WO2013080795A1 - ラジアルタービン - Google Patents

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nozzle vane
vane
width direction
vanes
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PCT/JP2012/079504
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Inventor
大迫　雄志
横山　隆雄
陣内　靖明
白石　隆
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三菱重工業株式会社
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    • 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
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02B—INTERNAL-COMBUSTION PISTON ENGINES; COMBUSTION ENGINES IN GENERAL
    • F02B37/00—Engines characterised by provision of pumps driven at least for part of the time by exhaust
    • F02B37/12—Control of the pumps
    • F02B37/24—Control of the pumps by using pumps or turbines with adjustable guide vanes
    • 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
    • F01D17/00—Regulating or controlling by varying flow
    • F01D17/10—Final actuators
    • F01D17/12—Final actuators arranged in stator parts
    • F01D17/14—Final actuators arranged in stator parts varying effective cross-sectional area of nozzles or guide conduits
    • F01D17/16—Final actuators arranged in stator parts varying effective cross-sectional area of nozzles or guide conduits by means of nozzle vanes
    • F01D17/165—Final actuators arranged in stator parts varying effective cross-sectional area of nozzles or guide conduits by means of nozzle vanes for radial flow, i.e. the vanes turning around axes which are essentially parallel to the rotor centre line
    • 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
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/12—Blades
    • F01D5/14—Form or construction
    • F01D5/141—Shape, i.e. outer, aerodynamic form
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2220/00—Application
    • F05D2220/40—Application in turbochargers
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T10/00—Road transport of goods or passengers
    • Y02T10/10—Internal combustion engine [ICE] based vehicles
    • Y02T10/12—Improving ICE efficiencies

Definitions

  • the present invention relates to a radial turbine, and more particularly to a structure of a plurality of nozzle vanes arranged circumferentially inside a spiral scroll to regulate the flow of working gas from the scroll to the blades of a turbine rotor.
  • a radial turbine is adopted, which is configured to rotationally drive the turbine rotor by radially inflowing into and radially outflowing after acting on the moving blades.
  • a plurality of nozzle vanes are disposed on the outer peripheral side of the moving blades, and the angle thereof is varied, or The fixed one is adopted.
  • FIGS. 7 and 8 show cross-sectional views of an example of a turbocharger using a variable nozzle radial turbine.
  • a spiral scroll 3 and a gas outlet passage 5 (not shown in FIG. 7) are formed on the inner peripheral side.
  • a plurality of moving blades 9 are fixed to the outer periphery of the turbine rotor 7 at equal intervals in the circumferential direction.
  • the turbine rotor 7 is connected to a compressor (not shown) coaxially fixed by a rotor shaft 11, and the rotor shaft 11 is supported by bearings on a bearing casing.
  • a plurality of nozzle vanes 13 are disposed in the circumferential direction inside the spiral scroll 3 to adjust the gas flow G from the scroll 3 and to flow it to the moving blades 9 of the turbine rotor 7.
  • the nozzle vanes 13 are variable, and are variable with the support shaft 15 attached to the main body of the nozzle vanes 13 shown in the drawings as a rotation axis.
  • Patent Document 1 shows a variable nozzle vane, and in order to obtain good nozzle characteristics over the entire working load range including a low load operating region of an exhaust turbine such as a vehicle turbocharger, It has been shown to provide a fluid deflector that bulges more chevrons from the airfoil cross-sectional shape over at least a portion of the span length at the downstream end of the back surface.
  • Patent Document 2 shows a guide vane for a variable turbocharger, and the curvature of the outer shape of the guide vane has at least one or more regions having discontinuous extension. It has been shown to be formed and to realize a number of flow patterns according to the desired purpose of use.
  • Patent Document 3 in the radial turbine with a nozzle, in order to suppress the nozzle loss caused by the increase of the nozzle inflow angle near both the hub side and the shroud side of the variable nozzle, the hub side of the nozzle front edge portion It is disclosed that the blade angle in the vicinity of the wall surface and in the vicinity of the shroud side wall surface is made larger than the blade angle in the middle of the flow passage.
  • JP 2005-351241 A Japanese Patent Application Publication No. 2011-509371 Japanese Patent Laid-Open No. 2000-18004
  • the working gas flows between the plurality of nozzle vanes 13 arranged in the circumferential direction while circling along the spiral of the scroll 3.
  • the gas inflow velocity into the nozzle vanes 13 has different velocity distributions in the width (height) direction (the Z direction in FIG. 6) of the nozzle vanes 13. That is, as shown in FIG.
  • the gas inflow velocity C at the inlet portion of the nozzle vane 13 is a gas velocity by a three-dimensional boundary layer formed to 15 to 20% of the full width on both sides of the width W of the inlet front edge 17
  • the circumferential velocity C ⁇ which is a circumferential component of C, is large at the central portion of the inlet front edge portion 17 and the corners at both ends, ie, the shroud side 19 and the hub side 21 are small.
  • the radial velocity C R is the radial component, as shown in FIG. 6, the central portion is small corner clogging shroud side 19 and as the hub side 21 increases the distribution across the inlet leading edge 17.
  • the flow loss at the nozzle vanes 13 is increased to cause a reduction in turbine efficiency. That is, the gas inlet angle ⁇ 2 on the wall side of the inlet front edge 17, that is, the hub side 21 and the shroud side 19 is larger than the inlet central portion of the nozzle vane 13 adjusted to the optimum gas inlet angle ⁇ 1 to the nozzle vane 13.
