JP6877952B2 - Insert parts for radial turbines, turbochargers and turbine housings for radial turbines - Google Patents

Insert parts for radial turbines, turbochargers and turbine housings for radial turbines Download PDF

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Description

本発明は、請求項１のおいて書き部に従う、ターボチャージャーのためのラジアルタービンに関する。本発明は、ラジアルタービンを有するターボチャージャー、及びラジアルタービンのタービンハウジングのためのインサート部品にさらに関する。 The present invention relates to a radial turbine for a turbocharger, according to the writing section of claim 1. The present invention further relates to turbochargers with radial turbines and insert components for turbine housings of radial turbines.

ターボチャージャーは、タービン及び圧縮機を備え、タービン内では、第１プロセスガスが膨張させられ、このプロセスで抽出されたエネルギーが、圧縮機の領域で第２プロセスガスを圧縮するために利用される。ターボチャージャーのタービン及び圧縮機双方は、ハウジング及びロータを備え、圧縮機のロータ及びタービンのロータは、軸受ハウジング内に取り付けられたシャフトを介して接続されている。 The turbocharger is equipped with a turbine and a compressor, in which the first process gas is expanded and the energy extracted in this process is used to compress the second process gas in the area of the compressor. .. Both the turbocharger turbine and the compressor include a housing and a rotor, and the compressor rotor and the turbine rotor are connected via a shaft mounted within the bearing housing.

ターボチャージャーのタービンは、タービン流入ハウジング及びタービン流出ハウジングを備えている。特に、タービンがラジアルタービンとして実現される場合、いわゆるインサート部品が流入ハウジングに取り付けられ、このインサート部品は、ラジアル方向外側からタービンのロータの動翼に隣接し、いくらかのセクションにおいてタービンロータの動翼の領域でラジアルタービンの流動ダクトを画成する。このケースにおいてタービンロータの動翼のラジアル方向外側端部とインサート部品との間のラジアル方向間隙は、タービンロータの動翼がインサート部品に衝突することを防止するために十分に大きいべきである一方で、他方では、上記ラジアル方向間隙は、ラジアルタービンの効率を可能な限り高く保証するために十分に小さいべきである。 The turbine of the turbocharger includes a turbine inflow housing and a turbine outflow housing. In particular, when the turbine is realized as a radial turbine, a so-called insert component is attached to the inflow housing, which is adjacent to the rotor blades of the turbine from the outside in the radial direction and in some sections the rotor blades of the turbine rotor. The flow duct of the radial turbine is defined in the area of. In this case, the radial clearance between the radial outer end of the turbine rotor blades and the insert component should be large enough to prevent the turbine rotor blades from colliding with the insert component. On the other hand, the radial directional gap should be small enough to guarantee the efficiency of the radial turbine as high as possible.

ここから始まって、本発明は、新たなタイプのラジアルタービン、当該ラジアルタービンを有するターボチャージャー及びラジアルタービンのタービンハウジングのためのインサート部品を作り出すという目的に基づいている。 Starting from here, the present invention is based on the object of creating new types of radial turbines, turbochargers with said radial turbines and insert parts for turbine housings of radial turbines.

この目的は、請求項１に記載のラジアルタービンを通じて達成される。 This object is achieved through the radial turbine according to claim 1.

本発明によれば、流動ダクトを画成するインサート部品の壁部が、動翼とインサート部品との間の、静止しているタービンロータを公称とするラジアル方向間隙をいくらかのセクションにおいて拡大した状態で、規定された周方向セクションでラジアル方向外側に引かれる。 According to the present invention, the wall portion of the insert component defining the flow duct is expanded in some section between the rotor blade and the insert component in a radial direction nominally a stationary turbine rotor. Then, it is pulled outward in the radial direction at the specified circumferential section.

本発明によれば、流動ダクトを画成するインサート部品の壁部が、規定された周方向セクションにおいてラジアル方向外側に引かれ、且つこれに起因して偏心して形成され、これにより、この周方向セクションにおいて動翼の外側端部とインサート部品との間の、静止しているタービンロータの公称ラジアル方向間隙を拡大する。これに起因して、一方では、インサート部品へのタービンロータの動翼の衝突は、タービンロータが回転する動作中に、特にタービン流入ハウジングの加熱段階及び冷却段階の間に、規定された周方向セクション、特に重要な周方向セクションで防止され、他方では、ラジアルタービンの継続的な良好な効率が保証される。 According to the present invention, the wall portion of the insert component defining the flow duct is pulled outward in the radial direction in the defined circumferential section and is formed eccentrically due to this, thereby forming this circumferential direction. Increase the nominal radial clearance of the stationary turbine rotor between the outer end of the rotor blade and the insert component in the section. Due to this, on the one hand, the collision of the turbine rotor blades with the insert component is in the defined circumferential direction during the rotating operation of the turbine rotor, especially during the heating and cooling stages of the turbine inflow housing. It is prevented in the section, especially in the critical circumferential section, on the other hand, the continuous good efficiency of the radial turbine is guaranteed.

