DE2634889A1

DE2634889A1 - Radialturbinengehaeuse, insbesondere fuer abgasturbolader u.dgl., und verfahren zum hindurchleiten getrennter gasstroeme durch ein solches gehaeuse

Info

Publication number: DE2634889A1
Application number: DE19762634889
Authority: DE
Inventors: Hugh Macinness
Original assignee: Roto Master Inc
Current assignee: Roto Master Inc
Priority date: 1975-08-08
Filing date: 1976-08-03
Publication date: 1977-02-24
Also published as: BR7605211A; JPS5221517A; CA1041430A; GB1507596A; US4027994A; FR2320440B1; FR2320440A1

Description

PATENlANWÄLTE MENGES & PRAHL 2 6 3 4 B 8

Erhardtstrasse 12, D-8000 München 5

Patentanwälte Menges & Prahl, Erhardtstr. 12, D-8000 München 5 Uipl.-Ing. Rolf Menges

Dipl.-Chem.Dr. Horst Prahl

Telefon (089) 26 3847 Telex 529581 BIPATd Telegramm BIPAT München

IhrZeichen/Yourref.

Unser Zeichen/Our ref. R 1 08

Datum/Date £ Aug. 1976

ROTO-MASTER INC.

North Hollywood, California 91605, V.St.A.

Radialturbinengehause, insbesondere für Abgasturbolader und dgl., und Verfahren zum Hindurchleiten getrennter Gasströme durch ein

solches Gehäuse

Die Erfindung bezieht sich auf teilweise unterteilte Turbinengehäuse, insbesondere für Abgasturbolader und dgl., und betrifft insbesondere ein Spiralturbinengehäuse mit radialer Einströmung des Arbeitsmittels (im folgenden als Radialturbinengehause oder Radialspiralturbinengehause bezeichnet), das besonders nutzbringend bei Turboladern verwendbar ist, die in Verbindung mit Verbrennungsmotoren benutzt werden ~, welche unterteilte Abgassammelbehälter haben. Das teilweise unterteilte neue Turbinengehäuse bewirkt, insbesondere in solchen Anwendungsfällen, daß sich

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ein erhöhter Wirkungsgrad veränderlichen Ausmaßes ergibt, das von dem Typ, der Größe und den Kenndaten des Verbrennungsmotors abhängig ist, welchem das Turbinenghäuse angepaßt ist, und von dem in gleicher Weise angepaßten Ausmaß der Gehäusekammerunterteilung. Außerdem tritt ein solcher erhöhter Wirkungsgrad am deutlichsten zu Tage, wenn man ihn direkt mit dem Wirkungsgrad entweder der bekannten vollständig unterteilten oder der bekannten vollständig nichtunterteilten Turbinengehäusekonstruktionen vergleicht.

Die allgemeine Verwendung von Abgasturboladern zur Erhöhung des Wirkungsgrades von Verbrennungsmotoren ist bekannt. Ein Abgasturbolader besteht aus einem Turbokompressor, dessen Laufrad den Zylindern des Motors einen Druckluftstrom zuführt und bei richtiger Berechnung und Anpassung den Verbrennungswirkungsgrad des Motors erhöht, wodurch sich wiederum eine Erhöhung der von dem Motor abgegebenen nutzbaren Leistung ei— gibt. Die Turbinenräder werden meistens dadurch angetrieben, daß der Abgasstrom aus dem Motor in das Turbinengehäuse des Abgasturboladers ein- und durch verschiedene Gehäusekammeranordnungen hindurch- auf das Turbinenrad geleitet wird, um dasselbe anzutreiben.

Weiter hat es sich gezeigt, daß eine der bei Abgasturboladern unter dem Gesichtspunkt sowohl des Wirkungsgrades als auch der Zweckmäßigkeit bevorzugt verwendeten Arten von Turbinengehäusen ein Turbinengehäuse mit radialer Einströmung in eine 360 -.Spiralgehäusekammer ist. Die Turbinenantriebs abgase werden der Spiralgehäusekammer zugeführt und zunehmend insgesamt radial nach innen zu dem Ort des zentralen Turbinenrades geleitet, um das Turbinenrad in Drehung zu versetzen,

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welches seinerseits einen Kompressor in Drehung versetzt, der den Zylindern des Motors Luft zuführt. Aufgrund des allmählich abnehmenden radialen Querschnittes der Spiralgehäusekammer wird, wenn Teile des Abgasstroms einwärts in das Turbinenrad strömen, so daß die Strömungsmenge zunehmend verringert wird, die Strömungsgeschwindigkeit der Abgase aufrechterhalten und die dem Turbinenrad zugeführte Energie wird maximiert.

Ein weiterer wichtiger Faktor, der bei der Auswahl und der Konstruktion von Abgasturboladern für Verbrennungsmotoren, bei welchen die Abgasturbolader durch die Motorabgase angetrieben werden, in Betracht gezogen werden muß, ist die besondere, von Haus aus vorhandene Art des Abgasstroms aus den Zylindern des Motors. Betrachtet man irgendeinen einzelnen Zylinder eines Verbrennungsmotors, so beginnt im Grunde genommen bei jedem Verbrennungsmotor, nachdem der Arbeitshub stattgefunden hat, daß Auslaßventil zu öffnen, um die Abgase aus dem Zylinder in den Abgassammelbehälter auszupuffen. Außerdem stehen am Anfang des Öffnens des Auslaßventils die heißen Abgase innerhalb des Zylinders unter hohem Druck (HD).

Infolgedessen ist, wenn das Auslaßventil zu öffnen beginnt und diese HD-Heißgase austreten läßt, am Anfang ein scharf begrenzter Stoß vorhanden, wobei der Hauptteil der heißen Abgase mit hoher Geschwindigkeit schnell oder stoßweise in den

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Abgassammelbehälter strömt. Im Anschluß daran hat während des übrigen Teils der Periode, in der das Auslaßventil geöffnet ist, der Abgasstrom aus dem Zylinder eine relativ niedrige Geschwindigkeit im Vergleich zu diesem Anfangsstoß, da dann der Strom hauptsächlich durch die normale Kolbenbewegung, die das Zylindervolumen verkleinert, verursacht wird. Das bedeutet, daß sich der resultierende Abgasstroxn innerhalb eines Motorabgassammelbehälters hauptsächlich in Stoßen oder Impulsen ausbildet und nicht, was der Idealfall wäre, mit einer konstanten oder gleichmäßigen Geschwindigkeit, um zu Antriebszwecken dem Turbinenrad eines Abgasturboladers zugeführt zu werden.

