EP0086467A1 - Scroll for a radial turbine - Google Patents

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Publication number
EP0086467A1
EP0086467A1 EP83101307A EP83101307A EP0086467A1 EP 0086467 A1 EP0086467 A1 EP 0086467A1 EP 83101307 A EP83101307 A EP 83101307A EP 83101307 A EP83101307 A EP 83101307A EP 0086467 A1 EP0086467 A1 EP 0086467A1
Authority
EP
European Patent Office
Prior art keywords
section
curved
inlet
turbine
inlet section
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Withdrawn
Application number
EP83101307A
Other languages
German (de)
French (fr)
Inventor
Merle Lavern Kaesser
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Deere and Co
Original Assignee
Deere and Co
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Deere and Co filed Critical Deere and Co
Publication of EP0086467A1 publication Critical patent/EP0086467A1/en
Withdrawn legal-status Critical Current

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Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D9/00—Stators
    • F01D9/02—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles
    • F01D9/026—Scrolls for radial machines or engines

Definitions

  • the invention relates to a housing for turbines, in particular exhaust gas turbines for driving turbochargers for internal combustion engines, consisting of a spiral housing section oriented around the axis of rotation of the turbine rotor with an inlet end arranged at a distance from the axis of rotation, and an inlet section adjoining the inlet end.
  • nozzle-type turbines have a housing with a straight inlet section connected to a volute section.
  • the straight section decreases towards the inlet of the volute section so that the flowing exhaust gases are supplied to the volute section at an almost uniform velocity profile.
  • the uniform velocity profile is converted into a vortex profile.
  • the vortex profile is such that the magnitude of the velocities along adjacent flow lines is inversely proportional to the radius of curvature of the flow line in question.
  • the radius of curvature also decreases constantly along each of these flow lines within the volute casing section. The result is that the tangential Speed increases.
  • the speed of a given flow line entering the turbine rotor is dependent on the decrease in the length of the radius of curvature of this flow line from the inlet of the volute section to the periphery of the turbine rotor. This means that for a given flow line, the change in the radius of curvature before the flow line enters the turbine radius is greater, the longer the radius of curvature is when it enters the spiral housing section. This leads to a non-uniform speed and pressure distribution around the circumference of the turbine rotor, both of which are very disruptive to the effectiveness of the turbine.
  • the velocities along flow lines with a large change in the radius of curvature measured from the entrance to the volute section inwards to the periphery of the turbine rotor increase more than the velocities along flow lines with a smaller change in the radius of curvature. This leads to a non-uniform flow in the circumferential direction around the circumference of the turbine rotor.
  • This angle of incidence is the angle formed between a line that extends outward and parallel to the plane of a turbine blade and a vector that represents the velocity of the exhaust gases relative to the turbine blades. There may be a different angle of incidence for each flow line due to the non-uniform velocity profile of the exhaust gases around the circumference of the turbine rotor.
  • the inlet section of the housing is curved, has a continuously decreasing radius of curvature in the direction of flow and has a sufficient arc length to convert the relatively uniform flow profile of the gases at the inlet of the curved inlet section into a predetermined vortex speed profile at the outlet of the to convert curved inlet portion.
  • the new turbine housing provides an essentially uniform flow of the exhaust gases on the circumference of the turbine rotor.
  • the curved inlet section should have an arc length of at least about 30 °.
  • the curved inlet section expediently has a constant cross-sectional area shape of its flow path along its length. However, in some cases it can also have a changing cross-sectional area shape of its flow path along its length.
  • the cross-sectional area can either be constant over the entire length or converge, ie decrease, from the inlet end to the opposite end. It is important that the curved section has a continuously decreasing radius of curvature for each of the flow lines in the direction of the fluid flow.
  • the uniform velocity profile of the exhaust gases is converted to a swirl velocity profile upon entry of the curved inlet section, through the gases through the curved section and during the time that the fluid reaches the inlet of the volute section.
  • the new turbine housing is suitable both for turbines with a fixed geometry and with variable flow, in each case in the case of nozzle-free turbines that are free of guide vanes.
  • the new housing ensures that the velocity profile of the flowing exhaust gases is changed so that there is an essentially uniform flow on the circumference of the tube rotor.
  • the known turbine 10 shown in FIG. 1 has a housing 12 with a spiral housing section 14 and a straight inlet section 16.
  • the straight inlet section 16 has decreasing cross-sectional areas with a fluid inlet 18 at one end surrounded by a flange 20.
  • the flange 20 is used for screwing onto the exhaust manifold of an internal combustion engine.
  • the turbine 10 further includes a tongue 22 with a tip 24 that is near the entrance of the volute section 14 and near the periphery of the turbine rotor 26.
  • the turbine rotor 26 is connected in the volute casing section 14 and arranged on a rotatable connecting shaft 28, which also supports a compressor wheel (not shown) at the opposite end.
  • the turbine rotor 26 comprises a plurality of turbine blades 30 which receive the exhaust gases and guide them inwards to the center of the turbine 10. The exhaust gases then exit through an outlet, not shown.
  • the hot exhaust gases exit the various combustion chambers of an internal combustion engine they are passed through an exhaust manifold into the inlet 18 of the turbine 10, with a relatively uniform velocity profile, as indicated by the plurality of flow lines, the velocity vectors of which are all approximately the same length exhibit.
  • the exhaust gas flow through the straight inlet section 16 is accelerated by the converging cross section of the inlet section 16.
  • the relatively uniform velocity profile of the exhaust gases from the entrance to the entrance of the volute 14 is not affected.
  • This is also represented by the plurality of flow lines, each having a tangential velocity vector of the same length.
  • FIG. 2 This shows a turbine 40 which has an improved housing 42.
  • This consists of a spiral housing section 44 and a curved inlet section 46.
  • the curved inlet section 46 has a fluid inlet 48 at one end, which is surrounded by a flange 50. This is used to screw onto the exhaust manifold of an internal combustion engine.
  • the opposite end 51 of the curved housing section 46 is connected to the inlet of the spiral housing section 44.
  • the curved portion 46 includes an inner surface 52 which mates with the inner surface 45 of the volute section 44 to form a tongue 53 having a tip 54. This is located approximately at the entrance of the spiral housing section 46 and adjacent in the periphery of the turbine rotor 56.
  • the turbine rotor 56 is connected to a rotatable connecting shaft 58, which has a compressor wheel (not shown) on the opposite side End supported.
  • the turbine rotor 56 comprises a plurality of turbine blades 60 which receive the exhaust gases and guide them inwards to the center of the turbine 40. The exiting gases are led to an outlet, not shown.
  • the hot exhaust gases exit the various combustion chambers of the internal combustion engine they are passed through an exhaust manifold into the inlet 48 of the turbine 40 with a relatively uniform velocity profile.
  • This uniform speed profile is represented by a large number of flow lines with speed vectors, all of which have approximately the same length.
  • the velocity profile of the exhaust gases is converted into a vortex distribution, the exhaust gases being accelerated.
  • a sufficient length for the curved section 46 is an arc extension of at least 30 °. The extension is preferably between 30 and 180 °. Expansions over an angular range of 45 to 90 ° have proven effective. However, an angular extent of 60 0 is preferred.
  • the arcuate extension allows the flow lines near the inner surface 52 of the curved portion 46 to be accelerated to a greater extent than the outer flow lines. This means that the flow lines within the volute section 44 that run near the periphery of the turbine rotor 56 have a greater velocity value compared to other velocity values measured in a radial plane. This applies to any point around the circumference of the turbine rotor 56.
  • the curved housing section 46 has a cross-sectional flow area which, measured from the inlet 48 to the opposite end 51, is either constant or decreasing. A decreasing cross-sectional area is preferred, in which the inner surface 52 of the curved housing section 56 converges in such a way that the incoming exhaust gases can be accelerated.
  • the radius of curvature mentioned above can be calculated using the calculation method in HARothdart's "Mechanical design and systems handbook” (1964 McGraw-Hill Book Co. New York, page 58).
  • the continuously decreasing radius of curvature of each flow line leads to an acceleration of the speed along each flow line, according to the following equation:
  • Accelerating the velocity of the exhaust gases leads to a favorable pressure gradient for thin boundary layers and prevents the exhaust gas flow from lifting off from the inner walls of the curved housing section 46.
  • FIGS. 3 to 5 Here, three exemplary embodiments are selected for a curved housing section with an angular extent of approximately 90 and a continuously decreasing radius of curvature in the direction of FIG. Gas flow.
  • FIG. 3 A side view and two end views of the curved section are shown in the figures.
  • the cross-sectional area at the inlet 64 of the curved housing section 62 is the same in size and in shape similar to the cross-sectional area at the outlet 66.
  • the values h 1 and h 2 or b 1 and b 2 shown in the figure are each the same.
  • the cross-sectional area at the inlet 70 of the curved housing section 68 is larger than the cross-sectional area at the outlet 72.
  • One way of achieving this difference in area is to maintain a constant height and to reduce the width.
  • h l h 2
  • b 1 is greater than b 2 .
  • the curved housing section 74 has an axial divider 76, so that two flow channels 78 and 80 lying side by side are formed.
  • the axial divider 76 is particularly favorable when the turbine is connected to an internal combustion engine with an odd number of cylinders.
  • Two exhaust manifolds are connected to the exhaust ports of the internal combustion engine and to the curved housing portion 74 so that the exhaust gases are directed from one half of the cylinders into the channel 78 and the exhaust gases from the other cylinders into the channel 80.
  • the distribution of the cylinders is chosen depending on their firing order in such a way that the energy of the turbine is maximized. In Fig.
  • each channel 78 and 80 at inlet 82 is greater than at outlet 84.
  • the difference here can be achieved by reducing the inner area of curved portion 74 to provide channels 78 and 80 at outlet 84 to the desired size and convert form.
  • the inner shape of the curved portion 74 at the outlet 84 preferably matches the inner shape at the entrance of the volute section. It should be noted that although only three different embodiments are selected, other embodiments can be used as long as there are no abrupt changes to the interior walls.