ここで、本発明は、ラジアルタービンの動作中に、特に加熱段階及び冷却段階の間に、ラジアルタービンのタービン流入ハウジングが、ラジアルタービンの周方向で見ると、不均一な変形を受け、これにより、動作中に、タービン流入ハウジングの周方向範囲にわたって動翼のラジアル方向外側端部とインサート部品との間のラジアル方向間隙が、従ってインサート部品の周方向範囲が異なって変化するという理解に基づいている。それ自身でのこの不均一な変形は、ラジアル方向間隙の不均一な変化をもたらす。本発明により、この不均一なラジアル方向間隙の変化は、動作中に、周方向で一様なラジアル方向間隙がタービンロータの動翼とタービン流入ハウジングのインサート部品との間に存在するように補償される。 Here, in the present invention, during the operation of a radial turbine, especially during the heating and cooling stages, the turbine inflow housing of the radial turbine undergoes non-uniform deformation when viewed in the circumferential direction of the radial turbine, thereby causing non-uniform deformation. Based on the understanding that during operation, the radial clearance between the radial outer end of the blade and the insert component over the circumferential range of the turbine inflow housing, and thus the radial range of the insert component, varies differently. There is. This non-uniform deformation on its own results in a non-uniform change in the radial directional gap. According to the present invention, this non-uniform radial clearance change is compensated for such a circumferentially uniform radial clearance between the rotor blades of the turbine rotor and the insert component of the turbine inflow housing during operation. Will be done.

有利なさらなる発展によれば、インサート部品の壁部が動翼とインサート部品との間の公称ラジアル方向間隙を拡大した状態でラジアル方向外側に引き出される周方向セクションが、１２０°±４０°、特に１２０°±３０°、好ましくは１２０°±２０°、最も好ましくは１２０°±１０°の周方向範囲を有している。これにより、タービンハウジングのインサート部品へのラジアルタービンの動翼の衝突は、高効率を有した状態で安全に且つ高い信頼性で回避される。 According to a favorable further development, the circumferential section drawn outward in the radial direction with the wall of the insert part expanding the nominal radial direction gap between the blade and the insert part is 120 ° ± 40 °, in particular. It has a circumferential range of 120 ° ± 30 °, preferably 120 ° ± 20 °, most preferably 120 ° ± 10 °. As a result, collision of the blades of the radial turbine with the insert parts of the turbine housing is safely and highly reliablely avoided in a highly efficient state.

代替的な有利なさらなる発展によれば、タービン流入ハウジングが、流入フランジと、周方向においてらせん状に広がる流入ダクトと、を備え、流入ダクトが、流入ダクトの流動方向で見ると、流入フランジと隣接する上流側の端部と、流入ダクトの流動方向で見ると下流側の端部と、を備え、インサート部品の壁部が動翼とインサート部品との間の公称ラジアル方向間隙を拡大した状態でラジアル方向外側に引かれる周方向セクションが、流入ダクトの上流側の端部又は下流側の端部によって第１端部で画成され、且つ流入ダクトの流動方向に基づいてこの第１端部から始まって、その第２端部に向かって、流入ダクトの流動方向に逆らって延在している。流動ダクトの流動方向に基づく周方向セクションのこの構成は、この周方向セクションでは、周囲にわたる流入ハウジングの異なる変形に起因して動翼がインサート部品に衝突する可能性がタービン流入ハウジング、従ってインサート部品の他の周方向セクションよりも高いことが示されるので、特に好ましい。 According to an alternative favorable further development, the turbine inflow housing comprises an inflow flange and an inflow duct that extends spirally in the circumferential direction, and the inflow duct is an inflow duct when viewed in the flow direction of the inflow duct. A state in which an adjacent upstream end and an downstream end when viewed in the flow direction of the inflow duct are provided, and the wall portion of the insert component expands the nominal radial direction gap between the moving blade and the insert component. A circumferential section drawn outward in the radial direction is defined at the first end by the upstream or downstream end of the inflow duct, and this first end is based on the flow direction of the inflow duct. Starting from, it extends toward its second end against the flow direction of the inflow duct. This configuration of the circumferential section based on the flow direction of the flow duct allows the rotor blades to collide with the insert component due to different deformations of the inflow housing over the perimeter in this circumferential section of the turbine inflow housing, and thus the insert component. It is particularly preferred as it is shown to be higher than the other circumferential sections.

