DE102015008014A1

DE102015008014A1 - Turbolader mit einem mit Flügeln versehenen Kompressoreinlassrückzirkulationsdurchlass

Info

Publication number: DE102015008014A1
Application number: DE102015008014.8A
Authority: DE
Inventors: Shakeel Nasir
Original assignee: Electro Motive Diesel Inc
Current assignee: Progress Rail Locomotive Inc
Priority date: 2014-06-27
Filing date: 2015-06-22
Publication date: 2015-12-31
Also published as: US20150377240A1; CN105221243A

Abstract

Ein Turbolader ist zur Verwendung mit einem Motor angeordnet. Der Turbolader kann ein Gehäuse aufweisen, welches zumindest teilweise eine Kompressorleitwand und eine Turbinenleitwand definiert, weiter ein Turbinenrad, das in der Turbinenleitwand angeordnet ist, ein Kompressorrad, das in der Kompressorleitwand angeordnet ist, und eine Welle, die das Turbinenrad und das Kompressorrad verbindet. Der Turbolader kann auch einen ringförmigen Rückzirkulationsdurchlass aufweisen, der sich zwischen einem Einlass, der radial außerhalb des Kompressorrades angeordnet ist, und einem Auslass erstreckt, der stromaufwärts des Kompressorrades angeordnet ist, und eine im Allgemeinen ringförmige Nabe, die zumindest teilweise den Rückzirkulationsdurchlass bildet. Die Nabe kann eine Außenfläche haben. Der Turbolader kann weiter eine Vielzahl von ersten Flügeln aufweisen, die umlaufend um die Außenfläche angeordnet sind, und eine Vielzahl von zweiten Flügeln, die umlaufend um die Außenfläche angeordnet sind. Die zweiten Flügel können kürzer sein als die ersten Flügel.

Description

Technisches Gebiet
Die vorliegende Offenbarung ist auf einen Turbolader gerichtet, und insbesondere auf einen Turbolader mit einem mit Flügeln versehenen Kompressoreinlassrückzirkulationsdurchlass.
Hintergrund
Verbrennungsmotoren, wie beispielsweise Dieselmotoren, Benzinmotoren und mit gasförmigem Brennstoff angetriebene Motoren, werden mit einer Mischung aus Luft und Brennstoff zur darauf folgenden Verbrennung in den Motoren beliefert, welche eine mechanische Leistungsausgabe erzeugen. Um die Leistungsausgabe zu erhöhen, die durch diesen Verbrennungsprozess erzeugt wird, kann ein Motor mit einem turboaufgeladenen Lufteinleitungssystem ausgerüstet sein. Das turboaufgeladene Lufteinleitungssystem weist einen Turbolader auf, der Abgas aus dem Motor verwendet, um Luft zu komprimieren, die in den Motor hineinfließt, wodurch mehr Luft in eine Brennkammer des Motors gedrückt wird, als der Motor anderenfalls in die Brennkammer ziehen könnte. Diese erhöhte Lieferung von Luft gestattet eine erhöhte Brennstofflieferung, was eine erhöhte Leistungsausgabe zur Folge hat. Ein turboaufgeladener Motor erzeugt typischerweise mehr Leistung als der gleiche Motor ohne Turboaufladung.
Ein herkömmlicher Turbolader weist ein Kompressorgehäuse und ein Kompressorzentrifugenrad auf, welches in dem Gehäuse angeordnet ist und zur Drehung durch ein damit verbundenes Turbinenrad angetrieben wird. In einigen Anwendungen können Turbolader einen Kompressorrückzirkulationsdurchlass bzw. Kompressorrückführungsdurchlass aufweisen, der an einem Umfang des Kompressorradeinlasses angeordnet ist. Der Rückzirkulationsdurchlass zirkuliert einen Teil der komprimierten Luft bei gewissen Betriebsbedingungen zurück in den Einlass des Kompressors. Die Rückzirkulation bzw. Rückführung von Luft kann dabei helfen, unter gewissen Betriebsbedingungen die Stabilität und den Bereich der Kompressorstufe zu verbessern.
Ein beispielhafter Rückzirkulationsdurchlass für einen Kompressor wird in dem US-Patent Nr. 6,945,748 von Svihla und anderen offenbart, welches am 20. September 2005 erteilt wurde (das '748-Patent). Insbesondere beschreibt das '748-Patent einen Zentrifugalkompressor, der einen ringförmigen Einlassluft-Rückzirkulationskanal aufweist, der sich von einem ersten Schlitz benachbart zu einem Kompressorlaufrad zu einem zweiten Schlitz vor einem Einlass zum Kompressorlaufrad erstreckt. Der Rückzirkulationskanal ist zwischen einem Rückzirkulationskanalring und einem Kompressorgehäuse ausgeformt. Der Rückzirkulationskanalring ist durch radiale Streben befestigt, die mit dem Gehäuse verbunden sind. Der Rückzirkulationskanal hat einen variablen Querschnitt, der einen aerodynamisch effizienten Luftfluss vorsehen kann.
