JP4885949B2

JP4885949B2 - Variable vane turbine

Info

Publication number: JP4885949B2
Application number: JP2008515281A
Authority: JP
Inventors: ジョン・フレデリック・パーカー; デーヴィッド・ラック; デーヴィッド・エイチ・ブラウン
Original assignee: Cummins Turbo Technologies Ltd
Current assignee: Cummins Turbo Technologies Ltd
Priority date: 2005-06-07
Filing date: 2006-06-06
Publication date: 2012-02-29
Anticipated expiration: 2026-06-06
Also published as: CN101223337B; GB0514465D0; CN101223337A; JP2008546939A; GB0511613D0

Description

本発明は、特に、しかし限定することなく、内燃機関のターボチャージャに用いるための可変静翼タービンに関するものである。 The invention relates in particular, but not exclusively, to a variable stator vane turbine for use in a turbocharger of an internal combustion engine.

ターボチャージャは、大気圧より高い圧力(ブースト圧力)で内燃機関の吸気口に空気を供給するための周知の装置である。従来のターボチャージャは、タービンハウジング内に回転可能なシャフトに取り付けられた排気ガス駆動のタービンホイールを本質的に具えている。該タービンホイールの回転により、前記シャフトの他端且つ圧縮機ハウジング内に取り付けられた圧縮機ホイールが回転する。圧縮機ホイールは機関の吸気マニホールドに圧縮空気を送る。ターボチャージャのシャフトは従来、タービンハウジングと圧縮機ホイールハウジングとの間に接続された中央のベアリングハウジング内に設置された、適切な潤滑システムを含むジャーナル及びスラストベアリングによって支持されている。 A turbocharger is a known device for supplying air to an intake port of an internal combustion engine at a pressure (boost pressure) higher than atmospheric pressure. Conventional turbochargers essentially comprise an exhaust gas driven turbine wheel mounted on a rotatable shaft within a turbine housing. The rotation of the turbine wheel rotates the other end of the shaft and the compressor wheel mounted in the compressor housing. The compressor wheel sends compressed air to the engine intake manifold. The turbocharger shaft is conventionally supported by journals and thrust bearings, including a suitable lubrication system, installed in a central bearing housing connected between the turbine housing and the compressor wheel housing.

周知のターボチャージャにおいて、タービンは、タービンホイールが中に取り付けられているタービンチャンバと、該タービンチャンバの周囲に配置された互いに対向する径方向壁間に形成されている環状入口通路と、該入口通路の周囲に配置された入口と、タービンチャンバから延びる出口通路とを具えている。両通路とチャンバとは、入口チャンバに入れられる加圧排気ガスが、入口通路からタービンを介して出口通路まで流れ、タービンホイールを回転させるような方法で連通している。入口通路中を流れているガスをタービンホイールの回転の方向に向かって偏向させるためにノズル羽根と呼ばれる羽根を入口通路に設けることによってタービン性能を調整することもよく知られている。 In a known turbocharger, a turbine includes a turbine chamber in which a turbine wheel is mounted, an annular inlet passage formed between opposing radial walls disposed around the turbine chamber, and the inlet An inlet disposed around the passage and an outlet passage extending from the turbine chamber. Both passages and the chamber communicate with each other in such a way that pressurized exhaust gas that enters the inlet chamber flows from the inlet passage to the outlet passage through the turbine and rotates the turbine wheel. It is also well known to adjust turbine performance by providing vanes, called nozzle vanes, in the inlet passage to deflect the gas flowing in the inlet passage toward the direction of turbine wheel rotation.

タービンは固定又は可変静翼型であってもよい。可変静翼タービンは、入口通路の大きさを変化させてガス流速をある質量流量の範囲にわたって最適化することができるので、タービンのパワー出力を変化させて変化する機関要求を満たすことができるという点において固定静翼タービンと異なる。例えば、タービンに送られている排気ガスの体積が比較的小さいとき、前記ガスがタービンホイールに達する速度は、環状入口通路の大きさを縮小することによって効率的なタービン運転を保証するレベルに維持される。 The turbine may be a fixed or variable vane type. A variable vane turbine can vary the size of the inlet passage to optimize the gas flow rate over a range of mass flow rates, thus changing the power output of the turbine to meet changing engine requirements. In this respect, it differs from the stationary stationary blade turbine. For example, when the volume of exhaust gas being delivered to the turbine is relatively small, the speed at which the gas reaches the turbine wheel is maintained at a level that ensures efficient turbine operation by reducing the size of the annular inlet passage. Is done.