本発明によるターボチャージャーは、請求項７で規定されている。本発明によるインサート部品は、請求項９で規定されている。 The turbocharger according to the present invention is defined in claim 7. The insert component according to the present invention is defined in claim 9.

本発明の好ましいさらなる発展は、従属請求項及び以下の説明から得られる。本発明の例示的な実施形態は、これに限定されることなく図面を用いてより詳細に説明される。 Preferred further developments of the present invention can be obtained from the dependent claims and the following description. An exemplary embodiment of the present invention will be described in more detail with reference to the drawings without limitation.

圧縮機及びラジアルタービンを有するターボチャージャーを示す。Shown shows a turbocharger having a compressor and a radial turbine. ラジアルタービンの領域でのターボチャージャーの細部を示す。Details of the turbocharger in the area of radial turbines are shown. 保護装置とともに、ラジアルタービンの領域でのターボチャージャーのさらなる細部を示す。Along with the protective equipment, further details of the turbocharger in the area of radial turbines are shown. アキシアル方向に見たときのラジアルタービンのタービン流入ハウジングの図を示す。The figure of the turbine inflow housing of the radial turbine when viewed in the axial direction is shown. 斜視図のみでラジアルタービンのインサート部品を示す。Only the perspective view shows the insert parts of the radial turbine.

図１は、ターボチャージャー１０の細部を示し、このターボチャージャー１０は、ラジアルタービンとして構成されたタービン１１と、遠心圧縮機として構成された圧縮機１２と、を備えている。 FIG. 1 shows the details of the turbocharger 10, which includes a turbine 11 configured as a radial turbine and a compressor 12 configured as a centrifugal compressor.

遠心圧縮機として構成された圧縮機１２の圧縮機ロータ１３が示され、この圧縮機ロータ１３は、シャフト１４及び動翼１５を有する。さらに、遠心圧縮機として構成された圧縮機１２の、流出ハウジングとして機能する圧縮機スパイラルハウジング１６と、流入ハウジングとして機能するインテークハウジング１７と、が示されている。圧縮機１２のインサート部品１８が、流出ハウジングとして働く圧縮機スパイラルハウジング１６に取り付けられ、インサート部品１８は、ラジアル方向外側から圧縮機ロータ１３の動翼１５に隣接し、いくらかのセクションにおいて圧縮機１２の流動ダクトを画成する。 A compressor rotor 13 of a compressor 12 configured as a centrifugal compressor is shown, which compressor rotor 13 has a shaft 14 and rotor blades 15. Further, a compressor spiral housing 16 that functions as an outflow housing and an intake housing 17 that functions as an inflow housing of the compressor 12 configured as a centrifugal compressor are shown. The insert component 18 of the compressor 12 is attached to the compressor spiral housing 16 which acts as an outflow housing, and the insert component 18 is adjacent to the rotor blades 15 of the compressor rotor 13 from the outside in the radial direction and in some sections the compressor 12 Define the flow duct of.

ラジアルタービンとして構成されたタービン１１のタービンロータ１９が示され、タービンロータ１９は、動翼２０及びシャフト２１を備えている。圧縮機ロータ１３のシャフト１４及びタービンロータ１９のシャフト２１は、互いに連結され、シャフト１４，２１は、いわゆる軸受ハウジング２２内で取り付けられている。 A turbine rotor 19 of a turbine 11 configured as a radial turbine is shown, which includes a rotor blade 20 and a shaft 21. The shaft 14 of the compressor rotor 13 and the shaft 21 of the turbine rotor 19 are connected to each other, and the shafts 14 and 21 are mounted in a so-called bearing housing 22.

ラジアルタービンとして構成されたタービン１１のタービンハウジングが示されており、さらに、タービンハウジングは、タービン流入ハウジング２３及びタービン流出ハウジング２４を備えている。タービン流入ハウジング２３は、スパイラル状又はらせん状に形成され、且つラジアルタービン１１の流入ダクト２５を提供する。 A turbine housing of a turbine 11 configured as a radial turbine is shown, further comprising a turbine inflow housing 23 and a turbine outflow housing 24. The turbine inflow housing 23 is formed in a spiral or spiral shape and provides an inflow duct 25 for the radial turbine 11.