Obwohl der Rückzirkulationskanal des '748-Patentes für einige Anwendungen ausreichend sein kann, ist er möglicherweise nicht ganz optimal. Insbesondere kann der Rückzirkulationskanal des '748-Patentes immer noch einen ungleichförmigen und schlecht geführten Fluss mit hoher Verwirbelung zurück zum Einlass des Kompressors leiten, was relativ hohe Auftreffverluste, niedrigere aerodynamische Leistung und marginale Stabilität der Kompressorstufe und des Bereiches bei unterschiedlichen Betriebszuständen zur Folge hat.
Der Turbolader der vorliegenden Offenbarung löst ein oder mehrere der oben dargelegten Probleme und/oder andere Probleme des Standes der Technik.
Zusammenfassung
Gemäß einem Aspekt ist die vorliegende Offenbarung auf einen Turbolader gerichtet. Der Turbolader kann ein Gehäuse aufweisen welches zumindest teilweise eine Kompressorleitwand und eine Turbinenleitwand definiert, weiter ein Turbinenrad, das in der Turbinenleitwand angeordnet ist, ein Kompressorrad, das in der Kompressorleitwand angeordnet ist, und eine Welle, welche das Turbinenrad und das Kompressorrad verbindet. Der Turbolader kann auch einen ringförmigen Rückführungs- bzw. Rückzirkulationsdurchlass aufweisen, der sich zwischen einem Einlass, der radial außerhalb des Kompressorrades angeordnet ist, und einem Auslass erstreckt, der stromaufwärts des Kompressorrades angeordnet ist, und eine im Allgemeinen ringförmige Nabe, die zumindest teilweise den Rückzirkulationsdurchlass formt. Die Nabe kann eine Außenfläche haben. Der Turbolader kann weiter eine Vielzahl von ersten Flügeln aufweisen, die umlaufend um die Außenfläche angeordnet sind, und eine Vielzahl von zweiten Flügeln, die umlaufend um die Außenfläche angeordnet sind. Die zweiten Flügel können kürzer sein als die ersten Flügel.
Gemäß einem weiteren Aspekt ist die vorliegende Offenbarung auf einen Kompressorrückzirkulationsring für einen Turbolader gerichtet. Der Rückzirkulationsring kann eine im Allgemeinen ringförmige Nabe mit einer Außenfläche haben. Der Rückzirkulationsring kann auch eine Vielzahl von ersten Flügeln aufweisen, die umlaufend um die Außenfläche angeordnet sind, und eine Vielzahl von zweiten Flügeln, die umlaufend um die Außenfläche angeordnet sind. Jeder der zweiten Flügel kann zu einem der ersten Flügel tangential sein.
Gemäß noch einem weiteren Aspekt ist die vorliegende Offenbarung auf einen Kompressorrückzirkulationsring für einen Turbolader gerichtet. Der Rückzirkulationsring kann eine im Allgemeinen ringförmige Nabe mit einer Außenfläche aufweisen. Der Rückzirkulationsring kann auch eine Vielzahl von ersten Flügeln aufweisen, die umlaufend um die Außenfläche angeordnet sind, und eine Vielzahl von zweiten Flügeln, die umlaufend um die Außenfläche angeordnet sind. Jeder der zweiten Flügel kann zwischen benachbarten ersten Flügeln angeordnet sein.
Kurze Beschreibung der Zeichnungen
1 ist eine schematische Veranschaulichung eines beispielhaften offenbarten Antriebssystems,
2 ist ein Querschnittsdarstellung eines beispielhaften offenbarten Turboladers, der in Verbindung mit dem Antriebssystem der 1 verwendet werden kann;
3 ist eine bildliche Darstellung eines beispielhaften offenbarten Rückzirkulationsrings, der in Verbindung mit dem Turbolader der 2 verwendet werden kann;
4 ist eine bildliche Darstellung von beispielhaften offenbarten Flügeln, die in Verbindung mit dem Rückzirkulationsring der 3 verwendet werden können; und
5 ist eine bildliche Darstellung eines weiteren Ausführungsbeispiels des Rückzirkulationsrings der 3.
Detaillierte Beschreibung
1 veranschaulicht ein Antriebssystem 10 mit einem Motor 12, einem Lufteinleitungssystem 14 und einem Auslasssystem 16. Für die Zwecke dieser Offenbarung ist der Motor 12 als ein Viertakt-Dieselmotor abgebildet und wird als solcher beschrieben. Der Fachmann wird jedoch erkennen, dass der Motor 12 irgendeine andere Art eines Verbrennungsmotors sein kann, wie beispielsweise ein Zwei- oder Viertakt-Benzinmotor oder ein mit gasförmigem Brennstoff angetriebener Motor. Das Lufteinleitungssystem 14 kann konfiguriert sein, um Luft oder einer Mischung aus Luft und Brennstoff in den Motor 12 zur Verbrennung einzuleiten. Das Auslasssystem 16 kann konfiguriert sein, um Verbrennungsabgas aus dem Motor 12 in die Atmosphäre zu leiten.
