CN110234841B - 涡轮增压器和涡轮机叶轮 - Google Patents

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Abstract

一种用于涡轮增压器的涡轮机叶轮(100)包括轮毂(110)和叶片(120)。轮毂包括主外表面(116)、后壁表面(115)、在主外表面和后壁表面之间延伸的外周边缘(119)以及中心轴线(111)。轮毂具有平行于从主外表面到后壁表面的中心轴线测量的后壁厚度。叶片(120)从轮毂的主外表面延伸并通过铸造与轮毂一体形成。每个叶片具有与叶片的相对表面之间的中心轴线相切地测量的叶片厚度。外周边缘的最大直径为60mm或更大。在大部分径向外部区域(117)上，叶片厚度与后壁厚度的厚度比变化25％或更小。径向外部区域从外周边缘延伸到25％的子午线。

Description

涡轮增压器和涡轮机叶轮
技术领域
本公开涉及涡轮增压器，并且更具体地涉及用于涡轮增压器的涡轮机叶轮。
背景技术
比如用于内燃机的涡轮增压器包括：涡轮机叶轮，其由来自发动机的排气以高速率(例如，高达250000rpm)转动。每个涡轮机叶轮通常包括轮毂和从轮毂径向向外延伸的多个叶片。涡轮机叶轮具有根据严格的制造公差的精确设计的几何形状，并且由于在制造期间不能满足这些公差会导致各种问题。例如，不合规格的涡轮机叶轮可能转滑失去平衡，导致过度的振动、涡轮机叶轮和其他涡轮增压器部件(例如，轴承)的磨损，并且最终导致涡轮增压器的过早失效。
不合规格的涡轮机叶轮的一个源头是后壁的不规则性(例如，波纹或其他重复的不规则性、下垂或其他局部不规则性等)。如图1所示，涡轮机叶轮的后壁不规则性是当围绕涡轮机叶轮的中心轴线沿圆周方向移动时，后壁表面上的各个点的实际轴向位置相对于规格变化的情况。后壁不规则性可以例如由铸造工艺产生，在该工艺中最初形成涡轮机叶轮。当涡轮机叶轮由于不均匀的质量分布而旋转时，后壁不规则性可能导致旋转失衡。此外，涡轮机叶轮的后壁可以用作用于其他铸造后加工的基准(即，参考表面)，比如用于将旋转轴连接到涡轮机叶轮。因此，后壁不规则性可能因此导致旋转轴与涡轮机叶轮的不精确(例如，离轴)耦接以及相关的旋转失衡。
对于相对大的涡轮机叶轮(即，具有较大最大直径的涡轮机叶轮)，可以将后壁不规则性和相关的旋转失衡进行组合。后壁不规则性可能在径向外部位置处加剧，因为小的径向向内的不规则性可能转变成较大的径向向外的不规则性。例如，通过让横截面中的后壁轮廓与从中心轴线向外延伸的直线近似，可以在R(即，其中R等于小涡轮机叶轮的半径)处的位置外50微米处测量后壁的表面，其将转换成在2R(例如，大涡轮机叶轮的半径)处的位置外大约100微米的后壁的表面。结果，较小的涡轮机叶轮可能落在规格范围(例如，75微米)之内，而较大的叶轮则不会落在该规格范围(例如，75微米)之内。此外，较大的涡轮机叶轮的旋转失衡是组合的，因为旋转失衡是不规则性的径向位置(即，半径)的产物(例如，形成后壁不规则性的材料质量)。
可以加工具有后壁不规则性的涡轮机叶轮，以使其符合规格和公差。例如，可以从后壁移除材料，以通过进行切割(例如，平衡切割)或使用另一种机加工操作来提供围绕旋转轴线的大致均匀的质量分布。由于上述相对较大的涡轮机叶轮的不规则性的组合效应，可能需要更大量的加工(例如，材料去除)。然而，特别是对于也具有相对薄的后壁的这种涡轮机叶轮，校正后壁不规则性所需的机械加工可能违反其他规格和公差(例如，保留足够的材料用于强度特性)，从而导致需要报废这种涡轮机叶轮。
因此，有利的是提供一种具有相对大的直径和相对薄的后壁的设计，但是对于由铸造工艺引起的后壁不规则性更而加坚固的涡轮机叶轮。结果，可以避免或减少铸造后加工的时间和成本，并且可以降低报废率。
发明内容
本文公开了多种涡轮机叶轮。在一种实施方式中，用于涡轮增压器的涡轮机叶轮包括轮毂和多个叶片。轮毂包括主外表面、后壁表面、在主外表面和后壁表面之间延伸的外周边缘以及中心轴线。轮毂具有后壁厚度，该后壁厚度平行于从主外表面到后壁表面的中心轴线而被测量。每个叶片从轮毂的主外表面延伸，并经由铸造工艺与轮毂一体形成。每个叶片具有叶片厚度，与叶片的相对表面之间的中心轴线相切地测量该叶片厚度。外周边缘的最大直径为60mm或更大。在径向外部区域的大部分上，叶片厚度与后壁厚度的厚度比变化25％或更小。径向外部区域沿主外表面从外周边缘延伸到25％的子午线距离。
在另一种实施方式中，用于涡轮增压器的涡轮机叶轮包括轮毂和多个叶片。轮毂包括主外表面、后壁表面、在主外表面和后壁表面之间延伸的外周边缘以及中心轴线。轮毂具有后壁厚度，该后壁厚度平行于从主外表面到后壁表面的中心轴线而被测量。每个叶片从轮毂的主外表面延伸，并经由铸造工艺与轮毂一体形成。每个叶片具有叶片厚度，与叶片的相对表面之间的中心轴线相切地测量该叶片厚度。外周边缘的最大直径为60mm或更大。在径向外部区域的大部分上，叶片厚度与后壁厚度的厚度比为1或更小。径向外部区域沿主外表面从外周边缘延伸到25％的子午线距离。
在另一种实施方式中，用于涡轮增压器的涡轮机叶轮包括轮毂和多个叶片。轮毂包括主外表面、后壁表面、在主外表面和后壁表面之间延伸的外周边缘以及中心轴线。轮毂具有后壁厚度，该后壁厚度平行于从主外表面到后壁表面的中心轴线而被测量。叶片从轮毂的主外表面延伸，并经由铸造工艺与轮毂一体形成。每个叶片具有叶片厚度，与叶片的相对表面之间的中心轴线相切地测量该叶片厚度。在径向外部区域的大部分上，叶片厚度与后壁厚度的厚度比在0.8和1.2之间。径向外部区域沿主外表面从外周边缘延伸到25％的子午线距离。