インサート部品２６が、ラジアルタービン１１のタービンハウジングのタービン流入ハウジング２３に取り付けられており、ラジアル方向外側からタービンロータ１９の動翼２０の外側端部に隣接しているインサート部品２６は、いくらかのセクションにおいて動翼２０の領域にラジアルタービン１１の流動ダクトを画成している。 The insert part 26 is attached to the turbine inflow housing 23 of the turbine housing of the radial turbine 11, and the insert part 26 adjacent to the outer end of the rotor blade 20 of the turbine rotor 19 from the outside in the radial direction has some section. The flow duct of the radial turbine 11 is defined in the region of the moving blade 20.

図３は、タービン１１の領域での排ガスターボチャージャー１０からの抜粋を示しており、図３では、タービン流入ハウジング２３及びタービン流出ハウジング２４双方が、保護装置２７，２８によってそれぞれ囲まれている。さらに、図３は、圧縮機スパイラルハウジング１６の領域での保護装置２９を示している。 FIG. 3 shows an excerpt from the exhaust gas turbocharger 10 in the region of the turbine 11, where in FIG. 3, both the turbine inflow housing 23 and the turbine outflow housing 24 are surrounded by protective devices 27 and 28, respectively. Further, FIG. 3 shows a protective device 29 in the region of the compressor spiral housing 16.

ラジアルタービン１１のタービンハウジングの保護装置２７，２８は、タービン流入ハウジング２３の領域では流入フランジ３０が露出されたままであり、タービン流出ハウジング２４の領域では流出フランジ３１が露出されたままである。 In the turbine housing protection devices 27 and 28 of the radial turbine 11, the inflow flange 30 remains exposed in the region of the turbine inflow housing 23, and the outflow flange 31 remains exposed in the region of the turbine outflow housing 24.

すでに説明したように、ラジアルタービン１１のタービン流入ハウジングは、スパイラル状又はらせん状に形成され、流入ハウジング２３の流入ダクト２５は、タービン流入ハウジング２３の流入フランジ３０から始まって延在し、すなわち、タービンロータ１９周り、従ってタービンロータ１９の動翼２０周りで周方向にスパイラル状またはらせん状に広がっている。 As described above, the turbine inflow housing of the radial turbine 11 is formed in a spiral or spiral shape, and the inflow duct 25 of the inflow housing 23 starts from the inflow flange 30 of the turbine inflow housing 23 and extends, that is, It extends radially or spirally around the turbine rotor 19, and thus around the moving blades 20 of the turbine rotor 19.

タービン流入ハウジング２３のこの流入ダクト２５は、流入ダクト２５の流動方向で見ると、流入フランジ３０に隣接し且つ流動側で流入フランジ３０に連結された上流側の端部３３と、流入ダクト２５の流動方向で見ると下流側の端部３４と、を備えている。流入ダクト２５の流動断面積は、流入ダクト２５の上流側の端部３３から始まって、流入ダクト２５の下流側の端部３４に向かって小さくなる。 When viewed in the flow direction of the inflow duct 25, the inflow duct 25 of the turbine inflow housing 23 has an upstream end 33 adjacent to the inflow flange 30 and connected to the inflow flange 30 on the flow side, and the inflow duct 25. When viewed in the flow direction, it is provided with an end portion 34 on the downstream side. The flow cross-sectional area of the inflow duct 25 starts from the upstream end 33 of the inflow duct 25 and decreases toward the downstream end 34 of the inflow duct 25.

動作中に、タービン流入ハウジング２３は、その周方向範囲にわたって見ると、異なる変形を受ける。従って、タービンロータ１９の動翼２０のラジアル方向外側端部とタービン流入ハウジング２３に取り付けられたインサート部品２６との間のラジアル方向間隙は、従来技術から公知のラジアルタービンの場合に周方向で見ると異なって小さくなる。 During operation, the turbine inflow housing 23 undergoes different deformations when viewed over its circumferential range. Therefore, the radial gap between the radial outer end of the rotor blade 20 of the turbine rotor 19 and the insert component 26 attached to the turbine inflow housing 23 is viewed in the circumferential direction in the case of a radial turbine known from the prior art. Unlike, it becomes smaller.