可変静翼タービンの１つの周知の型において、「ノズルリング」と一般に呼ばれる軸方向可動壁部材が入口通路の１つの壁を形成している。入口通路の対向壁に対するノズルリングの位置は、入口通路の軸方向幅を制御するように調整可能である。従って、例えば、タービンを流れているガスが減少するにつれて、入口通路幅も減少させ、ガス流速を維持してタービン出力を最適化してもよい。このようなノズルリングは、径方向に延びる壁と、軸方向に延びる内側及び外側環状フランジとを本質的に具えている。両環状フランジは、タービンハウジングに形成された環状キャビティ内に延び、これは、実際にはベアリングハウジングによって設けられるハウジングの一部であり、ノズルリングの軸方向移動を収容する。 In one known type of variable vane turbine, an axially movable wall member commonly referred to as a “nozzle ring” forms one wall of the inlet passage. The position of the nozzle ring relative to the opposing wall of the inlet passage can be adjusted to control the axial width of the inlet passage. Thus, for example, as the gas flowing through the turbine decreases, the inlet passage width may also decrease to maintain the gas flow rate and optimize turbine output. Such nozzle rings essentially comprise radially extending walls and axially extending inner and outer annular flanges. Both annular flanges extend into an annular cavity formed in the turbine housing, which is actually part of the housing provided by the bearing housing and accommodates the axial movement of the nozzle ring.

ノズルリングには、入口通路の対向壁に設けられて該ノズルリングの移動を収容するスロットを通って入口通路内に延びる羽根が設けられていてもよい。或いは、ノズルリングに設けられたスロットを通って固定壁から羽根が延びていてもよい。一般にノズルリングは、タービンホイールの回転軸と平行して延びるロッドに支持され、該ロッドを軸方向に変位させるアクチュエータによって移動する。ターボチャージャの外部に取り付けられ、適切なリンケージを介して可変静翼システムに接続されている空圧式、水圧式及び電気式アクチュエータを含め、可変静翼タービンに用いる様々な形態のアクチュエータが知られている。 The nozzle ring may be provided with vanes that are provided in opposing walls of the inlet passage and extend into the inlet passage through slots that accommodate movement of the nozzle ring. Alternatively, the blade may extend from the fixed wall through a slot provided in the nozzle ring. Generally, the nozzle ring is supported by a rod extending in parallel with the rotation axis of the turbine wheel, and is moved by an actuator that displaces the rod in the axial direction. Various types of actuators are known for use in variable vane turbines, including pneumatic, hydraulic and electric actuators attached to the outside of the turbocharger and connected to the variable vane system via appropriate linkages Yes.

従来のタービンが使用されているとき、ガスが入口通路を通過すると、ノズルリングの表面に圧力が加えられてノズルリングを環状キャビティに押し込もうとする。ノズルリングがある環状キャビティには圧力があるので、ノズルリングの位置を正確に制御しようとするなら、作動機構はこの圧力の影響を克服しなければならない。通路の幅を更に縮小して気流の速度を増加させるために通路の対向壁の近くへとノズルリングを移動させることにより、ノズルリングの表面に加えられる負荷が増大する傾向がある。タービンのための幾つかのアクチュエータ、例えば電気式アクチュエータは、空圧式アクチュエータと比較したとき、ノズルリングを移動させるために比較的限定された力しか与えることができない。幾つかの動作条件において、アクチュエータが与える必要のある力がアクチュエータの能力を超えることがある。又、ノズルリングに対する合力を確実に一方向にすることも望ましい。 When a conventional turbine is used, as gas passes through the inlet passage, pressure is applied to the surface of the nozzle ring, attempting to push the nozzle ring into the annular cavity. Since there is pressure in the annular cavity where the nozzle ring is located, the actuation mechanism must overcome the effect of this pressure if the nozzle ring position is to be accurately controlled. Moving the nozzle ring closer to the opposing walls of the passage to further reduce the width of the passage and increase the velocity of the airflow tends to increase the load applied to the surface of the nozzle ring. Some actuators for turbines, such as electric actuators, can only provide a relatively limited force to move the nozzle ring when compared to pneumatic actuators. Under some operating conditions, the force that the actuator needs to apply may exceed the capacity of the actuator. It is also desirable to ensure that the resultant force on the nozzle ring is in one direction.

ＥＰ０６５４５８７には、ノズルリングにおいてノズル羽根間に圧力平衡開口を具えた可変静翼タービンが開示されている。ノズルリングに対する力は、ノズルリング表面に対する圧力、ノズルリング後方のキャビティ内の圧力によって、そしてアクチュエータによって生成される。圧力平衡開口の機能は、ノズルリング後方のキャビティを確実に、ノズルリングの前面に作用している圧力と実質的に等しいが常にそれより僅かに小さい圧力状態にして、ノズルリングに対する小さいが一方向の力を確保することである。 EP 0 654 587 discloses a variable vane turbine with a pressure balancing opening between nozzle blades in a nozzle ring. The force on the nozzle ring is generated by the pressure on the nozzle ring surface, the pressure in the cavity behind the nozzle ring, and by the actuator. The function of the pressure balancing opening ensures that the cavity behind the nozzle ring is in a small but one-way direction with respect to the nozzle ring, ensuring that the pressure acting on the front surface of the nozzle ring is substantially equal but always slightly less. It is to secure the power of.