根据一个实施例，提供了一种用于制造涡轮增压器的方法，其包括根据涡轮机叶轮设计铸造涡轮机叶轮以形成铸造涡轮机叶轮、提供壳体、将铸造涡轮机叶轮插入壳体中、提供压缩机叶轮，并将压缩机叶轮耦接到涡轮机叶轮。涡轮机叶轮设计包括轮毂和多个叶片。轮毂包括主外表面、后壁表面、在主外表面和后壁表面之间延伸的外周边缘以及中心轴线。轮毂包括轴线。叶片耦接到轮毂的主外表面并与轮毂的主外表面一体形成。在整个径向外部区域中，轮毂的后壁厚度约为外周边缘的最大直径的8％或更小。外周边缘的最大直径约为60mm或更大。径向外部区域沿主外表面从外周边缘延伸到30％的子午线距离。轮毂具有后壁厚度，该后壁厚度平行于从主外表面到后壁表面的中心轴线而被测量。在整个径向外部区域中，每个叶片在轮毂处的叶片厚度小于与其对应的后壁厚度。与叶片的相对表面之间的轴线相切地测量叶片厚度。
涡轮增压器包括壳体、涡轮机叶轮和压缩机叶轮。涡轮机叶轮定位在壳体内并且配置成由从发动机接收的排气旋转到壳体中。压缩机叶轮耦接到涡轮机叶轮，并且配置成由涡轮机叶轮旋转。涡轮机叶轮包括轮毂和多个叶片。轮毂包括主外表面、后壁表面、在主外表面和后壁表面之间延伸的外周边缘。轮毂包括轴线。叶片耦接到轮毂的主外表面并与轮毂的主外表面一体形成。在整个径向外部区域中，轮毂的后壁厚度约为外周边缘的最大直径的8％或更小。外周边缘的最大直径约为60mm或更大。径向外部区域沿主外表面从外周边缘延伸到30％的子午线距离。后壁厚度平行于从主外表面到后壁表面的轴线而被测量。在整个径向外部区域中，每个叶片在轮毂处的叶片厚度小于与其对应的后壁厚度。与叶片的相对表面之间的轴线相切地测量叶片厚度。
用于涡轮增压器的涡轮机叶轮包括轮毂和多个叶片。轮毂包括主外表面、后壁表面、在主外表面和后壁表面之间延伸的外周边缘。轮毂包括轴线。在轮毂的径向外部区域中，后壁表面的至少一部分基本上是平面的。叶片耦接到轮毂的主外表面并与轮毂的主外表面一体形成。在整个径向外部区域中，轮毂具有后壁厚度，该后壁厚度是沿着主外表面在30％的子午线距离处的外周边缘的最大直径的约8％或更小。邻近外周边缘，后壁厚度为最大直径的2.5％或更小。外周边缘的最大直径约为60mm或更大。后壁厚度平行于从轮毂的主外表面到由后壁表面形成的平面的轴线测量。在整个径向外部区域中，每个叶片在轮毂处的叶片厚度小于与其对应的后壁厚度。与叶片的相对表面之间的轴线相切地测量叶片厚度。
在以下对实施例、所附权利要求和附图的详细描述中公开了本公开的这些和其他方面。
附图说明
当结合附图阅读时，从以下详细描述中可以最好地理解本公开。需要强调的是，根据惯例，附图的各种特征不是按比例的。相反，为清楚起见，可以任意放大或缩小各种特征的尺寸。
图1是涡轮机叶轮后壁表面测量值的三维图，其示出了后壁不规则性。
图2是具有涡轮机叶轮的涡轮增压器的透视剖视图。
图3是根据一个实施例的部分涡轮机叶轮的透视图，其仅包括多个叶片中的一个。
图4是图3中所示的涡轮机叶轮的侧视图。
图5是图3中所示的涡轮机叶轮的顶视图。
图6是沿图4中的线6-6截取的横截面示意图。
图7是沿图4中的线7-7截取的横截面示意图，其是从线7-7下方的涡轮机叶轮的视图部分省略的局部视图。
图8是沿图4中的线8-8截取的横截面示意图，其是从线8-8下方的涡轮机叶轮的视图部分省略的局部视图。
图9是沿图8中的线9-9截取的局部视图。
图10是沿图5中的线10-10截取的剖视图。
图11是沿图10中的线11-11截取的局部视图。
图12是传统涡轮机叶轮的轮毂和叶片厚度与子午线距离的曲线图。
图13是另一个传统涡轮机叶轮的轮毂和叶片厚度与子午线距离的曲线图。
图14是根据一个实施例的涡轮机叶轮的轮毂和叶片厚度与子午线距离的曲线图。
图15是两个涡轮机叶轮的叶片厚度比与子午线距离的曲线图。
具体实施方式
发明人发现，通过提供在与后壁的交叉处相对较薄的涡轮机叶轮的叶片，可以减少由用于制造涡轮机叶轮的铸造工艺引起的涡轮增压器的涡轮机叶轮的后壁不规则性，以用于具有相对薄的后壁的相对涡轮机叶轮。更具体地，对于相对较大(即，具有大直径)并且具有相对薄的后壁(即，相对于涡轮机叶轮的总直径测量)的涡轮机叶轮，可以通过设计叶片来减少后壁不规则性，以使轮毂处的厚度小于后壁的厚度。
在涡轮机叶轮的铸造工艺期间，将熔融金属倒入铸模中，然后冷却以固化(例如，冷冻)。不受特定理论的限制，据信在涡轮机叶轮的铸造工艺中，叶片比轮毂的相邻区域更厚，从而稍后会冻结和收缩。随后在铸造工艺中叶片的这种冻结和收缩会在轮毂上产生额外的应力，这导致后壁不规则性。通过设计叶片而不是具有相对小的厚度(例如，小于轮毂的后壁厚度)，后壁上的叶片引起的应力较小，这减小了后壁不规则性，从而减少了后续的加工和报废。
如图2所示，涡轮增压器10(比如用于内燃机(未示出))通常包括壳体11、涡轮机叶轮13(例如，涡轮机)和压缩机叶轮12(例如，压缩机)。涡轮增压器10接收来自发动机的以高速率使壳体11内的涡轮机叶轮13转动的排气。涡轮机叶轮13又旋转压缩机叶轮12，以便压缩并向发动机供应进气。