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Supercharger (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)

Abstract

A housing (42) for turbines, especially exhaust turbines for driving turbo-chargers for internal-combustion engines, is proposed having a scroll section (44) which encloses the turbine rotor and an inlet section (46) which is designed curved in a predetermined manner. This inlet section (46) connects the scroll section (44) to the exhaust manifold of the internal-combustion engine. The curved housing section (46) has an angle change of at least 30 DEG between the inlet (48) and the connecting point (51) to the scroll section. The unobstructed space in this inlet housing section has either a constant cross-sectional area, or a cross-sectional area which decreases in the flow direction. Above all, the curved section has a constantly decreasing radius of curvature from the inlet to the connecting point (51) to the scroll. The arrangement is configured such that a generally even speed profile of the exhaust gases at the inlet of the inlet housing section (46) is converted into a vortex speed profile at the inlet of the scroll section (44) which brings about an even circumferential flow of the exhaust gases at the circumference of the turbine rotor (56) so that greater effectiveness of the turbine is achieved. <IMAGE>

Description

Die Erfindung betrifft ein Gehäuse für Turbinen, insb. Abgasturbinen zum Antrieb von Turboladern für Brennkraftmaschinen, bestehend aus einem um die Drehachse des Turbinenläufers orientierten Spiralgehäuseabschnittes mit einem im Abstand von der Drehachse angeordneten Eintrittsende, und aus einem an das Eintrittsende anschließenden Einlaßabschnitt.The invention relates to a housing for turbines, in particular exhaust gas turbines for driving turbochargers for internal combustion engines, consisting of a spiral housing section oriented around the axis of rotation of the turbine rotor with an inlet end arranged at a distance from the axis of rotation, and an inlet section adjoining the inlet end.

Hierbei handelt es sich sowohl um Turbinen mit unver- änderlicher Geometrie als auch um Turbinen mit variabler Strömung, wobei es um ein Gehäuse ohne Leitschaufeln geht.These are turbines with unchangeable geometry as well as turbines with variable flow, whereby it is a case without guide vanes.

Die meisten üblichen leitschaufelfreien,düsenartig arbeitenden Turbinen haben ein Gehäuse mit einem geraden Einlaßabschnitt, der mit einem Spiralgehäuseabschnitt verbunden ist. Der gerade Abschnitt nimmt in Richtung auf den Einlaß des Spiralgehäuseabschnittes ab, so daß die strömenden Abgase dem Spiralgehäuseabschnitt mit nahezu gleichförmigem Geschwindigkeitsprofil zugeführt werden. Wenn die strömenden Abgase um das Innere des Spiralgehäuseabschnittes strömen wird das gleichförmige Geschwindigkeitsprofil in ein Wirbelprofil überführt. Das Wirbelprofil ist derart, daß die Größe der Geschwindigkeiten entlang benachbarter Strömungslinien umgekehrt proportional zu dem Krümmungsradius der betreffenden Strömungslinie ist. Auch entlang jeder dieser Strömungslinien innerhalb des Spiralgehäuseabschnittes nimmt der Krümmungsradius konstant ab. Die Folge ist, daß die tangentiale Geschwindigkeit zunimmt.Most common vane-free, nozzle-type turbines have a housing with a straight inlet section connected to a volute section. The straight section decreases towards the inlet of the volute section so that the flowing exhaust gases are supplied to the volute section at an almost uniform velocity profile. When the flowing exhaust gases flow around the inside of the volute section, the uniform velocity profile is converted into a vortex profile. The vortex profile is such that the magnitude of the velocities along adjacent flow lines is inversely proportional to the radius of curvature of the flow line in question. The radius of curvature also decreases constantly along each of these flow lines within the volute casing section. The result is that the tangential Speed increases.