Zu der Komplexität der Überlegungen trägt die Tatsache bei, daß Verbrennungsmotoren mehrere Zylinder haben und häufig mit unterteilten Abgassammelbehältern versehen sind, die die Abgase einem gemeinsamen Abgasturbolader zuführen. Das bedeutet, daß eine Seite des unterteilten Abgassammelbehälters einer Reihe von Zylindern dient, die zu verschiedenen Zeiten pulsierend oder stoßweise arbeiten, während die andere Hälfte des Abgassammelbehälters der anderen Reihe von Zylindern dient, die zu anderen Zeiten pulsierend oder stoßweise arbeiten. Nimmt man an, daß ein üblicher Abgasturbolader benutzt wird, so ist es normalerweise erforderlich, die Abgasströme in den Abgassammelbehälterhälften an dem Abgasturbolader zusammenzuführen, so daß ein einziger Abgasstrom in das Turbinengehäuse geleitet wird. Wenn aber die Impulse oder Stöße in dem Abgasstrom in jeder Abgassammelbehälterhälfte nicht vollkommen

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zusammenfallen, kann ein HD-Stoß in einer Hälfte mit einer ND-Periode zwischen Impulsen oder Stoßen in der anderen Hälfte zusammenfallen, so daß der Gesamtstrom von Abgasen zu dem Turbinengehäuse stark behindert und der Wirkungsgrad des Abgasturboladers stark verringert wird.

Zur EUminierung dieses Problems ist bereits früher versucht worden, seine Auswirkung zu minimier en, d.h. die Zufuhr eines HD-Stoß< einer Abgassammelbehälterhälfte in der ND-Periode der anderen Abgassammelbehälterhälfte, die Gasströme in jeder blockiert. Beispielsweise ist in manchen bekannten Abgasturboladerkonstruktionen ein Teiler an dem Einlaß der Turbinengehäusekammer des Turboladers so angeordnet, daß er die Unterteilung der Abgassammelbehälterhälften in den Anfangsteil der Turbinengehäusekammer hinein verlängert oder fortsetzt und es wird nicht versucht, die unterteilten Gasströme zu vermischen, bis sich Gasströmungsprofile im Gehäuseanfangsteil ausgebildet haben. Durch gekrümmtes Ausbilden und Übergehenlassen des Gehäusekammereinlasses in die eigentliche Gehäusekammer und durch Endenlassen des Teilers am Beginn · des tatsächlichen Umfanges der eigentlichen Gehäusekammer sind einige geringfügige Verbesserungen im Abgasstrom erzielt worden, wobei aber gleichzeitig entsprechend den zugrundeliegenden bekannten Theorien die Komplexität der Ausbildung der eigentlichen Gehäusekammer, die ihre übliche Spiralform behielt, nicht vergrößert wurde.

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Hauptfortschritte bei der Lösung des Problems sind jedoch gemacht worden, indem nicht nur ein Teiler zwischen zwei Gasströmen an dem Turbinengehäuseeinlaßteil und insbesondere ein sich radial erstreckender Teiler vorgesehen wurde, sondern indem dieser sich radial erstreckende Teiler vollständig um den Gesamtumfang der Turbinengehausekammer fortgesetzt wurde. Mit anderen Worten, die Turbinengehausekammer wird vollständig axial in zwei getrennte Gasstromkanäle auf ihrem gesamten Umfang unterteilt, wobei der radiale Querschnitt jedes Gasstromskanals entsprechend dem Verlauf einer Spirale normal abnimmt und wobei jeder Gasstromkanal radial innen mit dem Turbinenrad in Verbindung ist. Somit arbeitet durch Verbinden des Einlasses jedes dieser getrennten Gehäuse- ' kammergaskanäle mit den getrennten Hälften des unterteilten Abgassammelbehälters des Motors jeder als eine getrennte Einheit, die von der anderen insgesamt unabhängig ist, so daß die Auswirkung der Stöße in jedem Kanal im allgemeinen keine Auswirkung auf den anderen hat, zumindest bis sich der eine und der andere Gasstrom innerhalb des Turbinenrades vermischen.

Diese vollständig unterteilten Turbinengehäuse für Abgasturbolader haben zwar, wie erwähnt, Hauptfortschritte bei der Verringerung der Auswirkungen der erläuterten Stoßprobleme innerhalb von Abgasströmen gebracht, es hat sich jedoch gezeigt, daß gemäß den Lehren der vorliegenden Erfindung weitere Verfeinerungen in Turbinengehäusen für Turbolader vorgenommen werden können, die merklich bessere Ergebnisse zur Folge haben und den

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Wirkungsgrad von Turboladern, wie sie bei Verbrennungsmotoren benutzt werden, sogar weiter verbessern können.

Demgemäß schafft die Erfindung ein Radialturbinengehäuse der Spiralbauart, insbesondere für Abgasturbolader und dgl., bei welchem die Gehäusekammer im Bereich des gesamten radialen Einlasses und auf einem wesentlichen Anfangsteil des Umfangs derselben unterteilt ist, während sie in dem Kammerendteil nicht unterteilt ist und einen gemeinsamen Kammerdurchlaß hat. Durch Anpassen des Ausmaßes der Unterteilung der Gehäusekammer an die Kenngrößen des betreffenden Motors, mit welchem der Turbolader zu verbinden ist, und insbesondere an Motoren, die einen unterteilten Abgassammelbehälter haben, hat es sich gezeigt, daß der Motorwirkungsgrad gegenüber dem Wirkungsgrad bei der Verwendung von bekannten Abgasturboladerkonstruktionen verbessert werden kann. Es ist beispielsweise möglich, einen verbesserten Motorwirkungsgrad gegenüber der Verwendung von bekannten Abgasturboladern zu erzielen, die im wesentlichen keine Gehäusekammerunterteilung oder, als anderes Extrem, eine totale Gehäusekammerunterteilung aufweisen.

