WO2017109995A1 - 可変ノズル機構および可変容量型ターボチャージャ - Google Patents

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WO2017109995A1
WO2017109995A1 PCT/JP2015/086421 JP2015086421W WO2017109995A1 WO 2017109995 A1 WO2017109995 A1 WO 2017109995A1 JP 2015086421 W JP2015086421 W JP 2015086421W WO 2017109995 A1 WO2017109995 A1 WO 2017109995A1
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turbine rotor
annular member
nozzle mechanism
variable nozzle
exhaust gas
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PCT/JP2015/086421
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French (fr)
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慶吾 坂本
洋輔 段本
永護 加藤
洋二 秋山
茂吉 佐久間
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三菱重工業株式会社
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Priority to JP2017557664A priority patent/JP6368057B2/ja
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    • 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
    • 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

  • This disclosure relates to a variable nozzle mechanism and a variable displacement turbocharger.
  • variable nozzle mechanism of the variable capacity turbocharger increases the supercharging effect by adjusting the exhaust gas flow passage area in the turbine casing and changing the flow rate and pressure of the exhaust gas to the turbine blade.
  • variable nozzle mechanism is generally provided with a first annular member 012 and a scroll flow path 10 provided opposite to the first annular member and formed on the outer peripheral side of the turbine rotor 2 of the turbocharger.
  • a second annular member 14 that forms an annular exhaust gas passage 24 for guiding exhaust gas to the turbine rotor between the first annular member, a first annular member, and a second annular member so that the flow passage area of the exhaust gas passage can be adjusted.
  • a plurality of nozzle vanes 16 provided rotatably with the annular member.
  • Patent Document 1 in a turbocharger equipped with a variable nozzle mechanism, an annular partition wall member for partitioning a scroll flow path and a link chamber is provided around a nozzle ring (a member corresponding to the first annular member).
  • a nozzle ring a member corresponding to the first annular member.
  • the first annular member 012 of the variable nozzle mechanism is exposed to high-temperature exhaust gas flowing through the exhaust gas flow channel 24, and thus is caused by changes in the temperature and flow rate of the exhaust gas flowing through the exhaust gas flow channel 24 due to engine output fluctuations.
  • the temperature distribution and thermal stress distribution of the first annular member 012 change.
  • the present inventor analyzed the metal temperature and stress fluctuations of the inner peripheral edge 026 of the first annular member 012 during the period from the heating transient of the first annular member 012 to the cooling transient. 20 and 21 show the analysis results.
  • FIG. 20 is a diagram illustrating an example of a stress distribution of the inner peripheral edge 026 of the first annular member 012 during the cooling transition of the first annular member 012.
  • FIG. 21 is a diagram illustrating an example of fluctuations in the metal temperature and stress at the location Q of the inner peripheral edge 026 in FIG.
  • the inner peripheral edge 026 of the first annular member 012 is caused by the uneven temperature distribution of the first annular member 012. High thermal stress is generated. For this reason, when the thermal stress is repeatedly generated, a thermal fatigue crack may be generated and propagated from the inner peripheral edge 026 of the first annular member 012. Further, when a plurality of support holes 30 for rotatably supporting the plurality of nozzle vanes 16 are provided in the first annular member 012, as shown in FIG. 22, the inner peripheral edge of the first annular member 012 A through-crack Cr penetrating from 026 to the support hole 30 of the first annular member 012 may occur. When such a through crack Cr is generated, there is a possibility of affecting the rotating operation of the nozzle vane 16 and the gas flow in the exhaust gas passage 24.
  • a turbocharger for a gasoline engine has a higher exhaust gas temperature than a diesel engine, so that thermal stress tends to increase and thermal fatigue cracks are likely to occur.
  • the first annular member 012 is formed of a nickel-based alloy having high high temperature fatigue strength in order to suppress the occurrence of thermal fatigue cracks, the cost is increased and the price competitiveness of the product is reduced.
  • Patent Document 1 does not disclose any configuration for suppressing the occurrence of fatigue damage in the vicinity of the inner peripheral edge of the first annular member, and the problem that fatigue damage occurs in the vicinity of the inner peripheral edge. Not even disclosed.
  • the present invention has been made in view of the above-described conventional problems, and an object of the present invention relates to a first annular member that forms an exhaust gas passage in a variable nozzle mechanism, and penetrates from an inner peripheral edge to a support hole. It is an object of the present invention to provide a variable nozzle mechanism that can suppress the occurrence of such fatigue cracks, and a variable displacement turbocharger including the variable nozzle mechanism.
  • variable nozzle mechanism of the variable capacity turbocharger is provided with a first annular member and the first annular member so as to face the outer peripheral side of the turbine rotor of the turbocharger.
  • a second annular member that forms an annular exhaust gas passage for guiding exhaust gas from the scroll passage formed on the turbine rotor to the turbine rotor, and the first annular member is rotatable.
  • a plurality of nozzle vanes that are supported and configured to adjust the flow passage area of the exhaust gas flow passage, and the first annular member is a plurality of support holes for rotatably supporting the plurality of nozzle vanes.
  • At least one second inner edge portion is a recess that is concave toward the outside in the radial direction of the turbine rotor, and has a recess that extends in the axial direction of the turbine rotor from the exhaust gas flow channel side.
  • variable nozzle mechanism described in the above (1), stress can be concentrated in the concave portion formed in the second inner edge portion belonging to the angle range where the support hole does not exist, so that the angle range where the support hole exists exists.
  • the thermal stress generated in the first inner edge portion to which it belongs can be reduced. Thereby, generation
  • the recess is formed at a central position in an angular range where the support hole does not exist in the circumferential direction of the turbine rotor.
  • variable nozzle mechanism since the concave portion where stress is concentrated is formed at a position away from the support hole, thermal stress is generated at the first inner edge portion belonging to the angular range where the support hole exists. Can be effectively reduced. Thereby, generation
  • the recess is formed in an arc shape when viewed in the axial direction of the turbine rotor.
  • the variable nozzle mechanism described in (3) above since a relatively uniform stress is generated in the arc-shaped recess, the generation of cracks from the recess can be suppressed.
  • the arc-shaped recess can be formed by, for example, machining, plastic working, casting, or the like.
  • the concave portion is formed in a straight line when viewed in the axial direction of the turbine rotor.
  • the recess described in (4) above can be formed by, for example, machining, plastic processing, casting, etc., but the formation of the recess by, for example, machining tends to be easy.
  • the inner peripheral edge is on the exhaust gas flow path side and on the radially inner side of the turbine rotor. It has an annular convex part which becomes convex toward the above, and the concave part is formed in the annular convex part.
  • variable nozzle mechanism when the inner peripheral edge has an annular convex portion (for example, an annular convex portion for holding a back plate that prevents exhaust gas leakage flow), the shaft of the turbine rotor Although the thickness of the annular convex portion in the direction tends to be thin, the occurrence of the fatigue crack in the annular convex portion can be effectively suppressed by providing the concave portion in the annular convex portion.
  • annular convex portion for example, an annular convex portion for holding a back plate that prevents exhaust gas leakage flow
  • the concave portion is formed over a range of 60% or more of the thickness of the annular convex portion in the axial direction of the turbine rotor. Has been.