動作中にインサート部品２６と動翼２０との間のラジアル方向間隙が本質的により顕著に小さくなる、タービン流入ハウジング２３のインサート部品２６の周方向範囲のこのようなセクションにおいて、インサート部品２６への動翼２０の衝突を防止するために、本発明によれば、流動ダクトを画成するインサート部品２６の壁部３５であって、規定された周方向セクション３６で流動ダクトを画成するインサート部品２６の壁部３５が、いくらかのセクションにおける静止しているタービンロータ１９の公称ラジアル方向間隙を拡大した状態で、動翼２０とインサート部品２６との間でラジアル方向外側に引かれ、これにより、この周方向セクションにおいてタービンハウジングのより大きな変形、すなわち、動作中に生じるタービン流入ハウジング２３のより大きな変形を補償し、従って、この周方向セクションにおいてタービンロータ１９の動翼２０がインサート部品２６に衝突することを防止する、壁部３５が提供される。タービン翼２０がインサート部品２６に衝突するリスクがより小さい、この周方向セクション３６以外には、流動チャネルと隣接するその壁部３５上でのインサート部品２６は、ラジアルタービンの高効率を保証するために、ラジアル方向外側に引かれない。 In such a section of the circumferential range of the insert part 26 of the turbine inflow housing 23, where the radial gap between the insert part 26 and the moving blade 20 is essentially smaller during operation, to the insert part 26. In order to prevent collision of the moving blades 20, according to the present invention, the wall portion 35 of the insert component 26 that defines the flow duct, and the insert component that defines the flow duct in the defined circumferential section 36. The wall 35 of 26 is pulled outward in the radial direction between the blade 20 and the insert component 26, with the nominal radial gap of the stationary turbine rotor 19 in some section widened. In this circumferential section it compensates for the larger deformation of the turbine housing, i.e., the larger deformation of the turbine inflow housing 23 that occurs during operation, thus the moving blade 20 of the turbine rotor 19 collides with the insert component 26 in this circumferential section. A wall portion 35 is provided that prevents this from happening. Other than this circumferential section 36, where the turbine blade 20 has less risk of colliding with the insert component 26, the insert component 26 on its wall 35 adjacent to the flow channel ensures high efficiency of the radial turbine. In addition, it is not pulled outward in the radial direction.

インサート部品２６の壁部３５が動翼２０とインサート部品２６との間の公称ラジアル方向間隙を拡大した状態でインサート部品２６の他の周方向セクションに対してラジアル方向外側に引かれる、インサート部品２６の周方向セクション３６は、１２０°±４０°の周方向範囲、特に１２０°±３０°、好ましくは１２０°±２０°、最も好ましくは１２０°±１０°の周方向範囲を含む。 The insert component 26 is pulled outward in the radial direction with respect to the other circumferential sections of the insert component 26 with the wall portion 35 of the insert component 26 expanding the nominal radial directional gap between the blade 20 and the insert component 26. The circumferential section 36 includes a circumferential range of 120 ° ± 40 °, particularly a circumferential range of 120 ° ± 30 °, preferably 120 ° ± 20 °, most preferably 120 ° ± 10 °.

ラジアルタービン１の動翼２０とインサート部品２６との間の公称ラジアル方向間隙は、静止しているタービンロータ１９及び冷却されたラジアルタービン１１のラジアル方向間隙である。タービンロータ１９が回転する動作中に、特に、ラジアルタービン１１の加熱段階及び冷却段階の間に、この間隙は、インサート部品２６の周方向で見ると不均一に変化する。周方向セクション３６でのインサート部品２６の壁部３５の規定された形成を通じて、タービンロータ１９が回転する動作中に、特にラジアルタービン１１の加熱段階及び冷却段階の間に、ラジアルタービン１１の動翼２０とインサート部品２６との間のラジアル方向間隙は、インサート部品２６の周方向で見ると一様になることが保証される。これに起因して、インサート部品２６への動翼の衝突は、ラジアルタービン１１が高効率な状態で防止される。 The nominal radial directional gap between the blade 20 of the radial turbine 1 and the insert component 26 is the radial directional gap between the stationary turbine rotor 19 and the cooled radial turbine 11. During the rotating operation of the turbine rotor 19, especially during the heating and cooling stages of the radial turbine 11, this gap varies non-uniformly when viewed in the circumferential direction of the insert component 26. Through the defined formation of the wall portion 35 of the insert component 26 in the circumferential section 36, the blades of the radial turbine 11 during the rotating operation of the turbine rotor 19, especially during the heating and cooling stages of the radial turbine 11. The radial clearance between 20 and the insert component 26 is guaranteed to be uniform when viewed in the circumferential direction of the insert component 26. Due to this, the collision of the moving blades with the insert component 26 is prevented in a highly efficient state of the radial turbine 11.