タービンノズルリングは通常、タービン入口を横切って延びる羽根の環状アレイを具えている。入口を流れる空気は互いに隣接する羽根の間を径方向に流れるので、これらは羽根通路を形成しているとみなすことができる。タービン入口は羽根通路の領域において減少した径方向流領域を有し、入口ガス速度が羽根通路を通って増加すると共にこれに対応してノズルリングのこの領域における圧力が降下するという効果がある。従って、ＥＰ０６５４５８７に記載されているような圧力平衡穴は、各平衡開口の内側及び／又は外側の末端がノズル案内羽根通路の内側又は外側径方向範囲内にあるという意味において羽根と羽根との間にある。 Turbine nozzle rings typically include an annular array of blades extending across the turbine inlet. Since the air flowing through the inlet flows radially between adjacent blades, they can be considered to form blade passages. The turbine inlet has a reduced radial flow region in the region of the blade passage, which has the effect that the inlet gas velocity increases through the blade passage and the pressure in this region of the nozzle ring drops correspondingly. Thus, a pressure balancing hole as described in EP 0 654 587 is between the vanes in the sense that the inner and / or outer ends of each balancing opening are within the inner or outer radial extent of the nozzle guide vane passage. It is in.

ＥＰ０６５４５８７において開示されたように圧力平衡穴を設けても、排気弁の開閉作用によって車両機関の排気マニホールド内に排気パルスが放出されることによりタービン入口内の圧力が変動するにつれて、ノズルリングに対する力が望ましくなく変動する可能性があることが見出された。この力変動は、ターボチャージャが機関「燃焼」モード、更に機関「制動」モードで動作している時の両方で存在する。例えば、制動モードにおいて、力変動は、発生した制動トルクの望ましくない変動を引き起こす可能性がある。 Even if a pressure balancing hole is provided as disclosed in EP 0 654 587, as the pressure in the turbine inlet fluctuates due to the exhaust pulse being released into the exhaust manifold of the vehicle engine by the opening and closing action of the exhaust valve, the force on the nozzle ring Has been found to be undesirably variable. This force variation exists both when the turbocharger is operating in the engine “combustion” mode and also in the engine “braking” mode. For example, in braking mode, force fluctuations can cause undesirable fluctuations in the generated braking torque.

「燃焼」モード及び「制動」モードという用語は、この分野における普通の熟練者にとって周知である。 The terms “combustion” mode and “braking” mode are well known to those skilled in the art.

上記不利点を除去又は緩和することが本発明の目的である。 It is an object of the present invention to eliminate or mitigate the above disadvantages.

本発明によれば、ハウジング内で支持されて軸を中心に回転するタービンホイールと、前記ハウジング内に設けられたキャビティ内に取り付けられた軸方向可動環状壁部材と、該可動壁部材の径方向面と前記ハウジングの対向壁との間に形成されて前記タービンホイールに向かって径方向に内向きに延びる環状入口通路とを具え、前記可動壁部材は前記入口通路の軸方向幅を変化させるように前記ハウジングに対して軸方向に移動可能であり、前記径方向面と対向壁との間には入口案内羽根のアレイが延びて径方向羽根通路を形成し、前記径方向面中には複数の開口の第１円周状アレイが設けられ、該第１アレイの開口はそれぞれ実質的に前記羽根通路内にあり、前記径方向面には複数の開口の第２円周状アレイがあり、該第２アレイの開口はそれぞれ、前記入口を通る流れの方向に対して前記第１アレイの開口の実質的に上流又は下流にあって、前記入口と前記キャビティとが第１と第２との両方の開口のセットを介して流体連通している可変静翼タービンが提供される。 According to the present invention, a turbine wheel that is supported in a housing and rotates about an axis, an axially movable annular wall member mounted in a cavity provided in the housing, and a radial direction of the movable wall member An annular inlet passage formed between the surface and the opposing wall of the housing and extending radially inward toward the turbine wheel, the movable wall member changing the axial width of the inlet passage. And an array of inlet guide vanes extending between the radial surface and the opposing wall to form a radial vane passage, wherein a plurality of radial vane passages are formed in the radial surface. A first circumferential array of apertures is provided, each aperture of the first array being substantially within the vane passage, and a second circumferential array of a plurality of apertures in the radial plane; Openings in the second array Respectively substantially upstream or downstream of the openings of the first array with respect to the direction of flow through the inlet, the inlet and the cavity pass through both sets of first and second openings. A variable stator vane turbine in fluid communication is provided.