  • the stress range can be greatly reduced and the fatigue life can be extended at the first inner edge portion belonging to the angular range where the support hole exists.
  • the recess is formed so as to penetrate the first annular member in the axial direction of the turbine rotor. Yes.
  • Such a recess can be formed by, for example, machining, plastic working, casting, or the like.
  • the second annular member of the first annular member is opposed to the inner peripheral edge.
  • the connecting portion between the surface to be rotated and the inner peripheral surface of the first annular member has an R shape in an angular range where the concave portion does not exist in the circumferential direction of the turbine rotor.
  • variable nozzle mechanism since the stress generated in the portion belonging to the angle range in which the concave portion does not exist in the inner peripheral edge can be reduced by providing the R shape, fatigue from the inner peripheral edge can be reduced. The occurrence of cracks can be suppressed.
  • each of the plurality of second inner edge portions may have a radial direction of the turbine rotor.
  • a concave portion that is concave toward the outside is formed.
  • variable nozzle mechanism described in (9) above, it is possible to reduce the thermal stress of all the first inner edge portions, and to prevent fatigue cracks that penetrate from the inner peripheral edge to the support hole. Occurrence can be suppressed.
  • the inner peripheral edge is curved to be concave toward the outer side in the radial direction of the turbine rotor.
  • Concave portions and convex portions that are smoothly connected to the curved concave portions and curved so as to protrude inward in the radial direction of the turbine rotor are alternately formed, and each of the plurality of second inner edge portions is formed. Is formed with one of the recesses.
  • variable nozzle mechanism described in (10) above, it is possible to reduce the thermal stress of all the first inner edge portions, and to prevent fatigue cracks that penetrate from the inner peripheral edge to the support hole. Generation
  • production can be suppressed effectively.
  • the concave part curved so as to be concave toward the outer side in the radial direction and the convex part curved so as to be convex toward the inner side in the radial direction are smoothly connected, other than the concave part and the concave part
  • the connection part with the part does not become a structural weak part and is excellent in durability.
  • the first annular member having such a shape can be easily manufactured by casting, for example.
  • a variable capacity turbocharger includes a turbine rotor, a turbine casing that houses the turbine rotor and forms a scroll passage into which exhaust gas from an engine flows, and the above ( 1) to (10), wherein the exhaust gas that has passed through the scroll flow path is supplied to the turbine rotor via the variable nozzle mechanism. Yes.
  • variable capacity turbocharger since the occurrence of fatigue cracks that penetrate from the inner peripheral edge to the support hole is suppressed, maintenance for repair or replacement of the first annular member is performed. Can reduce labor and time required.
  • variable nozzle mechanism that can suppress the occurrence of a fatigue crack that penetrates from an inner peripheral edge to a support hole, with respect to a first annular member that forms an exhaust gas passage in the variable nozzle mechanism.
  • a variable capacity turbocharger including the same.
  • FIG. 12 It is a figure which shows typically a part of cross section along the rotating shaft line of the variable displacement turbocharger 100 which concerns on one Embodiment of this invention. It is the figure which looked at the 1st annular member 12 (12A) concerning one embodiment from the exhaust gas channel 24 side to the axial direction of turbine rotor 2. FIG. It is the figure which looked at the 1st annular member 12 (12A) concerning one embodiment from the exhaust gas channel 24 side to the axial direction of turbine rotor 2. FIG. It is the elements on larger scale of the 1st annular member 12 (12A). It is a perspective view which shows a part of 1st annular member 12 (12A).
  • FIG. 12 It is the figure which looked at the 1st annular member 12 (12B) concerning one embodiment from the exhaust gas channel 24 side to the axial direction of turbine rotor 2.
  • FIG. It is the figure which looked at the 1st annular member 12 (12B) concerning one embodiment from the exhaust gas channel 24 side to the axial direction of turbine rotor 2.
  • FIG. It is the elements on larger scale of the 1st annular member 12 (12A).
  • It is a stress distribution diagram which shows an example of the thermal stress which arises in the 1st annular member 12 (12A) at the time of cooling transition.
  • FIG. 22 is a stress history diagram showing temporal changes in stress generated in the same place Q (see FIGS. 10 and 21). It is a stress distribution diagram which shows an example of the thermal stress which arises in the 1st annular member 12 (12B) at the time of cooling transition (for example, when the exhaust gas temperature and exhaust gas flow volume of exhaust gas channel 24 fell by engine output fall). It is sectional drawing which shows the formation range of the recessed part 28 of case 1 in the 1st annular member 12 (12B).
  • FIG. 4 is a view for explaining an angle range D in the circumferential direction of the turbine rotor 2. It is the figure which looked at the 1st annular member 12 (12C) concerning one embodiment from the exhaust gas flow path 24 side to the axial direction of turbine rotor 2.
  • FIG. It is the figure which looked at a part of 1st annular member 12 (12Da) concerning one embodiment from the exhaust gas flow path 24 side to the axial direction of turbine rotor 2.
  • FIG. It is the figure which looked at a part of 1st annular member 12 (12Db) concerning one embodiment from the exhaust gas flow path 24 side to the axial direction of turbine rotor 2.
  • FIG. It is the figure which looked at the 1st annular member 12 (12E) concerning one embodiment from the exhaust gas flow path 24 side to the axial direction of turbine rotor 2.
  • FIG. It is a figure which shows typically a part of cross section along the rotating shaft line of the conventional variable capacity
  • FIG. It is a figure which shows an example of the stress distribution of the inner periphery 026 of the 1st annular member 012 at the time of the cooling transition of the 1st annular member 012.
  • FIG. It is a figure which shows an example of the fluctuation
  • penetration crack Cr which penetrates from the inner periphery 026 of the 1st annular member 012 to the support hole 30 of the 1st annular member 012.
  • an expression indicating that things such as “identical”, “equal”, and “homogeneous” are in an equal state not only represents an exactly equal state, but also has a tolerance or a difference that can provide the same function. It also represents the existing state.
  • expressions representing shapes such as quadrangular shapes and cylindrical shapes represent not only geometrically strict shapes such as quadrangular shapes and cylindrical shapes, but also irregularities and chamfers as long as the same effects can be obtained. A shape including a part or the like is also expressed.
  • the expressions “comprising”, “comprising”, “comprising”, “including”, or “having” one constituent element are not exclusive expressions for excluding the existence of the other constituent elements.
  • FIG. 1 is a diagram schematically showing a part of a cross section along a rotation axis O of a variable capacity turbocharger 100 according to an embodiment of the present invention.
  • the variable displacement turbocharger 100 accommodates a turbine rotor 2 provided coaxially with a compressor (not shown), a turbine casing 4 that houses the turbine rotor 2, and a bearing (not shown) that rotatably supports the turbine rotor 2.
  • a bearing casing 6 and a variable nozzle mechanism 8 provided between the turbine casing 4 and the bearing casing 6 are provided.
  • a scroll flow path 10 is formed on the outer peripheral side of the turbine rotor 2, and exhaust gas from an engine (not shown) passes through the scroll flow path 10 and then passes through the variable nozzle mechanism 8 to the turbine rotor 2. To be supplied.