  • Patent Document 1 a fluid diverting ridge bulging from the airfoil cross-sectional shape is provided over at least a part of the blade length at the downstream end of the back face of the vane. It is intended to prevent the flow from going to the ventral side of the vane at the end, and it is not disclosed until the flow angle uniformity flowing out from the downstream end of the vane and into the blades of the turbine rotor .
  • Patent Document 2 also does not disclose equalization of the flow angle of the working gas at the tip end portion of the vane into which the working gas from the scroll is introduced and the rear end portion.
  • Patent Document 3 also discloses uniforming the incidence angle (collision angle) at the tip of the vane, uniform flow angles flowing out from the downstream end of the vane and flowing into the blades of the turbine rotor are also shown. Has not been disclosed until
  • the present invention has been made in view of such problems, and it is possible to reduce the collision loss at the nozzle vane tip end portion of the working gas flowing into the nozzle vane from the turbine scroll and equalize the outflow flow at the rear end portion of the nozzle vane. It is intended to improve turbine efficiency by suppressing secondary flow loss in nozzle vanes and blades.
  • the present invention achieves such an object, and in a radial turbine including a plurality of nozzle vanes circumferentially arranged inside a spiral scroll and adjusting the flow of working gas from the scroll to the blades of the turbine rotor,
  • the vicinity of both end portions in the width direction of the inlet front edge portion of the nozzle vane is expanded to the pressure surface side of the nozzle vane rather than the center portion in the width direction to form a front edge bulging portion.
  • the gas inflow angle of the working gas flowing into the nozzle vane is made to match, and further, the vicinity of both ends in the width direction of the trailing edge of the nozzle vane is expanded to the pressure surface side than the central part.
  • An edge bulging portion is formed, and the outflow angle of the working gas from the outlet trailing edge of the nozzle vane is made uniform.
  • the entire length of the nozzle vane in the vicinity of both end portions in the width direction may be formed longer than the central portion.
  • the nozzle vanes are variable nozzle vanes supported rotatably around an intermediate portion of the nozzle length, and the leading edge of one nozzle vane of the adjacent nozzle vanes is bulged.
  • the part and the trailing edge bulging part of the other nozzle vane may be formed to be close to each other when the nozzle vane is fully closed.
  • the nozzle vanes are variable nozzle vanes rotatably supported with the middle portion of the nozzle length as a rotation center, and an annular shape formed by connecting the vicinity of the pivot axis of each nozzle vane
  • the gap between the nozzle end and the side wall may be formed narrower than the gap between the nozzle end and the side wall outside the annular range only within the range.
  • variable nozzle In the variable nozzle, a clearance is provided between the nozzle end and the wall surface in order to make the nozzle opening movable. Gas passing through this clearance (gas that leaks without passing through the throat of the nozzle) is not converted to velocity energy, which increases the loss of nozzle clearance and reduces turbine efficiency.
  • the loss of the nozzle clearance is prevented, thereby improving the turbine efficiency by reducing the collision loss at the tip of the nozzle vane and equalizing the outflow flow at the rear end of the nozzle vane. In combination with this, the efficiency can be further improved.
  • the annular range is a region where a throat is formed by the adjacent nozzle vanes within the range of the intermediate opening degree to the small opening degree of the nozzle vanes.
  • the tendency of the loss increase due to the nozzle clearance is a region in which the gas expansion at the nozzle portion is larger than that of the moving blade of the turbine rotor, and the ratio of the throat area between the nozzles to the nozzle clearance is smaller.
  • the nozzle clearance loss is prevented if the throat is formed by the adjacent nozzle vanes within the range of the medium opening degree to the small opening degree of the nozzle opening where the influence of the nozzle on the turbine efficiency becomes large. It is obtained effectively.
  • the blade angle is set in the vicinity of both end portions in the width direction in a range of about 2 degrees to 13 degrees on the pressure surface side of the nozzle vane from the center portion in the width direction. It is preferable that the nozzle vanes have a blade angle in the range of about 2 ° to 8 ° from the center in the width direction to the pressure surface side of the nozzle vanes in the vicinity of both ends in the width direction. You may bulging in the direction of standing up.
  • the collision loss and secondary flow loss in the turbine blade are achieved by reducing the collision loss at the nozzle vane tip of the working gas flowing into the nozzle vane from the turbine scroll and equalizing the outflow flow at the rear end of the nozzle vane. Can be suppressed to improve the turbine efficiency. Further, the turbine efficiency is further improved by reducing the size of the nozzle clearance and preventing loss within the range of the medium opening degree to the small opening degree of the nozzle opening where the influence of the nozzle clearance on the turbine efficiency becomes large. be able to.
  • the general view of the nozzle vane which shows 1st Embodiment is shown, (A) is a top view, (B) is a front view, (C) is a side view. (D) shows the shape of the nozzle vane leading edge bulging portion, and (E) shows the shape of the nozzle vane trailing edge bulging portion.
  • the nozzle vanes of the first embodiment are disposed in the circumferential direction to indicate a fully closed state.
  • the general view of the nozzle vane which shows 2nd Embodiment is shown, (A) is a top view, (B) is a front view, (C) is a side view. It is principal part sectional drawing of the upper half which shows 3rd Embodiment.
  • FIG. 2 is a corresponding view of FIG. 1 showing a general view of a prior art nozzle vane
  • FIGS. 7 and 8 show a cross-sectional view of an example of a turbocharger using the variable nozzle radial turbine 1.
  • a spiral scroll 3 is formed in a turbine casing 2, and a gas outlet passage 5 is formed on the inner peripheral side.
  • a plurality of moving blades 9 are fixed to the outer periphery of the turbine rotor 7 at equal intervals in the circumferential direction.
