度，这考虑了罩板79的所需尺寸以及形成罩板79的部段88、89的数目，在该实施例中，形成罩板79的部段88、89的数目与罩板79预期使用的喷嘴环上的叶片数目相匹配。每一前部段88和每一后部段89的前缘90、94比后缘91、95向前扫掠更大程度，这样，每一对部段88、89限定半月刀形横断面形状，其中前部段88的凹形内部边缘92比前部段88的凸形径向外部边缘93更短，以及后部段89的凹形径向内部边缘96比后部段89的凸形径向外部边缘97更短。
形成前面板83的部段88在周向上彼此间隔开，以便在一个部段88A的前缘90和相邻部段88B的后缘91之间限定小的通常径向延伸的周向余隙98A。在后部板84中的每一对相邻部段89A、89B之间限定相应的通常径向延伸的余隙98B。将意识到，在前部板和后部板83、84中的每对相邻部段88、89之间的余隙98A、98B可存在适于流动通过其中使用罩板79的涡轮机的气体的泄漏路径。为了克服该问题，前面板83中的每一部段88与其轴向相邻的后部段89相比在周向上偏离，如在图15中清楚看到的那样。以该方式，在前部板83和后部板84中的余隙98A、98B在轴向上不叠置。相反，前面板83中的每一对部段88A、88B之间的余隙98A由每一后部段89的在轴向上位于每一前部段88的后缘91之后的区域封闭。前面板和后部板83、84中的余隙98A、98B允许一个成对部段88A、89A相对于其相邻的成对部段88B、89B进行径向和转动位移。以该方式，每一成对部段88A、89A可精确地采取正确的位置以便接纳在使用过程中附连到喷嘴环(未示出)的叶片(未示出)。
现在参照图16A、16B和17，根据本发明第四实施例的罩板79通过将后部板84接纳在由涡轮机壳体100限定的环形凹槽101内以及前面板83接纳在由涡轮机壳体100限定的另一环形凹槽102内而安装在涡轮机壳体100内。一旦罩板79的前面板83和后部板84被接纳在其相应的凹槽102、101内之后，保持环103朝向位于其自身环形凹槽104中的罩板79的径向外部周缘定位。如在图17中最清楚看到的那样，环103径向向内延伸，以便轴向叠置在后部板84的径向延伸到前面板83外部的区域85上。以该方式，环103可用于抵靠涡轮机壳体100来保持后部板84，由此凭借前面板83中的每一部段88固定到后部板84中的其相应轴向相邻部段89上而将前面板83保持在位。环103限定适于接纳诸如螺栓、铆钉等的合适紧固件106的孔105，上述孔105接纳在由涡轮机壳体100限定的轴向延伸的孔洞107内。
在将罩板79安装在涡轮机壳体100内之后，则将承载有若干轴向延伸的叶片109的喷嘴环108朝向罩板79轴向位移，这样每一叶片109插入到其相应的叶片槽80内，上述叶片槽由前面板83和后部板84中的叠置的成对开孔81、82限定。由于前面板83和后部板84分为部段以及在每一成对部段88、89之间限定的余隙98A、98B，成对部段88、89可相对于彼此径向和转动位移，从而使得每一成对部段88、89相对于其相应叶片109最佳对准。以该方式，可以更简便和以低成本制备后部板84，因为其仅仅需要限定相对偏差大的开孔82。此外，由于前面板83中的每一开孔81仅仅需要根据其横断面形状而不是根据其相对于其它开孔81的位置来制备成具有细微偏差，则允许喷嘴环上的叶片的相对定向制备成较大偏差，由此使得制备简化以及降低成本。
罩板79的前面板83和后部板84可由诸如不锈钢的任意合适材料制成。选择适于至少后部板84否则还有前面板83的材料是有利的，上述材料适应涡轮机壳体100在使用过程中的热膨胀。合适的材料包括适于前面板83的不锈钢304以及适于后部板84的不锈钢420。
在结合罩板79的涡轮机的整个操作过程中，罩板79可允许在前面板83和后部板84中的成对的轴向相邻部段88、89之间的相应转动和/或径向运动，每一成对部段88、89的最佳定位可在使用前通过下述限定：将喷嘴环叶片109插入到叶片槽80内，将部段88、89调节到其相互最佳位置，之后将每一成对部段88、89相对于其它的成对部段固定，例如通过铜焊。以该方式，罩板79将在使用前针对特定的喷嘴环108进行最佳化，然后将其固定到该最佳构造以便将来使用。
图18A和图18B示出根据第五实施例的罩板110的第五实施例。罩板110包括三个共轴的同心板，这三个板为后面板111，中间分段的板112以及前面板113。如从图18A中可看到的那样，中间板112限定具有相对细微偏差的开孔114，上述开孔在轴向上分别叠置在后面板111和前面板113中的较大开孔115、116上，以便以与上述前面的第四实施例的相同方式限定用于接纳叶片118的叶片槽117。
在第五实施例中，中间分段的板112由环形阵列的通常类似于关于第四实施例的上述部段形式的部段112a构成。中间板112的每一部段112a支撑在前面板113和后面板111之间，以便相对其相邻部段112b、112c进行径向和转动位移。以该方式，每一部段112a可采取接纳其相应叶片118的最佳构造。在第五实施例中，分段的中间板112限定的外径比后面板111限定的外径小，该后面板111本身限定比前面板113小的外径。这样，与中间板112和后面板111相比，前面板113的径向外部周缘径向向外延伸。前面板113限定径向延伸部分119，其限定适于接纳沉头型保持螺栓121的锥形孔120。保持螺栓121限定轴122，其横断面比接纳螺栓121的轴122的沉孔124窄。以该方式，在螺栓的轴122和沉孔123之间限定余隙以便适应这些组件的热膨胀挠曲。