Der Motor 12 kann einen Motorblock 18 aufweisen, der zumindest teilweise eine Vielzahl von Zylindern 20 definiert. Ein (nicht gezeigter) Kolben kann verschiebbar in jedem Zylinder 20 angeordnet sein, so dass er sich zwischen einer oberen Totpunktposition und einer unteren Totpunktposition hin und her bewegt, und ein (nicht gezeigter) Zylinderkopf kann mit jedem Zylinder 20 assoziiert sein. Jeder Zylinder 20, jeder Kolben und der Zylinderkopf können zusammen zumindest teilweise eine Brennkammer definieren. In dem veranschaulichten Ausführungsbeispiel weist der Motor 12 zwölf Zylinder 20 auf, die in einer V-Konfiguration angeordnet sind (d. h., in einer Konfiguration mit ersten und zweiten Bänken 22, 24 oder Reihen von Zylindern 20). Es wird jedoch in Betracht gezogen, dass der Motor 12 eine größere oder geringere Anzahl von Zylindern 20 aufweisen kann, und dass die Zylinder 20 in einer Reihenkonfiguration, in einer Boxerkonfiguration bzw. Konfiguration mit gegenüberstehenden Kolben oder in einer anderen Konfiguration angeordnet sein können, falls erwünscht.
Das Lufteinleitungssystem 14 kann unter anderem zumindest einen Kompressor 28 aufweisen, der einen Kompressor mit fester Geometrie, einen Kompressor mit variabler Geometrie oder irgendeine andere Art eines Kompressors verkörpern kann, der konfiguriert ist, Luft aufzunehmen und die Luft auf ein erwünschtes Druckniveau zu komprimieren. Der Kompressor 28 kann Luft zu einer oder mehreren Einlasssammelleitungen 30 leiten, die mit dem Motor 12 assoziiert sind. Es sei bemerkt, dass das Lufteinleitungssystem 14 mehrere Kompressoren 28 aufweisen kann, die in einer seriellen Konfiguration, einer parallelen Konfiguration oder einer Kombination aus serieller und paralleler Konfiguration angeordnet sind.
Das Auslasssystem 16 kann unter anderem eine Auslasssammelleitung 34 aufweisen, die mit einer oder beiden Bänken 22, 24 von Zylindern 20 verbunden ist. Das Auslasssystem 16 kann auch zumindest eine Turbine 32 aufweisen, die durch das Abgas aus der Auslasssammelleitung 34 angetrieben wird, um den Kompressor 28 des Lufteinleitungssystems 14 zu drehen. Der Kompressor 28 und die Turbine 32 können zusammen einen Turbolader 36 bilden. Die Turbine 32 kann konfiguriert sein, um Abgas aufzunehmen und potentielle Energie in dem Abgas in eine mechanische Drehung umzuwandeln. Nach dem Austritt aus der Turbine 32 kann das Abgas in die Atmosphäre abgelassen werden, und zwar durch ein Nachbehandlungssystem 38, welches beispielsweise eine Kohlenwasserstoffdosierungsvorrichtung, einen Dieseloxidationskatalysator (DOC = Diesel Oxidation catalyst), einen Dieselpartikelfilter (DPF) und/oder irgendeine andere in der Technik bekannte Behandlungsvorrichtung aufweisen kann, falls erwünscht. Es sei bemerkt, dass das Auslasssystem 16 mehrere Turbinen 32 aufweisen kann, die in einer seriellen Konfiguration, in einer parallelen Konfiguration oder in einer Kombination aus serieller und paralleler Konfiguration angeordnet sein können, wie gewünscht.
Wie in 2 gezeigt, können der Kompressor 28 und die Turbine 32 des Turboladers 36 über eine gemeinsame Welle 50 miteinander verbunden sein. Der Turbolader 36 kann ein Gehäuse 40 aufweisen, welches zumindest teilweise die Kompressor- und Turbinenleitwände 42 bzw. 44 definiert, die konfiguriert sind, um entsprechend Kompressor- und Turbinenräder 46, 48 aufzunehmen. Die Kompressorleitwand 42 kann einen axial orientierten Einlass 52 aufweisen, der an einem ersten axialen Ende 54 des Turboladers 36 angeordnet ist, und einen tangential orientierten schneckenförmigen Raum bzw. eine Volute 56, der bzw. die zwischen dem ersten axialen Ende 54 und dem zweiten axialen Ende 58 des Turboladers 36 angeordnet ist. Die Turbinenleitwand 44 kann einen schneckenförmigen Raum bzw. eine Volute 60 aufweisen, der bzw. die zwischen der Volute 56 und dem zweiten axialen Ende 58 des Turboladers 36 angeordnet ist.
