CN115176071A - 可变几何涡轮机 - Google Patents

Abstract

公开了具有叶片的新构造的可变几何涡轮机。还公开了用于设计用于几何涡轮机的叶片的新构造的新方法。

Description

可变几何涡轮机

技术领域

本发明涉及一种可变几何涡轮机，该可变几何涡轮机具体但不排他地用于在内燃机的涡轮增压器中使用。

背景技术

涡轮增压器是用于以高于大气压力的压力(增压压力)向内燃机的进气口供应空气的已知装置。常规的涡轮增压器包括安装在涡轮机壳体内的能够旋转的轴杆上的排放气体驱动的涡轮机叶轮。涡轮机叶轮的旋转使压缩机叶轮旋转，该压缩机叶轮安装在轴杆的另一端部上并且在压缩机壳体内。压缩机叶轮将压缩的空气输送到发动机进气歧管。涡轮增压器的轴杆常规地由轴颈和推力轴承支撑，包括适当的润滑系统，其位于连接在涡轮机与压缩机叶轮壳体之间的中央的轴承壳体内。

在已知的涡轮增压器中，涡轮机包括：涡轮机室，涡轮机叶轮安装在该涡轮机室内；限定在围绕该涡轮机室布置的径向面向的壁之间的入口通道；围绕入口通道布置的入口蜗壳；以及从该涡轮机室延伸的出口通道。通道和室连通，使得准许进入入口蜗壳的加压的排放气体流动通过该入口通道、经由涡轮机流动到出口通道，并且旋转该涡轮机叶轮。还已知的是，通过在入口通道中设置叶片(被称为喷嘴叶片)以使流动通过入口通道的气体朝向涡轮机叶轮的旋转方向偏转，来调节涡轮机的性能。

涡轮机可以是固定几何类型的或可变几何类型的。可变几何涡轮机与固定几何涡轮机的不同之处在于，可以改变入口通道的大小以在质量流量速率的范围内优化气体流速率，使得可以改变涡轮机的功率输出以适应不同的发动机需求。例如，当被输送到涡轮机的排放气体的体积相对较低时，通过减小入口通道的大小使得到达涡轮机叶轮的气体的速率维持在确保涡轮机有效运转的水平。

在一种已知类型的可变几何涡轮机中，通常被称为“喷嘴环”的能够轴向移动的壁构件限定入口通道的一个壁。喷嘴环相对于入口通道的面对壁的位置是能够调整的，从而控制入口通道的轴向宽度。因此，例如，随着流动通过涡轮机的气体减少，入口通道宽度也可以减小以维持气体速率并且优化涡轮机输出。这种喷嘴环包括大致环形壁和轴向延伸的内法兰和外法兰。法兰延伸到在涡轮机壳体中所限定的腔中，该腔是壳体的实际上由轴承壳体提供的一部分，该轴承壳体适应喷嘴环的轴向移动。

喷嘴环可以设有叶片，叶片延伸到入口通道中并且穿过设置在入口通道的面对壁上的狭槽，以适应喷嘴环的移动。或者，叶片可以从固定壁延伸穿过设置在喷嘴环中的狭槽。一般地，喷嘴环被支撑在平行于涡轮机叶轮的旋转轴线延伸的杆上，并且由使该杆轴向移位的致动器移动。已知多种不同形式的致动器用于在可变几何涡轮机中使用，包括安装在涡轮增压器的外部并且通过适当的连杆连接到可变几何系统的气动致动器、液压致动器和电动致动器。

发明内容

可能期望提供一种可变几何涡轮机，该可变几何涡轮机至少部分地解决与已知的可变几何涡轮机相关联的无论是在本文中或是以其他方式识别的一个或多个问题。

根据本发明的第一方面，提供了一种可变几何涡轮机，该可变几何涡轮机包括：涡轮机壳体，所述涡轮机壳体限定入口和出口；涡轮机叶轮，所述涡轮机叶轮在所述涡轮机壳体中能够旋转地安装在所述入口与所述出口之间，使得所述涡轮机叶轮能够围绕轴线旋转；可移动壁构件，所述可移动壁构件安装在所述壳体中以便相对于所述壳体至少在第一位置与第二位置之间能够移动，所述可移动壁构件部分地限定所述入口与所述涡轮机叶轮之间的入口通道，所述入口通道在所述涡轮机叶轮的径向外侧，所述入口通道的尺寸取决于所述可移动壁构件相对于所述壳体的位置；和多个叶片，所述多个叶片横跨所述入口通道延伸，所述叶片周向地间隔开；其中，在截面中，所述叶片中的每个叶片具有从更靠近所述入口的前边缘到更靠近所述涡轮机叶轮的后边缘延伸的细长形状，并且其中所述叶片的从所述前边缘沿叶片长度的5％的垂直厚度为所述叶片的最大垂直厚度的至少50％。

应当理解，如这里所使用的，叶片的垂直厚度旨在表示垂直于叶片的弧线的厚度。

根据本发明的这个方面的可变几何涡轮机具有比在此类可变几何涡轮机中典型地使用的叶片具有更球根状(bulbous)的前边缘并且可以具有更大曲率半径的叶片。正如现在所讨论的，这优于现有设计。

使用这种球根状的或钝的前边缘与本领域的现有教导相反，该现有教导将促使技术人员在前边缘或叶片处选择较小的厚度，以便实现在叶片上更好的流分离(进而提高涡轮机的效率)。然而，发明人已经认识到，对于可变几何涡轮机，流体流在叶片上的攻角(angle of attack)取决于可移动壁构件的位置。在入口和涡轮机叶轮之间的入口通道由可移动壁构件部分地限定，并且还可以由第二壁构件(例如，该第二壁构件可以相对于壳体是固定的或与壳体成一体)部分地限定。可移动壁构件的位置可以由可移动壁构件与第二壁构件之间的距离表征。该距离可以被称为可变几何(variable geometry)间隙或“VG间隙”。

通过增加前边缘处的厚度使得叶片的从前边缘沿叶片长度的5％的垂直厚度为该叶片的最大垂直厚度的至少50％，根据本发明的这个方面的可变几何涡轮机将在攻角的更大范围内(并且因此，等效地在可移动壁构件的位置或VG间隙的更大范围内)以相对高的效率运转。尽管现有技术的涡轮机对于可移动壁构件的特定位置可能是非常有效的，而在该可移动壁构件的其他位置是非常低效的，但是根据本发明的这个方面的可变几何涡轮机可以在可移动壁构件的位置的显着更大范围内以相对高的效率运转。

典型地，对于可变几何涡轮机可能旨在以特定的设计构造(或设计点)运转，并且传统智慧可能会建议在这些条件下将叶片布置成使涡轮机的效率最大化。例如，可以优化可变几何涡轮机以用于齐平间隙布置，其中VG间隙基本上匹配涡轮机叶轮的前边缘(或尖端)的宽度。

尽管可变几何涡轮机可以在大部分的时间以设计构造运转，但是该可变几何涡轮机也将以其他VG间隙运转。发明人已经意识到，利用现有技术的布置，虽然是最有效的(在时间上平均的)布置，但是在远离设计构造的一些其他构造处的效率可能显着更小。或许更重要的是，发明人已经意识到，利用现有技术的布置，一些偏离设计的构造，可能会在涡轮机叶轮的前边缘处引起大的静态压力波动，这可能会增加高循环疲劳，从而损害可变几何涡轮机的寿命。这可以由根据本发明的这个方面的可变几何涡轮机解决。

叶片的从前边缘沿叶片长度的5％的垂直厚度可以是该叶片的最大垂直厚度的至少55％。叶片的从前边缘沿叶片长度的5％的垂直厚度可以是该叶片的最大垂直厚度的至少60％。在一些实施例中，叶片的从前边缘沿叶片长度的5％的垂直厚度可以是该叶片的最大垂直厚度的至少70％、或者甚至是该叶片的最大垂直厚度的80％。

叶片的从前边缘沿叶片长度的95％的垂直厚度可以是该叶片的最大垂直厚度的至少40％。

有利地，这种布置增加了叶片的异物损坏(foreign object damage，FOD)容限。

叶片的从前边缘沿叶片长度的95％的垂直厚度可以是该叶片的最大垂直厚度的至少45％。叶片的从前边缘沿叶片长度的95％的垂直厚度可以是该叶片的最大垂直厚度的至少50％。叶片的从前边缘沿叶片长度的95％的垂直厚度可以是该叶片的最大垂直厚度的至少55％。叶片的从前边缘沿叶片长度的95％的垂直厚度可以是该叶片的最大垂直厚度的至少60％。

所述叶片和所述涡轮机叶轮可以被布置成使得所述叶片中的每个叶片的后边缘的半径与所述涡轮机叶轮的前边缘的半径的比率为1.2或更大。

所述叶片中的每个叶片的后边缘的半径与所述涡轮机叶轮的前边缘的半径的比率可以在1.2到1.25的范围内。

在增加叶片的异物损坏(FOD)容限的同时，增加后边缘处的尺寸(例如，使得叶片的从前边缘沿叶片长度的95％的垂直厚度是该叶片的最大垂直厚度的至少40％)可以增加形成在每个叶片下游的尾流的长度。有利地，将所述叶片中的每个叶片的后边缘的半径与所述涡轮机叶轮的前边缘的半径的比率增加到1.2或更大可以允许该尾流充分地消散，从而减小在涡轮机叶轮的尖端处的施力函数(forcing function)。

所述叶片和所述涡轮机叶轮可以被布置成使得所述叶片中的每个叶片的前边缘的半径与所述叶片中的每个叶片的后边缘的半径的比率为1.2或更大。

所述叶片和所述涡轮机叶轮可以被布置成使得所述叶片的实度比的比率在1.1至1.3的范围内。

限定在每对相邻叶片之间的通道的长度与所述通道的宽度的比率可以被称为实度比(solidity ratio)。较高的实度比导致较大的叶片重叠。进而，这会提高对相邻叶片之间的流的控制。

