JP2018013127A - Radial turbine rotor and method for manufacturing the same - Google Patents
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Abstract
Description
本発明は、ラジアルタービンロータおよびその製造方法に関する。 The present invention relates to a radial turbine rotor and a manufacturing method thereof.
図1は、先行技術より公知のラジアルタービンロータ1の断面を示している。ラジアルタービンロータ1は、ロータベース本体2、およびロータベース本体2に一体的に形成された複数のブレード3を備えている。ブレード3は、吸引側および圧力側として形成された面を備え、これらの面は流れの誘導に寄与している。技術的に公知のラジアルタービンロータにおいては、ラジアルタービンロータ1のロータベース本体2は、中実の部品として実施されている。一体的に形成されたブレード3を備えたそのようなロータベース本体2は鋳造により、特に精密鋳造法により好適に製造されている。 FIG. 1 shows a cross section of a radial turbine rotor 1 known from the prior art. The radial turbine rotor 1 includes a rotor base body 2 and a plurality of blades 3 formed integrally with the rotor base body 2. The blade 3 comprises surfaces formed as a suction side and a pressure side, and these surfaces contribute to the flow induction. In a radial turbine rotor known in the art, the rotor base body 2 of the radial turbine rotor 1 is implemented as a solid part. Such a rotor base body 2 with an integrally formed blade 3 is preferably produced by casting, in particular by precision casting.
ここから進んで、本発明は新規のラジアルタービンロータおよびその製造方法を提供する課題に基づいている。 Proceeding from here, the present invention is based on the problem of providing a novel radial turbine rotor and a method of manufacturing the same.
この課題は、請求項1によるラジアルタービンロータにより解決されている。本発明によれば、ロータベース本体はキャビティ構造を備えている。 This problem is solved by a radial turbine rotor according to claim 1. According to the present invention, the rotor base body has a cavity structure.
本発明によるラジアルタービンロータのロータベース本体は、中空構造である。そのような中空構造のために、ラジアルタービンロータの重量は、従来技術より公知のラジアルタービンロータと比較して、減少されることが可能である。 The rotor base body of the radial turbine rotor according to the present invention has a hollow structure. Due to such a hollow structure, the weight of the radial turbine rotor can be reduced compared to radial turbine rotors known from the prior art.
より軽量なラジアルタービンロータは、際立ってより急速に加速および減速されることが可能である。これにより、ラジアルタービンロータまたはラジアルタービンロータを備えた個々のタービンの動力学は、際立って改善され得る。ラジアルタービンロータが排気ガスターボ過給機の構成部品である場合に、このことは有利である。より軽量なラジアルタービンロータは、ラジアルタービンロータの軸受の、より有益に精密なデザインをさらに許容する。さらに、タービンの所謂汚染保護が目的とされており、ラジアルタービンロータの爆発の場合、その破片が周囲環境に到達することを防止することが、問題をより少なくしている。より軽量なラジアルタービンロータにより、その爆発の場合に、緩和されるべきエネルギはより少なくなり、それにより汚染保護は、より単純に且つより有益なコストで実施され得る。 Lighter radial turbine rotors can be noticeably accelerated and decelerated more rapidly. Thereby, the dynamics of the radial turbine rotor or of individual turbines with radial turbine rotors can be significantly improved. This is advantageous when the radial turbine rotor is a component of an exhaust gas turbocharger. Lighter radial turbine rotors further allow for a more beneficial and precise design of radial turbine rotor bearings. Furthermore, the so-called pollution protection of the turbine is aimed at, and in the case of an explosion of a radial turbine rotor, preventing the fragments from reaching the surrounding environment is less problematic. Lighter radial turbine rotors require less energy to be mitigated in the event of an explosion, so that pollution protection can be implemented more simply and at a more beneficial cost.
本発明のさらなる有利な発展によれば、キャビティ構造は少なくとも1つのウェブを用いて補強されている。これにより、重量の減少にかかわらず、最適に適合されたラジアルタービンロータの剛性が提供され得る。 According to a further advantageous development of the invention, the cavity structure is reinforced with at least one web. This can provide optimally adapted radial turbine rotor stiffness regardless of weight reduction.