  • the variable nozzle mechanism 8 includes a first annular member 12 (nozzle mount), a second annular member 14 (nozzle plate), a plurality of nozzle vanes 16, a plurality of lever plates 18, a drive ring 20, a plurality of nozzle supports 22, and a back plate 23. It has.
  • the first annular member 12 is an annular plate provided on the outer peripheral side of the turbine rotor 2 and is configured to rotatably support a plurality of nozzle vanes 16.
  • the first annular member 12 is provided with a plurality of support holes 30 (through holes) for rotatably supporting the shaft portions 16 a of the plurality of nozzle vanes 16.
  • the plurality of support holes 30 are provided at intervals in the circumferential direction of the turbine rotor 2.
  • the second annular member 14 is an annular plate provided opposite to the first annular member 12, and an annular exhaust gas passage 24 for guiding exhaust gas from the scroll passage 10 to the turbine rotor 2 is provided in the first annular member 12. Between the two.
  • the first annular member 12 constitutes a hub side wall 32 of the exhaust gas passage 24, and the second annular member 14 constitutes a shroud side wall 34 of the exhaust gas passage 24.
  • One end side of the nozzle support 22 is inserted into a through hole 36 formed in the first annular member 12, and the other end side of the nozzle support 22 is inserted into a through hole 38 formed in the second annular member 14.
  • the first annular member 12 and the second annular member 14 are connected by a plurality of nozzle supports 22.
  • the inner circumferential edge 26 of the first annular member 12 has an annular convex portion 42 that is convex toward the radially inner side of the turbine rotor 2 on the exhaust gas flow path 24 side.
  • the exhaust gas flowing from the exhaust gas flow path 24 to the turbine rotor 2 passes through the inner peripheral side of the first annular member 12 and the back side of the first annular member 12 (exhaust gas flow path).
  • a back plate 23 is provided so as not to leak to the side opposite to the side 24.
  • the back plate 23 is provided so as to abut on the annular protrusion 42 on one end side in the axial direction and abut on the bearing casing 6 on the other end side in the axial direction.
  • the plurality of nozzle vanes 16 are disposed between the first annular member 12 and the second annular member 14 and are rotatably supported in the support holes 30 of the first annular member 12.
  • the variable nozzle mechanism 8 is configured to adjust the flow area of the exhaust gas flow path 24 by changing the blade angle of the plurality of nozzle vanes 16.
  • the drive ring 20 is rotationally driven by the driving force transmitted from an actuator (not shown).
  • the lever plate 18 engaged with the drive ring 20 rotates the shaft portion 16a of the nozzle vane 16, and as a result, the nozzle vane 16 rotates and the blade angle of the nozzle vane 16 changes. To do.
  • FIG. 2 is a view of the first annular member 12 (12 ⁇ / b> A) according to one embodiment as viewed in the axial direction of the turbine rotor 2 from the exhaust gas flow path 24 side.
  • FIG. 3 is a view of the first annular member 12 (12 ⁇ / b> A) according to the embodiment as viewed in the axial direction of the turbine rotor 2 from the exhaust gas flow path 24 side.
  • FIG. 4 is a partially enlarged view of the first annular member 12 (12A).
  • FIG. 5 is a perspective view showing a part of the first annular member 12 (12A).
  • FIG. 6 is a view of the first annular member 12 (12 ⁇ / b> B) according to one embodiment viewed from the exhaust gas flow path 24 side in the axial direction of the turbine rotor 2.
  • FIG. 7 is a view of the first annular member 12 (12 ⁇ / b> B) according to one embodiment viewed from the exhaust gas flow path 24 side in the axial direction of the turbine rotor 2.
  • FIG. 8 is a partially enlarged view of the first annular member 12 (12A).
  • FIG. 9 is a perspective view showing a part of the first annular member 12 (12B). 2, 3, 6 and 7, the through holes 36 and 38 are omitted for convenience.
  • the inner peripheral edge 26 of the first annular member 12 (12 ⁇ / b> A, 12 ⁇ / b> B) has an angular range A in which the support hole 30 exists in the circumferential direction of the turbine rotor 2. And a plurality of second inner edge portions 26b belonging to an angular range B in which the support hole 30 does not exist in the circumferential direction of the turbine rotor 2.
  • At least one second inner edge portion 26b (in the illustrated example, each of the plurality of second inner edge portions 26b) among the plurality of second inner edge portions 26b is a turbine.
  • the rotor 2 has a recess 28 that is recessed toward the outside in the radial direction.
  • the recess 28 is provided adjacent to the exhaust gas flow path 24 and extends in the axial direction of the turbine rotor 2 from the exhaust gas flow path 24 side.
  • each of the recesses 28 is formed in an arc shape when the turbine rotor 2 is viewed in the axial direction. According to such a configuration, a relatively uniform stress is generated in the arc-shaped recess 28, so that the generation of a crack from the recess 28 can be suppressed.
  • each of the recesses 28 is formed in a linear shape (rectangular shape) when viewed in the axial direction of the turbine rotor 2. According to such a configuration, it becomes easy to form the recess 28 by, for example, machining.
  • each of the recesses 28 is formed at the center position P in the angular range B where the support hole 30 does not exist in the circumferential direction of the turbine rotor 2. That is, each of the recesses 28 is formed at a position where the center position P of the angle range B in the circumferential direction of the turbine rotor 2 is included in the angle range C in which the recess 28 exists in the circumferential direction of the turbine rotor 2. Has been.
  • each of the recesses 28 is formed in an annular protrusion 42.
  • the thickness of the annular protrusion 42 in the axial direction of the turbine rotor 2 tends to be thin. Even in such a case, by providing the concave portion 28 in the annular convex portion 42 as described above, it is possible to suppress the occurrence of fatigue cracks that penetrate from the annular convex portion 42 of the inner peripheral edge 26 to the support hole 30. it can.
  • each of the recesses 28 is formed so as to penetrate the annular protrusion 42 of the first annular member 12 in the axial direction of the turbine rotor 2. According to such a configuration, it is possible to suppress the occurrence of a fatigue crack that penetrates from the inner peripheral edge 26 to the support hole 30 with a simple configuration.
  • FIG. 10 shows the first annular member 12 (12A) at the time of the cooling transition of the first annular member 12 (12A) (for example, when the exhaust gas temperature and the exhaust gas flow rate of the exhaust gas passage 24 are reduced due to the decrease in engine output). It is a stress distribution figure which shows an example of the generated thermal stress.
  • FIG. 11 shows the same portion Q (FIGS. 10 and 21) of the first inner edge portion 26a in the conventional embodiment shown in FIG. 21 and the above embodiment (the first annular member 12 (12A) provided with the recess 28). It is a stress history figure which shows the time change of the stress which arises in reference).
  • FIG. 11 from the time of heating transient of the first annular member (for example, when the exhaust gas temperature or the exhaust gas flow rate of the exhaust gas channel increases due to the increase in engine output) to the time of cooling transient (for example, due to the decrease in engine output, It shows the time variation of the stress over a period of time (when the exhaust gas temperature and the exhaust gas flow rate are lowered).