所述叶片的前边缘可以设有椭圆端部处理部，所述椭圆端部处理部具有至少1.5的长轴与短轴的比率。

椭圆端部处理部可以具有1.5的长轴与短轴的比率。或者，椭圆端部处理部可以具有2.0的长轴与短轴的比率。

叶片可以被布置成在围绕涡轮机叶轮的圆周的静态压力中产生双尾流变化。

在所述叶片中的每个叶片的后边缘处围绕涡轮机的圆周的静态压力迹线可以被称为施力函数。天真地，可能期望施力函数具有对应于每个叶片的尾流的一些低压力区，在这些低压力区中穿插有对应于通过限定在每对相邻叶片之间的通道的流体流的高压力区。即是，可能预期施力函数由与多个叶片的数量对应的傅里叶分量(Fourier component)支配(其可以被称为叶片阶次振荡(vane order oscillation))。

在增加叶片的异物损坏(FOD)容限的同时，增加叶片的后边缘的尺寸可以增加形成在每个叶片下游的尾流的长度。

将叶片的形状设置成使得每个叶片在施力函数中产生双尾流，减小了施力函数的总体幅度。有利地，这可以充分地减小施力函数的总体幅度，使得即使叶片的尾流没有完全被消散，该施力函数也可以处于可接受的低水平。

叶片可以具有由厚度分布至少部分地限定的形状，该厚度分布从前边缘到后边缘呈指数地减小并且在前边缘和后边缘的每个边缘处具有端部处理部。

这样的厚度分布可以引起双尾流。该厚度分布可以是表7中的厚度分布。在前边缘和后边缘中的每个边缘处具有端部处理部的叶片的实际厚度可以是表14中的厚度分布。

叶片可以具有由角度分布至少部分地限定的形状，该角度分布在前边缘处比在后边缘处更切向。

这样的角度分布可以有助于引起双尾流。该角度分布可以是表8中的角度分布。

根据本发明的第二方面，提供了一种可变几何涡轮机，该可变几何涡轮机包括：涡轮机壳体，所述涡轮机壳体限定入口和出口；涡轮机叶轮，所述涡轮机叶轮在所述涡轮机壳体中能够旋转地安装在所述入口与所述出口之间，使得所述涡轮机叶轮能够围绕轴线旋转；可移动壁构件，所述可移动壁构件安装在所述壳体中以便相对于所述壳体至少在第一位置与第二位置之间能够移动，所述可移动壁构件部分地限定所述入口与所述涡轮机叶轮之间的入口通道，所述入口通道在所述涡轮机叶轮的径向外侧，所述入口通道的尺寸取决于所述可移动壁构件相对于所述壳体的位置；和多个叶片，所述多个叶片横跨所述入口通道延伸，所述叶片周向地间隔开；其中，在截面中，所述叶片中的每个叶片具有从更靠近所述入口的前边缘到更靠近所述涡轮机叶轮的后边缘延伸的细长形状，并且其中所述叶片的从所述前边缘沿叶片长度的95％的垂直厚度为所述叶片的最大垂直厚度的至少40％；以及其中所述叶片和所述涡轮机叶轮被布置成使得所述叶片中的每个叶片的后边缘的半径与所述涡轮机叶轮的前边缘的半径的比率为1.2或更大。

有利地，增加所述叶片中的每个叶片的后边缘的尺寸使得所述叶片的从所述前边缘沿叶片长度的95％的垂直厚度为所述叶片的最大垂直厚度的至少40％增加了叶片的异物损坏容限。在增加叶片的异物损坏(FOD)容限的同时，增加后边缘的尺寸可以增加形成在每个叶片下游的尾流的长度。然而，有利地，将所述叶片中的每个叶片的后边缘的半径与所述涡轮机叶轮的前边缘的半径的比率增加到1.2或更大可以允许该尾流充分地消散，从而减小涡轮机叶轮的尖端处的施力函数。

叶片的从前边缘沿叶片长度的95％的垂直厚度可以是该叶片的最大垂直厚度的至少45％。叶片的从前边缘沿叶片长度的95％的垂直厚度可以是该叶片的最大垂直厚度的至少50％。叶片的从前边缘沿叶片长度的95％的垂直厚度可以是该叶片的最大垂直厚度的至少55％。叶片的从前边缘沿叶片长度的95％的垂直厚度可以是该叶片的最大垂直厚度的至少60％。

叶片的从前边缘沿叶片长度的5％的垂直厚度可以是该叶片的最大垂直厚度的至少50％。

使用这种球根状的或钝的前边缘可以提供对不同攻角增加的容限，并且可以减小施力函数。

所述叶片中的每个叶片的后边缘的半径与所述涡轮机叶轮的前边缘的半径的比率可以在1.2到1.25的范围内。

所述叶片和所述涡轮机叶轮可以被布置成使得所述叶片中的每个叶片的前边缘的半径与所述叶片中的每个叶片的后边缘的半径的比率为1.2或更大。

所述叶片和所述涡轮机叶轮可以被布置成使得所述叶片的实度比的比率在1.1至1.3的范围内。

限定在每对相邻叶片之间的通道的长度与所述通道的宽度的比率可以被称为实度比。较高的实度比导致较大的叶片重叠。进而，这会提高对相邻叶片之间的流的控制。

所述叶片的前边缘可以设有椭圆端部处理部，所述椭圆端部处理部具有至少1.5的长轴与短轴的比率。

椭圆端部处理部可以具有1.5的长轴与短轴的比率。或者，椭圆端部处理部可以具有2.0的长轴与短轴的比率。

根据本发明的第三方面，提供了一种可变几何涡轮机，该可变几何涡轮机包括：涡轮机壳体，所述涡轮机壳体限定入口和出口；涡轮机叶轮，所述涡轮机叶轮在所述涡轮机壳体中能够旋转地安装在所述入口与所述出口之间，使得所述涡轮机叶轮能够围绕轴线旋转；可移动壁构件，所述可移动壁构件安装在所述壳体中以便相对于所述壳体至少在第一位置与第二位置之间能够移动，所述可移动壁构件部分地限定所述入口与所述涡轮机叶轮之间的入口通道，所述入口通道在所述涡轮机叶轮的径向外侧，所述入口通道的尺寸取决于所述可移动壁构件相对于所述壳体的位置；和多个叶片，所述多个叶片横跨所述入口通道延伸，所述叶片周向地间隔开；其中，在截面中，所述叶片中的每个叶片具有从更靠近所述入口的前边缘到更靠近所述涡轮机叶轮的后边缘延伸的细长形状，并且其中所述叶片被布置成使得在围绕所述涡轮机叶轮的圆周的静态压力中产生双尾流变化。

在所述叶片中的每个叶片的后边缘处围绕涡轮机的圆周的静态压力迹线可以被称为施力函数。天真地，可能期望施力函数具有对应于每个叶片的尾流的一些低压力区，在这些低压力区中穿插有对应于通过限定在每对相邻叶片之间的通道的流体流的高压力区。即是，可能预期施力函数由与多个叶片的数量对应的傅里叶分量支配(其可以被称为叶片阶次振荡)。

在增加叶片的异物损坏(FOD)容限的同时，增加叶片的后边缘的尺寸可以增加形成在每个叶片下游的尾流的长度。

将叶片的形状设置成使得每个叶片在施力函数中产生双尾流减小了施力函数的总体幅度。有利地，这可以充分地减小施力函数的总体幅度，使得即使叶片的尾流没有完全被消散，该施力函数也可以处于可接受的低水平。

叶片可以具有由厚度分布至少部分地限定的形状，该厚度分布从前边缘到后边缘呈指数地减小并且在前边缘和后边缘的每个边缘处具有端部处理部。

这样的厚度分布可以引起双尾流。该厚度分布可以是表7中的厚度分布。在前边缘和后边缘中的每个边缘处具有端部处理部的叶片的实际厚度可以是表14中的厚度分布。

叶片可以具有由角度分布至少部分地限定的形状，该角度分布在前边缘处比在后边缘处更切向。

这样的角度分布可以有助于引起双尾流。该角度分布可以是表8中的角度分布。

根据本发明的第四方面，提供了一种可变几何涡轮机，该可变几何涡轮机包括：涡轮机壳体，所述涡轮机壳体限定入口和出口；涡轮机叶轮，所述涡轮机叶轮在所述涡轮机壳体中能够旋转地安装在所述入口与所述出口之间，使得所述涡轮机叶轮能够围绕轴线旋转；可移动壁构件，所述可移动壁构件安装在所述壳体中以便相对于所述壳体至少在第一位置与第二位置之间能够移动，所述可移动壁构件部分地限定所述入口与所述涡轮机叶轮之间的入口通道，所述入口通道在所述涡轮机叶轮的径向外侧，所述入口通道的尺寸取决于所述可移动壁构件相对于所述壳体的位置；和多个叶片，所述多个叶片横跨所述入口通道延伸，所述叶片周向地间隔开；其中，在截面中，所述叶片中的每个叶片具有从更靠近所述入口的前边缘到更靠近所述涡轮机叶轮的后边缘延伸的细长形状，并且其中所述叶片具有由厚度分布至少部分地限定的形状，所述厚度分布从所述前边缘到所述后边缘呈指数地减小并且在所述前边缘和所述后边缘的每个边缘处具有端部处理部。