  • the turbine rotor 7 is connected to a compressor (not shown) coaxially fixed by a rotor shaft 11, and the rotor shaft 11 is supported by bearings on a bearing casing.
  • a plurality of nozzle vanes 13 are disposed in the circumferential direction inside the spiral scroll 3 to adjust the flow of working gas from the scroll 3 to the moving blades 9 of the turbine rotor 7.
  • the nozzle vanes 13 are of a rotary type, and are rotatable about a support shaft 15 attached to the main body of the nozzle vanes 13 shown in the drawings.
  • the nozzle vane 13 has a rectangular shape as shown in the plan view of FIG. 1A, and has a cross-sectional shape of an airfoil in a front view shown in FIG.
  • the end of the shroud side 19 which is the both ends of the width W and the end of the hub 21 are nozzle vanes more than the central portion W0 of the width W It bulges to the pressure surface side 13a of 13, and forms the front edge bulging part 25 and 25 on both ends.
  • the leading edge vane angle (pointing angle of the leading edge) ⁇ of the inlet leading edge portion 17 matches the gas inflow angle ⁇ (see FIG. 1) of the working gas flowing into the nozzle vanes 13 in the entire width W. It has become.
  • the end of the shroud side 19 that is both ends of the width W and the end of the hub 21 are closer to the pressure surface side of the nozzle vane 13 than the center W0 of the width W It bulges to the 13a side and forms the trailing edge bulging part 29, 29 on both ends.
  • the working gas is made to coincide with the gas inflow angle ⁇ (see FIG. 6) over the nozzle vane 13 over the entire area in the width direction of the inlet front edge 17 of the nozzle vane 13 and the entire area in the width direction of the outlet rear edge 27
  • the ends of the shroud side 19 and the hub side 21 are expanded.
  • the leading edge vane angle ⁇ direction of the inlet leading edge portion 17 in the entire width direction of the inlet leading edge portion 17 and the gas inflow angle ⁇ (see FIG. 6) of the working gas flowing into the nozzle vanes 13 in the entire width W As a result, the collision loss at the nozzle vane tip of the working gas flowing from the turbine scroll into the nozzle vane can be reduced.
  • the end portions of the shroud side 19 and the hub side 21 are expanded so as to coincide with the gas inflow angle ⁇ (see FIG. 6) of the working gas to the nozzle vanes 13 in the entire width direction of the outlet rear edge 27 Therefore, by equalizing the outflow flow at the rear end of the nozzle vane, the operating loss due to the moving blade 9 can be reduced by making the flow direction of the working gas flowing from the nozzle vane 13 into the moving blade 9 uniform. The turbine efficiency of the entire turbine can be improved.
  • the formation regions of the front edge bulging portions 25 and 25 and the rear edge bulging portions 29 and 29 have W1 and W2 on both sides in the width W direction. It is preferable to form each in the range of about 15 to 20%. This corresponds to a region in which the boundary layer is formed as shown in FIG. 6, and in this region, the tendency of the gas inflow angle ⁇ to increase due to the influence of the boundary layer is made to correspond.
  • the bulging shape of the front edge bulging portion 25 protrudes most at the positions of both ends as shown in FIG. 1C, and smoothly decreases toward the central portion W0.
  • (D) shows the shape of the nozzle vane leading edge bulging portion, and ⁇ 1 is the angle between tangent line 25b in contact with concentric circle 25a of the axial rotation center passing point 25d of leading edge and nozzle leading edge center line 25c;
  • the figure shows the shape of the nozzle vane trailing edge bulging portion, where ⁇ 1 is the angle between tangent line 29b in contact with concentric circle 29a with the axis rotation center passing point 29d at the trailing edge and nozzle trailing edge center line 29c.
  • the gap is set not to open when 13 is closed.
  • the operation and effect of reducing the collision loss at the inlet front edge portion (tip portion) 17 of the nozzle vane 13 of the working gas flowing into the nozzle vane 13 from the turbine scroll 3 and the outlet of the nozzle vane 13 By equalizing the outflow flow at the rear edge portion (rear end portion) 27, the operation and effect that the flow direction of the working gas flowing from the nozzle vanes 13 to the moving blades 9 can be made uniform is overlapped, The reduction of the flow loss of the working gas flow by the nozzle vanes 13 and the reduction of the operation loss by the moving blades 9 can be achieved to improve the turbine efficiency of the entire turbine.
  • the inlet front edge 17 is extended in the longitudinal direction of the wing.
  • this extension 31 has a shape in which the end surface portions on the shroud side 19 and the hub side 21 are most extended and then gradually decrease toward the central portion W0.
  • W1 and W2 on both sides may be formed in a range of about 15 to 20%, respectively. This corresponds to the region where the boundary layer shown in FIG. 6 is formed as in the description of FIG. 1C, and in this region, the gas inflow angle ⁇ tends to increase due to the influence of the boundary layer. It is for making it correspond.
  • the nozzle length in the vicinity of both ends in the width W direction is formed longer than the central portion W0, the length of the overlapping portion with the adjacent nozzle vanes 33 is secured. Since the formation range is not shortened, a reduction in the flow velocity of the working gas flowing between adjacent nozzle vanes 33 is prevented. That is, since the blade angle ⁇ rises at the leading edge bulging portion 25 and the blade angle ⁇ also rises at the trailing edge bulging portion 29, the distance at which the throat S is formed in the overlapping portion between adjacent nozzle vanes 33 However, in the present embodiment, the problem of the length of the overlapping portion can be solved.
  • the portion of the front edge bulging portion 25 is extended, but the portion of the rear edge bulging portion 29 may be extended as well.