In weiterer Ausgestaltung der Erfindung wird ein teilweise unterteiltes Turbinengehäuse für Turbolader und dgl. der vorgenannten Art und für die vorgenannten Zwecke geschaffen, wobei die Spiralturbinengehausekammer über die anfänglichen

ο ο

etwa 180 bis 300 ihres Umfangs in axial benachbarte Gasströ kanäle unterteilt und auf ihrem übrigen Umfang nicht unterteilt

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ist. Die unterteilten Gaskanäle öffnen sich umfangsmäßig in einen einzigen Endgaskanal und sämtlich Kanäle stehen insgesamt radial mit dem üblichen, im allgemeinen zentralen Turbinenradort in Verbindung. Wie oben erwähnt, ist das Ausmaß der Unterteilung innerhalb der Grenzen von

ο ο

etwa 180 bis 300 von den Kenngrößen des betreffenden Motors abhängig, mit dem zusammen der Abgasturbolader benutzt wird, und es muß zur Erzielung des maximalen Wirkungsgrads

in geeigneter Weise angepaßt werden.

In noch weiterer Ausgestaltung der Erfindung wird ein Turbinengehäuse für Abgasturbolader und dgl. des vorgenannten allgemeinen Aufbaus geschaffen, wobei in dessen bevorzugter Ausführungsform das Ende des Teilers innerhalb der Turbinengehäusekammer, ungeachtet dessen, wo innerhalb der genannten Endzone dieses Ende liegt, eine fortschreitende Ausbildung hat, beginnend zuerst an den minimalen radialen Grenzen desselben und insgesamt umbiegend in einer Umfangsrichtung zu dem vollständig offenen oder gemeinsamen Kammerteil hin, bis die maximale radiale Ausdehnung desselben erreicht wird. Auf diese Weise werden die getrennten Abgasströme aus den unterteilten, einzelnen Spiralgaskanälen innerhalb der Turbinengehäusekammer in ihrer Umfangsströmung innerhalb des gemeinsamen Gehäusekam merendteils in etwa allmählich zunehmend vermischt werden, so daß die Turbulenzbeeinflussung der Gase während dieses Vei— mischens, die einen nachteiligen Einfluß auf den Gasstrom und den resultierenden Wirkungsgrad haben könnte, verringert wird. Somit hat in der bevorzugten Ausführungsform der Gehäusekammerteiler seine maximale Ausdehnung an der unteren

ο
Grenze bei 180 des Umfangs und an der oberen Grenze bei

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ο
300 des Umfangs.

In Weiterbildung der Erfindung wird ein teilweise unterteiltes Turbinengehäuse für Abgasturbolader und dgl. des vorgenannten Gesamtaufbaus geschaffen, bei welchem in der bevorzugten Ausführungsform die Abgasstrombegrenzung auf dem gesamten Umfang der Turbinengehäusekammer, ungeachtet davon, ob der Gasstrom in den unterteilten Teilen derselben oder in dem gemeinsamen Teil derselben auftritt, niemals über die normale zunehmende Spiralenverkleinerung hinaus vergrößert wird. Es wird davon ausgegangen, daß in einer Mehrzahl von Fällen an dem Übergang des Gasstroms zwischen den geteilten Gasströmungskanälen und dem sich anschließenden gemeinsamen Gasströmungskanal der Gehausekammerradialquerschnitt an diesem Übergang und jenseits desselben nicht unter die normale zunehmende Spiralenverkleinerung verringert werden sollte, die normalerweise auftreten würde, wenn die unterteilten Gas— kanäle umfangsmäßig über den gesamten Gehäusekammerumfang fortgesetzt würden. Durch diesen Mangel an zunehmender Drosselung und dadurch, daß der Gehausekammerradialquerschnitt nur in seiner normalen Spiralenweise verringert wird, kann die Gasströmungsturbulenz der getrennten Gasströme, die sich zu einem einzigen Gasstrom vermischen, kontrolliert werden, während die Reibungskräfte nicht erhöht werden, die den Wirkungsgrad des Abgasturboladers und den resultierenden Wirkungsgrad des Motors, bei welchem der Turbolader benutzt wird, verringern könnten.

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Mehrere Ausführungsbeispiele der Erfindung sind in den Zeichnungen dargestellt und werden im folgenden näher beschrieben. Es zeigen:

Fig. 1 eine Seitenansicht eines teilweise unter

teilten Turbinengehäuses für Abgasturbolader und dgl., das eine bevorzugte Ausführungsform der Erfindung darstellt,

bei welcher sich der Teiler bis zu der

oberen Grenze von 300 des Gehäusekammerumgangs erstreckt,

Fig. 2 eine Vertikalschnittansicht des Turbinen

gehäuses von Fig. 1,

Fig. 3 eine Horizontalschnittansicht in Richtung

der Pfeile 3-3 in Fig. 1 ,

Fig. 4 eine diametrale Schnittansicht des eigent

lichen Turbinengehäuses in der Richtung der Pfeile 4-4 in Fig. 1 ,

Fig. 5 eine Radialschnittansicht des eigentlichen

Turbinengehäuses in der Richtung der Pfeile 5-5 in Fig. 2,

Fig. 6 eine Radialschnittansicht ähnlich der von

Fig. 5, aber von einer zweiten Ausführungsform des teilweise unterteilten

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Turbinengehäuses von Fig. 1,

Fig. 7 eine Vertikalschnittansicht, die gleich

der von Fig. 2 ist, aber mit der Aus

nahme, daß sich der Teiler bis zu der unteren Grenze von 180 des Gehäusekammerumfangs erstreckt.

Fig. 8 eine Umfangsschnittabwicklung der Ge

häusekammer der Fig. 1 und 2, wobei

sich der Teiler bis zu der oberen

ο
Grenze von 300 des Gehäusekammer-

umfangs erstreckt,

Fig. 9 eine Umfangsschnittabwicklung der Gehäuse

kammer von Fig. 7, wobei sich der Teiler bis zu der unteren Grenze von 180 des Gehäusekammerumfangs erstreckt, und

Fig. 10 eine Umfangsschnittabwicklung der Aus

führungsform der Gehäusekammer von

Fig. 6, wobei sich der Teiler bis zu der oberen Grenze von 300 kammerumfangs erstreckt.