排気パルスがタービン段を通過することによって引き起こされるアクチュエータ界面での力振幅は、ノズルリングに一次及び二次圧力平衡開口を設けることによって、一次圧力平衡開口を単独で設けることと比較したとき、制動状態の場合において７５％以上、そして燃焼状態の場合において８０％以上減少させられることが見出された。このように、本発明により、ノズルリングに対する小さい平均力を一定範囲の機関速度に亘って存在させることが可能になる。 The force amplitude at the actuator interface caused by the exhaust pulse passing through the turbine stage is reduced by providing a primary and secondary pressure balancing opening in the nozzle ring when compared to providing a primary pressure balancing opening alone. It has been found that it is reduced by more than 75% in the case of conditions and more than 80% in the case of combustion conditions. Thus, the present invention allows a small average force on the nozzle ring to exist over a range of engine speeds.

次に、添付図面を参照して、本発明の具体的な実施形態を例として説明する。 Next, specific embodiments of the present invention will be described by way of example with reference to the accompanying drawings.

図１ａを参照すると、図示する可変静翼タービンは、内燃機関(図示せず)からガスが送られる入口チャンバ２を形成しているタービンハウジング１を具えている。排気ガスは、環状入口通路４を介して入口チャンバ２から出口通路３に流れる。環状入口通路４は、「ノズルリング」と一般に呼ばれる可動環状壁部材５の表面によって片側が、そして対向壁における環状凹部７の開口を覆う環状囲い板６によって反対側が形成されている。 Referring to FIG. 1a, the illustrated variable stator vane turbine includes a turbine housing 1 that forms an inlet chamber 2 through which gas is delivered from an internal combustion engine (not shown). Exhaust gas flows from the inlet chamber 2 to the outlet passage 3 via the annular inlet passage 4. The annular inlet passage 4 is formed on one side by the surface of a movable annular wall member 5, commonly referred to as a “nozzle ring”, and on the other side by an annular shroud 6 that covers the opening of the annular recess 7 in the opposing wall.

入口チャンバ２から出口通路３に流れるガスはタービンホイール９を通過し、その結果、圧縮機ホイール11を駆動するターボチャージャシャフト10にトルクが加えられる。圧縮機ホイール11の回転により空気入口12に存在する周囲空気が加圧され、この加圧空気が空気出口13に送られてそこから内燃機関(図示せず)に供給される。タービンホイール９の速度は、環状入口通路４を通過するガスの速度に依存する。入口通路内へ流れるガスの質量の固定割合のため、ガス流速は入口通路４の幅の関数であり、幅はノズルリング５の軸方向位置を制御することによって調整可能である。入口通路４の幅が減少するにつれて、それを通過するガスの速度が増加する。図１ａは最小限の幅に閉じられた環状入口通路４を示すのに対し、図１ｂにおいては完全に開かれている入口通路４が示されている。 The gas flowing from the inlet chamber 2 to the outlet passage 3 passes through the turbine wheel 9 so that torque is applied to the turbocharger shaft 10 that drives the compressor wheel 11. The ambient air present at the air inlet 12 is pressurized by the rotation of the compressor wheel 11, and this pressurized air is sent to the air outlet 13 from which it is supplied to an internal combustion engine (not shown). The speed of the turbine wheel 9 depends on the speed of the gas passing through the annular inlet passage 4. Due to the fixed proportion of the mass of gas flowing into the inlet passage, the gas flow rate is a function of the width of the inlet passage 4 and the width can be adjusted by controlling the axial position of the nozzle ring 5. As the width of the inlet passage 4 decreases, the velocity of the gas passing through it increases. FIG. 1a shows the annular inlet passage 4 closed to a minimum width, whereas in FIG. 1b the inlet passage 4 is shown fully open.

ノズルリング５は、円周状に等しく間隔を置かれた羽根８のアレイを支持し、これらはそれぞれ入口通路４を横切って延びている。これらの羽根８は、入口通路４中を流れているガスをタービンホイール９の回転の方向に向かって偏向させるように方位を合わせている。ノズルリング５が環状囲い板に、そして対向壁に近接しているとき、羽根８は囲い板６における適当に構成されたスロットを経て凹部７内に突出している。 The nozzle ring 5 supports an array of equally spaced circumferentially spaced blades 8 that each extend across the inlet passage 4. These blades 8 are oriented so as to deflect the gas flowing in the inlet passage 4 toward the direction of rotation of the turbine wheel 9. When the nozzle ring 5 is close to the annular shroud and to the opposing wall, the vanes 8 project into the recesses 7 through appropriately configured slots in the shroud 6.