可以看出分别在中间板112的径向外部以及板112的径向内部限定径向余隙124、125。此外，即使后面板111限定比中间板112大的外径，后面板111也径向向内延伸与中间板112相同的程度，这样在涡轮机壳体126和中间板112的径向内部周缘之间限定的余隙125具有恒定的径向尺寸，并且朝向涡轮机壳体126轴向延伸到后面板111的径向内部边缘之外。
如图18B所示，不仅在中间板112的径向外部边缘和内部边缘之外限定径向余隙124、125，而且还在每一成对的相邻部段112a、112b和112a、112c之间限定通常径向延伸的余隙127，以便提供足以适应构成中间板112的部段112a之间的径向和/或转动运动。
将意识到，在表征本发明不同实施例的每一罩板中使用的板的数目可与关于每一实施例中的所述数目不同。例如，在其中每一板固定到其相邻板的第一和第二实施例中并不限于使用三块板。相反，可以应用限定彼此叠置的环形阵列开孔的两块、四块、五块或更多块的环形板，以便限定具有合适尺寸和定位的叶片槽。此外，通过其将第一和第二实施例的罩板支撑在涡轮机壳体内的装置并不限于使用围绕罩板的周边延伸的环形圈。以类似于上述第三实施例的方式，一块或多块前面板壳具有比一块或多块后部板大的外径，这样一块或多块前面板可紧固到涡轮机壳体。可选的，以类似于第四实施例的方式，一块或多块后部板可具有比一块或多块前面板大的外径，在该情况下，诸如螺栓、铆钉等的环形圈或其它合适的紧固件可用于将一块或多块后部板固定到涡轮机壳体，以便将罩板保持在位。
类似的，根据上述第三和第四实施例的罩板可结合任意所需数目的环形板，并且并不限于使用如上关于特定实施例所述的仅仅使用两块板。例如，第三和/或第四实施例可结合三块、四块或多块环形板，其上具有彼此叠置的环形阵列开孔以便限定具有合适尺寸和定位的叶片槽。
由每一实施例的罩板限定的叶片槽的横断面形状和相应间隔可采取任意合宜形式并且并不限于在图3A至图18B中所示的确切形式。此外，虽然希望具有细微偏差的开孔具有非常类似于连接到喷嘴环(罩板结合喷嘴环使用)的叶片的横断面形状的横断面形状，将意识到更大偏差开孔的尺寸和形状可由图3A至图18B中所示的尺寸和形状改变，以便适应特定应用和/或降低制备过程的成本和复杂性。

Claims (91)

1.一种可变几何涡轮机，其包括：
涡轮机叶轮，其支撑在壳体内以便围绕涡轮机轴线转动；
在第一和第二壁构件的相对径向入口表面之间限定的环形入口通道，所述第一和第二壁构件的至少之一可沿着涡轮机轴线运动以便改变入口通道的尺寸；
横过入口通道延伸的叶片阵列，所述叶片连接到所述第一壁构件；
由第二壁构件限定的叶片槽的互补阵列，所述叶片槽设置成接纳所述叶片以便适应在第一和第二壁构件之间的相对运动；
其中第二壁构件包括至少两个轴向相邻的共轴板，所述板的第一板限定第一阵列的开孔，第一阵列的开孔叠置在由所述板的第二板限定的第二阵列的开孔上，以便限定所述叶片槽阵列，所述第一板固定到所述第二板。
2.根据权利要求1所述的涡轮机，其中所述第一阵列开孔中的至少一个开孔的横向于所述涡轮机轴线的横断面形状，更紧密地匹配由该至少一个开孔被设置成所接收的叶片的横向于所述涡轮机轴线的横断面形状，而不是匹配所述第二阵列开孔中的至少一个开孔的横向于所述涡轮机轴线的横断面形状。
3.根据权利要求1或2所述的涡轮机，其中所述第一阵列开孔中的所述至少一开孔轴向叠置到所述第二开孔阵列中的所述至少一开孔上，以便限定所述叶片槽阵列的一个槽。
4.根据权利要求1至3任一项所述的涡轮机，其中所述第一板相对于所述第二板转动和/或径向固定。
5.根据任一前述权利要求所述的涡轮机，其中所述第一和第二板的其中之一限定至少一个轴向延伸的突出部，所述突出部被设置成接纳于由第一和第二板的其中另外一个限定的互补凹槽内。
6.根据任一前述权利要求所述的涡轮机，其中所述第一板在轴向上比所述第二板更靠近所述第一壁构件定位。
7.根据任一前述权利要求所述的涡轮机，其中第一板和第二板层压到一起。
8.根据权利要求1至6任一权利要求所述的涡轮机，其中第一板和第二板通过粘合剂、铜焊、铆钉、螺钉、焊接等固定到一起。
9.根据任一前述权利要求所述的涡轮机，其中第二壁构件包括轴向接近所述第二板的至少一第三共轴板，所述第三板限定第三阵列开孔，其叠置在由第二板限定的第二阵列开孔上，以便进一步限定所述叶片槽阵列。
10.根据权利要求9所述的涡轮机，其中所述第一阵列开孔中的至少一个开孔的横向于所述涡轮机轴线的横断面形状，更紧密地匹配由该至少一个开孔被设置成所接收的叶片的横向于所述涡轮机轴线的横断面形状，而不是匹配所述第三阵列开孔中的至少一个开孔的横向于所述涡轮机轴线的横断面形状。
11.根据权利要求9或10所述的涡轮机，其中所述第三阵列开孔中的至少一个开孔的横向于所述涡轮机轴线的横断面形状与所述第二阵列开孔的至少一个开孔的横向于所述涡轮机轴线的横断面形状基本匹配。
12.根据权利要求11所述的涡轮机，其中所述第三阵列开孔中的所述至少一个开孔轴向叠置在所述第二阵列开孔的所述至少一个开孔上，以便进一步限定所述叶片槽阵列的一个槽。
13.根据权利要求9至12任一项所述的涡轮机，其中所述第二和第三板的其中一个限定至少一个轴向延伸的突出部，所述突出部被设置成接纳于由第二和第三板的其中另一个限定的互补凹槽内。
14.根据权利要求9至13任一项所述的涡轮机，其中所述第二壁构件限定围绕第二壁构件的轴向最外部边缘延伸的周向沟槽，所述沟槽设置成接纳定位环以便将第二壁构件保持在涡轮机壳体内。