ο der oberen Grenze von 300 des Gehäuse-

Im folgenden wird zunächst nur allgemein auf die Zeichnungen Bezug genommen. Bei Radialturbinengehäusen für Abgasturbolader hat der Gasströmungskanal Spiralform,damit die Verbrennungsmotorabgase über den insgesamt radialen Einlaß in die

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Turbinengehäusekammer geleitet werden und damit Teile dieses Gasstroms zunehmend insgesamt radial einwärts zu der Stelle des insgesamt zentralen Turbinenrades gelangen, während die übrigen Teile der Gase kontinuierlich umfangsmäßig um die Gehäusekammer strömen. Mit anderen Worten, während der Hauptteil des Abgases in Umfangsrichtung um die Gehäuse— kammer strömt, strömen Teile desselben zunehmend einwärts in das Turbinenrad, so daß die Gesamtgasströmungsmenge

ο fortschreitend verringert wird und nach 360 Gehäusekammei— strömung einwärts in das Turbinenrad geleitet worden ist. Durch Verwendung der spiralförmigen Gehäusekammer mit dem fortschreitend abnehmenden Radialquerschnitt nimmt mit abnehmendem Hauptgasstrom auch die Gehäusekammer ab, so daß der Gasstrom insgesamt auf einer konstanten Geschwindigkeit und auf einem konstanten Druck gehalten wird, was zum Antreiben des Turbinenrades am günstigsten ist. Das ist aber nicht alles, was zu beachten ist.

Wie oben ebenfalls bereits erwähnt^ liegt jedoch aufgrund der Kenndaten des Abgasstroms aus jedem der Zylinder eines Verbrennungsmotors in den Abgassammelbehälter und schließlich zu dem Turbinengehäuse des Turboladers der Abgasstrom, wenn er an dem Turbinengehäuse ankommt, in Stoßen oder Impulsen vor, und zwar aus den oben im einzelnen dargelegten Gründen. Die Frequenz dieser Gasströmungsstöße oder -impulse ist offenbar von der Anzahl der Zylinder des Verbrennungsmotors abhängig, die alle zur Herstellung des Gesamtgasstroms beitragen,

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und von der Drehzahl des Verbrennungsmotors. Je größer die Zylinderzahl ist oder je höher die Drehzahl ist, um so häufiger sind die Stöße und um so näher Hegen die Zeitpunkte beieinander, bis ein Impuls teilweise in den nächsten Impuls übergeht. Je kleiner die Zylinderzahl oder je geringer die Motordrehzahl ist, um so weniger häufig sind die Impulse und um so größer ist ihr Abstand.

Das Pulsieren und die damit verbundene Ungleichmäßigkeit des Abgasstroms in Turboladern muß zwar toleriert wer— en, da sie aus den von Haus aus vorhandenen Kenngrößen eines Verbrennungsmotors resultieren, dieser pulsierende Abgasstrom bringt jedoch bei Verbrennungsmotoren mit untei— teilten Abgassammelbehältern große Probleme mit sich. In einem bestimmten Zeitpunkt kann ein Impuls in dem Gasstrom von einer Seite des Abgassammelbehälters mit einer ND-Periode der anderen Seite des Abgassammelbehälters zusammenfallen. Das Ergebnis ist, daß das Gas auf der pulsierenden Seite des Abgassammelbehälters den Gasstrom von der ND-Seite des Abgassammelbehälters teilweise überwinden und in denselben eindringen kann, mit den offensichtlichen Gasströmungswirkungsgradkonsequenzen und insbesondere der verringerten Antriebsleistung des Turbinenrades des Turboladers.

Bei den bekannten Turboladerkonstruktionen hat man versucht, das letztgenannte Problem zu lösen, indem man radiale Teiler

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in den Turbinengehausekammem der Turbolader benutzt hat, wobei sich diese radialen Teiler durch den gesamten Gehäusekammereinlaß und vollständig über die 360 der Gehäusekammer erstrecken, wodurch die Gehäusekammer in axial benachbarte Gaskanäle axial unterteilt wird, die beide auf dem gesamten Umfang dem Turbinenrad fortschreitend Gas zuführen. Ein Gehäusekammergaskanal ist mit einer Seite des Abgassammelbehälters verbunden und der andere Gehäusekammergaskanal ist mit der anderen Seite des Abgassammelbehälters verbunden, wodurch jede Möglichkeit verhindert wird, daß eine Seite des Abgassammelbehälters in die andere zurückspeist. Wiederum wurde bei den Anfangsüberlegungen davon ausgegangen, daß eine vollständig unterteilte Turbinengehäusekammer die Probleme lösen würde.

Gemäß den Lehren der vorliegenden Erfindung hat es sich jedoch gezeigt, daß noch größere Turboladerwirkungsgrade erzielt werden können, wenn ein zusätzlicher Faktor einer kritischen Betrachtung unterzogen wird, nämlich die Verhinderung einer wirksamen Gehäusekammerumfangsgasströmung durch die Reibung. Offenbar ist bei einer Spiralgehäusekammer der Radialquerschnitt der Gehäusekammer am Beginn einer solchen Kammer maximal und nimmt allmählich ab bis zu dem Querschnitt Null an ihrem Umfangsende. Somit werden etwa

auf den letzten 180 des Umfangs der Gehäusekammer die unterteilten Gaskanäle der Kammer in ihrem radialen Querschnitt kleiner und kleiner, so daß die benetzten Wandflächen aufgrund der Reibung des Gasstroms in solchen Kanälen ein zunehmend

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größerer Faktor werden.