Die Geschwindigkeit einer vorgegebenen Strömungslinie, welche in den Turbinenrotor eintritt, ist abhängig von der Abnahme in der Länge des Krümmungsradius dieser Strömunglinie vom Einlaß:.des Spiralgehäuseabschnittes bis zum Umfang des Turbinenrotors. Dies bedeutet, daß für eine vorgegebene Strömungslinie die Veränderung des Krümmungsradius vor Eintritt der Strömungslinie in den Turbinenradius umso größer ist, je länger der Krümmungsradius bei Eintritt in den .Spiralgehäuseabschnitt ist. Dies führt zu einer nicht gleichförmigen Geschwindigkeits- und Druckverteilung um den Umfang des Turbinenrotors, welche beide sehr störend bezüglich der Effektivität der Turbine sind.The speed of a given flow line entering the turbine rotor is dependent on the decrease in the length of the radius of curvature of this flow line from the inlet of the volute section to the periphery of the turbine rotor. This means that for a given flow line, the change in the radius of curvature before the flow line enters the turbine radius is greater, the longer the radius of curvature is when it enters the spiral housing section. This leads to a non-uniform speed and pressure distribution around the circumference of the turbine rotor, both of which are very disruptive to the effectiveness of the turbine.

Weiterhin ist die Energie, die von den strömenden Abgasen auf den Turbinenrotor übertragen wird, bestimmt durch die nachfolgende gut bekannte Turbinengleichung von Euler:

Figure imgb0001
Furthermore, the energy that is transferred from the flowing exhaust gases to the turbine rotor is determined by the following well-known turbine equation from Euler:
Figure imgb0001

In dieser Gleichung sind:

  • H die Energie, die dem Turbinenrotor pro Masseneinheit der Abgase zugeführt wird;
  • u1 die Geschwindigkeit der Turbinenschaufeln am Umfang des Turbinenrotors;
  • cu1 die tangentiale Komponente der Geschwindigkeit der Abgase bei Eintritt in den Turbinenrotor;
  • u2 die Geschwindigkeit der Turbinenschaufeln bei dem durchschnittlichen Massenradius der strömenden Abgase bei Verlassen des Turbinenrotors;
  • cu2 die durchschnittliche Massentangentialkomponente der Geschwindigkeit der Abgase bei Verlassen des Turbinenrotors und
  • gc die Gravitationskonstante.
In this equation are:
  • H is the energy that is supplied to the turbine rotor per unit mass of exhaust gases;
  • u 1 the speed of the turbine blades on the circumference of the turbine rotor;
  • c u1 the tangential component of the velocity of the exhaust gases when entering the turbine rotor;
  • u 2 the speed of the turbine blades at the average mass radius of the flowing exhaust gases when leaving the turbine rotor;
  • c u2 the average mass tangential component of the velocity of the exhaust gases when leaving the turbine rotor and
  • g c is the gravitational constant.

Die Geschwindigkeiten entlang von Strömungslinien mit einem großen Wechsel des Krümmungsradius gemessen vom Eingang zu dem Spiralgehäuseabschnitt nach innen zum Umfang des Turbinenrotors nehmen stärker zu als die Geschwindigkeiten entlang von Strömungslinien, die einer kleineren Veränderung des Krümmungsradius unterliegen. Dies führt zu einem in Umfangsrichtung ungleichförmigen Fluß um den Umfang des Turbinenrotors. Die Geschwindigkeitswerte entlang von Strömungslinien mit tangentialen Komponenten cu1 am Umfang des Turbinenrotors, welche kleiner sind als die Geschwindigkeitswerte u1 der Turbinenschaufeln, führt zu einer negativen Arbeit am Turbinenrotor. Diese negative Arbeit vermindert die positive Arbeit, die durch die Geschwindigkeitswerte entlang von Strömungslinien geleistet wird, deren tangentialen Komponenten cu1 größer ist als die Geschwindigkeitswerte ü| der Turbinenschaufeln. Zusätzlich zu der Aufgabe, mit den nicht gleichförmigen Geschwindigkeiten fertig zu werden, besteht auch eine Notwendigkeit, den Auftreffwinkel für einen vorgegebenen Arbeitszustand zu optimieren, um eine maximale Turbineneffektivität zu erhalten. Dieser Auftreffwinkel ist der Winkel, der zwischen einer Linie, die sich nach außen und parallel zur Ebene einer Turbinenschaufel erstreckt, und einem Vektor gebildet wird, der die Geschwindigkeit der Abgase relativ zu den Turbinenschaufeln repräsentiert. Für jede Strömungslinie kann ein unterschiedlicher Auftreffwinkel vorliegen, und zwar aufgrund des ungleichförmigen Geschwindigkeitsprofils der Abgase um den Umfang des Turbinenrotors.The velocities along flow lines with a large change in the radius of curvature measured from the entrance to the volute section inwards to the periphery of the turbine rotor increase more than the velocities along flow lines with a smaller change in the radius of curvature. This leads to a non-uniform flow in the circumferential direction around the circumference of the turbine rotor. The speed values along flow lines with tangential components c u1 on the circumference of the turbine rotor, which are smaller than the speed values u1 of the turbine blades, lead to negative work on the turbine rotor. This negative work reduces the positive work done by the velocity values along flow lines whose tangential components c u1 is greater than the velocity values ü | the turbine blades. In addition to the task of dealing with the non-uniform speeds, there is also a need to optimize the angle of incidence for a given operating condition in order to obtain maximum turbine effectiveness. This angle of incidence is the angle formed between a line that extends outward and parallel to the plane of a turbine blade and a vector that represents the velocity of the exhaust gases relative to the turbine blades. There may be a different angle of incidence for each flow line due to the non-uniform velocity profile of the exhaust gases around the circumference of the turbine rotor.