  • the third embodiment is to further improve the turbine efficiency by preventing the gas leakage from the nozzle clearance in the first and second embodiments.
  • variable nozzle has a clearance (nozzle clearance) 12 between the nozzle end and the wall surface in order to make the nozzle opening movable.
  • the gas passing through the nozzle clearance 12 (the gas that leaks without passing through the throat of the nozzle) is not converted into velocity energy, so the loss of the nozzle clearance 12 increases and the turbine efficiency decreases.
  • annular range K formed by connecting the vicinity of the support shaft 15 rotatably supporting the nozzle vanes 13 with the middle portion of the nozzle length as the rotation center.
  • a nozzle clearance 39 smaller than the nozzle clearance 12 and is formed by the nozzle clearance 12 outside the annular range K (FIG. 5) (B)).
  • the annular range K is formed in a region where the throat is formed by the adjacent nozzle vanes when the opening degree of the nozzle vanes 13 is the intermediate opening degree to the small opening degree. That is, since the nozzle clearance loss ⁇ is proportional to the nozzle clearance area / throat area, the tendency of the loss increase due to the nozzle clearance 12 is a region where the gas expansion at the nozzle portion is larger than that of the moving blade 9 of the turbine rotor 7 And it becomes remarkable especially in the field where the ratio of the throat area between nozzles becomes small to nozzle clearance 12.
  • the nozzle clearance is narrowed to make the gap 39 within the range of the medium opening degree to the small opening degree of the nozzle opening degree where the influence of the nozzle clearance on the turbine efficiency becomes large, it is effective to reduce the nozzle clearance loss. Obtained.
  • the dimension adjustment structure of the nozzle clearance 12 of the third embodiment is added By doing this, the turbine efficiency can be improved.
  • secondary flow loss at the nozzle vanes and blades is achieved by reducing the collision loss at the nozzle vane tip of the working gas flowing from the turbine scroll into the nozzle vane and equalizing the outflow flow at the rear end of the nozzle vane. It is possible to reduce the size of the nozzle clearance by reducing the size of the nozzle clearance within the range of the medium opening degree to the small opening degree of the nozzle opening where the turbine efficiency can be improved and the influence of the nozzle clearance on the turbine efficiency increases. Since the prevention can further improve the turbine efficiency, it is suitable for use in radial turbines such as turbochargers (exhaust turbochargers), small gas turbines, and expansion turbines.