  • the stress range S that is the difference between the maximum value and the minimum value of the stress at the same location Q belonging to the first inner edge portion 26a can be made smaller than in the conventional embodiment. . For this reason, the fatigue life of the first inner edge portion 26a can be increased, and the occurrence of fatigue cracks penetrating from the inner peripheral edge 26 to the support hole 30 can be effectively suppressed.
  • the stress range S and the fatigue life X are analyzed for the location Q (see FIG. 10) in the first annular member 12 (12A), it is compared with the conventional embodiment. It was confirmed that the stress range S can be reduced by about 10% and the fatigue life X can be increased by 1.4 times.
  • FIG. 12 is generated in the first annular member 12 (12B) during the cooling transition of the first annular member 12 (12B) (for example, when the exhaust gas temperature or the exhaust gas flow rate of the exhaust gas flow path 24 is reduced due to a decrease in engine output). It is a stress distribution figure which shows an example of a thermal stress.
  • the first annular member 12 (12 ⁇ / b> B) As shown in FIG. 12, in the first annular member 12 (12 ⁇ / b> B), stress concentrates in the concave portion 28, and therefore, compared with the conventional configuration shown in FIG. 21, the first annular member 12 (12 ⁇ / b> B) Thermal stress can be reduced at the one inner edge portion 26a. Thereby, generation
  • the inventor of the present application as shown in FIGS. 13A to 13D, for the first annular member 12 (12B), the length L of the recess 28 in the radial direction of the turbine rotor 2 and the recesses in the axial direction of the turbine rotor 2
  • the stress range S which is the difference between the maximum value and the minimum value of the stress at the same location Q belonging to the first inner edge portion 26a
  • the fatigue life X were calculated.
  • Table 1 shows the stress range S and fatigue life X calculated for cases 1 to 4.
  • the stress range S was smaller than that of the conventional form (see FIG. 21), and the fatigue life X could be extended.
  • case 2 and case 4 when each of the recesses 28 is formed over a range D of 60% or more of the thickness t of the annular protrusion 42 in the axial direction of the turbine rotor 2), the stress range. The effect of reducing S and increasing the fatigue life X could be particularly enhanced.
  • the present invention is not limited to the above-described embodiments, and includes forms obtained by modifying the above-described embodiments and forms obtained by appropriately combining these forms.
  • the portion 48 may have an R shape in an angle range D (see FIG. 15) where the concave portion 28 does not exist in the circumferential direction of the turbine rotor 2.
  • the form in which the concave portion 28 is formed in each of the second inner edge portions 26b is illustrated.
  • the present invention is not limited to such a form, and the recess 28 may be formed only in the specific second inner edge portion 26b among the plurality of second inner edge portions 26b.
  • the number of the recesses 28 included in the inner peripheral edge 26 may be one.
  • the present invention is not limited to such a form, and the number of recesses 28 formed in each of the second inner edge portions 26b may be two as shown in FIGS. 17A and 17B, for example, or three. There may be more.
  • each of the arc-shaped recesses 28 is formed so as to penetrate the first annular member 12 (12A) in the axial direction of the turbine rotor 2.
  • Each of the arc-shaped recesses 28 may not penetrate the first annular member 12 in the axial direction of the turbine rotor 2.