15.根据权利要求14所述的涡轮机，其中第一和第三板分别具有比第二板大的直径，这样三个板在直径上的差异至少部分限定所述周向沟槽。
16.根据权利要求9至15任一项所述的涡轮机，其中第三板固定到第二板。
17.根据权利要求16所述的涡轮机，其中第三板层压到第二板。
18.根据权利要求16所述的涡轮机，其中第三板通过粘合剂、铜焊、铆钉、螺钉、焊接等固定到第二板。
19.根据任一前述权利要求所述的涡轮机，其中第一板的主平面和/或第二板的主平面与涡轮机轴线基本垂直。
20.根据任一前述权利要求所述的涡轮机，其中所述第一板比所述第二板更轴向接近所述第一壁构件定位。
21.根据权利要求20所述的涡轮机，其中第二板的周缘接纳在由涡轮机壳体限定的径向延伸通道内。
22.根据权利要求21所述的涡轮机，其中第二板具有大于第一板的直径，这样第二板的一个区域定位于第一板的径向外部，所述区域的至少一部分通过保持构件保持于所述通道内。
23.根据权利要求22所述的涡轮机，其中所述保持构件比所述第二板更轴向接近所述第一壁构件定位。
24.根据权利要求22或23所述的涡轮机，其中所述保持构件紧固到涡轮机壳体。
25.根据任一前述权利要求所述的涡轮机，其中包括在第二壁构件中的共轴板的至少之一由不锈钢形成。
26.根据任一前述权利要求所述的涡轮机，其中所述第一板包括限定所述第一阵列开孔的相应第一开孔和第二开孔的第一部段和第二部段，所述第一部段在第一板的主平面内可相对于所述第二部段进行位移。
27.根据权利要求26所述的涡轮机，其中每一所述部段包括通过径向内部边缘和径向外部边缘连接到一起的通常径向延伸的前缘和后缘。
28.根据权利要求27所述的涡轮机，其中所述径向内部边缘和径向外部边缘具有不同长度。
29.根据权利要求27所述的涡轮机，其中所述径向内部边缘比所述径向外部边缘短。
30.根据权利要求27至29的任一项权利要求所述的涡轮机，其中所述前缘和后缘相对于所述径向线向前扫掠。
31.根据权利要求27至30的任一项权利要求所述的涡轮机，其中所述前缘和后缘至少之一相对于通过所述部段的径向线和涡轮机轴线弯曲。
32.根据权利要求27至31的任一项权利要求所述的涡轮机，其中每一部段的所述内部边缘和外部边缘的至少之一是弯曲的。
33.根据权利要求32所述的涡轮机，其中每一部段的所述内部边缘和外部边缘两者都是弯曲的，并且所述内部边缘和外部边缘具有基本相同的曲率。
34.根据权利要求27至33任一项所述的涡轮机，其中所述第二板包括限定所述第二阵列开孔的相应第一开孔和第二开孔的第一部段和第二部段，第二板的所述第一部段在第二板的主平面内可相对于第二板的所述第二部段进行位移。
35.根据权利要求34所述的涡轮机，其中第一板的所述第一部段轴向叠置在第二板的所述第一部段上。
36.根据权利要求34或35所述的涡轮机，其中第二板的每一所述部段包括通过径向内部边缘和径向外部边缘连接到一起的通常径向延伸的前缘和后缘。
37.根据权利要求27至36任一项所述的涡轮机，其中在第一板的一个部段的前缘和第一板的相邻部段的后缘之间限定一余隙。
38.根据权利要求37所述的涡轮机，其中在第二板的一个部段的前缘和第二板的相邻部段的后缘之间限定另一余隙。
39.根据权利要求38所述的涡轮机，其中第二板的所述第一部段相对于第一板的所述第一部段在周向上偏离，这样在第一板的部段之间限定的所述余隙相对于在第二板的部段之间限定的所述另一余隙在周向上偏离。
40.一种可变几何涡轮机，其包括：
涡轮机叶轮，其支撑在壳体内以便围绕涡轮机轴线转动；
在第一和第二壁构件的相对径向入口表面之间限定的环形入口通道，所述第一和第二壁构件的至少之一可沿着涡轮机轴线运动以便改变入口通道的尺寸；
横过入口通道延伸的叶片阵列，所述叶片连接到所述第一壁构件；
由第二壁构件限定的叶片槽的互补阵列，所述叶片槽设置成接纳所述叶片以便适应在第一和第二壁构件之间的相对运动；
其中第二壁构件包括至少两个轴向相邻的共轴板，所述共轴板的第一个限定第一阵列开孔，第一阵列开孔叠置到由所述共轴板的第二个限定的第二阵列开孔上，以便限定所述叶片槽阵列，进一步的，其中所述第一共轴板可相对于所述第二共轴板转动和/径向运动。
41.根据权利要求40所述的涡轮机，其中所述第二板比所述第一板更轴向接近所述第一壁构件定位。
42.根据权利要求40或41所述的涡轮机，其中所述第二板相对于所述涡轮机壳体基本转动和/或径向固定。
43.根据权利要求42所述的涡轮机，其中所述第二板具有大于第一板的直径，这样第二板的一个区域延伸到第一板周缘的径向外部，第二板的所述区域与一个或多个紧固件合作以便将所述第二板紧固到涡轮机壳体。
44.根据权利要求40至43任一项所述的涡轮机，其中第一和第二板的至少一个板的面向第一和第二板的另一板的表面设有抗磨损、抗摩擦和/或抗腐蚀的涂层。
45.一种可变几何涡轮机，其包括：
涡轮机叶轮，其支撑在壳体内以便围绕涡轮机轴线转动；
在第一和第二壁构件的相对径向入口表面之间限定的环形入口通道，所述第一和第二壁构件的至少之一可沿着涡轮机轴线运动以便改变入口通道的尺寸；
横过入口通道延伸的叶片阵列，所述叶片连接到所述第一壁构件；
由第二壁构件限定的叶片槽的互补阵列，所述叶片槽设置成接纳所述叶片以便适应在第一和第二壁构件之间的相对运动；
其中第二壁构件包括限定第一阵列开孔以便限定所述叶片槽阵列的第一板，所述第一板包括限定所述第一阵列开孔的相应第一开孔和第二开孔的第一部段和第二部段，所述第一部段在第一板的主平面内可相对于所述第二部段进行位移。