本発明のさらなる有利な発展によれば、流れ誘導面の外側のロータベース本体の前側および/または後側には、開口部が形成されており、この開口部を通じて、キャビティ構造は外部からアクセス可能である。これらの開口部は、一方ではラジアルタービンロータの簡素な製造性を保証し、さらにこれらの開口部は、キャビティの内面の所定の粗さの設定に寄与している。 According to a further advantageous development of the invention, openings are formed in the front and / or rear side of the rotor base body outside the flow guide surface, through which the cavity structure is accessible from the outside. It is. These openings, on the one hand, ensure simple manufacturability of the radial turbine rotor, and furthermore, these openings contribute to the setting of a predetermined roughness of the inner surface of the cavity.
本発明のさらなる有利な発展によれば、所定の平均粗さRaは、キャビティ構造の内面に設定され、この粗さは2mm〜10mmの間である。キャビティ構造の内面のこの平均粗さRaは、ブレードの流れ誘導面の平均粗さRaとは異なっており、ラジアルタービンロータに最適な実運転特性を与えることに関して特に好適である。 According to a further advantageous development of the invention, the predetermined average roughness Ra is set on the inner surface of the cavity structure, this roughness being between 2 mm and 10 mm. This average roughness Ra of the inner surface of the cavity structure is different from the average roughness Ra of the flow guide surface of the blades and is particularly suitable for providing optimum actual operating characteristics for the radial turbine rotor.
本発明によるラジアルタービンロータの製造方法は、請求項6に定義されている。 A method for manufacturing a radial turbine rotor according to the invention is defined in claim 6.
本発明の好適なさらなる発展は、従属請求項おおよび以下の記載から明確になるだろう。本発明の例示的実施形態は、本願に、制限されることなく図を用いてさらに詳細に説明されている。 Further preferred developments of the invention will become apparent from the dependent claims and the following description. Exemplary embodiments of the invention are described in more detail in the present application by way of illustration and not limitation.
本発明はラジアルタービンロータ、特にターボ過給機のためのラジアルタービンロータに関する。本発明はさらに、そのようなラジアルタービンロータの製造方法に関する。 The present invention relates to a radial turbine rotor, and more particularly to a radial turbine rotor for a turbocharger. The invention further relates to a method for manufacturing such a radial turbine rotor.
図2は、本発明によるラジアルタービンロータ10の断面を示している。ラジアルタービンロータ10は、ロータベース本体11、およびロータベース本体11に一体的に形成された複数のブレード12を備えている。ここに示された発明の意向においては、キャビティ構造13がラジアルタービンロータ10のロータベース本体11に導入されている。このキャビティ構造13は単一キャビティによって、またはウェブもしくは分割壁により互いに離間された複数のキャビティによって形成され得る。 FIG. 2 shows a cross section of a radial turbine rotor 10 according to the present invention. The radial turbine rotor 10 includes a rotor base body 11 and a plurality of blades 12 formed integrally with the rotor base body 11. In the intent of the invention shown here, a cavity structure 13 is introduced into the rotor base body 11 of the radial turbine rotor 10. This cavity structure 13 can be formed by a single cavity or by a plurality of cavities spaced from each other by webs or dividing walls.
図3は、本発明によるさらなるラジアルタービンロータ10の断面を示しており、図3においては、キャビティ構造13は、軸方向に延びたウェブ14により補強されている。このウェブ14は、図3においては、本発明によるラジアルタービンロータ10のロータベース本体11の前側15と後側16との間で、軸方向に延びている。 FIG. 3 shows a cross section of a further radial turbine rotor 10 according to the invention, in which the cavity structure 13 is reinforced by an axially extending web 14. 3, the web 14 extends in the axial direction between the front side 15 and the rear side 16 of the rotor base body 11 of the radial turbine rotor 10 according to the present invention.
追加的にまたは代替的に、ウェブ14は軸方向に延び、さらにウェブはキャビティ構造13を補強しており、キャビティ構造は横方向に、特にウェブ14に直交して展開することが可能である。 Additionally or alternatively, the web 14 extends in the axial direction and further the web reinforces the cavity structure 13, which can be deployed laterally, in particular perpendicular to the web 14.