Schließlich wurde festgestellt, daß praktisch in allen leitschaufelfreien,düsenartigen Turbinen die Winkelvariationen der Größe der Gasgeschwindigkeiten beim Eintritt in den Turbinenrotor zu einem winkelförmigen statischen Druckgradienten führen, der sich um den Umfang des'Turbinenrotors ausbildet. Dieser Druckgradient neigt dazu diejenigen Strömungslinien, die niedrige Geschwindigkeiten besitzen zu denjenigen Strömungslinien hin zu verbiegen, welche höhere Geschwindigkeiten aufweisen. Auch dadurch wird die Effektivität der Turbine beeinträchtigt. Insbesondere im Bereich der Turbinenzunge besteht die Annahme, daß der statische Druckgradient dazu neigt, die eintretende Strömung der Abgase unter die Turbinenzunge zu drängen und in entgegengesetzte Richtung zur Rotationsrichtung des Turbinenrotors abzulenken.Finally, it was found that in practically all vane-free, nozzle-like turbines, the angular variations in the size of the gas velocities when entering the turbine rotor lead to an angular static pressure gradient which is formed around the circumference of the turbine rotor. This pressure gradient tends to bend those flow lines that have low speeds towards those flow lines that have higher speeds. This also affects the effectiveness of the turbine. Particularly in the area of the turbine tongue, there is the assumption that the static pressure gradient tends to force the incoming flow of the exhaust gases under the turbine tongue and to deflect it in the opposite direction to the direction of rotation of the turbine rotor.

Beispiele für herkömmliche Turbinen der in Frage stehenden Art sind beispielsweise die Turbinen nach den US-PS'n 36 64 761, 41 77 006 oder 34 23 926.Examples of conventional turbines of the type in question are, for example, the turbines according to US Pat. Nos. 36 64 761, 41 77 006 or 34 23 926.

Es ist Aufgabe der Erfindung ein Gehäuse für Turbinen der eingangs näher bezeichneten Gattung so weiterzubilden, daß die aufgezeigten Schwierigheiten auf einfache Weise weitgehend überwunden werden können, so daß eine größere Effektivität der Turbine erreicht wird.It is an object of the invention to develop a housing for turbines of the type specified in the introduction in such a way that the difficulties outlined can be largely overcome in a simple manner, so that greater effectiveness of the turbine is achieved.

Diese Aufgabe wird dadurch gelöst, daß der Einlaßabschnitt des Gehäuses gekrümmt ausgebildet ist, in Strömungsrichtung einen kontinuierlich abnehmenden Krümmungsradius aufweist und eine ausreichende Bogenlänge besitzt, um das relativ gleichförmige Strömungsprofil der Gase am Einlaß des .gekrümmten Einlaßabschnittes in ein vorbestimmtes Wirbelgeschwindigkeits-Profil am Auslaß des gekrümmten Einlaßabschnittes umzuwandeln.This object is achieved in that the inlet section of the housing is curved, has a continuously decreasing radius of curvature in the direction of flow and has a sufficient arc length to convert the relatively uniform flow profile of the gases at the inlet of the curved inlet section into a predetermined vortex speed profile at the outlet of the to convert curved inlet portion.

Durch das neue Turbinengehäuse erhält man eine im wesentlichen gleichförmige Strömung der Abgase am Umfang des Turbinenrotors.The new turbine housing provides an essentially uniform flow of the exhaust gases on the circumference of the turbine rotor.

Der gekrümmte Einlaßabschnitt sollte eine Bogenlänge von wenigstens etwa 30° aufweisen.The curved inlet section should have an arc length of at least about 30 °.

Zweckmäßigerweise besitzt der gekrümmte Einlaßabschnitt auf seiner Länge eine konstante Querschnittsflächengestalt seines Strömungsweges. Er kann aber auch in einigen Fällen auf seiner Länge eine sich ändernde Querschnittsflächengestalt seines Strömungsweges aufweisen. Dabei kann die Querschnittsfläche entweder über die ganze Länge konstant sein oder vom Einlaßende zum entgegengesetzten Ende hin konvergieren, also abnehmen. Dabei ist es wichtig, daß der gekrümmte Abschnitt einen kontinuierlich abnehmenden Krümmungsradius für jede der Strömungslinien in Richtung der Fluidströmung aufweist.The curved inlet section expediently has a constant cross-sectional area shape of its flow path along its length. However, in some cases it can also have a changing cross-sectional area shape of its flow path along its length. The cross-sectional area can either be constant over the entire length or converge, ie decrease, from the inlet end to the opposite end. It is important that the curved section has a continuously decreasing radius of curvature for each of the flow lines in the direction of the fluid flow.

Aufgrund dieser Gestaltung wird das gleichförmige Geschwindigkeitsprofil der Abgase beim Eintritt des gekrümmten Einlaßabschnittes in ein Wirbelgeschwindigkeits-Profil umgewandelt, und zwar auf dem Wege der Gase durch den gekrümmten'Abschnitt und während der Zeit, bis zu der das Fluid den Einlaß des Spiralgehäuseabschnittes erreicht.Because of this design, the uniform velocity profile of the exhaust gases is converted to a swirl velocity profile upon entry of the curved inlet section, through the gases through the curved section and during the time that the fluid reaches the inlet of the volute section.

Das neue Turbinengehäuse ist geeignet sowohl für Turbinen mit fester Geometrie als auch mit variabler Strömung und zwar jeweils bei Leitschaufelfreien düsenartigen Turbinen.The new turbine housing is suitable both for turbines with a fixed geometry and with variable flow, in each case in the case of nozzle-free turbines that are free of guide vanes.

Durch das neue Gehäuse wird erreicht, daß das Geschwindigkeitsprofil der strömenden Abgase so verändert wird, daß sich eine im wesentlichen gleichförmige Strömung am Umfang des Tubinenrotors ergibt.The new housing ensures that the velocity profile of the flowing exhaust gases is changed so that there is an essentially uniform flow on the circumference of the tube rotor.

Wesentlich ist dabei, daß gleichförmige Überschallgeschwindigkeiten der Abgase am Umfang des Turbinenrotors erzeugt werden können.It is essential that uniform supersonic speeds of the exhaust gases can be generated on the circumference of the turbine rotor.

Aufgrund der neuen Maßnahmen wird auch erreicht, daß die Abgase auf den Umfang des Turbinenrotors unter gleichförmigem Auftreffwinkel auftreffen.Due to the new measures it is also achieved that the exhaust gases hit the circumference of the turbine rotor at a uniform angle of incidence.

Eine weitere Folge der Ausbildung des neuen Turbinengehäuses besteht darin, daß um den Umfang des Turbinenrotors nunmehr ein gleichförmiger statischer Druck erzeugt und aufrechterhalten werden kann.Another consequence of the design of the new turbine housing is that a uniform static pressure can now be generated and maintained around the circumference of the turbine rotor.

Die Erfindung wird nachfolgend anhand schematischer Zeichnungen an mehreren Ausführungsbeispielen näher erläutert.The invention is explained in more detail below with the aid of schematic drawings using several exemplary embodiments.