Weiter hat es sich gezeigt, daß irgendwo zwischen etwa

ο ο

180 des Gehäusekammerumfangs und etwa 300 des Gehäusekammerumfangs die zusätzliche Reibung des Gasstroms, die durch die vergrößerte Wandfläche im Vergleich zu dem Radialquerschnitt der radial unterteilten Gaskanäle erzeugt wird, die Vorteile der axial unterteilten Gehäusekammer mehr als beseitigt. An diesem Punkt auf dem Gehäusekammerumfang sollte der Gehäusekammerteiler aufhören und die Teilgasströme zu einem einzigen oder gemeinsamen Gasstrom auf dem übrigen Teil des Gehäusekammerumfangs zusammengeführt werden. Die genaue umfangsmäßige Ausdehnung des Gehäusekammerteilers und die Umfangslage des Endes des Teilers zur Erzielung des maximalen Turboladerwirkungsgrades und infolgedessen des maximalen Motorwirkungsgrades, mit anderen Worten, die Stelle, an welcher die zusätzliche Reibung des Gasstroms die Vorteile des axial unterteilten Gehäuses mehr als wettmacht, hängt von vielen Faktoren ab, u.a. von der Zylinderzahl, von dem Motordrehzahlbereich, von der

Turbinengehäusegröße des Turboladers und dem Turbinengehäuseflächenverhältnis des Turboladers, wobei letzteres das Verhältnis der Gehäusekam merqu erschnittsfläche zu dem Kammer radius ist.

Der Nutzen des unterteilten Turbinengehäuses ist im allgemeinen um so größer, je kleiner die Zylinderzahl des Verbrennungsmotors ist, bei welchem der Turbolader benutzt wird, oder je kleiner

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der Drehzahlbereich des Motors ist. Somit sollte sich der Gehäusekammerteiler um so näher zu der oberen Grenze von

ο
300 erstrecken. Je größer die Zylinderzahl oder je größer der Motordrehzahlbereich ist, je kleiner ist die Wirkung des Gehäusekammerteilers und je näher zu der unteren Grenze

ο
von 180 des Umfanges sollte er sich erstrecken.

Gleichzeitig müssen diese Faktoren auf den besonderen Turbolader abgeglichen werden, wobei die Gehäusegröße und das Flächenverhältnis kritische Faktoren sind. Je größer das Turboladergehäuse ist, um so größer sollte die Umfangserstreckung des Gehäusekammerteilers sein, wobei diese Änderung eine Funktion der relativen Rauheit der Wände der Gehäusekammergaskanäle in bezug auf die Größe dieser Gaskanäle sowie der Geschwindigkeit der Gase ist. Die geometrisch größeren Gehäusekammern haben bei einer bestimmten Oberflächenrauhigkeit eine geringere Reibung als die kleineren Gehäuse. Die Gehäuse mit größerem Flächenverhältnis haben kleinere Gasgeschwindigkeiten und deshalb eine geringere Reibung als die Ge'häuse mit kleinerem Flächenverhältnis. All das muß bei der Wahl der wirksamsten Gehausekammerteilerausdehnung inner-

o halb der unteren Grenze von etwa 180 und der oberen Grenze

ο
von etwa 300 des Gehäuseumfangs in Betracht gezogen und abgeglichen werden.

Die Fig. 1 bis 5 zeigen ein erfindungsgemäßes Turbinengehäuse für Abgasturbolader, wobei die obere ungefähre Grenze der Gehausekammerteilerausdehnung dargestellt ist. Das Turbinengehäuse hat einen in seiner Gesamtheit mit 20 bezeichneten

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Gehäusekammereinlaß, der durch einen radialen Teiler 26 in zwei axial benachbarte Gasströmungskanäle 22,24 vollständig unterteilt ist. Der Gehäusekammereinlaß 20 nimmt in seinem Querschnitt, beginnend bei der üblichen Sprialform an seinem Eingang, in die übliche Spiralturbinengehäusekammer hinein ab, die in ihrer Gesamtheit mit 28 bezeichnet ist, so daß die Gasströmungskanäle 22 und 24 in gleicher Weise im Querschnitt vom Eingang aus in die Turbinengehäusekammer hinein ständig abnehmen.

Der radiale Teiler 26 ist von dem Gehäusekammereinlaß 20 aus, wobei das innere Ende des Gehäusekammereinlasses durch

ο eine übliche Zunge QO begrenzt ist, d.h. von 0 des Umfanges

der Turbinengehäusekammer 28 bis etwa 300 des Umfanges des Turbinengehäusekammer durchgehend ausgebildet. Somit setzen sich die axial benachbarten Gasströmungskanäle 22 und

ο 24 durch den Gehäusekammereinlaß 20 hindurch und von 0 bis

ο
etwa 300 des Umfanges der Turbinengehäusekammer 28 fort.

An einer Umfangsendkante 32 des radialen Teilers 26 werden die vorher axial getrennten Gasströmungskanäle umfangsmäßig zu einem einzigen oder gemeinsamen Gasströmungskanal 34 zusammengeführt, der sich umfangsmäßig über den übrigen Teil der Turbinengehäusekammer 28 bis zu der Zunge 30 erstreckt. In allen Fällen, wie am besten aus den Fig. 2, 4 und 5 ersichtlich, öffnen sich sämtliche axial getrennten Gasströmungskanäle 22 und 24 und der gemeinsame Gasströmungskanal insgesamt radial in der üblichen Weise in einen etwa zentralen

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Turbinenradraum 36, um Abgase fortschreitend um den Umfang der Turbinengehausekammer 28 herumzuführen und ein übliches Turbinenrad 38 in Drehung zu versetzen.

Das Umfangsende des radialen Teilers 26, das durch die Teilerendkante 32 begrenzt ist und beispielsweise in Fig. 2 sichtbar ist, ist vorzugsweise insgesamt umfangsmäßig abgewinkelt, wobei es von den minimalen Teilerradialabnnessungen fortschreitend radial nach außen zu den maximalen Teilerradialabmessungen geht. Dieses insgesamt abgewinkelte Ende des radialen Teilers 26 wird bevorzugt, und zwar nicht nur mit Rücksicht auf die Herstellung des Turbinengehäuses, sondern, was noch wichtiger ist, um die getrennten Abgasströme aus den ' getrennten Gasströmungskanälen 22 und 24 in etwa fortschreitend zu einem einzigen Abgasstrom in dem gemeinsamen Gasströmungskanal 34 zu vermischen, und zwar mit weniger Störung und Turbulenz der Gesamtabgasströmung. Außerdem wird die größte Umfangsausdehnung des radialen Teilers 26 bevorzugt, mit anderen Worten, die größte Umfangsausdehnung der Teilerendkahte 32 liegt an dem Maximalwt
der Turbinengehausekammer 28.