  • each of the recesses 28 is formed over a range of 60% or more of the thickness of the annular projection 42 in the axial direction of the turbine rotor 2. Good.
  • each of the linear recesses 28 is formed so as not to penetrate the first annular member 12 (12A) in the axial direction of the turbine rotor 2.
  • Each of the recesses 28 may be formed so as to penetrate the first annular member 12 (12 ⁇ / b> B) in the axial direction of the turbine rotor 2.
  • first annular member 12 may be configured, for example, as a first annular member 12 (12E) shown in FIG.
  • first annular member 12 (12E) shown in FIG. 18 the inner peripheral edge 26 is smoothly connected to the concave portion 28 that is curved so as to be concave toward the outer side in the radial direction of the turbine rotor 2, and the concave portion 28.
  • the convex portions 44 that are curved so as to be convex toward the inner side in the radial direction of the turbine rotor 2 are alternately formed.
  • one recess 28 is formed in each of the plurality of second inner edge portions 26b.
  • thermal stress in each of the plurality of first inner edge portions 26a can be reduced, and the occurrence of fatigue cracks that penetrate from the inner peripheral edge 26 to the support hole 30 can be effectively suppressed. it can.
  • the concave portion 28 that is curved so as to be concave toward the outside in the radial direction and the convex portion 44 that is curved so as to be convex toward the inside in the radial direction are smoothly connected, A connecting portion with a portion other than the concave portion 28 does not become a structural weak portion, and is excellent in durability.
  • the first annular member 12 (12E) having such a shape can be easily manufactured, for example, by casting.
  • variable nozzle mechanism 10 scroll passage 12 first annular member 14 second annular member 16 nozzle vane 16a shaft 18 lever plate 20 drive ring 22 nozzle support 23 back plate 24 exhaust gas passage 26 inside Peripheral edge 26a First inner edge portion 26b Second inner edge portion 28 Recess 30 Support hole 32 Hub side wall 34 Shroud side wall 36, 38 Through hole 40 Surface 42 Annular convex portion 44 Protruding portion 46 Inner peripheral surface 48 Connection portion 100 Variable capacity turbocharger A , B, C, D Angle range Cr Crack O Rotation axis P Center position Q Location S Stress range X Fatigue life

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Abstract

　第１環状部材の内周縁は、タービンロータの周方向において支持穴が存在する角度範囲に属する複数の第１内縁部と、タービンロータの周方向において支持穴が存在しない角度範囲に属する複数の第２内縁部と、から構成されており、複数の第２内縁部のうち少なくとも一つの第２内縁部は、タービンロータの径方向における外側に向かって凹となる凹部であって、排ガス側からタービンロータの軸方向に延在する凹部を有する。

Description

可変ノズル機構および可変容量型ターボチャージャ
　本開示は、可変ノズル機構および可変容量型ターボチャージャに関する。
　可変容量型ターボチャージャの可変ノズル機構は、タービンケーシング内の排ガス流路面積を調節することで、タービンブレードへの排気ガスの流速や圧力を変化させて過給効果を高めるものである。
　図１９に示すように、可変ノズル機構は、一般に、第１環状部材０１２と、第１環状部材に対向して設けられ、ターボチャージャのタービンロータ２の外周側に形成されたスクロール流路１０からタービンロータに排ガスを導くための環状の排ガス流路２４を第１環状部材との間に形成する第２環状部材１４と、排ガス流路の流路面積を調節可能に第１環状部材と第２環状部材との間に回動可能に設けられた複数のノズルベーン１６とを備えている。
　特許文献１には、可変ノズル機構を備えたターボチャージャにおいて、スクロール流路とリンク室とを仕切るための環状の仕切壁部材をノズルリング（上記第１環状部材に相当する部材）の周りに有し、環状の仕切壁部材をタービンハウジングと別部材で構成することによって、仕切壁部材で生じたクラックがタービンハウジングに達することを防止する旨が開示されている。
特開２０１５―３４４７０号公報
　ところで、可変ノズル機構の第１環状部材０１２は、排ガス流路２４を流れる高温の排ガスに曝されるため、エンジンの出力変動に伴う排ガス流路２４を流れる排ガスの温度や流量の変化に起因して、第１環状部材０１２の温度分布及び熱応力分布は変化する。
　本発明者は、上記第１環状部材０１２の加熱過渡時から冷却過渡時に亘る期間における、第１環状部材０１２の内周縁０２６のメタル温度と応力の変動を解析した。図２０及び図２１に解析結果を示す。
　図２０は、第１環状部材０１２の冷却過渡時における、第１環状部材０１２の内周縁０２６の応力分布の一例を示す図である。図２１は、図２０における内周縁０２６の箇所Ｑでのメタル温度と応力の変動の一例を示す図である。
　図２０及び図２１に示すように、第１環状部材０１２の加熱過渡時や冷却過渡時には、第１環状部材０１２の温度分布の不均一性に起因して、第１環状部材０１２の内周縁０２６に高い熱応力が発生する。このため、該熱応力が繰り返し発生することにより、第１環状部材０１２の内周縁０２６から熱疲労き裂が発生し進展することがある。また、複数のノズルベーン１６を回動可能に支持するための複数の支持穴３０が第１環状部材０１２に設けられている場合には、図２２に示すように、第１環状部材０１２の内周縁０２６から第１環状部材０１２の支持穴３０まで貫通する貫通き裂Ｃｒが発生することがある。このような貫通き裂Ｃｒが発生すると、ノズルベーン１６の回動動作や排ガス流路２４のガス流れに影響を与える可能性がある。