所述厚度分布可以是表7中的厚度分布。在前边缘和后边缘中的每个边缘处具有端部处理部的叶片的实际厚度可以是表14中的厚度分布。

叶片可以具有由角度分布至少部分地限定的形状，该角度分布在前边缘处比在后边缘处更切向。

该角度分布可以是表8中的角度分布。

根据本发明的第五方面，提供了一种可变几何涡轮机，该可变几何涡轮机包括：涡轮机壳体，所述涡轮机壳体限定入口和出口；涡轮机叶轮，所述涡轮机叶轮在所述涡轮机壳体中能够旋转地安装在所述入口与所述出口之间，使得所述涡轮机叶轮能够围绕轴线旋转；可移动壁构件，所述可移动壁构件安装在所述壳体中以便相对于所述壳体至少在第一位置与第二位置之间能够移动，所述可移动壁构件部分地限定所述入口与所述涡轮机叶轮之间的入口通道，所述入口通道在所述涡轮机叶轮的径向外侧，所述入口通道的尺寸取决于所述可移动壁构件相对于所述壳体的位置；和多个叶片，所述多个叶片横跨所述入口通道延伸，所述叶片周向地间隔开；其中，在截面中，所述叶片中的每个叶片具有从更靠近所述入口的前边缘到更靠近所述涡轮机叶轮的后边缘延伸的细长形状，并且其中所述叶片具有由表9、表10、表11和表12中的曲线乘以比例因子所限定的形状。

该比例因子可以是1。或者，该比例因子可以小于或大于1。

应当理解，表9至表12中给出的四条曲线限定了单个叶片在垂直于轴线的平面中的形状和位置。应当理解，为了多个叶片具有由表9、表10、表11和表12中的曲线限定的形状，所有叶片都具有由表9至表12中给出的四条曲线限定的形状，但是一般地，这些叶片相对于轴线设置在不同的位置处。叶片可以围绕轴线均匀地布置。可变几何涡轮机可以包括14个叶片。因此，可以通过使表9至表12中给出的四条曲线的x-y坐标围绕原点旋转n·360/14度，来给出所有叶片的位置，其中n是介于1与14之间的整数，包括端值。

根据本发明的第六方面，提供了一种可变几何涡轮机，该可变几何涡轮机包括：涡轮机壳体，所述涡轮机壳体限定入口和出口；涡轮机叶轮，所述涡轮机叶轮在所述涡轮机壳体中能够旋转地安装在所述入口与所述出口之间，使得所述涡轮机叶轮能够围绕轴线旋转；可移动壁构件，所述可移动壁构件安装在所述壳体中以便相对于所述壳体至少在第一位置与第二位置之间能够移动，所述可移动壁构件部分地限定所述入口与所述涡轮机叶轮之间的入口通道，所述入口通道在所述涡轮机叶轮的径向外侧，所述入口通道的尺寸取决于所述可移动壁构件相对于所述壳体的位置；和多个叶片，所述多个叶片横跨所述入口通道延伸，所述叶片周向地间隔开；其中，在截面中，所述叶片中的每个叶片具有从更靠近所述入口的前边缘到更靠近所述涡轮机叶轮的后边缘延伸的细长形状，并且其中所述叶片具有由表1中的厚度分布和表2中的角度分布至少部分地限定的形状。

在所述前边缘和所述后边缘中的每个边缘处具有端部处理部的叶片的实际厚度可以是表13中的厚度分布。

根据本发明的第七方面，提供了一种可变几何涡轮机，该可变几何涡轮机包括：涡轮机壳体，所述涡轮机壳体限定入口和出口；涡轮机叶轮，所述涡轮机叶轮在所述涡轮机壳体中能够旋转地安装在所述入口与所述出口之间，使得所述涡轮机叶轮能够围绕轴线旋转；可移动壁构件，所述可移动壁构件安装在所述壳体中以便相对于所述壳体至少在第一位置与第二位置之间能够移动，所述可移动壁构件部分地限定所述入口与所述涡轮机叶轮之间的入口通道，所述入口通道在所述涡轮机叶轮的径向外侧，所述入口通道的尺寸取决于所述可移动壁构件相对于所述壳体的位置；和多个叶片，所述多个叶片横跨所述入口通道延伸，所述叶片周向地间隔开；其中，在截面中，所述叶片中的每个叶片具有从更靠近所述入口的前边缘到更靠近所述涡轮机叶轮的后边缘延伸的细长形状，并且其中所述叶片具有由表3、表4、表5和表6中的曲线乘以比例因子所限定的形状。

该比例因子可以是1。或者，该比例因子可以小于或大于1。

应当理解，表3至表6中给出的四条曲线限定了单个叶片在垂直于轴线的平面中的形状和位置。应当理解，为了多个叶片具有由表3、表4、表5和表6中的曲线限定的形状，所有叶片都具有由表3至表6中给出的四条曲线限定的形状，但是一般地，这些叶片相对于轴线设置在不同的位置处。叶片可以围绕轴线均匀地布置。可变几何涡轮机可以包括14个叶片。因此，可以通过使表3至表6中给出的四条曲线的x-y坐标围绕原点旋转n·360/14度，来给出所有叶片的位置，其中n是介于1与14之间的整数，包括端值。

根据本发明的第八方面，提供了一种可移动壁构件，该可移动壁构件在本发明的第一方面、第二方面、第三方面、第四方面、第五方面、第六方面或第七方面中的任一方面的可变几何涡轮机中使用。

根据本发明的第九方面，提供了一种用于设计用于可变几何涡轮机的叶片的方法，所述方法包括：选择厚度分布；以及对前边缘和后边缘中的每个边缘应用边缘处理，用于所述前边缘的边缘处理在截面中为椭圆，所述椭圆具有1.5或更大的短轴和长轴之间的比率；使得所得到的叶片的从所述前边缘沿叶片长度的5％的垂直厚度为所述叶片的最大垂直厚度的至少50％。

可选地，所述方法还可以包括：选择所述叶片的后边缘的半径，使得所述叶片的后边缘的半径与所述涡轮机叶轮的前边缘的半径的比率在1.2至1.25的范围内。

可选地，所述方法还可以包括：选择所述叶片的前边缘的外径，使得所述叶片的前边缘的半径与所述叶片的后边缘的半径的比率为1.2。

可选地，对厚度分布的选择和对所述前边缘和所述后边缘中的每个边缘应用边缘处理可以使得，所得到的叶片的从所述前边缘沿叶片长度的95％的垂直厚度为所述叶片的最大垂直厚度的至少40％。

根据本发明的第十方面，提供了一种用于设计用于具有涡轮机叶轮的可变几何涡轮机的叶片的方法，所述方法包括：选择所述叶片的后边缘的半径，使得所述叶片的后边缘的半径与所述涡轮机叶轮的前边缘的半径的比率在1.2至1.25的范围内；和选择所述叶片的前边缘的外径，使得所述叶片的前边缘的半径与所述叶片的后边缘的半径的比率为1.2。

根据本发明的第十一方面，提供了一种用于设计用于具有涡轮机叶轮的可变几何涡轮机的叶片的方法，所述方法包括：选择所述叶片的厚度分布以提供前边缘与后边缘之间的叶片厚度的快速减小。

所述方法还可以包括：选择所述叶片的角度分布，其中所述角度分布在前边缘处比在后边缘处更切向。

应当理解，在适当的情况下，上述方面中的任一方面可以结合其他方面中的任一方面的一个或多个特征。

附图说明

现在将参考附图以示例的方式描述本发明的具体实施例，在附图中：

图1示出了可以包括根据本发明的实施例的可变几何涡轮机的涡轮增压器；

图2图示了用于设计用于图1所示涡轮机类型的可变几何涡轮机的叶片的常规方法或过程的步骤。

图3图示了根据本发明的实施例的用于设计用于图1所示涡轮机类型的可变几何涡轮机的叶片的第一新方法或过程的步骤；

图4图示了根据本发明的实施例的用于设计用于图1所示涡轮机类型的可变几何涡轮机的叶片的第二新方法或过程的步骤；

图5A示出了根据图2所示的已知方法设计的叶片在垂直于涡轮增压器轴线的平面中的布置；

图5B示出随着沿叶片的长度的百分比的、图5A中所示的叶片的厚度分布；

图5C示出随着沿叶片的长度的百分比的、图5A中所示的叶片的角度分布；

图6A示出了根据图3所示的新方法设计的叶片在垂直于涡轮增压器轴线的平面中的布置；

图6B示出随着沿叶片的长度的百分比的、图6A中所示的叶片的厚度分布；

图6C示出随着沿叶片的长度的百分比的、图6A中所示的叶片的角度分布；

图7A示出了根据图4所示的新方法设计的叶片在垂直于涡轮增压器轴线的平面中的布置；

图7B示出随着沿叶片的长度的百分比的、图7A中所示的叶片的厚度分布；

图7C示出随着沿叶片的长度的百分比的、图7A中所示的叶片的角度分布；

图8A至图8C图示了图5A中所示的叶片的布置对于已为其设计该布置的排放流的性能；

图9A至图9C图示了图5A中所示的叶片的布置对于没有为其设计该布置的排放流的性能；

图10A至图10C图示了图6A中所示的叶片的布置对于已为其设计该布置的排放流的性能；

图11A至图11C图示了图6A中所示的叶片的布置对于没有为其设计该布置的排放流的性能；

图12A至图12C图示了图7A中所示的叶片的布置对于已为其设计该布置的排放流的性能；

图13A至图13C图示了图7A中所示的叶片的布置对于没有为其设计该布置的排放流的性能；

图14示出了与图5A和图7A中所示布置的单个叶片对应的、涡轮机叶轮的角度区域上的静态压力变化；和

图15示出随着叶片长度的百分比的、分别在图5A、图6A和图7A中所示的叶片的实际厚度。

具体实施方式

图1示出了可以包括根据本发明的实施例的可变几何涡轮机的涡轮增压器1。该涡轮增压器1包括通过中央的轴承壳体4相互连接的涡轮机壳体2和压缩机壳体3。涡轮增压器的轴杆5从涡轮机壳体2穿过轴承壳体4延伸到压缩机壳体3。涡轮机叶轮6安装在轴杆5的一个端部上以用于在涡轮机壳体2内旋转，并且压缩机叶轮7安装在该轴杆5的另一端部上以用于在压缩机壳体3内旋转。轴杆5在位于轴承壳体4中的轴承组件上围绕涡轮增压器轴线8旋转。