Wenn das Kompressorrad 46 gedreht wird, kann Luft axial in den Turbolader 36 über den Einlass 52 hineingezogen werden und zum Kompressorrad 46 geleitet werden. Schaufeln 64 des Kompressorrades 46 können dann die Luft in spiralförmiger Weise radial nach außen und in die Einlasssammelleitungen 30 (siehe 1) drücken, und zwar über eine (nicht gezeigte) Auslassvolute. In einigen Ausführungsbeispielen kann die Luft vor dem Austreten aus dem Kompressor 28 durch einen Diffusor 62 laufen, der in dem äußeren radialen Flusspfad an einem Umfang des Kompressorrades 46 angeordnet ist.
Wenn Abgas aus der Auslasssammelleitung 34 (siehe 1) axial, radial und tangential nach innen zu dem Turbinenrad 48 geleitet wird, kann in ähnlicher Weise Abgas gegen Schaufeln 66 des Turbinenrades 48 drücken, was bewirkt, dass sich das Turbinenrad 48 dreht und das Kompressorrad 46 über die Welle 50 antreibt. Nach dem Durchlaufen durch das Turbinenrad 48 kann der Abgasfluss axial nach außen durch einen Turbinenauslass 68 austreten, der an dem zweiten axialen Ende 58 des Turboladers 36 angeordnet ist, und zwar in das Nachbehandlungssystem 38 (siehe 1).
In dem offenbarten Ausführungsbeispiel ist der Kompressor 28 mit einem Rückführungs- bzw. Rückzirkulationsdurchlass 70 ausgerüstet. Der Rückzirkulationsdurchlass 70 kann ein ringförmiger Durchlass sein, der sich zwischen einem Einlass 72, der radial außerhalb der Schaufeln 64 angeordnet ist, und einem Auslass 74 erstreckt, der stromaufwärts der Schaufeln 64 und des Kompressorrades 46 angeordnet ist. Der Rückzirkulationsdurchlass 70 kann zwischen einem Rückzirkulationsring 76 und der Kompressorleitwand 42 ausgebildet sein. Der Rückzirkulationsdurchlass 70 kann konfiguriert sein, um einen Teil der komprimierten Luft zurück zum Einlass 52 zu leiten, wo er wieder bei gewissen Betriebsbedingungen zum Kompressorrad 46 hin geleitet wird. Die Rückzirkulation von Luft kann die Stabilität und den Bereich des Kompressors bei gewissen Betriebsbedingungen verbessern. In einigen Ausführungsformen können ungefähr 2–35% des Strömungsmittelflusses der Kompressorstufe durch den Rückzirkulationsdurchlass 70 rückgeführt werden.
Wie in 3 gezeigt, kann der Rückzirkulationsring 76 eine im Allgemeinen ringförmige Nabe mit einer Außenfläche 78 und axialen Endflächen 80, 82 auf gegenüberliegenden Seiten der Außenfläche 78 aufweisen. In einigen Ausführungsbeispielen kann der Rückzirkulationsring 76 eine Vielzahl von primären Flügeln 84 und eine Vielzahl von sekundären Flügeln 86 haben, die sich in drei Dimensionen von der Außenfläche 78 nach außen erstrecken. Die Flügel 84 können umlaufend um die Außenfläche 78 angeordnet sein. Die Flügel 86 können benachbart zu den Flügeln 84 angeordnet sein. Insbesondere können die Flügel 86 tangential zu den Flügeln 84 sein. In einigen Ausführungsbeispielen können die Flügel 86 eine kürzere Länge haben als die Flügel 84. Wenn der Fluss durch den Rückzirkulationsdurchlass 70 zurückläuft, kann er zuerst durch eine Reihe von Flügeln 86 und dann durch eine Reihe von Flügeln 84 laufen.
Die Flügel 84, 86 können konfiguriert sein, um den Fluss zu verteilen und gestatten, bei gewissen Betriebsbedingungen eine relativ hohe Flussablenkung mit geringeren Flussverlusten im Vergleich zu einer einzelnen Reihe von Flügeln. Beispielsweise können die Flügel 84, 86 hohe Festigkeit und eine starke Wölbung haben (beispielsweise haben sie einen ziemlich hohen Ablenkungswinkel), um eine Flussverwirbelung zu verändern und aerodynamische Verluste im Rückzirkulationsdurchlass 70 zu minimieren. Zusätzlich können die Flügel 84, 86 umlaufend symmetrisch oder asymmetrisch sein, um weiter die Flussverluste in dem Rückzirkulationsdurchlass 70 zu verringern, um die Gleichförmigkeit des Flusses am Umfang und das Auftreffen am Einlass 52 zu verbessern und die Stabilität der Kompressorstufe nahe einer Wellenbildung bzw. einem Pumpstoß (oder bei Bedingungen mit verringertem Fluss) verbessern.
Jeder Flügel 84 kann eine Tragfläche 88 aufweisen, die eine Unterseite 90 hat (auch als Nabenseite bekannt), welche mit der Außenfläche 78 verbunden ist, weiter eine gegenüberliegende Oberseite 92 (auch als Leitwandfläche bekannt), die zu einer Innenfläche der Leitwand 42 orientiert ist, eine Vorderkante 94, die zum Einlass 72 hin orientiert ist, eine nachlaufende Kante bzw. Hinterkante 96, die gegenüberliegend zur Vorderkante 94 ist, eine Niederdruckseite 98 (auch als Ansaugseite bekannt) und eine gegenüberliegende Hochdruckseite 100 (auch als Druckseite bekannt). Es wird in Betracht gezogen, dass die nachlaufende Kante bzw. Hinterkante 96 näher zum Auslass 74 angeordnet sein kann als die Vorderkante 94.