ο kante 32 liegt an dem Maximalwert bei etwa 300 des Umfangs

Zur weiteren Veranschaulichung der Lehren der Erfindung ist in Fig. 7 das teilweise unterteilte Turbinengehäuse mit dem radialen Teiler 26 dargestellt, der sich auf dem Umfang der Turbinengehausekammer 28 in seiner minimalen Ausdehnung erstreckt, so daß er bei etwa 180 des Turbinengehäusekammerumfangs endet. Der radiale Teiler 26 endigt vorzugsweise

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umfangsmäßig in derselben abgewinkelten Konfiguration,

ο wobei die maximale Umfangsausdehnung bei etwa 180 liegt.

Somit erstrecken sich in diesem Fall die Gasströmungskanäle

22 und 24 über etwa 180 der Turbinengehäusekammer 28 und der einzelne oder gemeinsame Gasströmungskanal 34 erstreckt sich ungefähr über eine gleiche Umfangsstrecke.

An jeder der oberen und unteren Grenzen der Radialausdehnung des radialen Teilers 26 oder an jedem Umfangsteilerende dazwischen, was von sämtlichen oben erläuterten Faktoren bestimmt wird, sind die axial getrennten Gasströmungskanäle 22 und 24 mit der einen bzw. mit der anderen der entgegengesetzten Seiten des üblichen unterteilten Abgassammelbehälters (nicht dargestellt) des betreffenden Verbrennungsmotors (nicht dargestellt) in Verbindung, bei welchem der Turbolader benutzt wird. Die Teilgasströmungskanäle 22 und 24 und der gemeinsame Gasströmungskanal 34 führen alle die Motorabgase insgesamt radial einwärts dem Turbinenradraum 36 und dem Turbinenrad 38 zu, um das Turbinenrad in Drehung zu versetzen, und zwar mit größerem Wirkungsgrad durch Verringerung der Abgasströmungsreibung, wie oben erläutert. Das Turbinenrad 38 ist selbstverständlich mit dem üblichen Kompressor (nicht dargestellt) verbunden, den es antreibt und der die Druckluft dem Verbrennungsmotor zuführt. Wenn die Bedingungen es erfordern, können weiter die bekannten Fluidstromleitschaufeln innerhalb irgendeines oder aller Gasströmungskanäle 22, 24 und 34 der Turbinengehäusekammer

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28 angeordnet werden, was bekannt ist und deshalb hier nicht dargestellt ist»

Zur einfacheren Darstellung sind die oberen und unteren Grenzen des radialen Teilers 26 in der Turbinengehausekammer 28 in, die Ebene abgewickelt dargestellt, wie in den Fig. und 9 gezeigt, wobei Fig. 8 die obere Grenze des Turbinengehäuses der Fig. 1 bis 5 und Fig. 9 die untere Grenze von Fig. 7 zeigt. Wie die Fig. 8 und 9 jeweils zeigen, nehmen die axial getrennten Gasströmungskanäle 22 und nach Art einer Spirale zunehmend von 0 des Gehäusekammer-umfangs bis zum umfangsmäßigen Ende des radialen Teilers

ο
26 bei etwa 300 für die maximale Grenze und bei etwa

ο
180 für die minimale Grenze der Umfangserstreckung des radialen Teilers ab. Am Ende des radialen Teilers 26 öffnen sich die axial getrennten Gasströmungskanäle 22 und 24 umfangsmäßig in den weiter wie eine Spirale fortschreitend abnehmenden gemeinsamen Gasströmungskanal 34, dessen Spiralenverkleinerung bis zum Ende der Turbinengehausekammer 28" weitergeht. Somit werden, wie durch sämtliche oben erläuterten Faktoren hinsichtlich der Wahl der Ausdehnung des radialen Teilers 26 festgelegt, wenn die Gasströmungsreibung ein Faktor innerhalb der axial getrennten Gasströmungskanäle 22 und 24 wird und die Vorteile einer solchen Kanaltrennung aufwiegt, die entgegengesetzten Flächen des radialen Teilers 26 entfernt und die beiden Gasströmungskanäle werden zu einem Kanal vereinigt, dem gemeinsamen Gasströmungskanal 34,

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um den Gesamtwirkungsgrad des Antriebs des Turbinenrades 38 zu vergrößern und um dadurch den Wirkungsgrad des Verbrennungsmotors zu vergrößern, mit dem der betreffende Turbolader zusammengebaut ist.

Eine zweite, etwas modifzierte Ausführungsform eines teilweise unterteilten Turbinengehäuses nach der Erfindung ist im Radialquerschnitt in Fig. 6 und in die Ebene abgewickelt in Fig. 10 dargestellt. Gemäß Fig. 2 ist der Radialschnitt von Fig. 6 an der gleichen Stelle geführt worden wie der Radialschnitt von Fig. 5 in Fig. 2 und, mit Ausnahme einer bestimmten radialen Querschnittsverringerung in dem gemeinsamen Gasströmungskanal 34 am Umfangsende des radialen Teilers 26, gleicht diese zweite Ausführungsform des Turbinengehäuses der in Fig. 2 dargestellten und oben beschriebenen. Wie die Fig. 6 und 10 zeigen, sind an dem Umfangsende des radialen Teilers 26 die Turbinengehäusewände 40, die die fortschreitende Verringerung des radialen Querschnitts des gemeinsamen Gasströmungskanals 34 bestimmen, so verdickt, daß, obwohl der gemeinsame Gasströmungskanal 34 noch zunehmend nach Art einer Spirale im Querschnitt abnimmt, die Querschnittsgröße an jeder Umfangsstelle gegenüber der des Turbinengehäuses verringert wird, das in den Fig. bis 5 dargestellt ist und die Abwicklung von Fig. 8 hat.