本発明は、約１２０°の周方向範囲では、タービン流入ハウジング２３とタービン流入ハウジング２３に取り付けられたインサート部品２６とは、他の周方向セクション以外の変形を受け、すなわち、この周方向セクション３６では、インサート部品２６へのタービンロータ１９の動翼２０の衝突がより起こり得るという理解に基づいており、このため、本発明によれば、この周方向セクション３６におけるインサート部品２６のラジアル方向内側壁部３５が、ラジアル方向外側に引かれる。 In the present invention, in the circumferential range of about 120 °, the turbine inflow housing 23 and the insert component 26 attached to the turbine inflow housing 23 are deformed other than the other circumferential sections, that is, the circumferential section 36. Is based on the understanding that collision of the moving blades 20 of the turbine rotor 19 with the insert component 26 is more likely, and therefore, according to the present invention, the radial inner wall of the insert component 26 in this circumferential section 36. The portion 35 is pulled outward in the radial direction.

図４は、インサート部品のラジアル方向内側壁部３５がラジアル方向外側に引かれる、インサート部品２６のこの周方向セクション３６の正確な位置決め又は配置を描いている。従って、図４は、周方向セクション３６が２つの端部３７，３８によって画成されることを示している。第１端部３７は、選択的に、タービン流入ハウジング２３の流入ダクト２５の上流側の端部３３又は下流側の端部３４と一致しており、流入ダクト２５の上流側の端部３３は、流入ダクト２５の流動方向３２で見ると、タービン流入ハウジング２３の流入フランジ３０に隣接している。インサート部品２６の壁部３５がラジアル方向外側に引かれる周方向セクション３６は、その第１端部３７から始まってその第２端部３８に向かって延在し、すなわち、流入ダクト２５の流動方向３２で見ると、流入ダクト２５の流動方向に逆らって延在している。 FIG. 4 depicts the precise positioning or placement of this circumferential section 36 of the insert component 26 in which the radial inner wall 35 of the insert component is pulled outward in the radial direction. Therefore, FIG. 4 shows that the circumferential section 36 is defined by the two ends 37, 38. The first end 37 selectively coincides with the upstream end 33 or the downstream end 34 of the inflow duct 25 of the turbine inflow housing 23, and the upstream end 33 of the inflow duct 25 When viewed in the flow direction 32 of the inflow duct 25, it is adjacent to the inflow flange 30 of the turbine inflow housing 23. The circumferential section 36 in which the wall portion 35 of the insert component 26 is pulled outward in the radial direction starts from the first end portion 37 and extends toward the second end portion 38, that is, the flow direction of the inflow duct 25. Looking at 32, it extends against the flow direction of the inflow duct 25.

従って、ラジアル方向内側壁部３５がラジアル方向外側に引かれるインサート部品２６の周方向セクション３６は、流入ダクト２５の周方向セクションを介して延び、これは、流入ダクト２５の流動方向３２で見ると、流入ダクト２５の下流側の端部３４と面するように、後方に位置づけられる。 Therefore, the circumferential section 36 of the insert component 26 from which the radial inner side wall 35 is pulled outward in the radial direction extends through the circumferential section of the inflow duct 25, which is viewed in the flow direction 32 of the inflow duct 25. , It is positioned rearward so as to face the downstream end 34 of the inflow duct 25.

図４によれば、流入ハウジング３０の長手方向中心軸４０が、インサート部品２６の長手方向中心軸４１に対して垂直に突出するように延びている。 According to FIG. 4, the longitudinal central axis 40 of the inflow housing 30 extends so as to project perpendicular to the longitudinal central axis 41 of the insert component 26.

図４は、タービン流出ハウジング２４が係合するタービン流入ハウジングの接続フランジ３９をさらに描いている。 FIG. 4 further depicts a connecting flange 39 of the turbine inflow housing with which the turbine outflow housing 24 is engaged.

本発明によるラジアルタービン１１は、選択的には、遠心圧縮機１２を備える、図１に示されるターボチャージャー１０内で使用される。 The radial turbine 11 according to the present invention is optionally used in the turbocharger 10 shown in FIG. 1, which comprises a centrifugal compressor 12.