In ähnlicher Weise kann jeder Flügel 86 eine Tragfläche 101 aufweisen, die eine Unterseite 102 hat (die auch als Nabenseite bekannt ist), die mit der Außenfläche 78 verbunden ist, weiter eine gegenüberliegende Oberseite 104 (die auch als. Leitwandfläche bekannt ist), die zu einer Innenseite der Leitwand 42 orientiert ist, eine Vorderkante 106, die zum Einlass 72 hin orientiert ist, eine Hinterkante 108, die entgegengesetzt zur Vorderkante 106 ist, eine Niederdruckseite 110 (die auch als Ansaugseite bekannt ist) und eine gegenüberliegende Hochdruckseite 112 (die auch als die Druckseite bekannt ist). Es wird in Betracht gezogen, dass die Hinterkante 108 näher am Auslass 74 gelegen ist als die Vorderkante 106.
4 veranschaulicht eine Seitenansicht des Rückzirkulationsrings 76 und der Flügel 84, 86. In einer in 4 gezeigten Meridionalebene definierte eine R-Achse eine radiale Richtung, und eine Z-Achse definiert eine axiale Richtung entlang einer meridionalen Länge der Flügel 84, 86. Für die Zwecke dieser Offenbarung kann sich eine axiale Beabstandung ΔX₁ zwischen den Flügeln 84, 86 auf eine axiale Distanz zwischen der Vorderkante 94 des Flügels 84 und der Hinterkante 108 eines benachbarten Flügels 86 beziehen. Eine axiale Beabstandung ΔX₂ zwischen den Flügeln 84, 86 kann sich auf eine axiale Distanz zwischen der Hinterkante 96 des Flügels 84 und der Vorderkante 106 eines benachbarten Flügels 86 beziehen. Eine axiale Überlappung AO kann als ein Verhältnis der axialen Beabstandung AX₁ zur axialen Beabstandung ΔX₂ definiert werden (AO = ΔX₁/ΔX₂). Eine radiale Beabstandung t zwischen den Flügeln 84, 86 kann sich auf eine radiale Distanz zwischen der Vorderkante 94 des Flügels 84 und der Hinterkante 108 des benachbarten Flügels 86 beziehen. Eine radiale Beabstandung s zwischen benachbarten Flügeln 86 kann sich auf eine radiale Distanz zwischen benachbarten Vorderkanten 106 von benachbarten Flügeln 86 beziehen. Eine Teilung P kann als ein Verhältnis der radialen Beabstandung t zur radialen Beabstandung s definiert sein (P = t/s). Ein Vorderkantenwinkel β_LE kann sich auf einen Winkel zwischen der Vorderkante 106 des Flügels 86 und der Z-Achse der Meridionalebene beziehen. Ein Hinterkantenwinkel β_TE kann sich auf einen Winkel zwischen der Hinterkante 96 des Flügels 84 und der Z-Achse der Meridionalebene beziehen. Eine Wölbung C der Flügel 84, 86 (d. h., eine Änderung des Winkels von der Vorderkante 106 des Flügels 86 zur Hinterkante 96 des Flügels 84) kann als eine Differenz zwischen dem Vorderkantenwinkel β_LE und dem Hinterkantenwinkel β_TE definiert werden (C = β_LE – β_TE). Ein Verschiebungswinkel ϕ kann sich auf einen relativen Drehwinkel um die Z-Achse des Flügels 84 zu einem benachbarten Flügel 86 beziehen. Eine Dicke T kann sich auf eine axiale. Distanz zwischen den Niederdruck- und Hochdruckseiten 98, 100 der Flügel 84 beziehen, die im Allgemeinen senkrecht zu einer Wölbungslinie ist, die durch eine Mitte in Längsrichtung der Flügel 84 verläuft.
Die offenbarte Geometrie der Flügel 84, 86 ist so ausgewählt worden, dass die Verwirbelung mit verbesserter Flussführung und verringerten aerodynamischen Verlusten bei unterschiedlichen Lastzuständen durch den Rückzirkulationsdurchlass 70 und zurück in das Kompressorrad 46 verändert wird, wodurch eine Fehlausrichtung des Flusses (beispielsweise beim Auftreffen) verringert wird und was eine verbesserte Leistung des Turboladers 36 zur Folge hat. Zusätzlich kann die offenbarte Geometrie der Flügel 84, 86 den Fluss in dem Rückzirkulationsdurchlass 70 verteilen bzw. diffundieren, kann die Gleichförmigkeit des Flusses in Umfangsrichtung verbessern, indem Flussverluste im Rückzirkulationsdurchlass 70 verringert werden, und kann die Stabilität der Kompressorstufe nahe einer Wellenbildung bzw. einem Pumpstoß verbessern (d. h., bei Bedingungen mit verringertem Fluss).