Es zeigen:

  • Figur 1 einen Querschnitt einer üblichen gattungsmäßigen Turbine mit einem geraden und im Querschnitt abnehmenden Einlaßabschnitt.
  • Figur 2 in ähnlicher Darstellung einen Schnitt durch eine Turbine mit einem Gehäuse gemäß der Erfindung.
  • Figur 3 in Seiten- und Stirnansicht eine Ausführungsform des gekrümmten Gehäuseabschnittes mit konstanter Querschnittsflächengestalt und abnehmendem Krümmungsradius.
  • Figur 4 eine Seiten- und Stirnansicht einer zweiten Ausführungsform des gekrümmten Gehäuseab-. schnittes mit variierender Querschnittsgestalt und abnehmendem Krümmungsradius.und
  • Figur 5 eine Seiten- und Stirnansicht einer dritten Ausführungsform des gekrümmten Abschnittes mit einem axialen Teiler, wobei der Gehäuseabschnitt eine variierende Querschnittsgestalt sowie einen abnehmenden Krümmungsradius aufweist.
Show it:
  • Figure 1 shows a cross section of a conventional generic turbine with a straight and decreasing in cross-section inlet section.
  • Figure 2 in a similar representation, a section through a turbine with a housing according to the invention.
  • Figure 3 in side and end view of an embodiment of the curved housing section with a constant cross-sectional area shape and decreasing radius of curvature.
  • Figure 4 is a side and end view of a second embodiment of the curved housing. cut with varying cross-sectional shape and decreasing radius of curvature. and
  • FIG. 5 shows a side and end view of a third embodiment of the curved section with an axial divider, the housing section having a varying cross-sectional shape and a decreasing radius of curvature.

Die in Fig. 1 gezeigte bekannte Turbine 10 weist ein Gehäuse 12 mit einem Spiralgehäuseabschnitt 14 und einem geraden Einlaßabschnitt 16 auf. Der gerade Einlaßabschnitt 16 weist abnehmende Querschnittsflächenbereiche mit einem Fluideinlaß 18 an einem Ende auf, der durch einen Flansch 20 umgeben wird. Der Flansch 20 dient zum Anschrauben an den Abgasverteiler einer Brennkraftmaschine. Die Turbine 10 enthält weiterhin eine Zunge 22 mit einer Spitze 24, die nahe dem Eingang des Spiralgehäuseabschnittes 14 und nahe dem Umfang des Turbinenrotors 26 liegt. Der Turbinenrotor 26 ist in dem Spiralgehäuseabschnitt 14 angeschlossen und auf einer drehbaren Verbindungswelle 28 angeordnet, die ebenfalls ein nicht dargestelltes Kompressorrad am entgegengesetzten Ende unterstützt. Der Turbinenrotor 26 umfaßt mehrere Turbinenschaufeln 30, welche die Abgase aufnehmen und nach innen zur Mitte der Turbine 10 leiten. Die Abgase treten dann über einen nicht gezeigten Auslaß aus.The known turbine 10 shown in FIG. 1 has a housing 12 with a spiral housing section 14 and a straight inlet section 16. The straight inlet section 16 has decreasing cross-sectional areas with a fluid inlet 18 at one end surrounded by a flange 20. The flange 20 is used for screwing onto the exhaust manifold of an internal combustion engine. The turbine 10 further includes a tongue 22 with a tip 24 that is near the entrance of the volute section 14 and near the periphery of the turbine rotor 26. The turbine rotor 26 is connected in the volute casing section 14 and arranged on a rotatable connecting shaft 28, which also supports a compressor wheel (not shown) at the opposite end. The turbine rotor 26 comprises a plurality of turbine blades 30 which receive the exhaust gases and guide them inwards to the center of the turbine 10. The exhaust gases then exit through an outlet, not shown.

Wenn die heißen Abgase aus den verschiedenen Verbrennungskammern einer Brennkraftmaschine austreten werden sie durch einen Abgasverteiler in den Einlaß 18 der Turbine 10 geleitet, und zwar mit einem relativ gleichförmigen Geschwindigkeitsprofil, wie dies durch die Vielzahl von Strömungslinien angedeutet ist, deren Geschwindigkeitsvektoren alle annähernd die gleiche Länge aufweisen. Die Abgasströmung durch den geraden Einlaßabschnitt 16 wird durch.den konvergierenden Querschnitt des Einlaßabschnittes 16 beschleunigt. Dabei wird jedoch das relativ gleichförmige Geschwindigkeitsprofil der Abgase vom Eingang bis zu dem Eintritt des Spiralgehäuses 14 nicht beeinträchtigt. Dies ist ebenfalls dargestellt durch die Vielzahl von Strömungslinien, wobei jede einen tangentialen Geschwindigkeitsvektor von der gleichen Länge aufweist. Wenn die Abgase in und um den Spiralgehäuseabschnitt 14 fließen, treffen die Strömungslinien auf die Turbinenschaufeln 30 und verursachen eine Drehung des Turbinenrotors 26 und der zugehörigen Verbindungswelle 28. Mit dem Nachinnenwandern der Strömung der Abgase in den Spiralgehäuseabschnitt 14 nehmen die Geschwindigkeiten der Abgase zu, wenn sie um den Umfang des Turbinenrotors 26 geführt werden. Auch der statische Druck um den Umfang des Turbinenrotors 26 nimmt ab, wenn die tangentiale Geschwindigkeit zunimmt. Solche winkelförmigen Veränderungen von Geschwindigkeit und Druck führen zu einer ungleichförmigen Belastung der Turbinenschaufeln 30, wodurch sich die Effektivität des Turbinenrotors 26 verringert.As the hot exhaust gases exit the various combustion chambers of an internal combustion engine, they are passed through an exhaust manifold into the inlet 18 of the turbine 10, with a relatively uniform velocity profile, as indicated by the plurality of flow lines, the velocity vectors of which are all approximately the same length exhibit. The exhaust gas flow through the straight inlet section 16 is accelerated by the converging cross section of the inlet section 16. However, the relatively uniform velocity profile of the exhaust gases from the entrance to the entrance of the volute 14 is not affected. This is also represented by the plurality of flow lines, each having a tangential velocity vector of the same length. When the exhaust gases flow in and around the volute section 14, the flow lines meet the turbine blades 30 and cause the turbine rotor 26 and associated connecting shaft 28 to rotate. As the flow of the exhausts flow into the volute section 14, the velocities of the exhaust gases increase when they are guided around the circumference of the turbine rotor 26. The static pressure around the circumference of the turbine rotor 26 also decreases as the tangential speed increases. Such angular changes in speed and pressure lead to non-uniform loading of the turbine blades 30, which reduces the effectiveness of the turbine rotor 26.