应当理解，轴承壳体4的轴向端部和涡轮机壳体2一起形成可变几何涡轮机的壳体，涡轮机叶轮6被支撑在该壳体中以用于围绕涡轮增压器轴线8旋转。

涡轮机壳体2限定入口蜗壳9，来自内燃机(未示出)的排放气体被输送到该入口蜗壳9。排放气体从入口蜗壳9经由入口通道11和涡轮机叶轮6流动到轴向出口通道10。入口通道11被限定在两个轴向间隔的壁之间。特别地，入口通道11在一侧由可移动壁构件12(通常被称为“喷嘴环”)的面限定，并且在相对侧由护罩13限定。护罩13覆盖涡轮机壳体2中的大致环形凹部14的开口。

如技术人员将理解的，入口蜗壳9可以包括(由涡轮机壳体2限定的)大致螺旋管形(toroidal)体积和被布置成将来自内燃机的排放气体切向地引导到该大致螺旋管形体积中的入口。当排放气体进入入口蜗壳9时，该排放气体围绕大致螺旋管形体积周向地流动并且径向地向内朝向入口通道11流动。在入口附近设有壁或“舌状部”18，该壁或“舌状部”18用于将蜗壳9的入口附近的大致螺旋管形体积与涡轮机的入口通道11分离开。舌状部18可以帮助围绕大致螺旋管形体积周向地引导排放气体，并且还可以有助于流动到蜗壳9中的大致线性的气体与围绕大致螺旋管形体积的周向气体流混合。在图1所示的截面中，舌状部18仅在轴线8的一侧可见。

可移动壁构件12支撑周向且相等间隔的入口叶片15的阵列，该阵列的每个入口叶片横跨入口通道11延伸。叶片15被定向成使流动通过入口通道11的气体朝向涡轮机叶轮6的旋转方向偏转。护罩13设有用于接纳叶片15的适当构造的狭槽，使得当可移动壁构件12朝向护罩13轴向地移动时，叶片15中的每个叶片的远侧端部移动穿过所述狭槽中的一个狭槽并且伸入到凹部14中。

相应地，通过适当地控制致动器(该致动器例如可以是气动的或电动的)，可以控制可移动壁构件12的轴向位置。涡轮机叶轮6的速度取决于行进通过入口通道11的气体的速率。对于流动到入口通道11中的气体的固定的质量流量流率，气体速率是入口通道11的宽度的函数，通过控制可移动壁构件12的轴向位置能够调整该宽度。随着入口通道11的宽度减小，行进通过该入口通道11的气体的速率增加。图1示出了设置在完全打开位置与完全闭合位置之间使得入口通道11的宽度大于最小宽度并且小于最大宽度的喷嘴环12。

入口通道11的在可移动壁构件12与护罩13之间的(轴向)宽度可以被称为可变几何间隙或VG间隙。

应当理解，排放气体朝向涡轮机叶轮6大致径向向内螺旋通过入口通道11。相应地，应当理解，除非另有说明，否则如本文所使用的，叶片15的前边缘应被理解为该叶片15的径向外端部，并且叶片15的后边缘应被理解为该叶片15的径向内端部。

从入口蜗壳9流动到出口通道10的气体行进经过涡轮机叶轮6，并且因此将扭矩施加到轴杆5以驱动压缩机叶轮7。压缩机叶轮7在压缩机壳体2内的旋转对存在于空气入口16中的环境空气加压，并且将加压后的空气输送到空气出口蜗壳17，加压后的空气从该空气出口蜗壳17供给到内燃机(未示出)。

可移动壁构件(或喷嘴环)12包括大致环形壁20和从该大致环形壁20轴向延伸的径向内法兰21和径向外法兰22。

腔25设置在可变几何涡轮机的壳体中，以用于接纳可移动构件12的径向内法兰21和径向外法兰22。应当理解，腔25形成在轴承壳体4的轴向端部上，该轴承壳体4的轴向端部与涡轮机壳体2相互配合以形成可变几何涡轮机的壳体。

随着可移动壁构件12轴向地移动，该可移动构件12的径向内法兰21和径向外法兰22被接纳在腔25中的程度变化。可移动壁构件12能够在完全打开位置与完全闭合位置之间移动。当被设置在完全打开位置时，可移动构件12的径向内法兰21和径向外法兰22可以接触腔25的基部表面26。即是，腔25的基部表面26的一部分可以用作物理止动件以限制可移动构件12的轴向移动的范围。

设置内密封环27和外密封环28，以相对于腔25的表面密封可移动壁构件12，同时允许该可移动壁构件12在腔25内滑动。内密封环27被支撑在形成在腔25的径向内弯曲表面中的环形凹槽内，并且支承抵靠于可移动壁构件12的内法兰21。外密封环28被支撑在形成在腔25的径向外弯曲表面中的环形凹槽内，并且支承抵靠于可移动壁构件12的外法兰22。

在一些实施例中，穿过可移动壁构件12的大致环形壁20可以设置多个轴向延伸的孔。这些孔可以被称为平衡孔。平衡孔可以将入口11连接到腔25，使得入口11和腔25经由孔而流体连通。在使用中，平衡孔用于减小横跨可移动壁构件12的大致环形壁20的压力差，并且由此减小施加到该可移动壁构件12的大致环形壁20的面的载荷。

在使用中，随着空气通过涡轮机入口11径向向内流动，该空气在相邻的叶片15之间流动，这可以被认为限定了叶片通道。涡轮机入口11在叶片通道的区域中具有减小的径向流动面积，其效果是入口气体速度通过该叶片通道增加，而在可移动壁构件12的该区域中的压力对应地下降。

本发明的实施例涉及图1所示的涡轮机类型的可变几何涡轮机，该可变几何涡轮机具有横跨入口通道11延伸的入口叶片15的新布置。特别地，本发明的实施例相对于已知的叶片15涉及具有新形状和构造的叶片15。在本发明的一些实施例中，可变几何涡轮机的其他部分可以类似于已知的可变几何涡轮机的对应部分，新颖性在于该叶片15的形状和构造。因此，本发明的一些实施例可能仅涉及一种新颖的可移动构件12(或喷嘴环)，或者甚至仅涉及一种新颖的叶片15。

如下文进一步解释的，本发明的一些实施例涉及具有可能与技术人员的偏见相反的形状和构造的叶片15。本发明的一些实施例涉及用于设计入口叶片15的布置的新方法，该入口叶片15横跨图1所示的涡轮机类型的可变几何涡轮机的入口通道11延伸。

本发明的一些实施例涉及具有导致围绕涡轮机叶轮6的圆周的方位角(静态)压力变化的幅度减小的形状和构造的新入口叶片15。围绕涡轮机叶轮6的圆周的这种方位角(azimuthal)压力变化在本文中可以被称为施力函数(forcing function)。特别地，本发明的一些实施例涉及具有导致在不同的VG间隙范围内围绕涡轮机叶轮6的圆周的方位角压力变化的幅度减小的形状和构造的新入口叶片15。这是有益的，因为围绕(涡轮机叶轮6的桨叶移动通过的)涡轮机叶轮6的圆周的大的压力波动将导致涡轮机叶轮6的桨叶的摆动变形或振动。进而，这可能导致高循环疲劳。

本发明的一些实施例涉及新入口叶片15，该新入口叶片15相对于已知的叶片15具有更大、更球根状的(或者替代性地，更不尖锐的)前边缘轮廓。正如现在所讨论的，这优于现有设计。

使用这种球根状的或钝的前边缘与本领域中的现有教导相反，该现有教导将促使技术人员在前边缘或叶片处选择较小的曲率半径，以便实现在叶片上更好的流分离(进而提高涡轮机的效率)。然而，本发明的发明人已经认识到，对于可变几何涡轮机，流体流在叶片上的攻角(angle of attack)取决于可移动壁构件12的位置(即，VG间隙)。通过增加叶片在前边缘处的曲率半径，根据本发明的一些实施例的可变几何涡轮机将在攻角的更大范围内(并且因此，等效地在可移动壁构件12的位置或VG间隙的更大范围内)以相对高的效率运转。此外，根据本发明的一些实施例的可变几何涡轮机将在可移动壁构件的位置的显着更大的范围内维持施力函数的幅度相对较低。

对于具有从前边缘沿叶片长度的5％的垂直厚度为该叶片的最大垂直厚度的至少50％的叶片，期望对于攻角的变化的至少一些增加的容限。

本发明的一些实施例涉及新入口叶片15，该新入口叶片15相对于已知的叶片15具有更大、更球根状的(或者替代性地，更不尖锐的)后边缘轮廓。有利地，这种布置增加了叶片15的异物损坏(FOD)容限。

现在参考图2至图4来讨论用于设计入口叶片15的布置的一些新方法，该入口叶片15横跨图1所示涡轮机类型的可变几何涡轮机的入口通道11延伸。

为了更好地理解用于设计用于图1所示涡轮机类型的可变几何涡轮机的叶片15的新方法，考虑用于设计这些叶片15的常规方法或过程的步骤是有用的。图2图示了用于设计用于图1所示涡轮机类型的可变几何涡轮机的叶片15的常规方法或过程的步骤。

在步骤50处，选择叶片15的后边缘(trailing edge，TE)的半径，以便将叶片15放置成在构架允许的情况下尽可能地靠近涡轮机叶轮6的尖端(或前边缘)。例如，在叶片15的后边缘与叶轮之间设置小的空隙，但是使该空隙最小化。

在步骤52处，选择叶片的前边缘(leading edge，LE)的外径(outer diameter，OD)，以便提供叶片的一些重叠。即是，叶片15的方位角范围使得一个叶片的前边缘与相邻的叶片的后边缘将在方位角方向上略微地重叠。