空気で操作されるアクチュエータ16が、あぶみ部材(図示せず)に連結されているアクチュエータ出力軸(図示せず)を介してノズルリング５の位置を制御するように操作可能である。あぶみ部材は次に、軸方向に延びてノズルリング５を支持している案内ロッド(図示せず)を係合する。従って、アクチュエータ16の適切な制御によって、案内ロッドの、従ってノズルリング５の軸方向位置を制御することができる。空気で操作されるアクチュエータの代わりに電気的に操作されるアクチュエータを用いてもよいことが理解されるであろう。 An air operated actuator 16 is operable to control the position of the nozzle ring 5 via an actuator output shaft (not shown) connected to a stirrup member (not shown). The stirrup member then engages a guide rod (not shown) that extends axially and supports the nozzle ring 5. Thus, by appropriate control of the actuator 16, the axial position of the guide rod and thus the nozzle ring 5 can be controlled. It will be appreciated that an electrically operated actuator may be used instead of an air operated actuator.

ノズルリング５は、タービンハウジングに設けられた環状キャビティ19内へ延びる軸方向延在内側及び外側環状フランジ、それぞれ17及び18を有する。内側及び外側封止リング、それぞれ20及び21が、環状キャビティ19の内側及び外側環状面に対してノズルリング５を封止する一方でノズルリング５を環状キャビティ19内で摺動させることができるように設けられている。内側封止リング20は、キャビティ19の内表面に形成された環状溝22内で支持されてノズルリング５の内側環状フランジ17を圧迫するのに対し、外側封止リング21は、ノズルリング５の環状フランジ18内に設けられた環状溝23内で支持されてキャビティ19の径方向最外内部表面を圧迫する。内側封止リング20を図示のようにではなくフランジ17における環状溝内に取り付けることもできること、及び／又は外側封止リング21を図示のようにではなくキャビティの外表面内に設けられた環状溝内に取り付けることもできることが理解されるであろう。 The nozzle ring 5 has axially extending inner and outer annular flanges 17 and 18 respectively extending into an annular cavity 19 provided in the turbine housing. The inner and outer sealing rings, 20 and 21, respectively, allow the nozzle ring 5 to slide within the annular cavity 19 while sealing the nozzle ring 5 against the inner and outer annular surfaces of the annular cavity 19. Is provided. The inner sealing ring 20 is supported in an annular groove 22 formed on the inner surface of the cavity 19 and presses against the inner annular flange 17 of the nozzle ring 5, whereas the outer sealing ring 21 is formed on the nozzle ring 5. It is supported in an annular groove 23 provided in the annular flange 18 and compresses the radially outermost inner surface of the cavity 19. The inner sealing ring 20 can also be mounted in the annular groove in the flange 17 instead of as shown, and / or the outer sealing ring 21 is provided in the outer surface of the cavity, not as shown. It will be understood that it can also be mounted within.

図１ｃに示すように、ノズルリング５には、第１及び第２の圧力平衡開口24、25の円周状アレイが設けられ、第１の圧力平衡開口25のセットは、互いに隣接する羽根8の間に形成されている羽根通路内に配置されている。第２の圧力平衡開口24のセットは、ノズル羽根通路の半径の外側に配置されている。 As shown in FIG. 1 c, the nozzle ring 5 is provided with a circumferential array of first and second pressure balancing openings 24, 25, the set of first pressure balancing openings 25 being adjacent to each other of the blades 8. Between the blade passages formed between the two. A set of second pressure balancing openings 24 is located outside the radius of the nozzle vane passage.

第１及び第２圧力平衡開口24、25は環状入口通路を環状キャビティ19と流体連通させており、環状キャビティ19はさもなければ封止リング20及び21によって入口通路４から封鎖されている。 The first and second pressure balancing openings 24, 25 make the annular inlet passage in fluid communication with the annular cavity 19, which is otherwise sealed off from the inlet passage 4 by sealing rings 20 and 21.

排気パルスがタービン段を通過することによって引き起こされるアクチュエータ界面での力振幅は、第２の圧力平衡開口24のセットを加えることによって、第１の圧力平衡開口24のセット(羽根通路に位置)を単独で設けることと比較したとき、８０％以上減少させられることが見出された。 The force amplitude at the actuator interface caused by the passage of the exhaust pulse through the turbine stage causes the first set of pressure balance openings 24 (located in the vane passage) to be added by adding a second set of pressure balance openings 24. It has been found that it can be reduced by more than 80% when compared to providing alone.