46.根据权利要求45所述的涡轮机，其中每一所述部段包括通过径向内部边缘和径向外部边缘连接到一起的通常径向延伸的前缘和后缘。
47.根据权利要求46所述的涡轮机，其中所述径向内部边缘和径向外部边缘具有不同长度。
48.根据权利要求47所述的涡轮机，其中所述径向内部边缘比所述径向外部边缘短。
49.根据权利要求46至48任一项所述的涡轮机，其中所述前缘和后缘相对于所述径向线向前扫掠。
50.根据权利要求46至49任一项所述的涡轮机，其中所述前缘和后缘至少之一相对于通过所述部段的径向线和涡轮机轴线弯曲。
51.根据权利要求46至50任一项所述的涡轮机，其中每一部段的所述内部边缘和外部边缘的至少之一是弯曲的。
52.根据权利要求50所述的涡轮机，其中每一部段的所述内部边缘和外部边缘两者都是弯曲的，并且所述内部边缘和外部边缘具有基本相同的曲率。
53.根据权利要求45至52任一项所述的涡轮机，其中第一板的主平面与涡轮机轴线基本垂直。
54.根据权利要求45至53任一项所述的涡轮机，其中包括在第二壁构件中的第一板由不锈钢形成。
55.根据权利要求45至54任一项所述的涡轮机，其中第二壁构件包括轴向接近第一板定位的第二板，并且所述第二板相对于所述第一板共轴配置，所述第一板限定第一阵列开孔，所述第一阵列开孔叠置在由第二板限定的第二阵列开孔上以便限定所述叶片槽阵列。
56.根据权利要求55所述的涡轮机，其中所述第一阵列开孔中的至少一个开孔的横向于所述涡轮机轴线的横断面形状，更紧密地匹配由该至少一个开孔被设置成所接收的叶片的横向于所述涡轮机轴线的横断面形状，而不是匹配所述第二阵列开孔中的至少一个开孔的横向于所述涡轮机轴线的横断面形状。
57.根据权利要求56所述的涡轮机，其中所述第一阵列开孔中的所述至少一开孔轴向叠置到所述第二开孔阵列中的所述至少一开孔上，以便限定所述叶片槽阵列的一个槽。
58.根据权利要求55至57任一项所述的涡轮机，其中所述第二板包括限定所述第二阵列开孔的相应第一开孔和第二开孔的第一部段和第二部段，第二板的所述第一部段在第二板的主平面内可相对于第二板的所述第二部段进行位移。
59.根据权利要求58所述的涡轮机，其中第一板的所述第一部段轴向叠置在第二板的所述第一部段上。
60.根据权利要求58或59所述的涡轮机，其中第二板的每一所述部段包括通过径向内部边缘和径向外部边缘连接到一起的通常径向延伸的前缘和后缘。
61.根据权利要求45至60任一项所述的涡轮机，其中第二板的主平面与涡轮机轴线基本垂直。
62.根据权利要求45至61任一项所述的涡轮机，其中所述第一板比所述第二板更轴向接近所述第一壁构件定位。
63.根据权利要求62所述的涡轮机，其中第二板的周缘接纳在由涡轮机壳体限定的径向延伸通道内。
64.根据权利要求63所述的涡轮机，其中第二板具有大于第一板的直径，这样第二板的一个区域位于第一板的径向外部，所述区域的至少一部分通过保持构件保持于所述通道内。
65.根据权利要求64所述的涡轮机，其中所述保持构件比所述第二板更轴向接近所述第一壁构件定位。
66.根据权利要求64或65所述的涡轮机，其中所述保持构件紧固到涡轮机壳体。
67.根据权利要求45至66任一项所述的涡轮机，其中在第一板的一个部段的前缘和第一板的相邻部段的后缘之间限定一余隙。
68.根据权利要求67所述的涡轮机，其中在第二板的一个部段的前缘和第二板的相邻部段的后缘之间限定另一余隙。
69.根据权利要求68所述的涡轮机，其中第二板的所述第一部段相对于第一板的所述第一部段在周向上偏离，这样在第一板的部段之间限定的所述余隙相对于在第二板的部段之间限定的所述另一余隙在周向上偏离。
70.根据权利要求45至69任一项所述的涡轮机，其中包括在第二壁构件中的第二板由不锈钢形成。
71.根据权利要求45至70任一项所述的涡轮机，其中所述叶片槽阵列以基本环形的叶片槽阵列提供。
72.根据权利要求71所述的涡轮机，其中包括在所述环形叶片槽阵列中的叶片槽基本等角度间隔开。
73.根据权利要求45至72任一项所述的涡轮机，其中所述第一和第二壁构件的一个可轴向运动，而所述第一和第二壁构件的另一个固定。
74.根据权利要求73所述的涡轮机，其中所述固定的壁构件由所述壳体的面向壁限定。
75.用于组装适于可变几何涡轮机的罩板的方法，所述罩板包括至少两个板，所述方法包括将所述板的第一板与所述板的第二板对准，这样由第一板限定的第一阵列开孔叠置在由第二板限定的第二阵列开孔上以便限定叶片槽阵列。
76.根据权利要求75所述的方法，其中第一和第二板的对准包括将由所述第一和第二板的一个板限定的至少一突出部定位在由所述第一和第二板的另一板限定的互补凹槽内。
77.根据权利要求75或76所述的方法，其中在将第一和第二板对准之后，将所述板固定在一起，这样所述第一板基本相对于所述第二板转动和/或径向固定。
78.根据权利要求77所述的方法，其中所述板通过粘合剂、铜焊、铆钉、螺钉、焊接等固定到一起。
79.根据权利要求75或76所述的方法，其中在将第一和第二板对准之后，将所述板层压到一起，这样所述第一板基本相对于所述第二板转动和/或径向固定。
80.根据权利要求75所述的方法，其中将第一和第二板对准包括将连接到可变几何涡轮机喷嘴环的第一和第二叶片插入到所述叶片槽阵列的相应第一和第二叶片槽内。
81.根据权利要求80所述的方法，其中，在将所述叶片插入到所述叶片槽内的过程中和/或将所述叶片插入到所述叶片槽内之后，上述板的一个板相对于上述板的另一板转动和/或径向位移，以便调节第一阵列开孔叠置在第二阵列开孔上的程度，从而改变第一叶片槽相对于第二叶片槽的位置。