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Abstract

渦巻状のスクロール３の内側に周方向に複数個配置され、スクロール３から動翼９への作動ガスの流れを調整するノズルベーン１３を備えたラジアルタービン１において、ノズルベーン１３の入口前縁部１７の幅方向の両端部近傍を、中央部よりもノズルベーンの圧力面側に膨出して前縁膨出部２５を形成し、ノズルベーン１３に流入する作動ガスのガス流入角度と一致するようにし、さらに、ノズルベーン１３の出口後縁部２７の幅方向の両端部近傍を、中央部よりも圧力面側に膨出させた後縁膨出部２９を形成し、ノズルベーンの出口後縁部２７からの作動ガスの流出角度を均一にすることを特徴とする。

Description

ラジアルタービン
　本発明は、ラジアルタービンに関し、特に、渦巻状のスクロールの内側に周方向に複数個配置され、スクロールからタービンロータの動翼への作動ガスの流れを調整するノズルベーンの構造に関する。
　自動車用内燃機関等に用いられる比較的小型の過給機（排気ターボチャージャ）には、作動ガスをタービンケーシング内に形成された渦巻状のスクロールから該スクロールの内側に位置するタービンロータの動翼へと半径方向に流入させて該動翼に作用させた後軸方向に流出させることにより該タービンロータを回転駆動するように構成されたラジアルタービンが多く採用されている。
　そして、動翼へ流入する作動ガスの流れを改善してラジアルタービンの効率を向上するものとして、動翼の外周側にノズルベーンを周上に複数個配置し、その角度を可変化したもの、または固定化したものが採用されている。
　図７，図８に、可変ノズル式のラジアルタービンを用いた過給機の一例の要部断面図を示す。図においてタービンケーシング２内には、渦巻状のスクロール３、内周側にガス出口通路５（図７には不図示）が形成されている。
　また、タービンロータ７の外周に複数の動翼９が円周方向等間隔に固着されて構成されている。また、タービンロータ７はローターシャフト１１によって同軸に固定された図示しないコンプレッサと接続されており、このローターシャフト１１は軸受ケーシングに軸受で支持されている。
　また、渦巻状のスクロール３の内側に周方向に複数個配置されてスクロール３からのガス流Ｇを調整してタービンロータ７の動翼９へ流すノズルベーン１３が設けられている。
　この図７、８においては、ノズルベーン１３は可変式のものを示し、図に示すノズルベーン１３の本体に取り付けられた支持軸１５を回転軸として回転可能にした可変式である。
　ラジアルタービンのノズルベーンに関する先行技術としては、特許文献１（特開２００５－３５１２４１号公報）、特許文献２（特表２０１１－５０９３７１号公報）、特許文献３（特開２０００－１８００４号公報）が挙げられる。
　特許文献１には、可変式のノズル用ベーンが示され、車両用ターボ過給機等の排気タービンの低負荷運転領域を含む使用負荷範囲の全域にわたって良好なノズル特性を得るために、ベーンの背面の下流端部の翼長の少なくとも一部に亘って翼型断面形状より山形に膨出した流体そらせ隆起を設けることが示されている。
　また、特許文献２には、可変式のターボチャージャ用のガイドベーンが示され、当該ガイドベーンの外形形状の曲率線が、不連続的な延びを有する少なくとも１つ又は複数の領域を有して形成され、所望の使用目的に応じた多数の流動パターンを実現することが示されている。
　また、特許文献３には、ノズル付きラジアルタービンにおいて、可変ノズルのハブ側及びシュラウド側の両壁近傍でノズル流入角が大きくなることにより生じるノズル損失を抑えるために、ノズル前縁部のハブ側壁面近傍とシュラウド側壁面近傍の翼角を流路中央の翼角より大きい形状としたことが開示されている。
特開２００５－３５１２４１号公報 特表２０１１－５０９３７１号公報 特開２０００－１８００４号公報
　前述の図７、８に示したラジアルタービンにおいては、作動ガスはスクロール３の渦巻きに沿って周回しながら周方向に複数個配置されたノズルベーン１３の間に流入する。このノズルベーン１３へのガス流入速度は、ノズルベーン１３の幅（高さ）方向（図６のＺ方向）において、異なる速度分布を持つ。
　すなわち、ノズルベーン１３の入口部のガス流入速度Ｃは、図６に示すように、入口前縁部１７の幅Ｗの両側において全幅の１５～２０％に形成される３次元境界層によって、ガス速度Ｃの周方向成分である周方向速度Ｃθは前記入口前縁部１７の中央部が大きく両端の角部つまりシュラウド側１９及びハブ側２１が小さくなる。また半径方向成分である半径方向速度ＣＲは図６に示すように、入口前縁部１７の中央部が小さく両端の角部つまりシュラウド側１９及びハブ側２１が大きくなるような分布となる。
　そして、前記ノズルベーン１３の入口の幅Ｗの方向に、流入ガスの流動分布つまり流動歪みがあると該ノズルベーン１３での流動損失が増加してタービン効率の低下を招く。
　すなわち、前記ノズルベーン１３への最適なガス流入角度β１に合わせたノズルベーン１３の入口中央部に対して入口前縁部１７の壁側つまりハブ側２１及びシュラウド側１９のガス流入角度β２が大きくなり、ハブ側２１及びシュラウド側１９においてガス流入角度βの差つまり衝突角度（インシデンス角度、インシデンス角度はノズル前縁の翼角度とガス流入角度との差）が大きくなると、ガスが前記ノズルベーン１３の先端部において負圧面側１３ｂ（図９参照、１３ａを圧力面側とする）に衝突角度（インシデンス角度）を持って流入することとなってノズルベーン１３の入口前縁部１７の衝突損失を生じ、ノズルベーン１３から動翼９へ向かう流れに２次流れ損失が増加し、タービン効率が低下する問題があった。
　一方、特許文献１に示される技術は、前述のようにベーンの背面の下流端部の翼長の少なくとも一部に亘って翼型断面形状より膨出した流体そらせ隆起を設けて、ベーンの下流端を出たところで流れが該ベーンの腹側へ回り込む流れを防止するものであり、ベーンの下流端部から流出してタービンロータの動翼に流入する流れ角の均一化までは開示されていない。