另外参考图3-11，可用作涡轮增压器10中的涡轮机叶轮13的涡轮机叶轮100通常包括轮毂110和经由铸造工艺耦接到轮毂并与轮毂一体形成的多个叶片120。轮毂110形成涡轮机叶轮100的主体并且具有涡轮机叶轮100围绕其旋转的中心轴线111。轮毂110沿中心轴线111从第一端112(即，后壁)延伸到第二端113，而叶片120从轮毂110的外表面径向向外延伸。为了便于说明和理解，尽管应该理解，涡轮机叶轮100包括围绕涡轮机叶轮100等距间隔的多个这种叶片120，如图2所示，在图3-11中仅描绘了多个叶片120中的一个叶片120。
涡轮机叶轮100由铸造工艺形成。例如，涡轮机叶轮100可以经由熔模铸造工艺由镍基超合金(例如，铬镍铁合金)形成，或者经由另一合适的铸造工艺由其他合适的材料形成。
涡轮增压器10的轮毂110包括涡轮机叶轮100围绕其旋转或转动的中心轴线111。轮毂110沿中心轴线111在第一端112(例如，后端或近端)和第二端113(例如，前端或远端)之间延伸。在第一端112和第二端113之间，轮毂110包括始于第一端112的第一表面115(例如，后壁表面、第一外表面)、始于第二端113的第二表面116(例如，第二或主外表面)，以及在后壁表面115和主外表面116之间延伸的外周边缘119。轮毂110的后壁114径向向外延伸以形成具有大致恒定直径(即，最大直径)的外周边缘119，并且在每个叶片120之间沿切线方向延伸。通过在每个叶片120之间切向延伸，后壁114被认为是全后背。多个叶片120耦接到轮毂110的主外表面116。或者，涡轮机叶轮100可具有部分扇形的后壁114，该后壁114仅部分地在相邻叶片120之间延伸。
在沿着中心轴线111(即，垂直于中心轴线)的横截面中，轮毂110的主外表面116具有基本上圆形的形状(参见图6-8；注意图7-8是仅描绘涡轮机叶轮100的切片并且分别在截面线7-7和8-8下方省略涡轮机叶轮100的部分的局部横截面图)。在包含中心轴线111(参见图10-11)的横截面中，主外表面116具有凹形轮廓，其中轮毂110的直径沿中心轴线111从第一端112移动到第二端113而减小，如图10所示。在轮毂110的径向外部区域117中，主外表面116包括基本上平坦或薄的区域，其中主外表面116的径向位置(即，直径)与轴向位置相比快速变化。在轮毂110的径向内部区域118中，主外表面116的轴向位置比径向外部区域117中的轴向位置更快地变化。
在一个非限制性示例中，轮毂110的径向外部区域117被认为从轮毂110的大约30％的子午线距离径向向外定位。子午线距离被定义为在延伸通过轮毂110的中心轴线111的平面中沿着主外表面116的轮廓从轮毂110的外周边缘119朝向第二端113测量的距离。为了说明，0％的子午线距离靠近外周边缘119并且100％的子午线距离靠近中心轴线111。由于轮毂110具有如上所述的相对平坦的外轮廓，该外部区域117(再次，定义为30％的子午线距离或区域)从外周边缘119(具有最大半径(R))径向向内延伸到径向距离，该径向距离等于从中心轴线111的最大半径(Rturbine_wheel)的大约三分之二(2/3)和四分之三(3/4)之间的距离。可以设想，径向外部区域117可以以其他方式，例如，相对于径向位置，比如径向外部的三分之一(即1/3)、四分之一(即1/4)，或者最大半径(R)的10％来限定。
在轮毂110的径向外部区域117中，后壁表面115基本上是平面的。可以设想，后壁表面115可以，例如通过单独具有非平面部分(例如，以线性或非线性方式远离外周边缘119增加轴向距离)或与平面部分组合而在径向外部区域117中具有不同的轮廓。
如上所述，轮毂110被认为具有相对薄的后壁114。对于具有形成平面的后壁表面115的实施例，后壁114的厚度(例如，后壁或轮毂厚度；Tback_wall)与中心轴线111平行从后壁表面115形成的平面到主外表面116被测量(见图10-11)。对于后壁表面115不形成平面的实施例，后壁厚度可以替代地从紧邻外周边缘119延伸穿过后壁表面115的平面测量。
在轮毂110的外周边缘119处(即，在0％的子午线距离处)，后壁厚度(Tback_wall)约为外周边缘119的直径的2.5％或更小(即，Tback_wall_edge＝＜2.5％×Rturbine_wheel×2)，比如约1.0％至2.5％之间(例如，大于1.3％和/或小于约2.0％)。例如，对于最大直径为70mm和96mm的涡轮机叶轮100，外周边缘119处的后壁厚度分别小于或等于约1.4mm和1.9mm。在30％的子午线距离处，外周边缘119的直径(例如，Tback_wall_30％＝＜15％×Rturbine_wheel×2)约是后壁厚度(Tback_wall)的15％或更小(例如，小于约8％或小于6％，在约4％和8％之间、约8％或约4％)。例如，对于最大直径为70mm和96mm的涡轮机叶轮100，30％的子午线距离处的后壁厚度可分别小于或等于约5.6mm和7.7mm。外周边缘119可以加工(例如，平坦或圆柱形)，或者是圆形的(如铸造所示)或具有减小到零厚度的另一个减小边缘轮廓，因此后壁厚度(Tback_wall)立即定位在任何这种减小边缘轮廓的径向内侧。