在步骤54处，选择叶片的前边缘的角度，以便与流入喷嘴环12的流的预期角度对齐。

在步骤56处，选择叶片的后边缘的角度，以便为涡轮机叶轮6提供正确的叶轮入口流。

在步骤58处，选择叶片的角度分布，以便提供目标喉部区或面积以及在叶片长度的前25％中执行流体的转向的大部分。选择目标喉部区或面积以便实现目标质量流量(mass flow)范围。进而，选择该目标质量流量以使涡轮机的效率最大化。

在步骤60处，使用具有指定的厚度与长度比率的NACA翼型(aerofoil)选择叶片的厚度分布。

最后，在步骤62处，对前边缘和后边缘中的每个边缘应用边缘处理。这些边缘处理在截面上是圆形的，即具有短轴长度与长轴长度之间的比率为1.0的椭圆。

应当理解，这些步骤50至62是相互关联的，并且可以并行地而不是顺序地执行这些步骤50至62。或者，可以以不同的顺序执行这些步骤50至62。步骤50至62一起限定了应用于已知的叶片设计的约束。

图3图示了根据本发明的实施例的用于设计用于图1所示涡轮机类型的可变几何涡轮机的叶片15的第一新方法或过程的步骤。

在步骤70处，选择叶片15的后边缘的半径，使得叶片15的后边缘的半径与涡轮机叶轮6的尖端(或前边缘)的半径的比率在1.2到1.25的范围内。这明显不同于现有方法(参见图2中的步骤50)。这种与技术人员的偏见相反的改变具有许多优点。首先，通过使叶片15进一步远离涡轮机叶轮6移动，使得形成在每个叶片下游的尾流(wake)在该尾流到达涡轮机叶轮6之前将消散得更多，从而降低了施力函数。此外，这可以允许比叶片15的后边缘的标准尺寸(参见步骤78)更大，并且仍然允许有足够的距离以使尾流充分地消散，以提供具有合理幅度的施力函数。

在步骤72处，选择叶片的前边缘的外径，使得叶片15的前边缘的半径与叶片15的后边缘的半径的比率为1.2，从而提供1.1到1.3的实度比(solidity ratio)。叶片的实度比是叶片长度与在每对相邻的叶片之间所限定的通道的宽度的比率。较高的比率将导致较长的叶片对通道宽度，这将导致叶片重叠。增加叶片重叠提供对叶片之间的流的更好的控制。

在步骤74处，选择叶片的后边缘的角度，以便为涡轮机叶轮6提供正确的叶轮入口流。

在步骤76处，选择叶片15的角度分布，以便与流入喷嘴环12的流的预期角度对齐以及提供目标喉部区或面积。选择目标喉部区或面积以实现目标质量流量范围。进而，选择该目标质量流量以使涡轮机的效率最大化。

在步骤78处，增加叶片15在后边缘处的厚度(相对于已知的叶片形状)，以提供对异物损坏(FOD)增加的容限。

在步骤80处，增加叶片15在前边缘处的厚度(相对于已知的叶片形状)。如以上所讨论的，这明显不同于现有方法，并且与技术人员的偏见相反。通过增加叶片在前边缘处的厚度，可变几何涡轮机将在攻角的更大范围内(并且因此，等效地，在可移动壁构件12的位置或VG间隙的更大范围内)以相对高的效率运转。此外，可变几何涡轮机将在可移动壁构件12的位置的显着更大范围内维持施力函数的幅度相对低。

在步骤82处，选择叶片15的厚度分布，以使压力损失最小化。

最后，在步骤84处，对前边缘和后边缘中的每个边缘应用边缘处理。用于前边缘的边缘处理在截面上是椭圆的，具有1.5的短轴长度和长轴长度之间的比率。用于后边缘的边缘处理在截面上是圆形的，即具有1.0的短轴长度和长轴长度之间的比率的椭圆。

应当理解，使用图3图示的方法所设计的叶片15与现有布置相比具有至少以下区别特征：叶片15在径向上远离涡轮机叶轮6；叶片具有增加的后边缘；叶片具有增加的前边缘；以及用于叶片的前边缘的边缘处理在截面上是椭圆的。

图4图示了根据本发明的实施例的用于设计用于图1所示涡轮机类型的可变几何涡轮机的叶片15的第二新方法或过程的步骤。特别地，图4图示的方法特别地适用于这样的涡轮机，其中具有减小的自由度以将叶片15径向向外移动足够远以便使用图3中图示的方法。

在步骤90处，选择叶片15的后边缘的半径。特别地，叶片15的后边缘的半径被选择为相对于由图2的已知方法得到的布置增加但相对于图3的新方法减小，例如由于包装要求。即是，可能由于包装或空间要求，不可能使叶片15的后边缘的半径与涡轮机叶轮6的尖端(或前边缘)的半径的比率在1.2到1.25的范围内。通过这种布置，可以在步骤90处选择叶片15的后边缘的半径与涡轮机叶轮6的尖端的半径的较小的比率，例如约1.1。

在步骤92处，选择叶片的前边缘的外径。再次地，叶片的前边缘的外径相对于图3的新方法减小，例如由于包装要求。进而，这可以导致减小的实度比。

在步骤94处，选择叶片的后边缘的角度，以便为涡轮机叶轮6提供正确的叶轮入口流。

在步骤96处，与现有方法相比，叶片15的角度分布被选择为比现有方法更切向。选择叶片15的角度分布以匹配流入喷嘴环12的流的预期角度以及提供目标喉部区或面积。选择目标喉部区或面积以实现目标质量流量范围。进而，选择该目标质量流量以使涡轮机的效率最大化。

在步骤98处，增加叶片15在后边缘处的厚度(相对于已知的叶片形状)，以提供对异物损坏(FOD)增加的容限。

在步骤100处，增加叶片15在前边缘处的厚度(相对于已知的叶片形状)。如以上所讨论的，这明显不同于现有方法，并且与技术人员的偏见相反。通过增加叶片在前边缘处的厚度，可变几何涡轮机将在攻角的更大范围内(并且因此，等效地，在可移动壁构件12的位置或VG间隙的更大范围内)以相对高的效率运转。此外，可变几何涡轮机将在可移动壁构件12的位置的显着更大范围内维持施力函数的幅度相对低。

在步骤102处，选择叶片15的厚度分布以提供前边缘与后边缘之间的叶片厚度的快速(例如，指数)减小。再次地，这明显不同于现有布置，现有布置通常会从前边缘到叶片的较厚中央部分增加，然后朝向后边缘减小。

最后，在步骤104处，对前边缘和后边缘中的每个边缘应用边缘处理。用于前边缘的边缘处理在截面上是椭圆的，具有2.0的短轴长度和长轴长度之间的比率。用于后边缘的边缘处理在截面上是圆形的，即具有1.0的短轴长度和长轴长度之间的比率的椭圆。

现在参考图5A至图7C讨论一些新入口叶片15，这些新入口叶片15横跨图1所示涡轮机类型的可变几何涡轮机的入口通道11延伸。

一般地，叶片的形状由在前边缘与后边缘之间延伸的两个相对的表面(其可以被称为叶片的压力表面和抽吸表面)限定。如先前陈述的，叶片的前边缘应被理解为叶片的径向外端部，并且叶片的后边缘应被理解为叶片的径向内端部。

在下文中，连接前边缘和后边缘的直线被称为弦(chord)。类似地，连接前边缘和后边缘的、将叶片一分为二的线(即，在叶片的两个相对表面之间的中间)被称为弧(camber)或弧线。可以理解，一般地，叶片的弧是弯曲的。

如本文所使用的，叶片的角度分布旨在表示作为沿叶片的位置的函数的、弧线的切向与径向方向(相对于涡轮增压器轴线8)之间的角度。角度分布限定叶片的弧。

如本文所使用的，叶片的厚度分布旨在表示作为沿叶片的位置的函数的、垂直于叶片的弧线的翼型的厚度。

角度分布和厚度分布一起限定包络线(envelope)，该包络线限定叶片的大致形状。然后通过以上所描述的边缘处理(参见图2、图3、图4中的步骤62、84、104)修改该包络线(其在前边缘和后边缘处具有钝的、平坦的边缘)，其平滑或去除在前边缘和后边缘处的那些锋利的边缘。

图5A示出了根据图2所示的已知方法设计的叶片112在垂直于涡轮增压器轴线8的平面中的布置110。布置110包括围绕涡轮增压器轴线8均匀布置的14个叶片112。

图5B示出随着沿叶片112的长度(从前边缘112a到后边缘112b)的百分比的、图5A中所示的叶片112的厚度分布114。

图5C示出随着沿叶片112的长度(从前边缘112a到后边缘112b)的百分比的、图5A中所示的叶片112的角度分布116。

在叶片112的布置110中，叶片112的后边缘112b的半径与涡轮机叶轮6的尖端(或前边缘)的半径的比率为1.09。叶片具有由薄的NACA翼型限定的厚度分布。从角度分布116可以看出，这些叶片具有约0.5弧度的相当径向的前边缘角度。角度分布116在叶片112的长度的前35％中执行流体流的转向的大部分转向，此后几乎没有改变。

图6A示出了根据图3所示的新方法设计的叶片122在垂直于涡轮增压器轴线8的平面中的布置120。布置120包括围绕涡轮增压器轴线8均匀布置的14个叶片122。

图6B示出随着沿叶片122的长度(从前边缘122a到后边缘122b)的百分比的、图6A中所示的叶片122的厚度分布124。

图6C示出随着沿叶片122的长度(从前边缘122a到后边缘122b)的百分比的、图6A中所示的叶片122的角度分布126。

在叶片122的布置120中，叶片122的后边缘122b的半径与涡轮机叶轮6的尖端(或前边缘)的半径的比率为1.2。叶片具有由调整后的NACA翼型所限定的厚度分布，在前边缘122a和后边缘122b处具有增加的厚度(相对于标准NACA翼型)。