　また、特許文献２においても、スクロールからの作動ガスが流入されるベーン先端部、さらに後端部における作動ガスの流れ角度の均一化については示されていない。
　また、特許文献３においても、ベーン先端部におけるインシデンス角度（衝突角度）の均一化については示されているものの、ベーンの下流端部から流出してタービンロータの動翼に流入する流れ角の均一化までは開示されていない。
　そこで、本発明はこのような課題に鑑みてなされたものであり、タービンスクロールからノズルベーンへ流入する作動ガスのノズルベーン先端部における衝突損失の低減、およびノズルベーンの後端部における流出流れの均一化を行って、ノズルベーンおよび動翼における２次流れ損失を抑制してタービン効率を向上させることを目的とする。
　本発明はかかる目的を達成するもので、渦巻状のスクロールの内側に周方向に複数個配置され、スクロールからタービンロータの動翼への作動ガスの流れを調整するノズルベーンを備えたラジアルタービンにおいて、前記ノズルベーンの入口前縁部の幅方向の両端部近傍を、幅方向の中央部よりもノズルベーンの圧力面側に膨出して前縁膨出部を形成し、入口前縁部の翼角度を幅方向全域において前記ノズルベーンに流入する作動ガスのガス流入角度と一致するようにし、さらに、前記ノズルベーンの後縁部の幅方向の両端部近傍を、中央部よりも圧力面側に膨出させた後縁膨出部を形成し、ノズルベーンの出口後縁部からの作動ガスの流出角度を均一にすることを特徴とする。
　かかる発明によれば、タービンスクロールからノズルベーンへ流入する作動ガスのノズルベーン先端部における衝突損失の低減が図れるとともに、ノズルベーンの後端部における流出流れの均一化がなされることによって、ノズルから動翼へ流入する作動ガスの流れ方向の均一化によって、動翼による作動損失の低減が図れて、タービン全体のタービン効率を向上できる。
　また、本発明において、好ましくは、前記幅方向の両端部近傍におけるノズルベーンの全長を前記中央部より長く形成するとよい。
　このような構成を採用することによって、前縁膨出部が形成される幅方向の両端部分が延長して設けられて全長が長くなるため、隣接するそれぞれのノズルベーンの重なりによって形成されるスロートが形成される距離が確保され、その結果、スロートによる作動ガスの調整を十分行うことができる。すなわち、前縁膨出部においては翼角が立ち上がるため隣接するノズルベーン間の重なり距離が小さくなる傾向にあるが、本発明ではこのような隣接のノズルベーン間の重なり部の長さを確保できるようになる。
　また、本発明において、好ましくは、前記ノズルベーンがノズル長さの中間部を回転中心として回動可能に支持される可変式のノズルベーンからなり、隣設するノズルベーンの一方のノズルベーンの前記前縁膨出部と他方のノズルベーンの前記後縁膨出部とが前記ノズルベーンを全閉状態の時に近接するように形成されるとよい。
　このような構成を採用することによって、ノズルベーンの全閉時おいて、スロートを極力狭く設定することができ、タービン性能を低下させることがない。
　また、本発明において、好ましくは、前記ノズルベーンがノズル長さの中間部を回転中心として回動可能に支持される可変式のノズルベーンからなり、各ノズルベーンの回動軸近傍を連ねて形成される環状範囲内のみをノズル端部と側壁との隙間が、前記環状範囲外におけるノズル端部と側壁との隙間より狭く形成されているとよい。
　可変式のノズルは、ノズル開度を可動とするため、ノズル端部と壁面の間に、クリアランス（隙間）が設けられている。このクリアランスを通過するガス（ノズルのスロートを通過せずに漏れるガス）は、速度エネルギーに変換されないため、ノズルクリアランスの損失が増大し、タービン効率が低下する。
　従って、前記のような構成を採用することで、ノズルクリアランスの損失を防止することで、前記したノズルベーン先端部における衝突損失の低減およびノズルベーンの後端部における流出流れの均一化によるタービン効率を向上と合わされて、さらに効率向上が図れる。
　また、本発明において、好ましくは、前記環状範囲はノズルベーンの開度が中間開度～小開度の範囲内において隣接するノズルベーンによってスロートが形成される領域であるとよい。
　すなわち、ノズルクリアランスによる損失増大の傾向は、タービンロータの動翼に比べノズル部でのガス膨張が大きい領域であり、かつノズルクリアランスに対して、ノズル間のスロート面積の割合が小さくなる領域で、特に顕著になるため、タービン効率へのノズルの影響が大きくなるノズル開度の中開度～小開度の範囲内において隣接するノズルベーンによってスロートが形成される領域であるとノズルクリアランスの損失防止が効果的に得られる。
　また、本発明において好ましくは、前記ノズルベーンの入口前縁部において、幅方向の両端部近傍を、幅方向の中央部よりノズルベーンの圧力面側に約２度～１３度の範囲で翼角度を立たせる方向に膨出するとよく、また、前記ノズルベーンの出口後縁部において、幅方向の両端部近傍を、幅方向の中央部よりノズルベーンの圧力面側に約２度～８度の範囲で翼角度を立たせる方向に膨出するとよい。
　本発明によれば、タービンスクロールからノズルベーンへ流入する作動ガスのノズルベーン先端部における衝突損失の低減およびノズルベーンの後端部における流出流れの均一化を行ってタービン動翼における衝突損失及び２次流れ損失を抑制してタービン効率を向上させることができる。
　また、タービン効率へのノズルクリアランスの影響が大きくなるノズル開度の中開度～小開度の範囲内において、ノズルクリアランスの寸法を小さくして損失防止を行うことで、タービン効率をさらに向上させることができる。
第１実施形態を示すノズルベーンの全体図を示し、（Ａ）が平面図、（Ｂ）が正面図、（Ｃ）が側面図である。（Ｄ）はノズルベーン前縁膨出部の形状、（Ｅ）はノズルベーン後縁膨出部の形状を示す。 第１実施形態のノズルベーンが周方向に配設され全閉状態を示す。 第２実施形態を示すノズルベーンの全体図を示し、（Ａ）が平面図、（Ｂ）が正面図、（Ｃ）が側面図である。 第３実施形態を示す上半分の要部断面図である。 （Ａ）は第３実施形態の回転軸線に沿う上半分の要部断面図であり、（Ｂ）は（Ａ）のＺ部の拡大説明図である。 ノズルベーンの入り口における３次元境界層の影響によるが流速の変化を示す作用説明図である。 本発明が適用されるラジアルタービンを示す上半分の要部断面図である。 本発明が適用されるラジアルタービンの回転軸線に沿う上半分の要部断面図である。 従来技術のノズルベーンの全体図を示す図１の対応図である。