In der besonderen Größe, die in Fig. 10 gezeigt ist, wird der gemeinsame Gasströmungskanal 34 so verringert, daß er

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einen äquivalenten Spiralenverkleinerungsquerschnitt hat, der etwa gleich der Summe der beiden getrennten

Gasströmungskanäle 22 und 24 ist, und als ob diese beiden getrennten Gasströmungskanäle in normaler Spiralenvei— kleinerung über den übrigen Teil der Turbinengehäusekammer 28 oder durch diesen gemeinsamen Gasströmungskanal fortgesetzt wurden. Es wird angenommen, daß es sich dabei um das Maximum handelt, um das dieser gemeinsame Gasströmungskanal 34 verkleinert werden kann, mit anderen Worten, daß es das Minimum des gemeinsamen Gasströmungskanals ist, das verwendet werden kann, und daß diese Verkleinerung dazu beiträgt, die Gasströmungsgeschwindigkeit während des Übei— gangs von zwei Gasströmungskanälen auf den gemeinsamen Innenkanal aufrechtzuerhalten und die Turbulenz dieses Übergangs zu reduzieren. Wie erwähnt, wird von der gezeigten Größenäquivalenz angenommen, daß sie die untere Grenze ist und von den verschiedenen anderen Faktoren abhängt, die oben beschrieben worden sind, wobei ähnliche Vorteile erzielt werden können, indem diese Verkleinerung auf verschiedene Werte zwischen den in den Fig. 8 und 10 dargestellten Extremwerten begrenzt wird.

Zur deutlicheren Veranschaulichung der erfindungsgemäßen Lehren bezüglich des teilweise unterteilten Turbinengehäuses wurden zwei Leistungstests durchgeführt, einer mit einem Verbrennungsmotor mit einem mittleren Drehzahlbereich und ein zweiter mit einem Verbrennungsmotor mit einem relativ

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niedrigen Drehzahlbereich. Der Motor mit der mittleren Drehzahl war ein 6-Zylinder-Motor mit einem unterteilten Abgassammelbehälter und mit einem etwa mittelgroßen Turbolader mit einem Flächenverhältnis von 1,00. Der Niederdrehzahlmotor war ein 4-Zylinder-Motor mit einem unterteilten Abgassammelbehälter und mit einem etwa mittelgroßen Turbolader mit einem Flächenverhältnis von 1,54.

In beiden Tests wurden die Motoren mit Turboladern betrieben, die eine vollständig unterteilte Standardgehäusekammer, eine

ο ο

auf 180 unterteilte Gehäusekammer und eine auf 270 unterteilte Gehäusekammer hatten, wobei sämtliche anderen Faktoren konstantgehalten wurden. Die Leistungsergebnisse, ausgedrückt in Bremskilowatt, bei verschiedenen Motordrehzahlein— Stellungen in den betreffenden Motordrehzahlbereichen sind in der folgenden Tabelle aufgeführt:

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ο ο

Motordrehzahl Voll unterteiltes 180 unterteiltes 270 unterteiltes

U/min. Standardgehäuse Gehäuse Gehäuse

kW kW kW

ETWA MITTELGROSSER TURBOLADER
6-ZYLINDER-MOTQR A/R = 1 ,00

2100 185,3 187,8 191,5

2000 181,3 184,8 189,8

1900 183,9 186,9 189,8

1800 178,0 178,9 186,9

1700 174,8 185,0 188,0

1600 171,7 176,1 185,2

1500 165,4 171,4 175,9

1400 157,2 160,7 170,4

1300 149,2 149,2 160,8

1200 137,7 131,7 145,8

ETWA MITTELGROSSER TURBOLADER
4-ZYLINDER-MQTQR A/R = 1 ,54

1200 114,5 110,9 114,5

1100 109,9 105,0 111,5

1000 105,1 98,4 107,3

900 95,3 93,9 97,9

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Zunächst wird die mittlere Drehzahl, d.h. der Test mit dem 6-Zylinder-Motor betrachtet. Die höhere Drehzahl und die größere Zylinderzahl dieses Motors bedeuten, daß die Turboladerprobleme durch pulsierende Abgasströme etwas kleiner sind und daß die Vorteile der geringeren Reibung in dem Abgasstrom vollständiger ausgenutzt werden können. Genau das zeigen die Testergebnisse, Wie zu erkennen ist, wurden die Motorleistung und der Motorwirkungsgrad gegenüber der vollständig unterteilten Standardgehäusekammer verbessert, indem die Gehäuseunterteilung auf 180 verringert wurde.

Sogar noch größere Verbesserungen ergaben sich durch Ver-

o ringerung der Gehäuseunterteilung auf 270 .

Betrachtet man den Test des Motors, der den niedrigeren Drehzahlbereich und die kleinere Zylinderzahl hat, so ist zu erwarten, daß die kleinere Frequenz der Impulse die Nachteile der vollständig unterteilten Gehäusekammer vergrößert. Die Ergebnisse dieses Tests zeigen, daß der Turbolader mit der vollständig unterteilten Standardgehäusekammer im Wirkungs-

o
grad dem Turbolader mit der 180 -unterteilten Gehäusekammer

überlegen ist. Der Turbolader mit der 270 -unterteilten Gehäusekammer ist jedoch im gesamten Drehzahlbereich völlig überlegen. Somit ist selbst in dieser kritischsten Kategorie niedrigerer Drehzahl und kleinerer Zylinderzahl, wo die vollständig unterteilte Gehäusekammer am kritischsten sein würde, die teilweise unterteilte Gehäusekammerkonstruktion nach der Erfindung bei richtiger Wahl merklich besser.

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Die Erfindung schafft also ein teilweise unterteiltes Spiralturbinengehäuse mit radialer Einströmung für Turbolader, die bei Verbrennungsmotoren verwendet werden, welche unterteilte Abgassammelbehälter haben, wodurch sich ein größerer Wirkungsgrad hinsichtlich der von dem Verbrennungsmotor abgegebenen Leistung gegenüber den bekannten vollständig unterteilten Standardturboladei— gehäusen ergibt. Selbstverständlich kann sich eine Wirkungsgraderhöhung veränderlichen Ausmaßes in Abhängigkeit von dem Typ, der Größe und den Kenndaten des Verbrennungsmotors ergeben, der in einem besonderen Ausmaß an die Turboladergehäusekammerunterteüung angepaßt ist, wie vorstehend erläutert.