82.根据权利要求80所述的方法，其中所述第一板包括限定所述第一阵列开孔的相应第一开孔和第二开孔的第一部段和第二部段，所述第一部段在第一板的主平面内可相对于所述第二部段进行位移，所述方法还包括在将所述叶片插入到所述叶片槽内的过程中和/或将所述叶片插入到所述叶片槽内之后，使得所述第一部段在第一板的主平面内相对于所述第二部段位移，以便调节第一部段相对于第二部段的位置，从而改变第一叶片槽相对于第二叶片槽的位置。
83.根据权利要求75至82任一项所述的方法，其中所述板的至少之一通过对不锈钢轧制条材冲压形成。
84.用于制备适用于可变几何涡轮机的罩板的方法，所述罩板包括限定第一阵列开孔以便限定叶片槽阵列的第一板，并且所述第一板包括限定所述第一阵列开孔的相应第一和第二开孔的第一和第二部段，所述第一部段在第一板的主平面内可相对于所述第二部段位移，其中所述方法包括将连接到可变几何涡轮机喷嘴环的第一和第二叶片插入到所述叶片槽阵列的相应第一和第二叶片槽内，以及在将所述叶片插入到所述叶片槽内的过程中和/或将所述叶片插入到所述叶片槽内之后，使得所述第一部段在第一板的主平面内相对于所述第二部段位移，以便调节第一部段相对于第二部段的位置，从而改变第一叶片槽相对于第二叶片槽的位置，这样与对第一和第二部段的相对位置进行调节之前的情况相比，第一叶片槽相对于第二叶片槽的位置更紧密匹配第一叶片相对于第二叶片的位置。
85.基本如此前参照附图的附图3A至6B所述的可变几何涡轮机。
86.基本如此前参照附图的附图7至8B所述的可变几何涡轮机。
87.基本如此前参照附图的附图9至13B所述的可变几何涡轮机。
88.基本如此前参照附图的附图14A至17所述的可变几何涡轮机。
89.基本如此前参照附图的附图18A至18B所述的可变几何涡轮机。
90.用于组装适于基本如此所述的可变几何涡轮机的罩板的方法。
91.用于制备适于基本如此所述的可变几何涡轮机的罩板的方法。
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Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN105899780A (zh) * 2013-03-11 2016-08-24 博格华纳公司 排气涡轮增压器
CN109915392A (zh) * 2017-12-12 2019-06-21 霍尼韦尔国际公司 具有可变入口/出口几何结构的蒸气循环压缩机
CN112424449A (zh) * 2018-05-15 2021-02-26 康明斯有限公司 用于涡轮机器的叶片和护罩布置

Families Citing this family (37)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB0615495D0 (en) * 2006-08-04 2006-09-13 Cummins Turbo Tech Ltd Variable geometry turbine
GB0921350D0 (en) * 2009-12-05 2010-01-20 Cummins Turbo Tech Ltd Vaariable geometry turbomachine
GB201015679D0 (en) * 2010-09-20 2010-10-27 Cummins Ltd Variable geometry turbine
US8814510B2 (en) 2010-12-21 2014-08-26 Hamilton Sundstrand Corporation Turbine nozzle for air cycle machine
JP5959816B2 (ja) * 2011-09-01 2016-08-02 三菱重工コンプレッサ株式会社 ラジアルガスエキスパンダ
GB2497786B (en) * 2011-12-21 2016-09-07 Cummins Ltd Variable geometry turbine having vane slots with portions of increased clearance
CN102536439A (zh) * 2012-01-18 2012-07-04 潍坊富源增压器有限公司 电控变几何涡轮增压器
US10378553B2 (en) 2012-11-09 2019-08-13 Johnson Controls Technology Company Variable geometry diffuser having extended travel and control method thereof
WO2014081602A1 (en) * 2012-11-23 2014-05-30 Borgwarner Inc. Exhaust-gas turbocharger
WO2014189547A1 (en) * 2013-05-20 2014-11-27 Volvo Truck Corporation Variable geometry turbine with shroud support
US10060530B2 (en) * 2013-11-13 2018-08-28 Aisin Seiki Kabushiki Kaisha Internal combustion engine and cover member attachment structure for internal combustion engine