本発明は、ラジアルタービン１１及びラジアルタービン１１を備えるターボチャージャー１０に関するだけでなく、現場ですでに据え付けられたラジアルタービン１１又はターボチャージャー１０を改良することができる上記のようなインサート部品２６にさらに関する。従って、既存のインサート部品を本発明によるインサート部品２６と置換することによって、現場に据え付けられた従来のラジアルタービン１１が、改良されるか、又は本発明によるラジアルタービン１１に変更されることができる。 The present invention relates not only to the radial turbine 11 and the turbocharger 10 including the radial turbine 11, but also to the insert component 26 as described above which can improve the radial turbine 11 or the turbocharger 10 already installed in the field. Regarding. Therefore, by replacing the existing insert component with the insert component 26 according to the present invention, the conventional radial turbine 11 installed in the field can be improved or changed to the radial turbine 11 according to the present invention. ..

すでに説明したように、インサート部品２６の壁部３５は、周方向セクション３６においてラジアル方向外側に引かれる。これに起因して、ラジアル方向内側壁部３５における流動に関連する半径は、周方向セクション３６において拡大される。この拡大は、周方向範囲３６全体にわたって一定であるが、これと対照的に、流動に関連するこの半径の拡大が、周方向領域３６にわたって変化することも可能である。 As described above, the wall portion 35 of the insert component 26 is pulled outward in the radial direction in the circumferential section 36. Due to this, the flow-related radius at the radial inner wall 35 is expanded in the circumferential section 36. This expansion is constant throughout the circumferential range 36, but in contrast, this radius expansion associated with flow can vary over the circumferential region 36.

周方向セクション３６の端部３７，３８から始まってラジアル方向外側への半径の拡大、従って壁部３５の引張りは、まず、その中心に向かって連続的に増大し、その後、周方向セクション３６の中間領域において一定のままとなることが提供される。 The radial extension of the radius starting from the ends 37, 38 of the circumferential section 36, and thus the tension of the wall 35, first increases continuously towards its center and then of the circumferential section 36. It is provided that it remains constant in the intermediate region.

１０ ターボチャージャー、１１ タービン、１２ 圧縮機、１３ 圧縮機ロータ、１４ シャフト、１５ 動翼、１６ 圧縮機流出ハウジング、１７ 圧縮機流入ハウジング、１８ インサート部品、１９ タービンロータ、２０ 動翼、２１ シャフト、２２ 軸受ハウジング、２３ タービン流入ハウジング、２４ タービン流出ハウジング、２５ 流入ダクト、２６ インサート部品、２７ 保護装置、２８ 保護装置、２９ 保護装置、３０ フランジ、３１ フランジ、３２ 流動方向、３３ 端部、３４ 端部、３５ 壁部、３６ 周方向セクション、３７ 端部、３８ 端部、３９ 接続フランジ、４０ 長手方向中心軸、４１ 長手方向中心軸 10 turbocharger, 11 turbine, 12 compressor, 13 compressor rotor, 14 shaft, 15 bearing, 16 compressor outflow housing, 17 compressor inflow housing, 18 insert parts, 19 turbine rotor, 20 bearing, 21 shaft, 22 Bearing housing, 23 Turbine inflow housing, 24 Turbine outflow housing, 25 Inflow duct, 26 Insert parts, 27 Protective device, 28 Protective device, 29 Protective device, 30 Flange, 31 Flange, 32 Flow direction, 33 end, 34 end Part, 35 wall part, 36 circumferential section, 37 end part, 38 end part, 39 connection flange, 40 longitudinal central axis, 41 longitudinal central axis

Claims (6)