図２及び３は、本発明の第２及び第３実施形態を示している。図１ａから１ｃと同様、タービンのノズルリング／入口通路領域の詳細のみが示されている。適切であれば、図１ａ及び１ｂで用いられた同一参照番号が図２及び３で用いられている。図２及び３はそれぞれ、１つの点のみが図１ａ及び１ｂの実施形態と異なる本発明の応用例を示している。図２の実施形態において、第２圧力平衡開口24はノズルリング５の外側フランジ18に設けられる一方、図３の実施形態において、第２圧力平衡開口24はノズルリング５上のノズル羽根通路羽根８の径方向内側に設けられる。 2 and 3 show second and third embodiments of the present invention. As in FIGS. 1a to 1c, only the details of the nozzle ring / inlet passage area of the turbine are shown. Where appropriate, the same reference numerals used in FIGS. 1a and 1b are used in FIGS. FIGS. 2 and 3, respectively, show an application of the invention in which only one point differs from the embodiment of FIGS. 1a and 1b. In the embodiment of FIG. 2, the second pressure balancing opening 24 is provided in the outer flange 18 of the nozzle ring 5, while in the embodiment of FIG. 3, the second pressure balancing opening 24 is the nozzle vane passage vane 8 on the nozzle ring 5. Are provided on the inner side in the radial direction.

第２の圧力平衡開口24のアレイは他の径方向位置に設けられてもよいことが理解されるであろう。例えば、圧力平衡開口の第１セットの上流の第２圧力平衡開口は少なくとも部分的に羽根通路内にあってもよく、例えば、各第２圧力平衡開口の一部が羽根通路内にあってもよい。同様に、圧力平衡開口の第２セットが圧力平衡開口の第１アレイの下流に設けられる場合、第２圧力平衡開口は、図２に示したような羽根通路の外側と対照的に、完全に又は部分的に羽根通路内にあってもよい。例えば、各第２圧力平衡開口は全面的に羽根通路内にあってもよい。 It will be appreciated that the array of second pressure balancing openings 24 may be provided at other radial locations. For example, the second pressure balance opening upstream of the first set of pressure balance openings may be at least partially in the vane passage, eg, a portion of each second pressure balance opening may be in the vane passage. Good. Similarly, if a second set of pressure balancing openings is provided downstream of the first array of pressure balancing openings, the second pressure balancing opening is completely in contrast to the outside of the vane passage as shown in FIG. Or it may be partially in the vane passage. For example, each second pressure balancing opening may be entirely within the vane passage.

本発明の幾つかの実施形態において、第１圧力平衡開口の径方向範囲と第２圧力平衡開口の径方向範囲との重なりがあってもよい。例えば、第１圧力平衡開口の上流の第２アレイの圧力平衡開口がそれぞれ、第１圧力平衡開口のそれぞれの径方向最外縁より小さい半径で径方向最内縁を有してもよい。同様に、圧力平衡開口の第２アレイが第１圧力平衡開口の下流に設けられる場合、各圧力平衡開口は、各第１圧力平衡開口の径方向内縁より大きな半径である径方向外縁を有してもよい。 In some embodiments of the present invention, there may be overlap between the radial range of the first pressure balance opening and the radial range of the second pressure balance opening. For example, the second array of pressure balancing openings upstream of the first pressure balancing opening may each have a radially innermost edge with a smaller radius than the respective radially outermost edge of the first pressure balancing opening. Similarly, when a second array of pressure balancing openings is provided downstream of the first pressure balancing openings, each pressure balancing opening has a radially outer edge that is a larger radius than the radially inner edge of each first pressure balancing opening. May be.

第２圧力平衡開口24は、羽根通路の内又は外側に、又は内側又は外側環状フランジに位置できることが理解されるべきである。 It should be understood that the second pressure balancing opening 24 can be located in or outside the vane passage or in the inner or outer annular flange.

図４は、本発明の第４実施形態を示している。図１、２及び３と同様、タービンのノズルリング／入口通路領域の詳細のみが示されている。適切であれば、前の図で用いられた同一参照番号が図４で用いられている。図４は、１つの重要な点が図１ａ及び１ｂの実施形態と異なる本発明の応用例を示している。即ちＥＰ１４３５４３４(これは具体的に本願明細書に引用したものとする)に開示されたようにバイパス経路が設けられている。 FIG. 4 shows a fourth embodiment of the present invention. As with FIGS. 1, 2 and 3, only the details of the turbine nozzle ring / inlet passage area are shown. Where appropriate, the same reference numbers used in the previous figures are used in FIG. FIG. 4 shows an application of the present invention that differs from the embodiment of FIGS. 1a and 1b in one important respect. That is, a bypass path is provided as disclosed in EP 1435434 (which is specifically referred to herein).