US9353645B1 (en) * 2015-02-16 2016-05-31 Borgwarner Inc. Vane ring thermal strain relief cuts
US9739238B2 (en) 2015-03-09 2017-08-22 Caterpillar Inc. Turbocharger and method
US9903225B2 (en) 2015-03-09 2018-02-27 Caterpillar Inc. Turbocharger with low carbon steel shaft
US9915172B2 (en) 2015-03-09 2018-03-13 Caterpillar Inc. Turbocharger with bearing piloted compressor wheel
US9810238B2 (en) 2015-03-09 2017-11-07 Caterpillar Inc. Turbocharger with turbine shroud
US10066639B2 (en) 2015-03-09 2018-09-04 Caterpillar Inc. Compressor assembly having a vaneless space
US9777747B2 (en) 2015-03-09 2017-10-03 Caterpillar Inc. Turbocharger with dual-use mounting holes
US9683520B2 (en) 2015-03-09 2017-06-20 Caterpillar Inc. Turbocharger and method
US9822700B2 (en) 2015-03-09 2017-11-21 Caterpillar Inc. Turbocharger with oil containment arrangement
US9752536B2 (en) 2015-03-09 2017-09-05 Caterpillar Inc. Turbocharger and method
US9650913B2 (en) 2015-03-09 2017-05-16 Caterpillar Inc. Turbocharger turbine containment structure
US9732633B2 (en) 2015-03-09 2017-08-15 Caterpillar Inc. Turbocharger turbine assembly
US10006341B2 (en) * 2015-03-09 2018-06-26 Caterpillar Inc. Compressor assembly having a diffuser ring with tabs
US9638138B2 (en) 2015-03-09 2017-05-02 Caterpillar Inc. Turbocharger and method
US9890788B2 (en) 2015-03-09 2018-02-13 Caterpillar Inc. Turbocharger and method
US9879594B2 (en) 2015-03-09 2018-01-30 Caterpillar Inc. Turbocharger turbine nozzle and containment structure
US9932888B2 (en) 2016-03-24 2018-04-03 Borgwarner Inc. Variable geometry turbocharger
DE202016103778U1 (de) * 2016-07-13 2016-07-27 Bosch Mahle Turbo Systems Gmbh & Co. Kg Verstellring einer variablen Turbinengeometrie
GB2555872A (en) * 2016-11-15 2018-05-16 Cummins Ltd Vane arrangement for a turbo-machine
US10563665B2 (en) 2017-01-30 2020-02-18 Rolls-Royce North American Technologies, Inc. Turbomachine stage and method of making same
GB2571356A (en) * 2018-02-27 2019-08-28 Cummins Ltd Variable geometry turbine
US11697997B2 (en) 2018-05-15 2023-07-11 Cummins Ltd. Vanes and shrouds for a turbo-machine
GB2578270B (en) 2018-05-15 2022-06-29 Cummins Ltd Vanes and shrouds for a turbo-machine
USD946533S1 (en) 2019-11-15 2022-03-22 Cummins Ltd. Pin element