図4の例示的実施形態においては、ラジアルタービンロータ10が図示されており、ロータベース本体11の前側15の領域および後側16の領域において、非流れ誘導面に開口部17、18が形成されており、したがって、非流れ誘導面の外側に、キャビティ構造13は開口部を介して内部からアクセス可能である。そのような開口部17、18は、本発明によるラジアルタービンロータ10の製造または個々の生産に関連して利点を備えている。 In the exemplary embodiment of FIG. 4, a radial turbine rotor 10 is illustrated, and openings 17, 18 are formed in the non-flow guide surfaces in the region of the front side 15 and the region of the rear side 16 of the rotor base body 11. Thus, outside the non-flow-inducing surface, the cavity structure 13 is accessible from the inside through the opening. Such openings 17, 18 provide advantages in connection with the manufacture or individual production of the radial turbine rotor 10 according to the present invention.
本発明の好適な実施形態によれば、所定の粗さがキャビティ構造13の内面19に設定されており、平均粗さRaは2mm〜10mmの間である。 According to a preferred embodiment of the invention, the predetermined roughness is set on the inner surface 19 of the cavity structure 13 and the average roughness Ra is between 2 mm and 10 mm.
本発明はさらに、そのようなラジアルタービンロータ10の製造方法に関する。ロータベース本体11は、ロータベース本体11と一体的に形成されたブレード12およびキャビティ構造13の構成と一体に製造されており、図4においては、モノリシック部品としての生成的製造方法(generative manufacturing method)を介して開口部17、18の構成と共に製造されており、生成的製造方法は、付加的製造方法(additive manufacturing method)としても指定されている。 The invention further relates to a method for manufacturing such a radial turbine rotor 10. The rotor base body 11 is manufactured integrally with the configuration of the blade 12 and the cavity structure 13 formed integrally with the rotor base body 11, and in FIG. 4, a generative manufacturing method (generative manufacturing method as a monolithic part) is produced. ) And the configuration of the openings 17, 18, and the generative manufacturing method is also designated as an additive manufacturing method.
生成的製造方法において生じた残留物、例えば粉体層の残留粒子は、生成的製造方法の間にキャビティ構造13内に収集され、開口部17、18を介してキャビティ構造13から排出されることが可能である。開口部17、18は、材料特性を試験するためのまたは個々に品質管理を実行するための、検査開口部として使用されることも可能である。開口部17、18は、検査の後に再度閉じられることも可能である。 Residues generated in the productive manufacturing method, for example residual particles in the powder layer, are collected in the cavity structure 13 during the productive manufacturing method and discharged from the cavity structure 13 through the openings 17, 18. Is possible. The openings 17, 18 can also be used as inspection openings for testing material properties or individually performing quality control. The openings 17, 18 can also be closed again after the examination.
さらに、開口部17、18は、キャビティ構造13の内面19の所定の平均粗さRaを引き続き設定することに適している。したがって、粗さは機械的方法を利用して、例えばスライド研削を通じて設定されることが可能であり、そのとき、研磨体は開口部17、18を介してキャビティ構造13の内部および外部に誘導される。さらに、粗さは物理化学的方法を利用して設定されることが可能であり、その方法においては、キャビティ構造13の内面19の平均粗さを設定するために、液状媒体が開口部17を介してキャビティ構造13内に誘導され、且つそこから外部に誘導される。 Furthermore, the openings 17 and 18 are suitable for continuing to set a predetermined average roughness Ra of the inner surface 19 of the cavity structure 13. Accordingly, the roughness can be set using a mechanical method, for example through slide grinding, at which time the abrasive body is guided into and out of the cavity structure 13 through the openings 17, 18. The Furthermore, the roughness can be set using a physicochemical method, in which the liquid medium causes the openings 17 to be set in order to set the average roughness of the inner surface 19 of the cavity structure 13. To the cavity structure 13 and to the outside from there.
したがって本発明はラジアルタービンロータ10を提案しており、そのロータベース本体11はキャビティ構造13を備えている。ここで、キャビティ構造13は、少なくとも1つのウェブ14を利用して補強されることが可能である。ラジアルタービンロータ10の非流れ誘導面の開口部17、18は、ここを介してキャビティ構造13が外部からアクセス可能とされており、それらの開口部は残留物の排除に、およびキャビティ構造13の内面の所定の粗さを設定に寄与している。 Accordingly, the present invention proposes a radial turbine rotor 10 whose rotor base body 11 includes a cavity structure 13. Here, the cavity structure 13 can be reinforced using at least one web 14. The openings 17, 18 in the non-flow induction surface of the radial turbine rotor 10 are accessible via the cavity structure 13 from the outside, and these openings are used for removing residues and for the cavity structure 13. The predetermined roughness of the inner surface contributes to the setting.