　特に、ガソリンエンジン向けのターボチャージャは、ディーゼルエンジンと比較して排ガスの温度が高いため、熱応力が大きくなりやすく、熱疲労き裂が発生しやすい。
　また、熱疲労き裂の発生を抑制するために第１環状部材０１２を高温疲労強度の高いニッケル基合金で形成すると、高コスト化し製品の価格競争力が低下してしまう。
　これに対し、特許文献１には、上記第１環状部材の内周縁付近における疲労損傷の発生を抑制するための構成は何ら開示されておらず、該内周縁付近に疲労損傷が発生するという課題すら開示されていない。
　本発明は、上述したような従来の課題に鑑みなされたものであって、その目的とするところは、可変ノズル機構における排ガス流路を形成する第１環状部材に関し、内周縁から支持穴へ貫通するような疲労き裂の発生を抑制可能な可変ノズル機構、及びこれを備える可変容量型ターボチャージャを提供することである。
　（１）本発明の少なくとも一実施形態に係る可変容量型ターボチャージャの可変ノズル機構は、第１環状部材と、前記第１環状部材に対向して設けられ、前記ターボチャージャのタービンロータの外周側に形成されたスクロール流路から前記タービンロータに排ガスを導くための環状の排ガス流路を前記第１環状部材との間に形成する第２環状部材と、前記第１環状部材に回動可能に支持され、前記排ガス流路の流路面積を調節可能に構成された複数のノズルベーンと、を備え、前記第１環状部材は、前記複数のノズルベーンを回動可能に支持するための複数の支持穴であって、前記タービンロータの周方向に間隔をあけて設けられた支持穴を有し、前記第１環状部材の内周縁は、前記タービンロータの周方向において前記支持穴が存在する角度範囲に属する複数の第１内縁部と、前記タービンロータの周方向において前記支持穴が存在しない角度範囲に属する複数の第２内縁部と、から構成されており、前記複数の第２内縁部のうち少なくとも一つの第２内縁部は、前記タービンロータの径方向における外側に向かって凹となる凹部であって、前記排ガス流路側から前記タービンロータの軸方向に延在する凹部を有する。
　上記（１）に記載の可変ノズル機構によれば、支持穴が存在しない角度範囲に属する第２内縁部に形成された凹部に応力を集中させることができるため、支持穴が存在する角度範囲に属する第１内縁部に生じる熱応力を低減することができる。これにより、内周縁から支持穴へ貫通するような疲労き裂の発生を抑制することができる。
　（２）幾つかの実施形態では、上記（１）に記載の可変ノズル機構において、前記凹部は、前記タービンロータの周方向において前記支持穴が存在しない角度範囲の中心位置に形成されている。
　上記（２）に記載の可変ノズル機構によれば、応力が集中する凹部が支持穴から離れた位置に形成されているため、支持穴が存在する角度範囲に属する第１内縁部において、熱応力を効果的に低減することができる。これにより、内周縁から支持穴へ貫通するような疲労き裂の発生を効果的に抑制することができる。
　（３）幾つかの実施形態では、上記（１）又は（２）に記載の可変ノズル機構において、前記凹部は、前記タービンロータの軸方向視において円弧状に形成されている。
　上記（３）に記載の可変ノズル機構によれば、円弧状の凹部内では比較的均一な応力が生じるため、凹部からのき裂の発生を抑制することができる。また、かかる円弧状の凹部は、例えば機械加工、塑性加工、鋳造等により形成することができる。
　（４）幾つかの実施形態では、上記（１）又は（２）に記載の可変ノズル機構において、前記凹部は、前記タービンロータの軸方向視において直線状に形成されている。
　上記（４）に記載の凹部は、例えば機械加工、塑性加工、鋳造等により形成することができるが、例えば機械加工による凹部の形成が容易となりやすい。
　（５）幾つかの実施形態では、上記（１）乃至（４）の何れか１項に記載の可変ノズル機構において、前記内周縁は、前記排ガス流路側に、前記タービンロータの径方向内側に向かって凸となる環状凸部を有し、前記凹部は、前記環状凸部に形成されている。
　上記（５）に記載の可変ノズル機構によれば、内周縁が環状凸部（例えば、排ガス漏れ流れを防止するバックプレートを保持するための環状凸部）を有する場合には、タービンロータの軸方向における環状凸部の厚さが薄くなりやすいが、環状凸部に上記凹部を設けることにより、環状凸部における上記疲労き裂の発生を効果的に抑制することができる。
　（６）幾つかの実施形態では、上記（５）に記載の可変ノズル機構において、前記凹部は、前記タービンロータの軸方向において前記環状凸部の厚さの６０％以上の範囲に亘って形成されている。
　上記（６）に記載の可変ノズル機構によれば、支持穴が存在する角度範囲に属する第１内縁部において、応力範囲を大幅に低減して疲労寿命を長くすることができる。
　（７）幾つかの実施形態では、上記（１）乃至（６）に記載の可変ノズル機構において、前記凹部は、前記第１環状部材を前記タービンロータの軸方向に貫通するように形成されている。
　上記（７）に記載によれば、内周縁から支持穴へ貫通するような疲労き裂の発生を簡素な構成で抑制することができる。かかる凹部は、例えば機械加工、塑性加工、鋳造等により形成することができる。
　（８）幾つかの実施形態では、上記（１）乃至（７）の何れか１項に記載の可変ノズル機構において、前記内周縁のうち、前記第１環状部材における前記第２環状部材に対向する面と前記第１環状部材の内周面との接続部分は、前記タービンロータの周方向における前記凹部が存在しない角度範囲においてＲ形状を有する。
　上記（８）に記載の可変ノズル機構によれば、内周縁のうち凹部が存在しない角度範囲に属する部分に生じる応力をＲ形状を設けたことにより低減することができるため、内周縁からの疲労き裂の発生を抑制することができる。
　（９）幾つかの実施形態では、上記（１）乃至（８）の何れか１項に記載の可変ノズル機構において、前記複数の第２内縁部の各々には、前記タービンロータの径方向における外側に向かって凹となる凹部が形成されている。
　上記（９）に記載の可変ノズル機構によれば、かかる構成によれば、すべての第１内縁部の熱応力を低減することができ、内周縁から支持穴へ貫通するような疲労き裂の発生を抑制することができる。
　（１０）幾つかの実施形態では、上記（１）又は（２）に記載の可変ノズル機構において、前記内周縁には、前記タービンロータの径方向における外側に向かって凹となるように湾曲した凹部と、前記湾曲凹部と滑らかに接続するとともに前記タービンロータの径方向における内側に向かって凸となるように湾曲した凸部とが交互に形成されており、前記複数の第２内縁部の各々には、前記凹部のうち一つの凹部が形成されている。
　上記（１０）に記載の可変ノズル機構によれば、かかる構成によれば、すべての第１内縁部の熱応力を低減することができ、内周縁から支持穴へ貫通するような疲労き裂の発生を効果的に抑制することができる。また、径方向における外側に向かって凹となるように湾曲した凹部と、径方向における内側に向かって凸となるように湾曲した凸部とが滑らかに接続されているため、凹部と凹部以外の部分との接続箇所が構造的な弱部になることがなく、耐久性に優れる。このような形状を有する第１環状部材は、例えば鋳造によって容易に製造することができる。
　（１１）本発明の少なくとも一実施形態に係る可変容量型ターボチャージャは、タービンロータと、前記タービンロータを収容し、エンジンからの排気ガスが流入するスクロール流路を形成するタービンケーシングと、上記（１）乃至（１０）の何れか１項に記載の可変ノズル機構と、を備え、前記スクロール流路を通過した排気ガスが前記可変ノズル機構を介して前記タービンロータに供給されるよう構成されている。
　上記（１１）に記載の可変容量型ターボチャージャによれば、内周縁から支持穴へ貫通するような疲労き裂の発生が抑制されるため、第１環状部材の補修や交換等のためのメンテナンスに要する労力や時間を削減することができる。
　本発明の少なくとも一つの実施形態によれば、可変ノズル機構における排ガス流路を形成する第１環状部材に関し、内周縁から支持穴へ貫通するような疲労き裂の発生を抑制可能な可変ノズル機構、及びこれを備える可変容量型ターボチャージャが提供される。