タービンハウジング及びタービンロータ（１９）を有する、ターボチャージャーのためのラジアルタービン（１１）であって、
前記タービンハウジングが、タービン流入ハウジング（２３）と、タービン流出ハウジング（２４）と、前記タービン流入ハウジング（２３）に取り付けられたインサート部品（２６）と、を備え、
前記インサート部品（２６）が、ラジアル方向外側から前記タービンロータ（１９）の動翼（２０）と隣接し、且ついくらかのセクションでは前記動翼（２０）の領域における前記ラジアルタービンの流動ダクトを画成する、ラジアルタービン（１１）において、
前記タービン流入ハウジング（２３）が、流入フランジ（３０）と、周方向においてらせん状又はスパイラル状に広がる流入ダクト（２５）と、を備え、前記流入ダクト（２５）が、前記流入ダクト（２５）の流動方向で見ると、前記流入フランジ（３０）と隣接する上流側の端部（３３）と、前記流入ダクト（２５）の流動方向で見ると下流側の端部（３４）と、を備え、
前記流動ダクトを画成する前記インサート部品（２６）の壁部（３５）が、前記動翼（２０）と前記インサート部品（２６）との間の、静止しているタービンロータの公称ラジアル方向間隙をいくらかのセクションにおいて拡大した状態で、前記インサート部品（２６）の長手方向中心軸（４１）に対して所定の周方向範囲を有する周方向セクション（３６）でラジアル方向外側に引かれており、
前記周方向セクション（３６）が、前記流入ダクト（２５）の前記上流側の端部（３３）によって第１端部（３７）で画成され、且つ前記第１端部（３７）から始まって、第２端部（３８）に向かって、前記流入ダクト（２５）の前記流動方向に逆らって前記流入ダクトの前記流動方向に基づいて延在していることを特徴とするラジアルタービン。 A radial turbine (11) for a turbocharger having a turbine housing and a turbine rotor (19).
The turbine housing comprises a turbine inflow housing (23), a turbine outflow housing (24), and an insert component (26) attached to the turbine inflow housing (23).
The insert component (26) is adjacent to the blade (20) of the turbine rotor (19) from the outside in the radial direction and, in some sections, delineates the flow duct of the radial turbine in the region of the blade (20). In the radial turbine (11)
The turbine inflow housing (23) includes an inflow flange (30) and an inflow duct (25) that spreads in a spiral or spiral shape in the circumferential direction, and the inflow duct (25) is the inflow duct (25). When viewed in the flow direction of, the upstream end (33) adjacent to the inflow flange (30) and the downstream end (34) when viewed in the flow direction of the inflow duct (25) are provided. ,
The wall portion (35) of the insert component (26) defining the flow duct is the nominal radial directional gap of the stationary turbine rotor between the rotor blade (20) and the insert component (26). Is pulled outward in the radial direction by a circumferential section (36) having a predetermined circumferential range with respect to the longitudinal central axis (41) of the insert component (26) in a state of being enlarged in some sections .
The circumferential section (36) is defined at the first end (37) by the upstream end (33) of the inflow duct (25) and begins at the first end (37). , toward the second end (38), the inlet duct (25) said counter to the direction of flow not extend on the basis of the flow direction of the inflow duct radial turbine characterized by Rukoto of. 前記周方向セクション（３６）が、１２０°±４０°の周方向範囲を有していることを特徴とする請求項１に記載のラジアルタービン。 The radial turbine according to claim 1, wherein the circumferential section (36) has a circumferential range of 120 ° ± 40 °. 前記周方向セクション（３６）が、１２０°±３０°の周方向範囲を有していることを特徴とする請求項２に記載のラジアルタービン。 The radial turbine according to claim 2, wherein the circumferential section (36) has a circumferential range of 120 ° ± 30 °. 前記流入フランジ（３０）の長手方向中心軸（４０）が、前記インサート部品（２６）の長手方向中心軸（４１）に対して垂直に突出するように延びていることを特徴とする請求項１から３のいずれか１項に記載のラジアルタービン。 Claim 1 is characterized in that the longitudinal central axis (40) of the inflow flange (30) extends so as to project perpendicularly to the longitudinal central axis (41) of the insert component (26). The radial turbine according to any one of 3 to 3. 圧縮機（１２）及びラジアルタービン（１１）を有するターボチャージャー（１０）であって、
前記圧縮機（１２）が、圧縮機ハウジング（１６，１７）及び圧縮機ロータ（１３）を備え、前記ラジアルタービン（１１）が、タービンハウジング（２３，２４）及びタービンロータ（１９）を備え、前記圧縮機ロータ（１３）及び前記タービンロータ（１９）が、軸受ハウジング（２２）内に取り付けられたシャフト（１４，２１）を介して連結される、ターボチャージャー（１０）において、
前記ラジアルタービン（１１）が、請求項１から４のいずれか一項に記載のラジアルタービンとして構成されていることを特徴とするターボチャージャー（１０）。 A turbocharger (10) having a compressor (12) and a radial turbine (11).
The compressor (12) comprises a compressor housing (16, 17) and a compressor rotor (13), and the radial turbine (11) comprises a turbine housing (23, 24) and a turbine rotor (19). In the turbocharger (10), in which the compressor rotor (13) and the turbine rotor (19) are connected via shafts (14, 21) mounted in a bearing housing (22).
A turbocharger (10), wherein the radial turbine (11) is configured as the radial turbine according to any one of claims 1 to 4. 前記圧縮機（１２）が、遠心圧縮機として構成されていることを特徴とする請求項５に記載のターボチャージャー（１０）。 The turbocharger (10) according to claim 5 , wherein the compressor (12) is configured as a centrifugal compressor.
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