每个叶片120耦接到轮毂110的主外表面116并且从轮毂110的主外表面116径向向外延伸。每个叶片120从基部121径向向外延伸到其尖端部分122，并且在其相对的叶片表面123、124之间切向地(例如，周向地)延伸。基部121耦接到轮毂110的主外表面116，并且可以具有比尖端部分122在相对于中心轴线111的切线方向上测量的更大的叶片厚度，如图6-8中所示。这意味着每个叶片120可以向外扩宽或逐渐变细，通常以逐渐但可能变化的速率，从尖端部分122朝向轮毂110的主外表面116沿径向向内的方向移动。注意，每个叶片120及其表面123、124虽然示意性地描绘为关于延伸穿过中心轴线111的平面对称，但是可以在切线方向上另外弯曲或倾斜，因为表面123、124在不同的径向和/或轴向位置以恒定的方式或者可变方式径向向外延伸。
圆角125还可以定位在轮毂110的主外表面116和叶片120的基部121之间。例如，如图9所示，一个圆角125定位在叶片120的每一侧上，并且包括在叶片120的相对表面123、124中的一个与轮毂110的主外表面116之间延伸的暴露表面。圆角125是涡轮机叶轮100的在轮毂110的主外表面116和叶片120的相对的外表面123、124之间的弯曲区域。例如，在沿着轮毂110的主外表面116与叶片120的基部121之间的交叉点的每个位置处，圆角125可以具有基本恒定的半径，该基本恒定的半径在与主外表面116基本垂直(即垂直)的平面(参见例如图4中的横截面切割线6-6和7-7的角度)中在轮毂110的主外表面116、叶片120的外表面123、124之间延伸。沿着轮毂110的主外表面116和叶片120的基部121之间的交叉点移动，圆角125可以具有变化的半径(例如，减小朝向轮毂110的第二端113移动)。
因为轮毂110、叶片120和圆角125是铸造的并且彼此一体地形成，所以在圆角125、轮毂110和叶片120之间可能没有清晰的划分。出于本公开的目的，圆角125被认为是涡轮机叶轮100的在主外表面116的自然轮廓116a与叶片120的相对侧表面123或124中的一个的自然轮廓123a或124a之间的区域。如图9-11所示，轮毂110的主外表面116的自然轮廓116a和叶片120的相对侧表面123、124的自然轮廓123a、124a是没有圆角125的那些将随后以其他方式相互交叉的轮廓。主外表面116的自然轮廓116a是圆形的，而相对的侧表面123、124的自然轮廓123a、124a可以大致彼此逐渐变细，朝向主外表面116径向向内移动。自然轮廓123a、124a可以例如以线性方式彼此逐渐变细，但是可以根据叶片120的形状和曲率遵循更复杂的几何形状(例如，凹形、凸形等)。在图10-11中，圆角125的外边缘125a(即，与主外表面116接合的外边缘)也以阴影(即，虚线)描绘。
叶片120(Tblade)的厚度定义为在叶片120的相对的外表面123、124之间相对于中心轴线111切向延伸的距离。如图9所示，在存在圆角125的区域中(例如，在主外表面116和叶片120之间的交叉处)，叶片120(Tblade)的厚度是叶片120的相对表面123、124的自然轮廓123a、124a之间的厚度。也就是说，叶片120(Tblade)的厚度省略了圆角125。
类似地，如图10-11所示，在存在叶片120或圆角125的区域中，后壁114(Tback_wall)的厚度，后壁114(Tback_wall)的厚度是轮毂110的主外表面116的后壁表面115与自然轮廓116a之间的厚度。也就是说，后壁114(Tback_wall)的厚度省略了叶片120和圆角125。
根据示例性实施例，涡轮机叶轮100相对较大，包括薄的后壁114，并且在前30％的子午线距离中，后壁114处的叶片120(Tblade)的厚度小于后壁厚度(Tback_wall)。涡轮机叶轮100可以，例如通过具有直径为大约60mm或更大、大约70mm或更大，或大约96mm或更大(例如，在直径上高达大约150mm)的外周边缘119而被认为是相对较大的。后壁114可以，例如通过使30％的子午线距离处的厚度为外周边缘119处的轮毂110的最大直径的大约8％或更小(例如，Tback_wall_30％＝＜8％最大直径)而被认为是薄的。从30％的子午线距离，后壁114的厚度减小到外周边缘119处的厚度，该厚度约为最大直径的2.5％或更小(例如，Tback_wall_edge＝＜2.5％最大直径，比如在1.3％和2.5％之间，和/或小于2％))。叶片厚度可小于径向外部区域上的后壁厚度(例如，0-30％的子午线距离)。例如，在共同的子午线位置处，叶片厚度可小于后壁厚度的80％，比如后壁厚度的60％至80％。这也可以表示为在共同的子午线位置处叶片厚度与后壁厚度的叶片厚度比小于1，比如小于0.8(例如，在0.6和0.8之间)。
代替或除了相对于子午线距离限定之外，后壁114处的叶片120(Tblade)的厚度可以相对于径向距离或轴向距离来限定。例如，后壁114处的叶片120(Tblade)的厚度小于60％径向距离处的后壁厚度(Tback_wall)(即，在直径的60％处的主表面116处并且从中心轴线111垂直测量)并从那里径向向外移动。后壁114处的叶片120(Tblade)的厚度可以小于4％轴向距离处的后壁厚度(Tback_wall)(即，在从后壁表面115到轮毂的第二端113的总距离的4％处的主表面116上并且与中心轴线111平行地测量)并且从那里轴向地朝向后壁114移动。