　以下、本発明を図に示した実施形態を用いて詳細に説明する。
　但し、この実施形態に記載されている構成部品の寸法、材質、形状、その相対配置などは特に特定的な記載がない限り、この発明の範囲をそれのみに限定する趣旨ではなく、単なる説明例にすぎない。
（第１実施形態）
　図７、８に、可変ノズル式のラジアルタービン１を用いた過給機の一例の要部断面図を示す。図においてタービンケーシング２内には、渦巻状のスクロール３、内周側にガス出口通路５が形成されている。
　また、タービンロータ７の外周に複数の動翼９が円周方向等間隔に固着されて構成されている。また、タービンロータ７はローターシャフト１１によって同軸に固定された図示しないコンプレッサと接続されており、このローターシャフト１１は軸受ケーシングに軸受で支持されている。
　また、渦巻状のスクロール３の内側に周方向に複数個配置されてスクロール３からのガス流Ｇをタービンロータ７の動翼９への作動ガスの流れを調整するノズルベーン１３が設けられている。
　この図７、８においては、ノズルベーン１３は回転式のものを示し、図に示すノズルベーン１３の本体に取り付けられた支持軸１５を回転軸として回転可能にする。
　ノズルベーン１３は、その本体部分は図１（Ａ）の平面図に示すように、長方形状をしており、（Ｂ）に示す正面視においては翼形の断面形状を有している。そして、作動ガスが流入するノズルベーン１３の入口前縁部１７において、幅Ｗの両端部であるシュラウド側１９の端部とハブ側２１の端部の部分が、幅Ｗの中央部Ｗ０よりもノズルベーン１３の圧力面側１３ａに膨出して両端側に前縁膨出部２５、２５を形成している。
　そして、入口前縁部１７の前縁翼角度（前縁部の指向する角度）αが、幅Ｗの全域においてノズルベーン１３に流入する作動ガスのガス流入角度β（図１参照）と一致するようなっている。
　さらに、ノズルベーンの出口後縁部２７においても、幅Ｗの両端部であるシュラウド側１９の端部とハブ側２１の端部の部分が、幅Ｗの中央部Ｗ０よりもノズルベーン１３の圧力面側１３ａ側に膨出して両端側に後縁膨出部２９、２９を形成している。
　このようにノズルベーン１３の入口前縁部１７の幅方向の全域、および出口後縁部２７の幅方向全域において、作動ガスのノズルベーン１３へのガス流入角度β（図６参照）と一致するようにシュラウド側１９およびハブ側２１の端部を膨出させている。
　そして、入口前縁部１７の幅方向の全域で入口前縁部１７の前縁翼角度α方向が、幅Ｗの全域においてノズルベーン１３に流入する作動ガスのガス流入角度β（図６参照）と一致するようなるため、タービンスクロールからノズルベーンへ流入する作動ガスのノズルベーン先端部における衝突損失を低減できる。
　また、出口後縁部２７の幅方向全域において、作動ガスのノズルベーン１３へのガス流入角度β（図６参照）と一致させるようにシュラウド側１９およびハブ側２１の端部を膨出させているため、ノズルベーンの後端部における流出流れの均一化がなされることによって、ノズルベーン１３から動翼９へ流入する作動ガスの流れ方向の均一化によって、動翼９による作動損失の低減が図れて、タービン全体のタービン効率を向上できる。
　なお、前縁膨出部２５、２５、及び、後縁膨出部２９、２９の形成領域は、図１（Ｂ）、（Ｃ）に示すように、幅Ｗ方向において、両側のＷ１、Ｗ２をそれぞれ１５～２０％程度の範囲に形成するとよい。これは図６に示すように境界層が形成される領域に相当させたものであり、この領域では境界層による影響でガス流入角度βが大きくなる傾向に対応させてある。
　また、前縁膨出部２５の膨出形状は、図１（Ｃ）に示すように、両端部の位置で最も突出してり、中央部Ｗ０に向かうように滑らかに低下している。
　（Ｄ）はノズルベーン前縁膨出部の形状を示しα１は、前縁の点2５ｄを通る軸回転中心の同心円２５ａに接する接線２５ｂとノズル前縁中心線２５ｃとのなす角度、（Ｅ）はノズルベーン後縁膨出部の形状を示し、γ１は後縁の点２９ｄを通る軸回転中心との同心円２９ａに接する接線２９ｂとノズル後縁中心線２９ｃとのなす角度で、前記α１及びγ１はノズルベーン１３を閉じたときに隙間が開かないように設定されている。
　従って、図２に示すように、隣接して設けられるノズルベーン１３、１３間の前縁膨出部２５と後縁膨出部２９とが、互いに対応する形状からなっているため、ノズルベーン１３の全閉時において、近接することができる。従って、ノズルベーン１３の全閉時おいて、隣接するノズルベーン１３、１３間に形成されるスロートＳを極力狭く設定することができ、タービン性能を維持できる。
　以上の第１実施形態によれば、タービンスクロール３からノズルベーン１３へ流入する作動ガスのノズルベーン１３の入口前縁部（先端部）１７における衝突損失の低減が図れるという作用効果と、ノズルベーン１３の出口後縁部（後端部）２７における流出流れの均一化がなされることによって、ノズルベーン１３から動翼９へ流入する作動ガスの流れ方向の均一化が得られるという作用効果とが重なりあって、ノズルベーン１３による作動ガス流の流れの損失低減と、動翼９による作動損失の低減が図れて、タービン全体のタービン効率を向上できる。
（第２実施形態）
　次に、図３を参照して、第２実施形態について説明する。この第２実施形態は、入口前縁部１７の部分を翼の長さ方向に延ばしたものである。
　図３のように、ノズルベーン３３の前縁膨出部２５の部分だけを、長さ方向にＬ'だけ延ばして延長部３１を形成している。
　この延長部３１は、図３（Ａ）の平面図より、シュラウド側１９およびハブ側２１の端面部を最も伸ばし、そこから徐々に中央部Ｗ０に向かって低下していく形状をしている。幅Ｗ方向において、両側のＷ１、Ｗ２は、それぞれ１５～２０％程度の範囲において形成するとよい。これは図１（Ｃ）の説明と同様に、図６に示す境界層が形成される領域に相当させたものであり、この領域にでは境界層による影響でガス流入角度βが大きくなる傾向に対応させるためである。