US11686210B2 (en) * 2021-03-24 2023-06-27 General Electric Company Component assembly for variable airfoil systems
GB202213999D0 (en) * 2022-09-26 2022-11-09 Rolls Royce Plc Dynamic sealing assembly

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2996996A (en) * 1958-01-20 1961-08-22 Sulzer Ag Radial diffuser for a radial turbomachine
US4844690A (en) * 1985-01-24 1989-07-04 Carrier Corporation Diffuser vane seal for a centrifugal compressor
DE4218229C1 (en) * 1992-06-03 1993-03-04 Man B & W Diesel Ag, 8900 Augsburg, De Turbocharger with radial flow through impeller - has blade retaining recesses, into which blades are insertable after axial shift of adjuster
CN101223337A (zh) * 2005-06-07 2008-07-16 康明斯涡轮增压技术有限公司 几何构造可变涡轮

Family Cites Families (23)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4416583A (en) * 1980-04-04 1983-11-22 Carrier Corporation Centrifugal vapor compressor
US4544325A (en) * 1980-10-22 1985-10-01 Teledyne Industries, Inc. Variable geometry device for turbine compressor outlet
US4403913A (en) * 1981-11-03 1983-09-13 Helsingoer Vaerft A/S Guide blade arrangement for adjustable guide blades
DE3377587D1 (en) * 1982-05-28 1988-09-08 Holset Engineering Co A variable inlet area turbine
US4643635A (en) * 1984-07-02 1987-02-17 Chandler Evans Inc. Vapor core centrifugal pump having main and low flow impellers
US5169286A (en) * 1989-03-09 1992-12-08 Yutaka Yamada Variable capacity centrifugal water pump with movable pressure chamber formed by impeller
US4932835A (en) * 1989-04-04 1990-06-12 Dresser-Rand Company Variable vane height diffuser
EP0571205B1 (en) * 1992-05-21 1997-03-05 Alliedsignal Limited Variable exhaust driven turbochargers
US5452986A (en) * 1994-01-12 1995-09-26 Dresser-Rand Company Vaned diffuser
GB2326198A (en) 1997-06-10 1998-12-16 Holset Engineering Co Variable geometry turbine
US5941684A (en) * 1997-06-10 1999-08-24 Holset Engineering Company Ltd. Variable geometry turbine
US6451454B1 (en) * 1999-06-29 2002-09-17 General Electric Company Turbine engine component having wear coating and method for coating a turbine engine component
EP1247012B1 (fr) * 2000-01-14 2004-05-12 Honeywell Garrett SA Turbocompresseur a ailettes coulissantes avec surfaces aerodynamiques et ecran thermique combines et dispositif d'actionnement axial decouple