用于FOD的叶片112的后边缘122b的增加的厚度导致比图5A中所示的叶片112引起的尾流更大的尾流。然而，由于叶片122的后边缘122b的半径与涡轮机叶轮6的尖端(或前边缘)的半径的比率增加到1.2，因此与图5A中所示的叶片112引起的尾流相比，该叶片尾流从涡轮机叶轮6的前边缘进一步消散。此外，与图5A中所示的布置110相比，图6A中所示的布置120在涡轮机叶轮6的前边缘处产生较低的静态压力波动。此外，如下文将进一步讨论的，增加前边缘122a的厚度增加了该布置对攻角的范围的容限。

也在表1中给出随着沿叶片122的长度(从前边缘122a到后边缘122b)的百分比的、图6A中所示的叶片122的厚度分布124。

也在表2中给出随着沿叶片122的长度(从前边缘122a到后边缘122b)的百分比的、图6A中所示的叶片122的角度分布126。

在表3至表6中给出限定图6A中所示的叶片122中的一个叶片的形状和位置的四条曲线的x-y坐标。四条曲线是：前边缘处理曲线(表3)；叶片122的第一侧(表4)；后边缘处理曲线(表5)；以及叶片122的第二侧(表6)。表3至表6中给出的四条曲线限定了图6A中所示的叶片122中的一个叶片在垂直于涡轮增压器轴线8的平面中的形状和位置，其坐标使得原点与涡轮增压器轴线8的位置重合(即，涡轮增压器轴线8在x＝y＝0处)。应当理解，其他(13个)叶片具有与由表3至表6中给出的四条曲线所限定的尺寸和形状相同的大小和形状，但是相对于轴线设置在不同的位置处。特别地，如上所述，(14个)叶片122围绕涡轮增压器轴线8均匀地布置。因此，可以通过使表3至表6中给出的四条曲线的x-y坐标围绕原点旋转n·360/14度，来获得其他(13个)叶片的位置，其中n是介于1与13之间的整数，包括端值。

图7A示出了根据图4所示的新方法设计的叶片132在垂直于涡轮增压器轴线8的平面中的布置130。布置130包括围绕涡轮增压器轴线8均匀布置的14个叶片132。

图7B示出随着沿叶片132的长度(从前边缘132a到后边缘132b)的百分比的、图7A中所示的叶片132的厚度分布134。

图7C示出随着沿叶片132的长度(从前边缘132a到后边缘132b)的百分比的、图7A中所示的叶片132的角度分布136。

在图7A中所示的叶片132的布置130中，叶片132的后边缘132b的半径与涡轮机叶轮6的尖端(或前边缘)的半径的比率为1.14。叶片132具有新颖的指数减小的厚度分布134。叶片132在前边缘132a处具有显着增加的厚度(相对于标准NACA翼型)。此外，从角度分布136可以看出，叶片132具有在前边缘132a处相切的新颖的角度分布。

叶片132在后边缘132b处也具有显着增加的厚度(相对于标准NACA翼型)。与图6A中所示的叶片122一样，图7A中的叶片132的后边缘132b的增加的厚度导致比图5A中所示的叶片112引起的尾流更大的尾流。然而，由于相对于图6A中所示的叶片122，图7A中的叶片132的后边缘132b的半径与涡轮机叶轮6的尖端(或前边缘)的半径的比率是减小的，因此该叶片尾流在流撞击在涡轮机叶轮6的前边缘之前不会消散。

如下文将进一步描述的，图7A中所示的叶片132的形状使得对具有比叶片132的间距更小的间距的涡轮机叶轮6的前边缘周围的静态压力的变化有显着贡献。特别地，涡轮机叶轮6的前边缘的静态压力变化具有靠近叶片132的后边缘132b的附加的低压力区域，该附加的低压力区域在涡轮机叶轮6的前边缘上导致非叶片阶次(non-vane order)压力波动。结果，与图5A中所示的布置110相比，图7A中所示的布置130在涡轮机叶轮6的前边缘处产生较低的静态压力波动。此外，如将在下文进一步讨论的，增加前边缘132a的厚度增加了该布置对攻角范围的容限。

也在表7中给出随着沿叶片132的长度(从前边缘132a到后边缘132b)的百分比的、图7A中所示的叶片132的厚度分布134。

也在表8中给出随着沿叶片132的长度(从前边缘132a到后边缘132b)的百分比的、图7A中所示的叶片132的角度分布136。

在表9至表12中给出限定图7A中所示的叶片132中的一个叶片的形状和位置的四条曲线的x-y坐标。四条曲线是：前边缘处理曲线(表9)；叶片132的第一侧(表10)；后边缘处理曲线(表11)；以及叶片132的第二侧(表12)。表9至表12中给出的四条曲线限定了图7A中所示的叶片132中的一个叶片在垂直于涡轮增压器轴线8的平面中的形状和位置，其坐标使得原点与涡轮增压器轴线8的位置重合(即，涡轮增压器轴线8在x＝y＝0处)。应当理解，其他(13个)叶片具有与由表9至表12中给出的四条曲线所限定的尺寸和形状相同的大小和形状，但是相对于轴线8设置在不同的位置处。特别地，如上所述，(14个)叶片132围绕涡轮增压器轴线8均匀地布置。因此，可以通过使表9至表12中给出的四条曲线的x-y坐标围绕原点旋转n·360/14度，来获得其他(13个)叶片的位置，其中n是介于1与13之间的整数，包括端值。

现在参考图8A至图13C讨论以上所描述的新入口叶片的相对性能。

图8A至图9C图示了图5A中所示的叶片112的布置110的性能。特别地，图8A至图8C图示了图5A中所示的叶片112的布置110对于已为其设计布置110的排放流的性能；以及图9A至图9C图示了布置110对于没有为其设计布置110的排放流的性能。图8A和图9A示出了通过布置110的流线的绘图140、150；图8B和图9B示出了通过布置110的压力分布142、152；以及图8C和图9C示出了通过布置110的相同的压力分布142、152，并且另外示出了涡轮机叶轮6的前边缘处的静态压力分布144、154。

图10A至图11C图示了图6A中所示的叶片122的布置120的性能。特别地，图10A至图10C图示了图6A中所示的叶片122的布置120对于已经为其设计布置120的排放流的性能；以及图11A至图11C图示了布置120对于没有为其设计布置120的排放流的性能。图10A和图11A示出了通过布置120的流线的绘图160、170；图10B和图11B示出了通过布置120的压力分布162、172；以及图10C和图11C示出了通过布置120的相同的压力分布162、172，并且另外示出了涡轮机叶轮6的前边缘处的静态压力分布164、174。

图12A至图13C图示了图7A中所示的叶片132的布置130的性能。特别地，图12A至图12C图示了图7A中所示的叶片132的布置130对于已经为其设计布置130的排放流的性能；以及图13A至图13C图示了布置130对于没有为其设计布置130的排放流的性能。图12A和图13A示出了通过布置130的流线的绘图180、190；图12B和图13B示出了通过布置130的压力分布182、192；以及图12C和图13C示出了通过布置130的相同的压力分布182、192，并且另外示出了涡轮机叶轮6的前边缘处的静态压力分布184、194。

首先，考虑图5A中所示的叶片112的布置110的性能。

应当理解，已经为其设计布置110的排放流旨在表示对应于特定质量流量的设计点(例如，由可移动构件12限定的VG间隙)。此外，如上文参考图2至图4所描述的，对将叶片的前边缘的角度与流入喷嘴环12的流的预期角度对齐的任何引用(参见步骤54、76和96)旨在表示对齐叶片的前边缘，使得喉部(叶片之间的最小面积的区域)与用于该设计点的流入喷嘴环12的流的预期角度对齐。

在本文所描述的示例中，设计点(或者等效地，已经为其设计布置的排放流)用于齐平间隙布置，其中VG间隙基本上匹配涡轮机叶轮6的前边缘(或尖端)的宽度。排放气体当在这样的设计点处撞击在叶片的前边缘上时的角度取决于入口蜗壳9的几何(例如，临界区的面积和半径、以及蜗壳出口区的面积和半径，其形成喷嘴环的入口)。在本文所描述的示例中，在(齐平间隙)设计点处，在叶片的前边缘处，气体流与径向方向成约60°。

在本文所述的示例中，偏离设计点对应于较小的VG间隙，在该较小的VG间隙处气体流已经翻转并且以更加径向的方向撞击在叶片的前边缘上。

从图8A和图8B可以看出，在该设计点处(其中喷嘴环的喉部与气体流对齐)，在叶片112之间存在平滑流，其中关于流体的大部分的工作在叶片112的前25％中完成。此后，叶片112通常仅用于将流引导到涡轮机叶轮6上。如图8C所示，在该设计点处，在涡轮机叶轮6的前边缘处的静态压力分布144(或施力函数)具有交替的高压力区域145(来自通过叶片112之间的通道的中央的流)和低压力区域146(随着叶片的任一侧的流汇合在一起，来自每个叶片112的尾流)。

从图9A可以看出，远离设计点，其中喷嘴环的喉部没有良好地与气体流对齐，流围绕叶片112的前边缘112a加速到叶片的抽吸侧112c。从图9B可以看出，这导致在叶片112的抽吸侧112c上形成增加的凹陷(depression)区域153。进而，这导致涡轮机叶轮6的前边缘处的静态压力分布154(或施力函数)的显着增加。静态压力分布154具有交替的高压力区域155(来自通过叶片112之间的通道的中央的流)和增加的低压力区域156(随着叶片的任一侧的流汇合在一起，来自每个叶片112的尾流)。