1 ・・・ラジアルタービンロータ
2 ・・・ロータベース本体
3 ・・・ブレード
10 ・・・ラジアルタービンロータ
11 ・・・ロータベース本体
12 ・・・ブレード
13 ・・・キャビティ構造
14 ・・・ウェブ
15 ・・・前側
16 ・・・後側
17 ・・・開口部
18 ・・・開口部
19 ・・・内面
DESCRIPTION OF SYMBOLS 1 ... Radial turbine rotor 2 ... Rotor base main body 3 ... Blade 10 ... Radial turbine rotor 11 ... Rotor base main body 12 ... Blade 13 ... Cavity structure 14 ... Web 15・ ・ ・ Front side 16 ・ ・ ・ Back side 17 ・ ・ ・ Opening portion 18 ・ ・ ・ Opening portion 19 ・ ・ ・ Inner surface
Claims (9)
該ロータベース本体(11)と一体に形成されたブレード(12)と、
を具備したラジアルタービンロータ(10)において、
前記ロータベース本体(11)は、キャビティ構造(13)を備えていることを特徴とするラジアルタービンロータ。 A rotor base body (11);
A blade (12) formed integrally with the rotor base body (11);
In the radial turbine rotor (10) comprising:
The said rotor base main body (11) is provided with the cavity structure (13), The radial turbine rotor characterized by the above-mentioned.
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Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
JP2020204294A (en) * | 2019-06-18 | 2020-12-24 | 株式会社小松製作所 | Turbine wheel |
Citations (6)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
JPS5620705A (en) * | 1979-07-30 | 1981-02-26 | Nissan Motor Co Ltd | Radial turbine rotor |
JPS61215401A (en) * | 1985-03-20 | 1986-09-25 | Yanmar Diesel Engine Co Ltd | Turbine wheel for supercharger |
JP2001349296A (en) * | 2000-06-06 | 2001-12-21 | Shimadzu Corp | Turbo wheel |
CN103567384A (en) * | 2012-08-02 | 2014-02-12 | 三星泰科威株式会社 | Method of manufacturing rotor |
US20140072404A1 (en) * | 2012-09-07 | 2014-03-13 | Robert Bosch Gmbh | Blade wheel for a continuous-flow machine and method for producing a turbine wheel for a continuous-flow machine |
JP2016037901A (en) * | 2014-08-07 | 2016-03-22 | 日立金属株式会社 | Impeller |
Family Cites Families (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
DE102006048784A1 (en) * | 2006-10-12 | 2008-04-17 | Man Diesel Se | Compressor for a turbocharger and method for its cooling |
DE102013226664A1 (en) * | 2013-12-19 | 2015-06-25 | Continental Automotive Gmbh | Turbine rotor and method of manufacturing the turbine rotor |
DE102016213296A1 (en) * | 2016-07-20 | 2018-01-25 | Man Diesel & Turbo Se | Turbomachine and method for producing the same |
-
2016
- 2016-07-20 DE DE102016213238.5A patent/DE102016213238A1/en not_active Ceased
-
2017
- 2017-07-05 CH CH00871/17A patent/CH712770B1/en unknown
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Patent Citations (6)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
JPS5620705A (en) * | 1979-07-30 | 1981-02-26 | Nissan Motor Co Ltd | Radial turbine rotor |
JPS61215401A (en) * | 1985-03-20 | 1986-09-25 | Yanmar Diesel Engine Co Ltd | Turbine wheel for supercharger |
JP2001349296A (en) * | 2000-06-06 | 2001-12-21 | Shimadzu Corp | Turbo wheel |
CN103567384A (en) * | 2012-08-02 | 2014-02-12 | 三星泰科威株式会社 | Method of manufacturing rotor |
US20140072404A1 (en) * | 2012-09-07 | 2014-03-13 | Robert Bosch Gmbh | Blade wheel for a continuous-flow machine and method for producing a turbine wheel for a continuous-flow machine |
JP2016037901A (en) * | 2014-08-07 | 2016-03-22 | 日立金属株式会社 | Impeller |
Cited By (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
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