Es wird nun Bezug genommen auf Figur 2. In dieser ist eine Turbine 40 gezeigt, welche ein verbessertes Gehäuse 42 aufweist. Dieses besteht aus einem spiralgehäuseabschnitt 44 und einem gekrümmten Einläßabschnitt 46. Der gekrümmte Einlaßabschnitt 46 weist einen Fluideinlaß 48 an einem Ende auf, der durch einen Flansch'50 umgeben ist. Dieser dient zum Anschrauben an den Abgasverteiler einer Brennkraftmaschine. Das entgegengesetzte Ende 51 des gekrümmten Gehäuseabschnittes 46 ist mit dem Einlaß des Spiralgehäuseabschnittes 44 verbunden. Der gekrümmte Abschnitt 46 umfaßt eine innere Fläche 52, die mit der Innenfläche 45 des Spiralgehäuseabschnittes 44 unter Bildung einer Zunge 53 zusammentrifft, welche eine Spitze 54 aufweist. Diese liegt annähernd am Eingang des Spiralgehäuseabschnittes 46 und benachbart im Umfang des Turbinenrotors 56. Gerade ähnlich wie bei der gattungsgemäßen Turbine 10 nach Fig. 1 ist der Turbinenrotor 56 mit einer drehbaren Verbindungswelle 58 verbunden, die ein nicht gezeigtes Kompressorrad am entgegengesetzten Ende unterstützt. Der Turbinenrotor 56 umfaßt mehrere Turbinenschaufeln 60, welche die Abgase aufnehmen und nach innen zur Mitte der Turbine 40 leiten. Die austretenden Abgase werden zu einem nicht gezeigten Auslaß geführt.Reference is now made to FIG. 2. This shows a turbine 40 which has an improved housing 42. This consists of a spiral housing section 44 and a curved inlet section 46. The curved inlet section 46 has a fluid inlet 48 at one end, which is surrounded by a flange 50. This is used to screw onto the exhaust manifold of an internal combustion engine. The opposite end 51 of the curved housing section 46 is connected to the inlet of the spiral housing section 44. The curved portion 46 includes an inner surface 52 which mates with the inner surface 45 of the volute section 44 to form a tongue 53 having a tip 54. This is located approximately at the entrance of the spiral housing section 46 and adjacent in the periphery of the turbine rotor 56. Just like in the generic turbine 10 according to FIG. 1, the turbine rotor 56 is connected to a rotatable connecting shaft 58, which has a compressor wheel (not shown) on the opposite side End supported. The turbine rotor 56 comprises a plurality of turbine blades 60 which receive the exhaust gases and guide them inwards to the center of the turbine 40. The exiting gases are led to an outlet, not shown.

Wenn die heißen Abgase die verschiedenen Verbrennungskammern der Brennkraftmaschine verlassen werden sie durch einen Abgasverteiler in den Einlaß 48 der Turbine 40 geleitet und zwar mit einem relativ gleichförmigen Geschwindigkeitsprofil. Dieses gleichförmige Geschwindigkeitsprofil ist durch eine Vielzahl von Strömungslinien mit Geschwindigkeitsvektoren wiedergegeben, welche alle annähernd die gleiche Länge aufweisen. Bei Eintritt in den gekrümmten Gehäuseabschnitt 46 wird das Gesahwindigkeitsprofil der Abgase in eine Wirbelverteilung überführt, wobei die Abgase beschleunigt werden. Diese zwei Faktoren werden dadurch bestimmt, daß der gekrümmte Gehäuseabschnitt 46 mit einem kontinuierlich abnehmenden Krümmungsradius in Richtung der Gasströmung ausgerüstet ist und dadurch, daß der gekrümmte Abschnitt 46 eine ausreichende Länge aufweist, um die überführung des Geschwindigkeitsprofils sicherzustellen. Eine ausreichende Länge für den gekrümmten Abschnitt 46 ist eine Bogenausdehnung von' wenigstens 30°. Vorzugsweise liegt die Ausdehnung zwischen 30 und 180°. Bewährt haben sich Ausdehnungen über Winkelbereiche von 45 bis 90°. Bevorzugt wird jedoch eine Winkelausdehnung von 600.When the hot exhaust gases exit the various combustion chambers of the internal combustion engine, they are passed through an exhaust manifold into the inlet 48 of the turbine 40 with a relatively uniform velocity profile. This uniform speed profile is represented by a large number of flow lines with speed vectors, all of which have approximately the same length. Upon entry into the curved housing section 46, the velocity profile of the exhaust gases is converted into a vortex distribution, the exhaust gases being accelerated. These two factors are determined by the fact that the curved housing section 46 is equipped with a continuously decreasing radius of curvature in the direction of the gas flow and that the curved section 46 is of sufficient length to ensure the transfer of the speed profile. A sufficient length for the curved section 46 is an arc extension of at least 30 °. The extension is preferably between 30 and 180 °. Expansions over an angular range of 45 to 90 ° have proven effective. However, an angular extent of 60 0 is preferred.

Die bogenförmige Ausdehnung gestattet es, daß die Strömungslinien nahe der Innenfläche 52 des gekrümmten Abschnittes 46 in einem größeren Ausmaße als die äußeren Strömungslinien beschleunigt werden. Dies bedeutet, daß die Strömungslinien innerhalb des Spiralgehäuseabschnittes 44, die in der Nähe des Umfanges des Turbinenrotors 56 laufen, einen größeren Geschwindigkeitswert aufweisen im Vergleich zu anderen Geschwindigkeitswerten, die in einer radialen Ebene gemessen werden. Dies gilt für jeden Punkt um den Umfang des Turbinenrotors 56. Zusätzlich besitzt der gekrümmte Gehäuseabschnitt 46 eine Querschnittsströmungsfläche, welche, gemessen vom Einlaß 48 bis zum entgegengesetzten Ende 51 entweder konstant oder abnehmend ist. Eine abnehmende Querschnittsfläche wird bevorzugt, bei der die Innenfläche 52 des gekrümmten Gehäuseabschnittes 56 konvergiert und zwar so, daß die eintretenden Abgase beschleunigt werden können.The arcuate extension allows the flow lines near the inner surface 52 of the curved portion 46 to be accelerated to a greater extent than the outer flow lines. This means that the flow lines within the volute section 44 that run near the periphery of the turbine rotor 56 have a greater velocity value compared to other velocity values measured in a radial plane. This applies to any point around the circumference of the turbine rotor 56. In addition, the curved housing section 46 has a cross-sectional flow area which, measured from the inlet 48 to the opposite end 51, is either constant or decreasing. A decreasing cross-sectional area is preferred, in which the inner surface 52 of the curved housing section 56 converges in such a way that the incoming exhaust gases can be accelerated.