图12和13分别是后壁厚度131(Tback_wall)和叶片厚度132(Tblade)对常规设计的分别具有70mm和96mm的最大直径的涡轮机叶轮的子午线距离的曲线图。在图12和图13中，后壁厚度131(Tback_wall)和叶片厚度132(Tblade)以绝对测量值(即mm)表示。对于70mm的涡轮机叶轮(图12中所示)和96mm的涡轮机叶轮(图13中所示)，叶片厚度(Tblade)大于绝大多数径向外部区域117(即，0-30％的子午线距离的绝大部分)上的后壁厚度(Tback_wall)。这些传统设计的70mm和96mm涡轮机叶轮中的每一个的计算机铸造模拟和物理部件表现出过多的后壁不规则性，这可能需要过度加工，导致旋转轴的轴线外安装，和/或需要报废涡轮机叶轮。
图14是根据示例性实施例的涡轮机叶轮设计的后壁厚度131(Tback_wall)和叶片厚度132(Tblade)与％的子午线距离的曲线图。与图1和2中使用的绝对测量相反，在图14中，后壁厚度131(Tback_wall)和叶片厚度132(Tblade)相反表示为涡轮机叶轮的最大直径的百分比。在该示例性涡轮机叶轮中，叶片120具有其小于整个径向外部区域117(即，在0至25％或30％的子午线距离上)上的后壁厚度(Tback_wall)的叶片厚度(Tblade)。此外，该示例性涡轮机叶轮包括相对薄的后壁114(即，Tback_wall_30％＝～7.5％，并且Tback_wall_edge＝～1.8％)。涡轮机叶轮100的该示例性实施例计算机铸造模拟表现出比图12-13中所示的常规设计的70mm和96mm的涡轮机叶轮不太明显的后壁不规则性。
基于前述内容，设计具有薄后壁和叶片的大型涡轮机叶轮将是有利的，所述后壁和叶片在径向外部区域中比后壁更薄。大型涡轮机叶轮可以被认为是具有大约60mm或更大，比如70mm或更大或96mm或更大的外周边缘119的最大直径的那些。具有薄后壁的涡轮机叶轮可以被认为具有在30％的子午线距离处的后壁厚度为15％或更小的那些，比如最大直径的8％或6％或更小和/或具有在最大直径的2.5％或更小(例如，2％或更小)的外周边缘(即，0％的子午线距离)处的后壁厚度。叶片可以比在0％和30％的子午线距离之间延伸的外部区域上的后壁更薄。
根据前述设计(例如，使用Inconel713C、Inconel713LC、MAR246、MAR247或类似材料)铸造这样的涡轮机叶轮100也是有利的，因为这样的铸造涡轮机叶轮100将是与具有较厚后壁114的其他涡轮机叶轮相比不易受离心后壁应力的影响，并且与其叶片厚度大于其径向外部区域中的后壁厚度的其他涡轮机叶轮相比，不易受后壁不规则性的影响。在铸造之后，可以通过测量后壁表面115的后壁不规则性，并将后壁不规则性与设计规格和公差(例如，第一和第二阈值)进行比较来评估铸造涡轮机叶轮100。如果后壁不规则性超过第一阈值(例如，70微米，或者以10微米为增量，是叶轮直径的约0.001或0.002倍，比如针对70-80mm的叶轮为70微米，针对80-90mm叶轮为80微米)，然后，可以进一步加工铸造涡轮机叶轮100，比如从轮毂110的后壁114(或后壁表面115)的至少一部分去除材料和/或使用后壁表面115作为用于定向铸造涡轮机叶轮100以将旋转轴附接到其上的基准点。例如，如果测量的不规则性小于设计成平面的后壁的第一阈值，则后壁被认为是在规格范围内并且基本上是平面的。或者，如果后壁不规则性超过第二阈值(例如，400微米，或叶轮直径的0.004倍)，则铸造涡轮机叶轮100被报废或经受进一步的操作。如果涡轮机叶轮100是可接受的(例如，在铸造和/或随后的加工之后)，则可以通过提供壳体、插入所得的铸造和机加工的涡轮机叶轮100，以及将压缩机叶轮耦接到涡轮机叶轮100来组装涡轮增压器。
在更进一步的示例性实施例中，涡轮机叶轮在径向外部区域117(例如，0-25％或30％的子午线距离)的大部分(例如，接近整体)上具有相对恒定和/或近似等于1的叶片厚度。
参照图15，对具有不同叶片厚度的共同轮毂设计的涡轮机叶轮进行铸造模拟。在图15中，示出了第一涡轮机叶轮的叶片厚度比201，并且示出了第二涡轮机叶轮的叶片厚度比202。第一涡轮机叶轮具有在外部25％的子午线距离上的范围在约0.80和1.85之间的叶片厚度比201。在包括连续大部分外部25％的子午线距离(即，中间15％子午线范围)的任何子午线范围内，叶片厚度比201与子午线范围内的最低叶片厚度比具有约32％的最小方差。更具体地，叶片厚度比201在从5％和20％的子午线距离之间延伸的子午线范围内的范围从大约1.40到1.85(即，1.40+～32％)。在铸造模拟中，第一涡轮机叶轮表现出大约150微米的后壁不规则性(例如，波纹度)，其可能超出可接受的公差(例如，100微米)。
第二涡轮机叶轮具有在外部25％子午线距离上的范围在约0.35和0.95之间的叶片厚度比202。在包括连续大部分外部25％的子午线距离(即，中间15％的子午线范围)的任何子午线范围内，叶片厚度比202与子午线范围内的最低叶片厚度比具有约19％的最小方差。更具体地，叶片厚度比202在从10％和25％的子午线距离之间延伸的子午线范围内的范围从大约0.8到0.95(即，0.8+～19％)。在铸造模拟中，第二涡轮机叶轮表现出大约60微米的后壁不规则性，因此与第一涡轮机叶轮相比显示出显著减小的后壁不规则性。