DE10009099A1 (de) * 2000-02-25 2001-08-30 Man Nutzfahrzeuge Ag Strömungsmaschine radialer Bauart
US7097432B1 (en) * 2000-07-19 2006-08-29 Honeywell International, Inc. Sliding vane turbocharger with graduated vanes
US6338614B1 (en) 2000-10-06 2002-01-15 Honeywell International Inc. Turbocharger annular seal gland
US6652224B2 (en) * 2002-04-08 2003-11-25 Holset Engineering Company Ltd. Variable geometry turbine
GB0213910D0 (en) * 2002-06-17 2002-07-31 Holset Engineering Co Turbine
US6931849B2 (en) * 2002-11-19 2005-08-23 Holset Engineering Company, Limited Variable geometry turbine
US7475540B2 (en) * 2002-11-19 2009-01-13 Holset Engineering Co., Limited Variable geometry turbine
KR20080021119A (ko) * 2005-06-07 2008-03-06 커민스 터보 테크놀러지스 리미티드 가변구조 터빈
GB0521354D0 (en) 2005-10-20 2005-11-30 Holset Engineering Co Variable geometry turbine
GB2474344B (en) * 2009-10-06 2016-01-27 Cummins Ltd Turbomachine

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2996996A (en) * 1958-01-20 1961-08-22 Sulzer Ag Radial diffuser for a radial turbomachine
US4844690A (en) * 1985-01-24 1989-07-04 Carrier Corporation Diffuser vane seal for a centrifugal compressor
DE4218229C1 (en) * 1992-06-03 1993-03-04 Man B & W Diesel Ag, 8900 Augsburg, De Turbocharger with radial flow through impeller - has blade retaining recesses, into which blades are insertable after axial shift of adjuster
CN101223337A (zh) * 2005-06-07 2008-07-16 康明斯涡轮增压技术有限公司 几何构造可变涡轮

Cited By (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN105899780A (zh) * 2013-03-11 2016-08-24 博格华纳公司 排气涡轮增压器
CN105899780B (zh) * 2013-03-11 2019-04-09 博格华纳公司 排气涡轮增压器
CN109915392A (zh) * 2017-12-12 2019-06-21 霍尼韦尔国际公司 具有可变入口/出口几何结构的蒸气循环压缩机
CN112424449A (zh) * 2018-05-15 2021-02-26 康明斯有限公司 用于涡轮机器的叶片和护罩布置

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Publication number Publication date
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US9404383B2 (en) 2016-08-02
GB201101210D0 (en) 2011-03-09
WO2010010339A3 (en) 2010-12-09
US20110123316A1 (en) 2011-05-26
GB201318408D0 (en) 2013-12-04
GB2483523B (en) 2013-12-25
GB0813615D0 (en) 2008-09-03
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GB2462115A (en) 2010-01-27
US8764388B2 (en) 2014-07-01
CN102165142B (zh) 2014-12-10
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GB2504230B (en) 2014-03-05

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