接下来，考虑图6A中所示的叶片122的布置120的性能。

从图10A和图10B可以看出，在设计点处(其中喷嘴环的喉部与气体流对齐)，叶片122的增加的前边缘122a厚度和后边缘122b厚度对叶片122之间的平滑流几乎没有影响(与图8A和图8B中所示的叶片112之间的流相比)。如图10C所示，在该设计点处，涡轮机叶轮6的前边缘处的静态压力分布164(或施力函数)也具有交替的高压力区域165(来自通过叶片122之间的通道的中央的流)和低压力区域166(随着叶片的任一侧的流汇合在一起，来自每个叶片122的尾流)。然而，由于叶片122的后边缘122b的半径与涡轮机叶轮6的尖端(或前边缘)的半径的比率增加(相对于图8中所示的布置110)，增加到1.2，因此叶片尾流从涡轮机叶轮6的前边缘进一步消散。结果，与图5A中所示的布置110相比，在高压力区域165与低压力区域166之间存在较小的幅度差，这导致涡轮机叶轮6的前边缘处的静态压力164波动的幅度较小。

从图11A可以看出，远离设计点，其中喷嘴环的喉部没有良好地与气体流对齐，流再次围绕叶片122的前边缘122a加速到叶片122的抽吸侧122c上。然而，从图11B可以看出，虽然这会导致在叶片112的抽吸侧112c上形成增加的凹陷区域173，但是这种偏离设计点的增加的凹陷区域173相对于偏离用于图5A的布置110的设计点形成的对应的增加的压力区域(参见图9B)显着减小。认为这是由于这些叶片122的增加的、更加球根状的前边缘122a，这允许流170在围绕前边缘122a加速之后更好地跟随叶片122的抽吸侧122c。

进而，虽然在涡轮机叶轮6的前边缘处(相对于设计点，参见图10C)的静态压力分布174(或施力函数)将会增加，但是这种增加相对于图5A的布置110所经历的对应的增加(参见图8C和图9C)显着减小。静态压力分布174具有交替的高压力区域175(来自通过叶片122之间的通道的中央的流)和增加的低压力区域176(随着叶片的任一侧的流汇合在一起，来自每个叶片122的尾流)。此外，由于叶片122的后边缘122b的半径与涡轮机叶轮6的尖端(或前边缘)的半径的比率增加(相对于图9中所示的布置110)，增加到1.2，因此叶片尾流从涡轮机叶轮6的前边缘进一步消散。结果，与图5A中所示的布置110相比，在高压力区域175与低压力区域176之间存在较小的幅度差，这导致涡轮机叶轮6的前边缘处的静态压力174波动的幅度较小。

接下来，考虑图7A中所示的叶片132的布置130的性能。

从图12A和图12B可以看出，在设计点处(其中喷嘴环的喉部与气体流对齐)，叶片132的增加的前边缘132a厚度和后边缘132b厚度对叶片122之间的平滑流几乎没有影响(与图8A和图8B中所示的叶片112之间的流相比)。

如图12C所示，在该设计点处，涡轮机叶轮6的前边缘处的静态压力分布184(或施力函数)也具有交替的高压力区域(来自通过叶片132之间的通道的中央的流)和低压力区域(随着叶片的任一侧的流汇合在一起，来自每个叶片132的尾流)。然而，由于这些叶片132的特定且相当不寻常的形状，(由叶片132引起的扰动产生的)两个单独的低压力区域形成在叶片132的间距中。因此，不仅仅是静态压力分布184，其变化小于叶片132的静态压力分布(例如，约一半的间距)。对于14个叶片132，可以预期对围绕涡轮机叶轮6的圆周的静态压力分布184的主要贡献以14个峰和14个谷变化。这可以被称为14阶次或叶片阶次振荡。然而，由于这些叶片132的特定且相当不寻常的形状，对围绕涡轮机叶轮6的圆周的静态压力分布184的显着贡献以28个峰和28个谷变化。这可以被称为28阶次或非叶片阶次振荡。

这可以在图14中更清楚地看到，图14示出了分别与图5A和图7A中所示布置110、130的单个叶片112、132对应的、涡轮机叶轮6的角度区域上的静态压力变化200、202(在轴向方向上平均)。这些平均的静态压力变化200、202通过在那些图中指示的轴向方向148、188上平均而等效于图8C和图12C中所示的静态压力分布144、184。

从平均的静态压力变化200、202可以清楚地看出，由于非叶片阶次振荡的这种激发，静态压力变化的总体幅度已经减小(变化202的幅度小于变化200的幅度)。

可以认为，由图7A中所示的叶片132的形状所引起的尾流的分离是由于流在叶片132的抽吸侧132c和压力侧132d上经历不同的损失。即是，并非是叶片的相对侧的流的压力在叶片132的后边缘132b处相等(如对于常规翼型形状将是这种情况)，在这些流上存在压力差。

可以认为，尾流的分离是由以下组合引起的：(a)叶片132的前边缘132a的增加的(更球根状的)厚度；(b)厚度分布的快速减小；结合(c)叶片132的前边缘132a被更切向地定向。当气体越过前边缘132a流动到叶片132的抽吸侧132c上时，与将具有较厚的部分以沿着抽吸侧缓慢地引导流的传统的翼型形状相反，这些叶片132的抽吸侧132c突然掉落，使得流难以跟随该抽吸侧132c并且导致流与该抽吸侧132c分离。从图12A可以看出，该流的大部分仍被很好地引导到涡轮机叶轮6上，至少部分地被通过叶片132之间的通道的中央部分的较高压力的流引导到涡轮机叶轮6上。然而，存在足够的分离以引起双尾流，该双尾流在施力函数184上激发非叶片阶次振荡。

这种效果被认为是通过叶片132的前边缘132a更切向地转向的事实而增强的(例如，这可能是用于闭合喷嘴的喉部，尽管叶片由于包装约束而是减小长度的)。然而，应当理解，这种增强可能不是必需的。

从图13A可以看出，远离设计点，其中喷嘴环的喉部没有良好地与气体流对齐，流再次围绕叶片132的前边缘132a加速到叶片132的抽吸侧132c上。从通过布置130的流线可以看出(参见图13A)，偏离设计点，流没有被良好地引导到涡轮机叶轮6上。然而，由于非叶片阶次振荡的激发，相对于图5A的布置110所经历的对应的静态压力分布154(参见图9C)，在涡轮机叶轮6的前边缘处的静态压力分布194(或施力函数)的变化仍然显着减小。再次地，可以认为这些叶片132的增加的、更球根状的前边缘132a允许流190的大部分在围绕前边缘132a加速之后更好地跟随叶片132的抽吸侧132c。

图6A和图7A中所示的叶片122、132的新布置120、130两者在前边缘处具有增加的尺寸(相对于已知的布置)。

使用这种球根状的或钝的前边缘与本领域的现有教导相反，该现有教导将促使技术人员在前边缘或叶片处选择较小的曲率半径，以便实现在叶片上更好的流分离(进而提高涡轮机的效率)。然而，本发明的发明人已经认识到，对于可变几何涡轮机，流体流在叶片上的攻角取决于可移动壁构件12的位置(即，VG间隙)。通过增加叶片122、132在前边缘处的尺寸，图6A和图7A中所示的叶片122、132的布置120、130将在攻角的更大范围内(并且因此，等效地在可移动壁构件12的位置或VG间隙的更大范围内)以相对高的效率运转。此外，并且也许更相关的，图6A和图7A中所示的叶片122、132的布置120、130将在可移动壁构件的位置的显着更大的范围内维持施力函数的幅度相对较低。进而，这减少了由大的施力函数所引起的高循环疲劳。

尽管可以通过从前边缘到后边缘的厚度分布来描述本文所描述的每个叶片的大致“包络线”形状，如以上所描述的，然而叶片的实际厚度相对于通过(椭圆)端部处理的前边缘和后边缘处的这种厚度分布是减小的。图15示出随着叶片长度的百分比的、分别在图5A、图6A和图7A中所示的叶片112、122、132的实际厚度210、212、214。在表13中给出随着叶片长度的百分比的、图6A中所示的叶片122的实际厚度；以及在表14中给出随着叶片长度的百分比的、图7A中所示的叶片132的实际厚度。可以看出，即使在前边缘和后边缘处采用椭圆端部处理，图6A和图7A中所示的新叶片122、132在前边缘和后边缘处也具有显着增加的厚度(相对于图5A中所示的叶片112)。

图6A中所示的新叶片122的从前边缘沿叶片长度的5％的垂直厚度为该叶片122的最大垂直厚度的约60％。图7A中所示的新叶片132的从前边缘沿叶片长度的5％的垂直厚度为该叶片132的最大垂直厚度的约85％。相比之下，图5A中所示的已知叶片112的从前边缘沿叶片长度的5％的垂直厚度为该叶片122的最大垂直厚度的约42％。对于具有从前边缘沿叶片长度的5％的垂直厚度为该叶片的最大垂直厚度的至少50％的叶片，预期对于攻角的变化的至少一些增加的容限。

相对于已知的叶片使用更大的、更球根状的后边缘轮廓是有利的，因为它增加了叶片的异物损坏(FOD)容限。

图6A中所示的新叶片122的从前边缘沿叶片长度的95％的垂直厚度为该叶片122的最大垂直厚度的约46％。图7A中所示的新叶片132的从前边缘沿叶片长度的95％的垂直厚度为该叶片132的最大垂直厚度的约63％。相比之下，图5A中所示的已知叶片112的从前边缘沿叶片长度的95％的垂直厚度为该叶片122的最大垂直厚度的约26％。对于具有从前边缘沿叶片长度的95％的垂直厚度为该叶片的最大垂直厚度的至少40％的叶片，预期对于FOD的至少一些增加的容限。