ＥＰ１４３５４３４には、バイパス開口の円周上アレイを設けることによって変形されたノズルリングを具えたタービンが開示されている。バイパス開口の位置決めは、これらがタービン入口通路から遠いノズルリング封止部側にあるようにするが、但しノズルリングが機関制動モードで用いられる閉位置に接近するときは例外であり、この時点でこれらの開口は封止を通過する。これによりバイパス流路が開き、幾らかの排気ガスが、入口通路を通るより寧ろノズルリング後方のキャビティを介して入口チャンバからタービンホイールまで流れる。入口通路、そしてノズル羽根を迂回する排気ガス流は、特に羽根がガスを偏向させないので、入口通路を通る排気ガス流より少ない働きをする。換言すれば、バイパス開口が入口通路と連通するとすぐに、ターボチャージャの効率が即時に減少し、対応して圧縮機の流出圧力(ブースト圧力)が低下することに伴って機関シリンダ圧力も低下する。 EP 1 435 434 discloses a turbine with a nozzle ring that has been modified by providing a circumferential array of bypass openings. The positioning of the bypass openings ensures that they are on the nozzle ring seal side far from the turbine inlet passage, except when the nozzle ring approaches the closed position used in engine braking mode, at this point These openings pass through the seal. This opens the bypass flow path and some exhaust gas flows from the inlet chamber to the turbine wheel through the cavity behind the nozzle ring rather than through the inlet passage. The exhaust gas flow that bypasses the inlet passage and the nozzle vanes works less than the exhaust gas flow through the inlet passage, especially because the vanes do not deflect gas. In other words, as soon as the bypass opening communicates with the inlet passage, the efficiency of the turbocharger immediately decreases, and the engine cylinder pressure also decreases as the compressor outflow pressure (boost pressure) decreases correspondingly. .

このように、入口バイパス開口26を設けることは、通常動作条件下ではターボチャージャの効率に影響しないが、タービンが機関制動モードで運転され、入口通路が最小に減少するとき、バイパス開口は、機関シリンダを過剰に加圧することなく容易に入口通路４の軸方向幅を減少させることになる。ターボチャージャに対する効率低下の影響は、バイパス開口26の数、大きさ、及び形状の適切な選択によって予め決定できることが理解されるべきである。 Thus, providing the inlet bypass opening 26 does not affect the efficiency of the turbocharger under normal operating conditions, but when the turbine is operated in engine braking mode and the inlet passage is reduced to a minimum, the bypass opening is The axial width of the inlet passage 4 can be easily reduced without excessively pressurizing the cylinder. It should be understood that the effect of reduced efficiency on the turbocharger can be predetermined by appropriate selection of the number, size, and shape of the bypass openings 26.

図４を再度参照すると、ＥＰ１４３５４３４の教示に従って、本発明に従う一次及び二次圧力平衡開口24に加えてバイパス開口26がノズルリング５の内側フランジ17を通って設けられている。 Referring again to FIG. 4, in accordance with the teachings of EP 1435434, a bypass opening 26 is provided through the inner flange 17 of the nozzle ring 5 in addition to the primary and secondary pressure balancing openings 24 according to the present invention.

この実施形態において、バイパス通路は、圧力平衡開口24及び25と共にバイパス開口26によって形成されている。これは、ＥＰ１４３５４３４でなされた１つの特定の提案であり、この例においては、１セットのバイパス開口が羽根通路内に設けられていたのみであったが、本発明は、ＥＰ１４３５４３４で開示された発明の他の実施形態と組み合わせることができる。換言すれば、本発明に従う圧力平衡開口の「二重」アレイは、圧力平衡開口の１つのアレイが別の方法で設けられているかもしれないどのような場合でも適用することができる。 In this embodiment, the bypass passage is formed by the bypass opening 26 together with the pressure balancing openings 24 and 25. This is one particular proposal made in EP 1435434, and in this example only one set of bypass openings was provided in the vane passage, but the present invention is the invention disclosed in EP 1435434 It can be combined with other embodiments. In other words, a “double” array of pressure balancing openings according to the present invention can be applied in any case where one array of pressure balancing openings may be provided in another way.

開口の第１及び第２セットは実質的に同じ大きさ及び形状を有してもよく、又はこれらは実質的に異なる大きさ及び／又は形状を有してもよい。一般に、第１セットより少ない開口が第２セットに存在すること、そして第２セットにおける開口が第１セットにおける開口より小さいことが好まれる。 The first and second sets of apertures may have substantially the same size and shape, or they may have substantially different sizes and / or shapes. In general, it is preferred that there are fewer openings in the second set than in the first set, and that the openings in the second set are smaller than the openings in the first set.

幾つかの実施形態において、開口の第１セットは全面的に羽根通路内にあってもよいが、他の実施形態において、第１セットの開口のそれぞれの一部が、羽根通路の径方向に内向き又は外向きの外側にあってもよい。同様に、開口の第２セットは幾つかの実施形態において羽根通路の全面的に外にあるだろうが、他の実施形態においてそれらは開口の第１セットの上流又は下流で少なくとも部分的に羽根通路内にあってもよい。例えば、幾つかの実施形態において開口の第１セットがそれらの径方向範囲に関して開口の第２セットと径方向に重なっているということもあり得る。開口は、様々な形状を有してもよく、例示の実施形態で説明したように必ずしも円形である必要はない。 In some embodiments, the first set of openings may be entirely within the vane passage, but in other embodiments, each portion of the first set of openings may be in the radial direction of the vane passage. It may be inward or outward. Similarly, the second set of apertures will be entirely outside the vane passage in some embodiments, but in other embodiments they are at least partially vaned upstream or downstream of the first set of apertures. It may be in the passage. For example, in some embodiments, a first set of openings may overlap in a radial direction with a second set of openings with respect to their radial extent. The openings may have a variety of shapes and do not necessarily have to be circular as described in the exemplary embodiments.