Der oben erwähnte Krümmungsradius kann berechnet werden unter Verwendung des Berechnungsverfahrens in dem Buch "Mechanical design and systems handbook" von H.A.Rothdart (1964 McGraw-Hill Book Co. New York, Seite 58). Der kontinuierlich abnehmende Krümmungsradius jeder Strömungslinie führt zu einer Beschleunigung der Geschwindigkeit entlang jeder Strömungslinie, und zwar nach folgender Gleichung:

Figure imgb0002
The radius of curvature mentioned above can be calculated using the calculation method in HARothdart's "Mechanical design and systems handbook" (1964 McGraw-Hill Book Co. New York, page 58). The continuously decreasing radius of curvature of each flow line leads to an acceleration of the speed along each flow line, according to the following equation:
Figure imgb0002

In dieser bedeuten:

  • c2 die Geschwindigkeit der Abgase entlang einer Strömungslinie, die in den Turbinenrotor eintritt;
  • R1 der Krümmungsradius der Strömungslinie am Eingang des Spiralgehäuseabschnittes;
  • R2 der Krümmungsradius der Strömungslinie am Umfang des Turbinenrotors;
  • c, die Geschwindigkeit der Abgase entlang-der Strömungslinie bei Eintritt in den Spiralgehäuseabschnitt und
  • Ls ein Wirbelverlustkoeffizient der eine Funktion von der Strömungslinienlänge sein kann.
In this mean:
  • c 2 is the velocity of the exhaust gases along a flow line entering the turbine rotor;
  • R 1 is the radius of curvature of the flow line at the entrance to the volute section;
  • R 2 is the radius of curvature of the flow line on the circumference of the turbine rotor;
  • c, the velocity of the exhaust gases along the flow line as it enters the volute section and
  • L s is a vortex loss coefficient which can be a function of the flow line length.

Eine Beschleunigung der Geschwindigkeit der Abgase führt zu einem günstigen Druckgradienten für dünne Grenzschichten und verhindert, daß die Abgasströmung sich von den Innenwänden des gekrümmten Gehäuseabschnittes 46 abheben.Accelerating the velocity of the exhaust gases leads to a favorable pressure gradient for thin boundary layers and prevents the exhaust gas flow from lifting off from the inner walls of the curved housing section 46.

Durch Überführung des Geschwindigkeitsprofils der eintretenden Abgase in ein vorgeschriebenes Wirbelprofil am Eintritt des Spiralgehäuseabschnittes 44 wird eine wesentlich gleichförmigere Strömungsverteilung um den Umfang des Turbinenrotors 56 erhalten. Dies bedeutet, daß die Geschwindigkeiten aller Strömungslinien, welche auf die Turbinenschaufeln 60 treffen, der Größe nach gleich sind. Dementsprechend wird der Umfang des Turbinenrotors 56 nicht größeren winkelförmigen Variationen in der Geschwindigkeit und/oder im Druck unterworfen. Die Effektivität der Turbine 40 wird dadurch vergrößert.By converting the velocity profile of the incoming exhaust gases into a prescribed vortex profile at the entry of the spiral housing section 44, a substantially more uniform flow distribution around the circumference of the turbine rotor 56 is obtained. This means that the velocities of all flow lines hitting the turbine blades 60 are the same in size. Accordingly, the circumference of the turbine rotor 56 is not subject to major angular variations in speed and / or pressure. The effectiveness of the turbine 40 is thereby increased.

Durch die Aufrechterhaltung einer gleichförmigen Strömung der Abgase um den Umfang des Turbinenrotors 56 wird auch ein konstanter Auftreffwinkel zwischen den ankommenden relativen Geschwindigkeitskomponenten der Abgase und jeder Turbinenschaufel 60 hergestellt. Dieser konstante Auftreffwinkel trägt zur Vergrößerung der Gesamteffektivität der Turbine 40 bei.By maintaining a uniform flow of the exhaust gases around the circumference of the turbine rotor 56, a constant angle of incidence is also established between the incoming relative velocity components of the exhaust gases and each turbine blade 60. This constant angle of incidence contributes to increasing the overall effectiveness of the turbine 40.

Es wird nun Bezug genommen auf die Figuren 3 bis 5. Hier sind drei Ausführungsbeispiele herausgegriffen für einen gekrümmten Gehäuseabschnitt mit einer Winkelausdehnung von annähernd 90 und einem kontinuierlich abnehmenden Krümmungsradius in Richtung der. Gasströmung.Reference is now made to FIGS. 3 to 5. Here, three exemplary embodiments are selected for a curved housing section with an angular extent of approximately 90 and a continuously decreasing radius of curvature in the direction of FIG. Gas flow.

In den Figuren sind jeweils eine Seitenansicht sowie zwei Stirnansichten des gekrümmten Abschnittes wiedergegeben. Bei der Ausführungsform nach Fig. 3 ist die Querschnittsfläche am Einlaß 64 des gekrümmten Gehäuseabschnittes 62 der Größe nach gleich und der Form nach ähnlich der Querschnittsfläche am Auslaß 66. Die in der Figur angegebenen Werte h1 und h2 bzw. b1 und b2 sind jeweils gleich.A side view and two end views of the curved section are shown in the figures. In the embodiment according to FIG. 3, the cross-sectional area at the inlet 64 of the curved housing section 62 is the same in size and in shape similar to the cross-sectional area at the outlet 66. The values h 1 and h 2 or b 1 and b 2 shown in the figure are each the same.

In Figur 4 ist die Querschnittsfläche am Einlaß 70 des gekrümmten Gehäuseabschnittes 68 größer als die Querschnittsfläche am Auslaß 72. Eine Möglichkeit zur Erreichung dieser Flächendifferenz besteht darin, eine konstante Höhe beizubehalten und die Breite zu verringern. In diesem Ausführungsbeispiel ist hl = h2, während b1 größer als b2 ist.In FIG. 4, the cross-sectional area at the inlet 70 of the curved housing section 68 is larger than the cross-sectional area at the outlet 72. One way of achieving this difference in area is to maintain a constant height and to reduce the width. In this embodiment, h l = h 2 , while b 1 is greater than b 2 .