观察到，第二涡轮机叶轮的叶片厚度比202在由外部25％的子午线距离组成的径向外部区域的大部分上大约等于一(例如，1+/-0.2)并且在大多数情况下，最低叶片厚度比变化小于25％。不受特定理论的限制，据信叶片厚度比近似等于1会导致后壁不规则性降低，因为叶片和后壁在铸造工艺中沿着涡轮机叶轮的大部分径向外部区域在彼此接近的时间冻结。进一步认为，叶片厚度比变化小于25％可能导致后壁不规则性降低，因为叶片和后壁在铸造工艺中沿着涡轮机叶轮的大部分径向外部区域按一致时间顺序冻结。
通过使后壁厚度比近似等于1或者在大部分径向外部区域上具有低方差(例如，几乎整个25％或30％的子午线距离)、通过使后壁厚度比近似等于但小于1(例如，0.8至1.0)，和/或通过具有较小的方差(例如，小于25％，比如15％或更小的方差)可以实现对后壁不规则性的可能的进一步改进。
如上所述，减小后壁不规则性对于较大的涡轮机叶轮(例如，直径大于60mm、70mm或更大，或96mm或更大的涡轮机叶轮)尤其有益，因为较大的涡轮机叶轮可能由于其较大的直径放大不规则性和由此导致的失衡而对后壁不规则性敏感是特别有利的。减少后壁不规则性对于具有薄后壁的涡轮机叶轮也是有益的(例如，具有后壁厚度为叶轮直径的7.5％或更小，比如在25％或30％的子午线距离处为6％或更小，并且径向向外)，因为可以移除较少的材料以使涡轮机叶轮符合规格(例如，最大100微米的后壁不规则性)。
因此，预期涡轮机叶轮具有后壁厚度比，其在径向外部区域的大部分或接近整体上大约等于1(例如，0.8至1.2)、小于1，和/或具有低方差(例如，25％或更小，比如15％或更小)。径向外部区域可以是外部25％或30％的子午线距离，其中大部分是其中至少15％的子午线范围。这种涡轮机叶轮也可以具有60mm或更大的直径(例如，70mm或更大、80mm或更大，或96mm或更大)和/或薄的后壁(例如，在30％的子午线距离或25％的子午线距离并且径向向外处具有涡轮机叶轮的直径的7.5％或更小，比如6％或更小的后壁厚度)。
实施例
1.一种制造涡轮增压器的方法，其包括以下步骤：
根据涡轮机叶轮设计铸造涡轮机叶轮以形成铸造涡轮机叶轮，其中涡轮机叶轮设计包括：
轮毂，其包括主外表面、后壁表面、在主外表面和后壁表面之间延伸的外周边缘以及轴线；以及
多个叶片，其耦接到轮毂的主外表面并与轮毂的主外表面一体形成；
其中，在沿着主外表面从外周边缘延伸到30％的子午线距离的整个径向外部区域中，轮毂的后壁厚度约为外周边缘的最大直径的8％或更小，后壁厚度基本上平行于从主外表面到后壁表面的轴线测量；
其中涡轮机叶轮设计的外周边缘的最大直径约为60mm或更大；以及
其中，在整个径向外部区域中，每个叶片在轮毂处的叶片厚度小于与其对应的后壁厚度，与叶片的相对表面之间的轴线相切地测量叶片厚度；
提供壳体；
将铸造涡轮机叶轮插入壳体中；
提供压缩机轮；以及
将压缩机叶轮耦接到涡轮机叶轮。
2.根据实施例1所述的方法，其中涡轮机叶轮设计的后壁厚度在30％的子午线距离处为外周边缘的最大直径的大约8％或更小，并且约为邻近外周边缘的外周边缘的最大直径的2.5％或更小。
3.根据实施例2所述的方法，其中涡轮机叶轮设计的外周边缘的最大直径为大约96mm或更大。
4.根据实施例1所述的方法，其中涡轮机叶轮设计的后壁表面在径向外部区域中是平面的。
5.根据实施例4所述的方法，其中后壁是全后背。
6.根据实施例1所述的方法，其中涡轮机叶轮设计还包括多个圆角，每个圆角在轮毂的主外表面和一个叶片的相对表面之一之间形成弯曲过渡。
7.根据实施例6所述的方法，其中叶片厚度和相应的后壁厚度省略了圆角。
8.根据实施例6所述的方法，其中在涡轮机叶轮设计的轮毂处的叶片厚度在叶片的相对表面的自然轮廓之间测量，并且相应的后壁厚度在主外表面和后壁表面的自然轮廓之间测量。
9.根据实施例1所述的方法，还包括评估铸造涡轮机叶轮，评估步骤包括测量铸造涡轮机叶轮的后壁表面的后壁不规则性，以及将后壁不规则性与涡轮机叶轮设计的公差要求进行比较，其中评估步骤在铸造步骤之后和插入步骤之前进行。
10.根据实施例8所述的方法，其中如果后壁不规则性超过第一阈值，则对铸造涡轮机叶轮进行机械加工以从铸造涡轮机叶轮的后壁表面移除材料，或者如果后壁不规则性超过第二个阈值，则铸造涡轮机叶轮报废。
11.一种涡轮增压器，其包括：
壳体，其配置成接收来自发动机的排气；
涡轮机叶轮，其定位在壳体内并且配置成由从发动机接收的排气旋转到壳体中；以及
压缩机叶轮，其耦接到涡轮机叶轮以由涡轮机叶轮旋转；
其中涡轮机叶轮包括：
轮毂，其包括主外表面、后壁表面、在主外表面和后壁表面之间延伸的外周边缘，该轮毂具有轴线；以及
多个叶片，其耦接到轮毂的主外表面并与轮毂的主外表面一体形成；
其中，在整个径向外部区域中，轮毂的后壁厚度约为外周边缘的最大直径的8％或更小，该径向外部区域沿主外表面从外周边缘径向向内延伸至30％的子午线距离，并且后壁厚度平行于从主外表面到后壁表面的轴线被测量；
其中外周边缘的最大直径约为96mm或更大；以及
其中，在整个径向外部区域中，每个叶片在轮毂处的叶片厚度小于与其对应的后壁厚度，与叶片的相对表面之间的轴线相切地测量该叶片厚度。