表1：随着沿叶片长度(从前边缘到后边缘)的百分比的、图6A中所示的叶片的厚度分布。

表2：随着沿叶片长度(从前边缘到后边缘)的百分比的、图6A中所示的叶片的角度分布。

表3：限定图6A中所示叶片中的一个叶片的形状和位置的一部分的第一曲线。

表4：限定图6A中所示叶片中的一个叶片的形状和位置的一部分的第二曲线。

表5：限定图6A中所示叶片中的一个叶片的形状和位置的一部分的第三曲线。

表6：限定图6A中所示叶片中的一个叶片的形状和位置的一部分的第四曲线。

表7：随着沿叶片长度(从前边缘到后边缘)的百分比的、图7A中所示的叶片的厚度分布。

表8：随着沿叶片长度(从前边缘到后边缘)的百分比的、图7A中所示的叶片的角度分布。

表9：限定图7A中所示叶片中的一个叶片的形状和位置的一部分的第一曲线。

表10：限定图7A中所示叶片中的一个叶片的形状和位置的一部分的第二曲线。

表11：限定图7A中所示叶片中的一个叶片的形状和位置的一部分的第三曲线。

表12：限定图7A中所示叶片中的一个叶片的形状和位置的一部分的第四曲线。

表13：随着沿叶片长度(从前边缘到后边缘)的百分比的、图6A中所示的叶片的实际厚度，包括通过(椭圆)端部处理的前边缘和后边缘。

表14：随着沿叶片长度(从前边缘到后边缘)的百分比的、图7A中所示的叶片的实际厚度，包括通过(椭圆)端部处理的前边缘和后边缘。

虽然上面已经描述了本发明的具体实施例，但是应当理解，本发明可以以不同于所描述的其他方式实施。以上描述旨在是说明性的而非限制性的。因此，对于本领域的技术人员来说显而易见的是，在不背离所提出的权利要求的范围的情况下，可以对所描述的本发明进行修改。

Claims (20)

1.一种可变几何涡轮机，包括：

涡轮机壳体，所述涡轮机壳体限定入口和出口；

涡轮机叶轮，所述涡轮机叶轮能够旋转地安装在所述涡轮机壳体中并位于所述入口与所述出口之间，使得所述涡轮机叶轮能够围绕轴线旋转；

可移动壁构件，所述可移动壁构件安装在所述壳体中以便能够相对于所述壳体至少在第一位置与第二位置之间移动，所述可移动壁构件部分地限定位于所述入口与所述涡轮机叶轮之间的入口通道，所述入口通道在所述涡轮机叶轮的径向外侧，所述入口通道的尺寸取决于所述可移动壁构件相对于所述壳体的位置；和

多个叶片，所述多个叶片横跨所述入口通道延伸，所述叶片周向地间隔开；

其中，在横截面中，所述叶片中的每个叶片具有从更靠近所述入口的前边缘延伸到更靠近所述涡轮机叶轮的后边缘的细长形状，并且其中所述叶片的从所述前边缘开始沿所述叶片的长度的5％的垂直厚度为所述叶片的最大垂直厚度的至少50％。

2.根据权利要求1所述的可变几何涡轮机，其中，所述叶片的从所述前边缘开始沿所述叶片的长度的95％的垂直厚度为所述叶片的所述最大垂直厚度的至少40％。

3.根据权利要求1或2所述的可变几何涡轮机，其中，所述叶片和所述涡轮机叶轮被布置成使得所述叶片中的每个叶片的所述后边缘的半径与所述涡轮机叶轮的前边缘的半径的比率为1.2或更大。

4.根据任一前述权利要求所述的可变几何涡轮机，其中，所述叶片和所述涡轮机叶轮被布置成使得所述叶片中的每个叶片的所述前边缘的半径与所述叶片中的每个叶片的所述后边缘的半径的比率为1.2或更大。

5.根据任一前述权利要求所述的可变几何涡轮机，其中，所述叶片和所述涡轮机叶轮被布置成使得所述叶片的实度比的比率在1.1至1.3的范围内。

6.根据任一前述权利要求所述的可变几何涡轮机，其中，所述叶片的所述前边缘设有椭圆端部处理部，所述椭圆端部处理部的长轴与短轴的比率至少为1.5。

7.一种可变几何涡轮机，包括：

涡轮机壳体，所述涡轮机壳体限定入口和出口；

涡轮机叶轮，所述涡轮机叶轮能够旋转地安装在所述涡轮机壳体中并位于所述入口与所述出口之间，使得所述涡轮机叶轮能够围绕轴线旋转；

可移动壁构件，所述可移动壁构件安装在所述壳体中以便能够相对于所述壳体至少在第一位置与第二位置之间移动，所述可移动壁构件部分地限定位于所述入口与所述涡轮机叶轮之间的入口通道，所述入口通道在所述涡轮机叶轮的径向外侧，所述入口通道的尺寸取决于所述可移动壁构件相对于所述壳体的位置；和

多个叶片，所述多个叶片横跨所述入口通道延伸，所述叶片周向地间隔开；

其中，在横截面中，所述叶片中的每个叶片具有从更靠近所述入口的前边缘延伸到更靠近所述涡轮机叶轮的后边缘的细长形状，并且其中所述叶片的从所述前边缘开始沿所述叶片的长度的95％的垂直厚度为所述叶片的最大垂直厚度的至少40％；以及

其中，所述叶片和所述涡轮机叶轮被布置成使得所述叶片中的每个叶片的所述后边缘的半径与所述涡轮机叶轮的前边缘的半径的比率为1.2或更大。

8.根据权利要求7所述的可变几何涡轮机，其中，所述叶片的从所述前边缘开始沿所述叶片的长度的5％的垂直厚度为所述叶片的所述最大垂直厚度的至少50％。

9.根据权利要求7或8所述的可变几何涡轮机，其中，所述叶片和所述涡轮机叶轮被布置成使得所述叶片中的每个叶片的所述前边缘的半径与所述叶片中的每个叶片的所述后边缘的半径的比率为1.2或更大。

10.根据权利要求7至9中任一项所述的可变几何涡轮机，其中，所述叶片和所述涡轮机叶轮被布置成使得所述叶片的实度比的比率在1.1至1.3的范围内。

11.根据权利要求7至10中任一项所述的可变几何涡轮机，其中，所述叶片的所述前边缘设有椭圆端部处理部，所述椭圆端部处理部的长轴与短轴的比率至少为1.5。

12.一种可变几何涡轮机，包括：

涡轮机壳体，所述涡轮机壳体限定入口和出口；

涡轮机叶轮，所述涡轮机叶轮能够旋转地安装在所述涡轮机壳体中并位于所述入口与所述出口之间，使得所述涡轮机叶轮能够围绕轴线旋转；

可移动壁构件，所述可移动壁构件安装在所述壳体中以便能够相对于所述壳体至少在第一位置与第二位置之间移动，所述可移动壁构件部分地限定位于所述入口与所述涡轮机叶轮之间的入口通道，所述入口通道在所述涡轮机叶轮的径向外侧，所述入口通道的尺寸取决于所述可移动壁构件相对于所述壳体的位置；和

多个叶片，所述多个叶片横跨所述入口通道延伸，所述叶片周向地间隔开；

其中，在横截面中，所述叶片中的每个叶片具有从更靠近所述入口的前边缘延伸到更靠近所述涡轮机叶轮的后边缘的细长形状，并且其中所述叶片具有由表1中的厚度分布和表2中的角度分布至少部分地限定的形状。

13.根据权利要求12所述的可变几何涡轮机，其中，在所述前边缘和所述后边缘中的每个边缘处具有端部处理部的所述叶片的实际厚度是表13中的厚度分布。

14.一种可变几何涡轮机，包括：

涡轮机壳体，所述涡轮机壳体限定入口和出口；

涡轮机叶轮，所述涡轮机叶轮能够旋转地安装在所述涡轮机壳体中并位于所述入口与所述出口之间，使得所述涡轮机叶轮能够围绕轴线旋转；

可移动壁构件，所述可移动壁构件安装在所述壳体中以便能够相对于所述壳体至少在第一位置与第二位置之间移动，所述可移动壁构件部分地限定位于所述入口与所述涡轮机叶轮之间的入口通道，所述入口通道在所述涡轮机叶轮的径向外侧，所述入口通道的尺寸取决于所述可移动壁构件相对于所述壳体的位置；和

多个叶片，所述多个叶片横跨所述入口通道延伸，所述叶片周向地间隔开；

其中，在横截面中，所述叶片中的每个叶片具有从更靠近所述入口的前边缘延伸到更靠近所述涡轮机叶轮的后边缘的细长形状，并且其中，所述叶片具有由表3、表4、表5和表6中的曲线乘以比例因子所限定的形状。

15.一种可移动壁构件，所述可移动壁构件用在根据任一前述权利要求所述的可变几何涡轮机中。

16.一种用于设计用于可变几何涡轮机的叶片的方法，所述方法包括：

选择厚度分布；以及

对前边缘和后边缘中的每个边缘应用边缘处理，所述前边缘的边缘处理部在横截面中为椭圆，所述椭圆的短轴和长轴之间的比率为1.5或更大；

使得所得到的叶片的从所述前边缘开始沿所述叶片的长度的5％的垂直厚度为所述叶片的最大垂直厚度的至少50％。

17.根据权利要求16所述的方法，还包括：

选择所述叶片的所述后边缘的半径，使得所述叶片的所述后边缘的半径与所述涡轮机叶轮的前边缘的半径的比率在1.2至1.25的范围内。

18.根据权利要求16或17所述的方法，还包括：

选择所述叶片的前边缘的外径，使得所述叶片的前边缘的半径与所述叶片的后边缘的半径的比率为1.2。

19.根据权利要求16至18中任一项所述的方法，其中，对厚度分布的选择和对所述前边缘和所述后边缘中的每个边缘应用边缘处理使得所得到的叶片的从所述前边缘开始沿所述叶片的长度的95％的垂直厚度为所述叶片的所述最大垂直厚度的至少40％。

20.一种用于设计用于具有涡轮机叶轮的可变几何涡轮机的叶片的方法，所述方法包括：

选择所述叶片的后边缘的半径，使得所述叶片的后边缘的半径与所述涡轮机叶轮的前边缘的半径的比率在1.2至1.25的范围内；和

选择所述叶片的前边缘的外径，使得所述叶片的前边缘的半径与所述叶片的后边缘的半径的比率为1.2。

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