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Claims

Patentansprüche:

1V Radialturbinengehause, insbesondere für Abgasturbolader

ο und dgl., wobei das Gehäuse eine insgesamt 360 -Spiral gehäusekammer hat, die einen Gasstrom durch einen Kammereinlaß empfängt und den Gasstrom zunehmend insgesamt radial einwärts, umfangsmäßig um die Kammer einem etwa zentralen Turbinenradraum zufuhrt, gekennzeichnet durch einen Teiler, der sich durch den gesamten Kammereinlaß und ununterbrochen teilweise um die Gehäusekammer erstreckt und so angeordnet ist, daß er den Kammereinlaß und die Gehäusekammer in axial getrennte Teile teilt, wobei die axial getrennten Gehäusekammerteüe jeweils ihren Gasstrom zunehmend insgesamt radial in den Turbinenradraum einleiten und wobei sich der Teiler in der Gehäusekammer umfangsmäßig in der Größen-

o ο

Ordnung zwischen 180 und 300 erstreckt und die Gehäusekammer in ihrem übrigen Teil ungetrennt ist und in Umfangsverbindung mit beiden Gehäusekammerteilen steht.
2. Radialturbinengehause nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß die Gehäusekammer in ihrem ungetrennten Teil eine radiale Querschnittsfläche an jeder Umfangsstelle hat, die mindestens ebenso groß ist wie die Flächen der vorangehenden, axial getrennten Teile in ihrer normalen, fortschreitenden Spiral verkleinerung, die dieser Umfangsstelle äquivalent ist, zusammengenommen.

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3. Turbinengehäuse nach Anspruch 1 , dadurch gekennzeichnet, daß die Gehäusekammer in ihrem ungetrennten Teil eine radiale Querschnittsfläche an jeder Umfangsstelle hat, die insgesamt gleich den Flächen der vorangehenden, axial getrennten Teile in ihrer normalen, fortschreitenden Spiralenverkleinerung, die dieser Umfangsstelle äquivalent ist, zusammengenommen ist.
4. Turbinengehäuse nach einem der Ansprüche 1 bis 3, dadurch gekennzeichnet, daß das Umfangsende des Teilers in der Gehäusekammer insgesamt radial nach außen in einer Umfangsrichtung zu dem ungetrennten übrigen Teil der Gehäusekammer hin abgewinkelt ist, wobei die maximale Teilerumfangsausdehnung in der Größenordnung zwischen etwa 180 und 300 Hegt.
5. Turbinengehäuse nach einem der Ansprüche 1 bis 4, dadurch gekennzeichnet, daß der jeweils den Einlaß und die Kammer trennende Teiler aus Gehäusewänden besteht.
6. Turbinengehäuse nach einem der Ansprüche 1 bis 5, dadurch gekennzeichnet, daß die axial getrennten Teile des Gehäuses sich umfangsmäßig in den gemeinsamen einzelnen Kammerteil an einer zunehmend späteren Umfangsstelle von radial innen nach radial außen öffnen und daß die axial getrennten Kammerteile vollständig zum gemeinsamen einzelnen

ο Kammerteil nicht vor den etwa 180 und mindestens den etwa

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ο
300 des Kammerumfangs geworden sind.
7. Verfahren zum Hindurchleiten getrennter Gasströme durch eine sich über 360 erstreckende, spiralförmige Radial turbinengehäusekammer und insgesamt radial einwärts in ein Turbinenrad, insbesondere eines Turboladers und dgl., gekennzeichnet durch folgende Schritte:

Axiales Trennen der Gasströme am Einlaß in die Gehäuse-

o ο

kammer und auf etwa 180 bis etwa 300 des Umfangs der Kammer;

Vereinigen des übrigen Teils der getrennten Gasströme zu einem einzigen Gasstrom auf dem übrigen Teil des Kammerumfangs; und

während der Strömung der getrennten Gasströme und des einzelnen Gasstroms zunehmendes Einströmen von Teilen jedes Stroms insgesamt radial einwärts in das Turbinenrad.
8. Verfahren nach Anspruch 7, dadurch gekennzeichnet, daß der Schritt des Vereinigens des übrigen Teils der getrennten Gasströme zu einem einzigen Gasstrom beinhaltet: Aufrechterhalten des übrigen Teils der getrennten Gasströme an der Vereinigungsstelle und anschließend an fortschreitenden radialen Querschnittsflächenbegrenzungen, die auf nicht mehr als eine, normale fortschreitende Spiralenverkleinerung der getrennten Gasströme begrenzt sind, wie wenn die getrennten Gasströme über den übrigen Teil des Kammerumfangs weitergeströmt wären.

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9. Verfahren nach Anspruch 7 oder 8, dadurch gekennzeichnet, daß der Schritt des Vereinigens des übrigen Teils der getrennten Gasströme zu einem einzigen Gasstrom beinhaltet: Aufrechterhalten des übrigen Teils der getrennten Gasströme an der VereinigungssteUe und anschließend an fortschreitenden. radialen Querschnittsflächenbegrenzungen, die etwa einer normalen fortschreitenden Spiralenverkleinerung der getrennten Gasströme äquivalent sind, wie wenn die getrennten Gasströme über den übrigen Teil des Kammerumfangs weitergeströmt wären.
10. Verfahren nach einem der Ansprüche 7 bis 9, dadurch gekennzeichnet, daß der Schritt des Vereinigens des übrigen Teils der getrennten Gasströme zu einem einzigen Gasstrom beinhaltet: das Vereinigen des übrigen Teils der getrennten Gasströme zu dem einzelnen Gasstrom am Anfang bei einem minimalen Kammerradius und dann fortschreitend radial auswärts entlang des Umfangs der Kammer, wobei die Gesamtvereinigung des übrigen Teils der getrennten Gasströme zu dem einzelnen Gasstrom an einer Gehäuseumfangsstelle erfolgt,

die zv liegt.

ο ο

die zwischen etwa 1 80 und etwa 300 des Gehäuseumfangs

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