12.根据实施例11所述的涡轮增压器，其中后壁厚度在30％的子午线距离处为外周边缘的最大直径的约8％或更小，并且为邻近外周边缘的外周边缘的最大直径的约2.5％或更小。
13.根据实施例12所述的涡轮增压器，其中外周边缘的最大直径为大约96mm或更大。
14.根据实施例10所述的涡轮增压器，其中后壁表面在径向外部区域中基本上是平面的，并该后壁是全后背。
15.根据实施例10所述的涡轮增压器，其中涡轮机叶轮还包括多个圆角，每个圆角在轮毂的主外表面与叶片中的一个的相对表面中的一个之间形成弯曲过渡。
16.根据实施例15所述的涡轮增压器，其中在省略圆角的情况下测量叶片厚度和后壁厚度。
17.根据实施例16所述的涡轮增压器，其中涡轮机叶轮设计的轮毂处的叶片厚度在叶片的相对表面的自然轮廓之间测量，并且相应的后壁厚度在主外表面和后壁表面的自然轮廓之间测量。
18.根据实施例17所述的涡轮增压器，其中后壁不规则性是最大直径的约0.002倍或更小。
19.根据实施例10所述的涡轮增压器，其中后壁处的叶片的厚度约为后壁的相应厚度的80％或更小。
20.一种用于涡轮增压器的涡轮机叶轮，其包括：
一种轮毂，其包括主外表面、后壁表面和在主外表面和后壁表面之间延伸的外周边缘，该轮毂具有轴线，以及径向外部区域，其中的后壁表面的至少一部分基本上是平面的；以及
多个叶片，其耦接到轮毂的主外表面并与轮毂的主外表面一体形成；
其中，在整个径向外部区域中，该轮毂的后壁厚度是沿着该主外表面在30％的子午线距离处的该外周边缘的最大直径的大约8％或更小，并且是邻近外周边缘的最大直径的2.5％，后壁厚度平行于从主外表面到由后壁表面形成的平面的轴线测量；
其中外周边缘的最大直径约为60mm或更大；以及
其中，在整个径向外部区域中，每个叶片在轮毂处的叶片厚度小于与其对应的后壁厚度，与叶片的相对表面之间的轴线相切地测量该叶片厚度。
虽然已经结合某些实施例描述了本公开，但是应该理解，本公开不限于所公开的实施例，而是相反地，旨在涵盖包括在所附权利要求的范围内的各种修改和等效布置，该范围应被赋予最广泛的解释，以包含法律允许的所有这些修改和等效结构。

Claims (5)

1.一种用于涡轮增压器(10)的涡轮机叶轮(100)，包括：
轮毂(110)，其具有主外表面(116)、后壁表面(115)、在所述主外表面(116)和所述后壁表面(115)之间延伸的外周边缘(119)，以及中心轴线(111)，其中所述轮毂(110)具有平行于所述中心轴线(111)测量从所述主外表面(116)到所述后壁表面(115)的后壁厚度；以及
多个叶片(120)，其从所述轮毂(110)的所述主外表面(116)延伸并经由铸造工艺与所述轮毂(110)一体形成，其中每个所述叶片(120)具有与所述中心轴线(111)相切地测量在所述叶片(120)的相对表面(123、124)之间的叶片厚度；
其中，所述外周边缘(119)的直径为60mm或更大；并且
其中，在大部分径向外部区域(117)上，所述叶片厚度与所述后壁厚度的厚度比在0.8和1.2之间，所述径向外部区域(117)沿所述主外表面(116)从所述外周边缘(119)延伸到25％的子午线距离，所述大部分径向外部区域包括沿着所述主外表面(116)的15％的子午线范围，其中，轮毂(110)沿中心轴线(111)从第一端(112)延伸到第二端(113)，所述主外表面(116)始于第二端(113)，子午线距离被定义为在延伸通过轮毂(110)的中心轴线(111)的平面中沿着主外表面(116)的轮廓从轮毂(110)的外周边缘(119)朝向第二端(113)测量的距离。
2.根据权利要求1所述的涡轮机叶轮(100)，其中在所述大部分径向外部区域(117)上，所述厚度比变化15％或更小。
3.根据权利要求1或2所述的涡轮机叶轮(100)，其中在25％的子午线距离处，所述后壁厚度为所述直径的6％或更小。
4.根据权利要求1或2所述的涡轮机叶轮(100)，还包括在每个所述叶片(120)和所述主外表面(116)之间的圆角(125)，并且经由铸造工艺与其一体地形成，其中在没有所述圆角(125)的情况下测量所述后壁厚度和所述叶片厚度。
5.根据权利要求1所述的涡轮机叶轮(100)，其中在所述大部分径向外部区域(117)上，所述厚度比变化25％或更小。
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* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US6129528A (en) 1998-07-20 2000-10-10 Nmb Usa Inc. Axial flow fan having a compact circuit board and impeller blade arrangement
US6280144B1 (en) 1998-11-10 2001-08-28 Charles S. Powers Propellers and impellers with stress-relieving recesses
EP1714008B1 (en) 2003-12-31 2009-02-25 Honeywell International Turbocharger assembly