本発明の一実施形態に係る可変容量型ターボチャージャ１００の回転軸線に沿った断面の一部を模式的に示す図である。 一実施形態に係る第１環状部材１２（１２Ａ）を排ガス流路２４側からタービンロータ２の軸方向に視た図である。 一実施形態に係る第１環状部材１２（１２Ａ）を排ガス流路２４側からタービンロータ２の軸方向に視た図である。 第１環状部材１２（１２Ａ）の部分拡大図である。 第１環状部材１２（１２Ａ）の一部を示す斜視図である。 一実施形態に係る第１環状部材１２（１２Ｂ）を排ガス流路２４側からタービンロータ２の軸方向に視た図である。 一実施形態に係る第１環状部材１２（１２Ｂ）を排ガス流路２４側からタービンロータ２の軸方向に視た図である。 第１環状部材１２（１２Ａ）の部分拡大図である。 第１環状部材１２（１２Ｂ）の一部を示す斜視図である。 冷却過渡時に第１環状部材１２（１２Ａ）に生じる熱応力の一例を示す応力分布図である。 従来形態（上記凹部２８が設けられていない第１環状部材０１２）と実施形態（上記凹部２８が設けられた第１環状部材１２（１２Ａ））について、角度範囲Ａに属する第１内縁部２６ａの同一箇所Ｑ（図１０及び図２１参照）に生じる応力の時間変化を示す応力履歴図である。 冷却過渡時（例えば、エンジン出力の低下によって排ガス流路２４の排ガス温度や排ガス流量が低下した時）に第１環状部材１２（１２Ｂ）に生じる熱応力の一例を示す応力分布図である。 第１環状部材１２（１２Ｂ）におけるケース１の凹部２８の形成範囲を示す断面図である。 第１環状部材１２（１２Ｂ）におけるケース２の凹部２８の形成範囲を示す断面図である。 第１環状部材１２（１２Ｂ）におけるケース３の凹部２８の形成範囲を示す断面図である。 第１環状部材１２（１２Ｂ）におけるケース４の凹部２８の形成範囲を示す断面図である。 第１環状部材１２（１２Ａ，１２Ｂ）の断面構成の一例を示す図である。 タービンロータ２の周方向における角度範囲Ｄを説明するための図である。 一実施形態に係る第１環状部材１２（１２Ｃ）を排ガス流路２４側からタービンロータ２の軸方向に視た図である。 一実施形態に係る第１環状部材１２（１２Ｄａ）の一部を排ガス流路２４側からタービンロータ２の軸方向に視た図である。 一実施形態に係る第１環状部材１２（１２Ｄｂ）の一部を排ガス流路２４側からタービンロータ２の軸方向に視た図である。 一実施形態に係る第１環状部材１２（１２Ｅ）を排ガス流路２４側からタービンロータ２の軸方向に視た図である。 従来の可変容量型ターボチャージャの回転軸線に沿った断面の一部を模式的に示す図である。 第１環状部材０１２の冷却過渡時における、第１環状部材０１２の内周縁０２６の応力分布の一例を示す図である。 図２０における内周縁０２６の箇所Ｑでのメタル温度と応力の変動の一例を示す図である。 第１環状部材０１２の内周縁０２６から第１環状部材０１２の支持穴３０まで貫通する貫通き裂Ｃｒを示す図である。
　以下、添付図面を参照して本発明の幾つかの実施形態について説明する。ただし、実施形態として記載されている又は図面に示されている構成部品の寸法、材質、形状、その相対的配置等は、本発明の範囲をこれに限定する趣旨ではなく、単なる説明例にすぎない。
　例えば、「ある方向に」、「ある方向に沿って」、「平行」、「直交」、「中心」、「同心」或いは「同軸」等の相対的或いは絶対的な配置を表す表現は、厳密にそのような配置を表すのみならず、公差、若しくは、同じ機能が得られる程度の角度や距離をもって相対的に変位している状態も表すものとする。
　例えば、「同一」、「等しい」及び「均質」等の物事が等しい状態であることを表す表現は、厳密に等しい状態を表すのみならず、公差、若しくは、同じ機能が得られる程度の差が存在している状態も表すものとする。
　例えば、四角形状や円筒形状等の形状を表す表現は、幾何学的に厳密な意味での四角形状や円筒形状等の形状を表すのみならず、同じ効果が得られる範囲で、凹凸部や面取り部等を含む形状も表すものとする。
　一方、一の構成要素を「備える」、「具える」、「具備する」、「含む」、又は、「有する」という表現は、他の構成要素の存在を除外する排他的な表現ではない。
　図１は、本発明の一実施形態に係る可変容量型ターボチャージャ１００の回転軸線Ｏに沿った断面の一部を模式的に示す図である。
　可変容量型ターボチャージャ１００は、不図示のコンプレッサと同軸に設けられたタービンロータ２と、タービンロータ２を収容するタービンケーシング４と、タービンロータ２を回転可能に支持する不図示の軸受を収容する軸受ケーシング６と、タービンケーシング４と軸受ケーシング６の間に設けられた可変ノズル機構８とを備えている。
　タービンケーシング４には、タービンロータ２の外周側にスクロール流路１０が形成されており、不図示のエンジンからの排ガスは、スクロール流路１０を通った後に可変ノズル機構８を介してタービンロータ２に供給される。
　可変ノズル機構８は、第１環状部材１２（ノズルマウント）、第２環状部材１４（ノズルプレート）、複数のノズルベーン１６、複数のレバープレート１８、ドライブリング２０及び複数のノズルサポート２２、バックプレート２３を備えている。
　第１環状部材１２は、タービンロータ２の外周側に設けられる環状のプレートであり、複数のノズルベーン１６を回動可能に支持するよう構成されている。第１環状部材１２には、複数のノズルベーン１６の軸部１６ａをそれぞれ回動可能に支持するための複数の支持穴３０（貫通穴）が設けられている。複数の支持穴３０は、タービンロータ２の周方向に間隔をあけて設けられている。
　第２環状部材１４は、第１環状部材１２と対向して設けられる環状のプレートであり、スクロール流路１０からタービンロータ２に排ガスを導くための環状の排ガス流路２４を第１環状部材１２との間に形成するよう構成されている。
　第１環状部材１２は、排ガス流路２４のハブ側壁３２を構成しており、第２環状部材１４は、排ガス流路２４のシュラウド側壁３４を構成している。ノズルサポート２２の一端側は第１環状部材１２に形成された貫通穴３６に挿通されており、ノズルサポート２２の他端側は第２環状部材１４に形成された貫通穴３８に挿通されており、第１環状部材１２と第２環状部材１４とは、複数のノズルサポート２２によって連結されている。
　第１環状部材１２の内周縁２６は、排ガス流路２４側に、タービンロータ２の径方向内側に向かって凸となる環状凸部４２を有する。タービンロータ２の背面と軸受ケーシング６との間には、排ガス流路２４からタービンロータ２へ流れる排ガスが第１環状部材１２の内周側を通って第１環状部材１２の裏側（排ガス流路２４と反対側）へ漏れないように、バックプレート２３が設けられている。バックプレート２３は、軸方向における一端側で環状凸部４２に当接し、軸方向における他端側で軸受ケーシング６に当接するよう設けられている。
　複数のノズルベーン１６は、第１環状部材１２と第２環状部材１４の間に配置されており、第１環状部材１２の支持穴３０に回動可能に支持されている。可変ノズル機構８は、複数のノズルベーン１６の翼角を変化させることにより排ガス流路２４の流路面積を調節するよう構成されている。
　かかる可変ノズル機構８では、不図示のアクチュエータから伝達される駆動力によってドライブリング２０が回転駆動される。ドライブリング２０が回動すると、ドライブリング２０に係合しているレバープレート１８がノズルベーン１６の軸部１６ａを回動させ、その結果、ノズルベーン１６が回動して該ノズルベーン１６の翼角が変化する。
　図２は、一実施形態に係る第１環状部材１２（１２Ａ）を排ガス流路２４側からタービンロータ２の軸方向に視た図である。図３は、一実施形態に係る第１環状部材１２（１２Ａ）を排ガス流路２４側からタービンロータ２の軸方向に視た図である。図４は、第１環状部材１２（１２Ａ）の部分拡大図である。図５は、第１環状部材１２（１２Ａ）の一部を示す斜視図である。図６は、一実施形態に係る第１環状部材１２（１２Ｂ）を排ガス流路２４側からタービンロータ２の軸方向に視た図である。図７は、一実施形態に係る第１環状部材１２（１２Ｂ）を排ガス流路２４側からタービンロータ２の軸方向に視た図である。図８は、第１環状部材１２（１２Ａ）の部分拡大図である。図９は、第１環状部材１２（１２Ｂ）の一部を示す斜視図である。なお、図２、図３、図６及び図７では、上記貫通穴３６，３８は便宜的に省略している。
　幾つかの実施形態では、例えば図３及び図７に示すように、第１環状部材１２（１２Ａ，１２Ｂ）の内周縁２６は、タービンロータ２の周方向において支持穴３０が存在する角度範囲Ａに属する複数の第１内縁部２６ａと、タービンロータ２の周方向において支持穴３０が存在しない角度範囲Ｂに属する複数の第２内縁部２６ｂと、から構成されている。
　また、例えば図３及び図７に示すように、複数の第２内縁部２６ｂのうち少なくとも一つの第２内縁部２６ｂ（図示する例示的形態では複数の第２内縁部２６ｂの各々）は、タービンロータ２の径方向における外側に向かって凹となる凹部２８を有する。凹部２８は、排ガス流路２４に隣接して設けられており、排ガス流路２４側からタービンロータ２の軸方向に延在している。