In dem offenbarten Ausführungsbeispiel haben die Flügel 84, 86 eine axiale Überlappung AO von ungefähr –0,1–0,15. Die Flügel 84, 86 können auch eine Teilung P von größer gleich ungefähr 0,8 haben. Jeder Flügel 86 kann einen Vorderkantenwinkel β_LE von ungefähr –80–80° haben. Jeder Flügel 84 kann einen Hinterkantenwinkel β_TE von ungefähr 0–90° haben. Die Flügel 84, 86 können eine Wölbung C von ungefähr –170–80° haben. Der Flügel 86 kann einen Verschiebungswinkel ϕ von ungefähr –15–10° haben. Außerdem kann eine Festigkeit der Flügel 84 deutlich anders sein als die Festigkeit der Flügel 86. Beispielsweise kann eine Festigkeit der Flügel 84 wesentlich höher sein als die Festigkeit der Flügel 86. Jedes dieser geometrischen Merkmale kann dabei helfen, die Flussfehlausrichtung (beispielsweise Auftreffen) zu verringern und kann eine verbesserte Leistung des Turboladers 36 zur Folge haben. Beispielsweise können die oben beschriebenen Winkelbereiche dabei helfen, einen Ablenkungswinkel im Rückzirkulationsdurchlass 70 zu vergrößern, um die Flussverwirbelung zu verringern und die Flussverluste darin zu minimieren.
In einigen Ausführungsbeispielen kann die rückzirkulierte Luft in einen Luftfluss in das Kompressorrad 46 radial oder axial eingeleitet werden, und zwar abhängig von einer Orientierung der Hinterkante 96 de Flügels 84. Ebenfalls können die Flügel 84, 86 in einigen Ausführungsbeispielen in Umfangsrichtung symmetrisch sein. Jedoch können die Flügel 84, 86 in anderen Ausführungsbeispielen in Umfangsrichtung asymmetrisch sein, um eine weitere Verbesserung der Leistung der Kompressorstufe und der Stabilität zu gestatten.
5 zeigt ein alternatives Ausführungsbeispiel des Rückzirkulationsrings 76. In diesem Ausführungsbeispiel hat der Rückzirkulationsring 76 eine Vielzahl von Hauptflügeln 120 und eine Vielzahl von Teilungsflügeln 122, die sich in drei Dimensionen von der Außenfläche 78 nach außen erstrecken. Die Flügel 120 können umlaufend um die Außenfläche 78 angeordnet sein. Die Flügel 122 können umlaufend zwischen benachbarten Flügeln 120 angeordnet sein. Die Flügel 122 können eine kürzere Länge haben als die Flügel 120. Beispielsweise können die Flügel 122 eine Länge haben, die ungefähr 30–80% einer Länge der Flügel 120 ist. Insbesondere können die Vorderkanten 128 der Flügel 120 ungefähr 30–80% stromaufwärts der Hinterkanten 140 der Flügel 122 sein, während die Hinterkanten 130 der Flügel 120 umlaufend mit den Hinterkanten 142 der Flügel 122 ausgerichtet sein können.
Ähnlich wie die Flügel 84, 86, können die Flügel 120, 122 konfiguriert sein, um den Fluss zu verteilen und bei gewissen Betriebszuständen eine hohe Flussablenkung mit niedrigeren Flussverlusten im Vergleich zu einer einzelnen Reihe von identischen Flügeln gestatten. Beispielsweise können die Flügel 120, 122 eine hohe Festigkeit und eine hohe Wölbung haben (sie können beispielsweise einen ziemlich hohen Ablenkungswinkel haben), um die Flussverwirbelung zu verändern und die aerodynamischen Verluste in dem Rückzirkulationsdurchlass 70 zu minimieren. Zusätzlich können die Flügel 120, 122 umlaufend symmetrisch oder asymmetrisch sein, um weiter Mischverluste in dem Rückzirkulationsdurchlass 70 zu verringern, um die Gleichförmigkeit des Flusses in Umfangsrichtung und das Auftreffen am Kompressoreinlass zu verbessern, und um die Stabilität der Kompressorstufe nahe einer Wellenbildung bzw. einem Pumpstoß (oder bei Bedingungen mit verringertem Fluss) zu verbessern.
Jeder Flügel 120 kann eine Tragfläche 123 haben, die eine Unterseite 124 hat (die auch als Nabenseite bekannt ist), die mit der Außenfläche 78 verbunden ist, weiter eine gegenüberliegende Oberseite 126 (die auch als Leitwandfläche bekannt ist), die zu einer Innenfläche der Leitwand 42 orientiert ist, eine Vorderkante 128, die zum Einlass 72 hin orientiert ist, eine Hinterkante 130, die gegenüberliegend zur Vorderkante 128 ist, eine Niederdruckseite 132 (die auch als Ansaugseite bekannt ist) und eine gegenüberliegende Hochdruckseite 134 (die auch als die Druckseite bekannt ist). Es wird in Betracht gezogen, dass die Hinterkante 130 näher am Auslass 74 angeordnet sein kann als die Vorderkante 128.