DE102004029830A1 (de) * 2004-06-19 2005-12-29 Daimlerchrysler Ag Turbinenrad in einer Abgasturbine eines Abgasturboladers
WO2006067359A1 (en) * 2004-12-21 2006-06-29 Honeywell International, Inc. Turbine wheel with backswept inducer
DE102006050440A1 (de) 2006-10-26 2008-04-30 Mtu Aero Engines Gmbh Verfahren zum Herstellen einer Leichtbau-Turbinenschaufel
JP4691002B2 (ja) * 2006-11-20 2011-06-01 三菱重工業株式会社 斜流タービンまたはラジアルタービン
DE102008045171B4 (de) * 2008-08-30 2019-07-18 Daimler Ag Radialschaufelrad und Verfahren zum Herstellen eines Radialschaufelrads für ein Laufzeug eines Abgasturboladers
US8517664B2 (en) 2010-01-19 2013-08-27 Ford Global Technologies, Llc Turbocharger
US8834104B2 (en) * 2010-06-25 2014-09-16 Honeywell International Inc. Vanes for directing exhaust to a turbine wheel
JP6030853B2 (ja) 2011-06-29 2016-11-24 三菱日立パワーシステムズ株式会社 タービン動翼及び軸流タービン
WO2013162874A1 (en) * 2012-04-23 2013-10-31 Borgwarner Inc. Turbocharger blade with contour edge relief and turbocharger incorporating the same
US20130280060A1 (en) 2012-04-23 2013-10-24 Shakeel Nasir Compressor diffuser having vanes with variable cross-sections
DE112013001568T5 (de) * 2012-04-23 2014-12-04 Borgwarner Inc. Turbinennabe mit Oberflächendiskontinuität und Turbolader damit
DE112013001660T5 (de) * 2012-04-23 2014-12-24 Borgwarner Inc. Turbolader-Schaufelversteifungsband mit kreuzweisen Nuten und Turbolader mit Turbolader-Schaufelversteifungsband mit kreuzweisen Nuten
DE102012212896A1 (de) * 2012-07-24 2014-02-20 Continental Automotive Gmbh Laufrad eines Abgasturboladers
JP5936530B2 (ja) 2012-12-19 2016-06-22 三菱日立パワーシステムズ株式会社 タービンの動翼の製造方法
CN104937236B (zh) 2013-02-21 2018-10-30 三菱重工业株式会社 涡轮机动叶片
WO2014165355A1 (en) 2013-04-05 2014-10-09 Borgwarner Inc. Turbine wheel of an exhaust-gas turbocharger
US20150086396A1 (en) * 2013-09-26 2015-03-26 Electro-Motive Diesel Inc. Turbocharger with mixed flow turbine stage
DE102015214854A1 (de) * 2015-08-04 2017-02-09 Bosch Mahle Turbo Systems Gmbh & Co. Kg Verdichterrad für einen Abgasturbolader
JP2017193985A (ja) * 2016-04-19 2017-10-26 本田技研工業株式会社 タービンインペラ
EP3366926B1 (en) * 2017-02-22 2020-12-02 Borgwarner Inc. Compressor impeller with curved ribs on the back side of the backplate

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