図１ａは、本発明に従う可変静翼タービンの軸方向断面図である。FIG. 1a is an axial cross-sectional view of a variable stator vane turbine according to the present invention. 図１ｂは、図１ａのタービンの一部の断面図である。FIG. 1b is a cross-sectional view of a portion of the turbine of FIG. 1a. 図１ｃは、図１ａ及び１ｂに示すノズルリングの斜視図である。FIG. 1c is a perspective view of the nozzle ring shown in FIGS. 1a and 1b. 図２は、図１ａから１ｃのものに対する第２実施形態の一部の軸方向断面図である。FIG. 2 is a partial axial sectional view of a second embodiment relative to that of FIGS. 1a to 1c. 図３は、本発明の第３実施形態の一部の軸方向断面図である。FIG. 3 is a partial axial sectional view of a third embodiment of the present invention. 図４は、本発明の第４実施形態の一部の軸方向断面図である。FIG. 4 is a partial axial sectional view of a fourth embodiment of the present invention.

Claims

A turbine wheel that is supported in a housing and rotates about an axis;
An axially movable annular wall member mounted in an annular cavity formed in the housing;
An annular inlet passage formed between a radial surface of the movable wall member, which is a surface perpendicular to the axial direction, and an opposing wall of the housing and extending radially inward toward the turbine wheel And
The movable wall member is movable in an axial direction relative to the housing so as to change an axial width of the inlet passage;
Between the radial surface and the opposing wall of the housing, a plurality of inlet guide vanes arranged on the radial surface of the movable wall member extend to form a radial vane passage,
A plurality of first openings arranged in a circumferential shape are provided on the radial surface, and each of the plurality of first openings is substantially in the blade passage;
A plurality of circumferentially arranged second openings are provided on the radial surface, and each of the plurality of second openings is formed with respect to the direction of flow through the inlet passage. Substantially upstream or downstream,
The inlet passage and the cavity are in fluid communication via the plurality of first openings and the plurality of second openings;
The variable stationary blade turbine, wherein a total area of the plurality of second openings is smaller than a total area of the plurality of first openings.

The movable wall member is movable between a fully open position and a fully closed position, and the plurality of first openings and the plurality of second openings correspond to the fully open position of the movable wall member and the complete opening position. The variable stator vane turbine of claim 1, in fluid communication with both the inlet passage and the cavity at all axial positions between a closed position.

Each of the plurality of first openings is disposed at a first radius, each of the plurality of second openings is disposed at a second radius, and the second radius is the first radius. The variable stator vane turbine according to claim 1 or 2, which is larger.

The variable stator vane turbine according to claim 3, wherein the second radius is larger than a radius of a radially outer end of the blade.

Each of the plurality of first openings is disposed at a first radius, each of the plurality of second openings is disposed at a second radius, and the second radius is the first radius. The variable stator vane turbine according to claim 1 or 2, which is smaller.

The variable stator vane turbine according to claim 5, wherein the second radius is smaller than a radius of a radially inner end of the blade.

The variable stator vane turbine according to claim 1 , wherein an entire area of each of the first plurality of openings is in the blade passage.

The variable stator vane turbine according to claim 1 , wherein each of the second plurality of openings is at least substantially outside the blade passage.

The variable stator vane turbine according to claim 1 , wherein an entire area of each of the plurality of second openings is outside the blade passage.

The variable stator vane turbine of claim 5, wherein each of the second plurality of openings is at least substantially in the vane passage.

The variable stator vane turbine of claim 10, wherein each of the second plurality of openings is entirely within the vane passage.

12. The variable stator vane turbine according to claim 1, wherein each of the plurality of second openings has a smaller area than each of the plurality of first openings.

The plurality of first and second openings are each circular, and the diameter of each of the plurality of second openings is less than about 70% of the diameter of each of the plurality of first openings. Variable vane turbine.

The variable stationary blade turbine according to any one of claims 1 to 13 , wherein a radial range of the plurality of second openings overlaps a radial range of the plurality of first openings.

The variable stator vane turbine according to claim 1, wherein the number of the plurality of second openings is smaller than the number of the plurality of first openings.

The variable stator vane turbine according to claim 15, wherein the number of the plurality of second openings is about 50% less than the number of the plurality of first openings.

The variable stator vane turbine according to claim 1 , further comprising an actuator for changing an axial width of the inlet passage.