In ähnlicher Weise kann jeder Flügel 122 eine Tragfläche 135 mit einer Unterseite 136 aufweisen (die auch als eine Nabenfläche bekannt ist), die mit der Außenfläche 78 verbunden ist, weiter mit einer gegenüberliegenden Oberseite 138 (die auch als Leitwandseite bekannt ist), die zu einer Innenfläche der Leitwand 42 hin orientiert ist, mit einer Vorderkante 140, die zum Einlass 72 orientiert ist, mit einer Hinterkante 42, die entgegengesetzt zur Vorderkante 140 ist, eine Niederdruckseite 144 (die auch als Ansaugseite bekannt ist) und eine gegenüberliegende Hochdruckseite 146 (die auch als Druckseite bekannt ist). Es wird in Betracht gezogen, dass die Hinterkante 142 näher am Auslass 74 angeordnet sein kann als die Vorderkante 140.
Für die Zwecke dieser Offenbarung kann sich ein Vorderkantenwinkel α_LE1 der Flügel 122 auf einen Winkel zwischen der Vorderkante 128 des Flügels 120 und der Z-Achse der Meridionalebene (siehe 4) beziehen. Ein Vorderkantenwinkel α_LE2 der Flügel 122 kann sich auf einen Winkel zwischen der Vorderkante 140 des Flügels 122 und der Z-Achse der Meridionalebene (siehe 4) beziehen. Ein Hinterkantenwinkel α_TE1 der Flügel 120 kann sich auf einen Winkel zwischen der Hinterkante 130 des Flügels 120 und der Z-Achse der Meridionalebene (siehe 4) beziehen. Ein Vorderkantenwinkel α_TE2 der Flügel 122 kann sich auf einen Winkel zwischen der Vorderkante 142 des Flügels 122 und der Z-Achse der Meridionaleben (siehe 4) beziehen.
Die offenbarte Geometrie der Flügel 120, 122 ist so ausgewählt worden, dass sie die Flussverwirbelung mit verbesserter Flussführung mit verringerter aerodynamischer Belastung der Tragflächen und verringerten Geschwindigkeitsgradienten bei unterschiedlichen Lastbedingungen durch den Rückzirkulationsdurchlass 70 und zurück in das Kompressorrad 46 verändert, um eine Flussfehlausrichtung (beispielsweise Auftreffen) zu verringern und eine verbesserte Leistung des Turboladers 36 zu erreichen. Zusätzlich kann die offenbarte Geometrie der Flügel 120, 122 den Fluss in dem Rückzirkulationsdurchlass 70 verteilen, kann die Gleichförmigkeit des Flusses in Umfangsrichtung durch Verringern von Flussverlusten in dem Rückzirkulationsdurchlass 70 verbessern und kann die Stabilität der Kompressorstufe nahe einem Pumpstoß (oder bei Bedingungen mit verringertem Fluss) verbessern.
In dem offenbarten Ausführungsbeispiel ist ein Vorderkantenwinkel α_LE1 der Flügel 120 deutlich anders als ein Hinterkantenwinkel α_LE2 der Flügel 122. Zusätzlich kann ein Hinterkantenwinkel α_TE1 der Flügel 120 deutlich anders sein als ein Hinterkantenwinkel α_TE2 der Flügel 122. Jeder der Flügel 120, 122 kann einen Vorderkantenwinkel α_LE1, α_LE2 in einem Bereich von ungefähr –80–80° haben. Jeder der Flügel 120, 122 kann einen Hinterkantenwinkel α_TE1, α_TE2 in einem Bereich von ungefähr 0–90° haben. Diese Winkelbereiche können dabei helfen, einen Ablenkwinkel im Rückzirkulationsdurchlass 70 zu vergrößern, um die Flussverwirbelung zu verringern und die Flussverluste darin zu minimieren.
In einigen Ausführungsbeispielen kann die rückzirkulierte Luft in einen Luftfluss in das Kompressorad 46 radial oder axial eingeleitet werden, und zwar abhängig von einer Orientierung der Hinterkanten 130, 142 der Flügel 120, 122. Ebenfalls können die Flügel 120, 122 in einigen Ausführungsbeispielen in Umfangsrichtung symmetrisch sein. Jedoch können die Flügel 120, 122 in anderen Ausführungsbeispielen in Umfangsrichtung asymmetrisch sein, um weiter eine Verbesserung von Leistung und Stabilität der Kompressorstufe zu gestatten.