Bei dem dritten Ausführungsbeispiel nach Fig. 5 weist der gekrümmte Gehäuseabschnitt 74 einen axialen Teiler 76 auf, so daß zwei Seite an Seite liegende Strömungskanäle 78 und 80 gebildet werden. Der axiale Teiler 76 ist besonders günstig, wenn die Turbine an eine Brennkraftmaschine mit ungerader Anzahl von Zylindern angeschlossen wird. Zwei Abgasverteiler sind mit den Auslaßöffnungen der Brennkraftmaschine und mit dem gekrümmten Gehäuseabschnitt 74 verbunden, so daß die Abgase von der einen Hälfte der Zylinder in den Kanal 78 und die Abgase von den anderen Zylindern in den Kanal 80 geleitet werden. Die Aufteilung der Zylinder wird in Abhängigkeit von ihrer Zündfolge in einer solchen Weise gewählt, daß die Energie der Turbine maximiert wird. In Fig. 5 ist die Querschnittsfläche jedes Kanals 78 und 80 am Einlaß 82 größer als am Auslaß 84. Die Differenz kann hier durch Verringerung der inneren Fläche des gekrümmten Abschnittes 74 erreicht werden, um die Kanäle 78 und 80 am Auslaß 84 in die gewünschte Größe und Form zu überführen. Die innere Form des gekrümmten Abschnittes 74 am Auslaß 84 stimmt vorzugsweise mit der inneren Form am Eingang des Spiralgehäuseabschnittes überein. Es sollte bemerkt werden, daß, obwohl nur drei verschiedene Ausführungsbeispiele herausgegriffen sind, andere Ausführungsformen verwendet werden können, solange keine abrupten Änderungen an den Innenwänden auftreten.In the third exemplary embodiment according to FIG. 5, the curved housing section 74 has an axial divider 76, so that two flow channels 78 and 80 lying side by side are formed. The axial divider 76 is particularly favorable when the turbine is connected to an internal combustion engine with an odd number of cylinders. Two exhaust manifolds are connected to the exhaust ports of the internal combustion engine and to the curved housing portion 74 so that the exhaust gases are directed from one half of the cylinders into the channel 78 and the exhaust gases from the other cylinders into the channel 80. The distribution of the cylinders is chosen depending on their firing order in such a way that the energy of the turbine is maximized. In Fig. 5, the cross-sectional area of each channel 78 and 80 at inlet 82 is greater than at outlet 84. The difference here can be achieved by reducing the inner area of curved portion 74 to provide channels 78 and 80 at outlet 84 to the desired size and convert form. The inner shape of the curved portion 74 at the outlet 84 preferably matches the inner shape at the entrance of the volute section. It should be noted that although only three different embodiments are selected, other embodiments can be used as long as there are no abrupt changes to the interior walls.

Claims (9)

1. Gehäuse für Turbinen, insb. Abgasturbinen zum Antrieb von Turboladern für Brennkraftmaschinen, bestehend aus einem um die Drehachse des Turbinenläufers orientierten Spiralgehäuseabschnitt mit einem im Abstand von der Drehachse angeordneten Eintrittsende, und aus einem an das Eintrittsende anschließenden Einlaßabschnitt, dadurch gekennzeichnet, daß der Einlaßabschnitt (46) des Gehäuses gekrümmt ausgebildet ist, in Strömungsrichtung einen kontinuierlich abnehmenden Krümmungsradius aufweist und eine ausreichende Bogenlänge besitzt,um das relativ gleichförmige Strömungsprofil der Gase am Einlaß (48) des gekrümmten Einlaßabschnittes (46) in ein vorbestimmtes Wirbelgeschwindigkeits-Profil am Auslaß (51) des gekrümmten Einlaßabschnittes (46) umzuwandeln.1. Housing for turbines, in particular exhaust gas turbines for driving turbochargers for internal combustion engines, consisting of a spiral housing section oriented around the axis of rotation of the turbine rotor with an inlet end arranged at a distance from the axis of rotation, and an inlet section adjoining the inlet end, characterized in that the Inlet section (46) of the housing is curved, has a continuously decreasing radius of curvature in the direction of flow and has a sufficient arc length to convert the relatively uniform flow profile of the gases at the inlet (48) of the curved inlet section (46) into a predetermined vortex velocity profile at the outlet ( 51) of the curved inlet section (46). 2. Turbinengehäuse nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß der gekrümmte Einlaßabschnitt (46) eine Bogenlänge von wenigstens 30o aufweist.2. Turbine housing according to claim 1, characterized in that the curved inlet section (46) has an arc length of at least 30 o . 3. Turbinengehäuse nach Anspruch 2, dadurch gekennzeichnet, daß der gekrümmte Einlaßabschnitt (46) eine Bogenlänge von etwa 30 bis etwa 180 aufweist.3. Turbine housing according to claim 2, characterized in that the curved inlet section (46) has an arc length of about 30 to about 180. 4. Turbinengehäuse nach Anspruch 3, dadurch gekennzeichnet, daß der gekrümmte Einlaßabschnitt (46) eine Bogenlänge von etwa 45 bis 90° aufweist.4. Turbine housing according to claim 3, characterized in that the curved inlet section (46) has an arc length of approximately 45 to 90 °. 5. Turbinengehäuse nach Anspruch 4, dadurch gekennzeichnet, daß der gekrümmte Einlaßabschnitt (46) eine Bogenlänge von etwa 60° aufweist.5. Turbine housing according to claim 4, characterized in that the curved inlet section (46) has an arc length of about 60 °. 6. Gehäuse nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß der gekrümmte Einlaßabschnitt (62) auf seiner Länge eine konstante Querschnittsflächengestalt seines Strömungsweges aufweist.6. Housing according to claim 1, characterized in that the curved inlet section (62) has a constant cross-sectional area shape of its flow path along its length. 7. Turbinengehäuse nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß der gekrümmte Einlaßabschnitt (68,74) auf seiner Länge eine sich ändernde Querschnittsflächengestalt seines Strömungsweges aufweist.7. Turbine housing according to claim 1, characterized in that the curved inlet section (68,74) has a changing cross-sectional area shape of its flow path along its length. 8. Turbinengehäuse nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß der gekrümmte Einlaßabschnitt so ausgebildet ist, daß die eintretenden Gase in einer im wesentlichen gleichförmigen Strömung auf den Umfang des Turbinenrotors (26) geleitet werdenund daß der gekrümmte Einlaßabschnitt vom Einlaß bis zum Eintritt in den Spiralgehäuseabschnitt eine Strömungsquerschnitts-Flächengestaltung aufweist, die nach innen zu konvergiert.Turbine housing according to claim 1, characterized in that the curved inlet section is designed such that the incoming gases are directed in a substantially uniform flow to the periphery of the turbine rotor (26) and that the curved inlet section from the inlet to the entry into the volute casing section has a flow cross-sectional area that converges inward. 9. Turbinengehäuse nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß beide Gehäuseabschnitte (2) axial nebeneinanderliegende und voneinander getrennte Strömungswege (78,80) begrenzen.9. Turbine housing according to claim 1, characterized in that both housing sections (2) delimit axially adjacent and separate flow paths (78, 80).
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