　第２実施形態によれば、幅Ｗ方向の両端部近傍のノズル長さを中央部Ｗ０より長く形成するため、隣接するノズルベーン３３、３３との重なり部分の長さが確保されて、スロートＳの形成範囲を短くすることがないため、隣接するノズルベーン３３間を流れる作動ガスの流速の低下が防止される。
　すなわち、前縁膨出部２５においては翼角αを立ち上げ、さらに後縁膨出部２９においても翼角γが立ち上がるため、隣接するノズルベーン３３間の重なりの部分においてスロートＳが形成される距離を確保できない問題が生じるおそれがあるが、本実施形態ではこのような重なり部の長さの問題を解消できる。
　なお、第３実施形態としては前縁膨出部２５の部分だけを延長した例を説明したが、後縁膨出部２９の部分も延長するようにしてもよく、このように前縁側と後縁側を共に延長することで、隣接するノズルベーンの重なり部分の長さが一層確保されるので、スロート部分の長さが確保されて作動ガスの調整低下が防止される。
（第３実施形態）
　次に図４、５を参照して、第３実施形態について説明する。
この第３実施形態は、第１、２実施形態にさらにノズルクリアランスからのガス漏れを防止してタービン効率を向上させるものである。
　図６に示すように、可変式ノズルは、ノズル開度を可動とするため、ノズル端部と壁面の間に、クリアランス（ノズルクリアランス）１２が設けられている。このノズルクリアランス１２を通過するガス（ノズルのスロートを通過せずに漏れるガス）は、速度エネルギーに変換されないため、ノズルクリアランス１２の損失が増大し、タービン効率が低下する。
　従って、第３実施形態では、図４、５に示すように、ノズルベーン１３がノズル長さの中間部を回転中心として回動可能に支持する支持軸１５の近傍を連ねて形成される環状範囲Ｋ内においては、ノズルベーン１３の端部と側壁３７との間に形成される隙間がノズルクリアランス１２より小さいノズルクリアランス３９が形成され、環状範囲Ｋ外においてはノズルクリアランス１２によって形成されている（図５（Ｂ）参照）。
　そして、環状範囲Ｋはノズルベーン１３の開度が中間開度～小開度のときに隣接するノズルベーンによってスロートが形成される領域に形成される。すなわち、ノズルクリアランス損失Δηは、ノズルクリアランス面積／スロート面積に比例するため、ノズルクリアランス１２による損失増大の傾向は、タービンロータ７の動翼９に比べノズル部でのガス膨張が大きい領域であり、かつノズルクリアランス１２に対して、ノズル間のスロート面積の割合が小さくなる領域において特に顕著になる。
　このため、タービン効率へのノズルクリアランスの影響が大きくなるノズル開度の中開度～小開度の範囲内において、ノズルクリアランスを狭めて隙間３９とすることによって、ノズルクリアランス損失の低減を効果的に得られる。
　従って、前記第１実施形態、および第２実施形態のノズルベーン１３の前縁膨出部２５および後縁膨出部２９の形成に加えて、第３実施形態のノズルクリアランス１２の寸法調整構造を付加することによって、タービン効率を向上させることができる。
　本発明によれば、タービンスクロールからノズルベーンへ流入する作動ガスのノズルベーン先端部における衝突損失の低減およびノズルベーンの後端部における流出流れの均一化を行ってノズルベーンおよび動翼での２次流れ損失を抑制して、タービン効率を向上させることができ、さらにタービン効率へのノズルクリアランスの影響が大きくなるノズル開度の中開度～小開度の範囲内において、ノズルクリアランスの寸法を小さくして損失防止を行うことで、タービン効率をさらに向上させることができるので、過給機（排気ターボチャージャ）、小型ガスタービン、膨脹タービン等のラジアルタービンへ用いることに適している。

Claims (7)

  1. 　渦巻状のスクロールの内側に周方向に複数個配置され、スクロールからタービンロータの動翼への作動ガスの流れを調整するノズルベーンを備えたラジアルタービンにおいて、
    　前記ノズルベーンの入口前縁部の幅方向の両端部近傍を、幅方向の中央部よりもノズルベーンの圧力面側に膨出して前縁膨出部を形成し、入口前縁部の翼角度を幅方向全域において前記ノズルベーンに流入する作動ガスのガス流入角度と一致するようにし、さらに、前記ノズルベーンの後縁部の幅方向の両端部近傍を、中央部よりも圧力面側に膨出させた後縁膨出部を形成し、ノズルベーンの出口後縁部からの作動ガスの流出角度を均一にすることを特徴とするラジアルタービン。
  2. 　前記幅方向の両端部近傍におけるノズルベーンの全長を前記中央部より長く形成したことを特徴とする請求項１記載のラジアルタービン。
  3. 　前記ノズルベーンがノズル長さの中間部を回転中心として回動可能に支持される可変式のノズルベーンからなり、隣設するノズルベーンの一方のノズルベーンの前記前縁膨出部と他方のノズルベーンの前記後縁膨出部とが前記ノズルベーンを全閉状態の時に近接するように形成されたことを特徴とする請求項２記載のラジアルタービン。
  4. 　前記ノズルベーンがノズル長さの中間部を回転中心として回動可能に支持される可変式のノズルベーンからなり、各ノズルベーンの回動軸近傍を連ねて形成される環状範囲内のみをノズル端部と側壁との隙間が、前記環状範囲外におけるノズル端部と側壁との隙間より狭く形成されていることを特徴とする請求項１ないし３のいずれか一項に記載のラジアルタービン。
  5. 　前記環状範囲はノズルベーンの開度が中間開度～小開度の範囲内において隣接するノズルベーンによってスロートが形成される領域であることを特徴とする請求項４記載のラジアルタービン。
  6. 　前記ノズルベーンの入口前縁部において、幅方向の両端部近傍を、幅方向の中央部よりノズルベーンの圧力面側に２度～１３度の範囲で翼角度を立たせる方向に膨出したことを特徴とする請求項１記載のラジアルタービン。
  7. 　前記ノズルベーンの出口後縁部において、幅方向の両端部近傍を、幅方向の中央部よりノズルベーンの圧力面側に２度～８度の範囲で翼角度を立たせる方向に膨出したことを特徴とする請求項１記載のラジアルタービン。
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