Industrielle Anwendbarkeit
Der offenbarte Turbolader kann in jeder Anwendung eines Antriebssystems eingerichtet werden, wo Ladelufteinleitung verwendet wird. Insbesondere kann die spezielle Geometrie der Flügel 84, 86 oder der Flügel 120, 122 im Rückzirkulationsdurchlass 70 insgesamt geringere aerodynamische Verluste zur Folge haben und somit eine bessere Leistung, Stabilität und einen größeren Bereich des Kompressors 28. Der gleichförmige und gut geleitete Fluss, der aus dem Rückzirkulationsdurchlass 70 austritt, kann eine gleichförmige Belastung des Kompressorrades 46 zur Folge haben. Dies kann dabei helfen, eine zyklische Belastung auf das Kompressorrad 46 zu verringern, was die Nutzungslebensdauer des Kompressorrades 46 verlängert. Weil der Luftfluss zu jeder Schaufel 64 des Kompressors 28 im Wesentlichen gleichförmig und gut geleitet sein kann, können mechanische Verluste und Schwingungsverluste deutlich verringert werden, die einen schlecht ausgerichteten Luftfluss und der Kompressorschaufelgeometrie zuzuordnen sind.
Es wird dem Fachmann offensichtlich sein, dass verschiedene Modifikationen und Variationen an dem offenbarten Turbolader vorgenommen werden können. Andere Ausführungsbeispiele werden dem Fachmann aus seiner Betrachtung der Beschreibung und einer praktischen Ausführung des offenbarten Turboladers offensichtlich werden. Die Beschreibung und die Beispiele sollen nur als beispielhaft angesehen werden, wobei ein wahrer Schutzumfang durch die folgenden Ansprüche und ihre äquivalenten Ausführungen gezeigt wird.
ZITATE ENTHALTEN IN DER BESCHREIBUNG
Diese Liste der vom Anmelder aufgeführten Dokumente wurde automatisiert erzeugt und ist ausschließlich zur besseren Information des Lesers aufgenommen. Die Liste ist nicht Bestandteil der deutschen Patent- bzw. Gebrauchsmusteranmeldung. Das DPMA übernimmt keinerlei Haftung für etwaige Fehler oder Auslassungen.
Zitierte Patentliteratur

US 6945748 [0004, 0005]

Claims

Kompressorrückzirkulationsring (76) für einen Turbolader (36), der Folgendes aufweist: eine im Allgemeinen ringförmige Nabe mit einer Außenfläche (78); eine Vielzahl von ersten Flügeln (84), die umlaufend um die Außenfläche angeordnet sind; und eine Vielzahl von zweiten Flügeln (86), die umlaufend um die Außenfläche angeordnet sind, wobei jeder der zweiten Flügel zu einem der ersten Flügel tangential ist.
Kompressorrückzirkulationsring nach Anspruch 1, wobei die zweiten Flügel kürzer sind als die ersten Flügel.
Kompressorrückzirkulationsring nach Anspruch 1, wobei eine Festigkeit der ersten Flügel deutlich anders ist als eine Festigkeit der zweiten Flügel.
Kompressorrückzirkulationsring nach Anspruch 1, wobei ein Winkel zwischen einer axialen Achse in einer Meridionalebene der zweiten Flügel und der Vorderkanten (106) der zweiten Flügel ungefähr –80–80° ist.
Kompressorrückzirkulationsring nach Anspruch 1, wobei ein Winkel zwischen einer axialen Achse in einer Meridionalebene der ersten Flügel und der Hinterkanten (94) der ersten Flügel ungefähr 0–90° ist.
Kompressorrückzirkulationsring nach Anspruch 1, wobei eine Veränderung des Winkels zwischen den Vorderkanten (106) der zweiten Flügel und den Vorderkanten (94) der ersten Flügel ungefähr –170–80° ist.
Kompressorrückzirkulationsring nach Anspruch 1, wobei ein Verhältnis einer radialen Distanz zwischen den Vorderkanten (94) der ersten Flügel und den Hinterkanten (108) von benachbarten zweiten Flügeln zu einer radialen Distanz zwischen benachbarten Vorderkanten (106) von benachbarten zweiten Flügeln größer oder gleich 0,8 ist.
Kompressorrückzirkulationsring nach Anspruch 1, wobei ein Verhältnis einer axialen Distanz zwischen den Vorderkanten (108) der zweiten Flügel und den Vorderkanten (94) von benachbarten ersten Flügeln und einer axialen Distanz zwischen den Vorderkanten (106) der zweiten Flügel und den Hinterkanten (96) von benachbarten ersten Flügeln ungefähr –0,10 bis 0,15 ist.
Kompressorrückzirkulationsring nach Anspruch 1, wobei ein Ablenkungswinkel in einer radialen Richtung zwischen ersten Flügeln und benachbarten zweiten Flügeln ungefähr –15–10° ist.
Kompressorrückzirkulationsring (76) für einen Turbolader (36), der Folgendes aufweist: eine im Allgemeinen ringförmige Nabe mit einer Außenfläche (78); eine Vielzahl von ersten Flügeln (120), die umlaufend um die Außenfläche angeordnet sind; und eine Vielzahl von zweiten Flügeln (122), die umlaufend um die Außenfläche angeordnet sind, wobei jeder der zweiten Flügel zwischen benachbarten ersten Flügeln angeordnet ist.