　かかる構成によれば、支持穴３０が存在しない角度範囲Ｂに属する第２内縁部２６ｂに形成された凹部２８に応力を集中させることができるため、内周縁２６に凹部２８を有していない従来構成と比較して、支持穴３０が存在する角度範囲Ａに属する第１内縁部２６ａに生じる熱応力を低減することができる。これにより、内周縁２６から支持穴３０へ貫通するような疲労き裂の発生を抑制することができる。したがって、ターボチャージャ１００がガソリンエンジン用のターボチャージャである場合において、第１環状部材１２がＮｉ基合金ではなくステンレス鋼によって形成されていても、内周縁２６から支持穴３０へ貫通するような疲労き裂の発生を抑制することができる。
　一実施形態では、例えば図２～図５に示すように、凹部２８の各々は、タービンロータ２の軸方向視において円弧状に形成されている。かかる構成によれば、円弧状の凹部２８内では比較的均一な応力が生じるため、凹部２８からのき裂の発生を抑制することができる。
　一実施形態では、例えば図６～図９に示すように、凹部２８の各々は、タービンロータ２の軸方向視において直線状（方形状）に形成されている。かかる構成によれば、例えば機械加工による凹部２８の形成が容易となる。
　幾つかの実施形態では、例えば図４及び図８に示すように、凹部２８の各々は、タービンロータ２の周方向において支持穴３０が存在しない角度範囲Ｂの中心位置Ｐに形成されている。すなわち、凹部２８の各々は、タービンロータ２の周方向における凹部２８の存在する角度範囲Ｃの中に、タービンロータ２の周方向における上記角度範囲Ｂの中心位置Ｐが含まれるような位置に形成されている。
　かかる構成によれば、応力が集中する凹部２８が支持穴３０から離れた位置に形成されているため、支持穴３０が存在する角度範囲Ａに属する第１内縁部２６ａにおいて、熱応力を効果的に低減することができる。
　幾つかの実施形態では、例えば図１、図５及び図９に示すように、凹部２８の各々は、環状凸部４２に形成されている。
　バックプレート２３（図１参照）を設けるための環状凸部４２を内周縁２６が有する場合には、タービンロータ２の軸方向における環状凸部４２の厚さが薄くなりやすい。このような場合においても、上記のように環状凸部４２に凹部２８を設けることにより、内周縁２６の環状凸部４２から支持穴３０へ貫通するような疲労き裂の発生を抑制することができる。
　一実施形態では、例えば図５に示すように、凹部２８の各々は、第１環状部材１２の環状凸部４２をタービンロータ２の軸方向に貫通するように形成されている。かかる構成によれば、内周縁２６から支持穴３０へ貫通するような疲労き裂の発生を簡素な構成で抑制することができる。
　ここで、ターボチャージャ１００の運転時に第１環状部材１２（１２Ａ）に生じる熱応力の解析結果を説明する。図１０は、第１環状部材の１２（１２Ａ）の冷却過渡時（例えば、エンジン出力の低下によって排ガス流路２４の排ガス温度や排ガス流量が低下した時）に第１環状部材１２（１２Ａ）に生じる熱応力の一例を示す応力分布図である。
　図１０に示すように、第１環状部材１２（１２Ａ）では、上記凹部２８に応力が集中するため、図２１等に示した従来形態（上記凹部２８が設けられていない第１環状部材０１２）と比較して、支持穴３０の存在する角度範囲Ａ（図３参照）に属する第１内縁部２６ａにおいて、熱応力を低減することができる。これにより、内周縁２６から支持穴３０へ貫通するような疲労き裂の発生を抑制することができる。
　図１１は、図２１等に示した従来形態と上記実施形態（上記凹部２８が設けられた第１環状部材１２（１２Ａ））について、第１内縁部２６ａの同一箇所Ｑ（図１０及び図２１参照）に生じる応力の時間変化を示す応力履歴図である。図１１では、第１環状部材の加熱過渡時（例えば、エンジン出力の上昇によって排ガス流路の排ガス温度や排ガス流量が上昇した時）から冷却過渡時（例えば、エンジン出力の低下によって排ガス流路の排ガス温度や排ガス流量が低下した時）に亘る期間における上記応力の時間変化を示している。
　図１１に示すように、第１環状部材の加熱過渡時には、内周縁２６に負の応力が発生し（すなわち上記第１内縁部２６ａに圧縮応力が生じ）、冷却過渡時には正の応力が発生する（すなわち上記第１内縁部２６ａに引張応力が生じる）。図１１に示すように、実施形態によれば、従来形態よりも、第１内縁部２６ａに属する同一箇所Ｑでの応力の最大値と最小値の差分である応力範囲Ｓを小さくすることができる。このため、上記第１内縁部２６ａの疲労寿命を長くすることができ、内周縁２６から支持穴３０へ貫通するような疲労き裂の発生を効果的に抑制することができる。
　なお、本願発明者の解析結果によれば、第１環状部材１２（１２Ａ）における上記箇所Ｑ（図１０参照）について応力範囲Ｓ及び疲労寿命Ｘの解析を行ったところ、上記従来形態と比較して、上記応力範囲Ｓを１０％程度小さくするとともに疲労寿命Ｘを１．４倍に長寿命化できることが確認された。
　次に、ターボチャージャ１００の運転時に第１環状部材１２（１２Ｂ）に生じる熱応力の解析結果を説明する。
　図１２は、第１環状部材１２（１２Ｂ）の冷却過渡時（例えば、エンジン出力の低下によって排ガス流路２４の排ガス温度や排ガス流量が低下した時）に第１環状部材１２（１２Ｂ）に生じる熱応力の一例を示す応力分布図である。
　図１２に示すように、第１環状部材１２（１２Ｂ）では、上記凹部２８に応力が集中するため、図２１に示す従来構成と比較して、支持穴３０の存在する角度範囲Ａに属する第１内縁部２６ａにおいて、熱応力を低減することができる。これにより、内周縁２６から支持穴３０へ貫通するような疲労き裂の発生を効果的に抑制することができる。
　なお、本願発明者は、第１環状部材１２（１２Ｂ）について、図１３Ａ～図１３Ｄに示すように、タービンロータ２の径方向における凹部２８の長さＬとタービンロータ２の軸方向における凹部の深さＤが異なる４つのケースについて、第１内縁部２６ａに属する同一箇所Ｑでの応力の最大値と最小値の差分である応力範囲Ｓと、疲労寿命Ｘとを算出した。ケース１～４について算出された応力範囲Ｓと疲労寿命Ｘとを表１に示す。
Figure JPOXMLDOC01-appb-T000001
　表１に示すように、何れのケースにおいても、従来形態（図２１参照）よりも応力範囲Ｓが小さくなり、疲労寿命Ｘを長くすることができた。また、ケース２及びケース４の場合（凹部２８の各々がタービンロータ２の軸方向において環状凸部４２の厚さｔの６０％以上の範囲Ｄに亘って形成されている場合）に、応力範囲Ｓを低減して疲労寿命Ｘを長くする効果を特に高めることができた。
　本発明は上述した実施形態に限定されることはなく、上述した実施形態に変形を加えた形態や、これらの形態を適宜組み合わせた形態も含む。
　例えば、図１４に示すように、内周縁２６のうち、第１環状部材１２（１２Ａ，１２Ｂ）における第２環状部材１４に対向する面４０と第１環状部材１２の内周面４６との接続部分４８は、タービンロータ２の周方向における凹部２８が存在しない角度範囲Ｄ（図１５参照）においてＲ形状を有していてもよい。
　かかる構成によれば、内周縁２６のうち上記角度範囲Ｄに属する部分に生じる応力を、Ｒ形状を設けたことにより低減することができるため、内周縁２６からの疲労き裂の発生を抑制することができる。
　また、上述した第１環状部材１２（１２Ａ，１２Ｂ）では、第２内縁部２６ｂの各々に凹部２８が形成された形態を例示した。しかし、本発明はかかる形態に限定されず、複数の第２内縁部２６ｂのうち特定の第２内縁部２６ｂのみに凹部２８が形成されていてもよい。例えば図１６に示すように、内周縁２６が有する凹部２８の数は一つであっても良い。
　また、上述した第１環状部材１２（１２Ａ，１２Ｂ）では、第２内縁部２６ｂの各々に形成された凹部２８の数が一つである形態を例示した。すなわち、第２内縁部の数（支持穴３０の数）と凹部２８の数が等しい形態を例示した。しかし、本発明はかかる形態に限定されず、第２内縁部２６ｂの各々に形成された凹部２８の数は、例えば図１７Ａ及び図１７Ｂに示すように２つであってもよいし、３つ以上あってもよい。
　また、上述した第１環状部材１２（１２Ａ）では、円弧状の凹部２８の各々は、第１環状部材１２（１２Ａ）をタービンロータ２の軸方向に貫通するように形成されていたが、円弧状の凹部２８の各々は、第１環状部材１２をタービンロータ２の軸方向に貫通していなくともよい。この場合、第１環状部材１２（１２Ｂ）について説明したように、凹部２８の各々がタービンロータ２の軸方向において環状凸部４２の厚さの６０％以上の範囲に亘って形成されていてもよい。
　また、第１環状部材１２（１２Ｂ）では、直線状の凹部２８の各々は、第１環状部材１２（１２Ａ）をタービンロータ２の軸方向に貫通しないように形成されていたが、直線状の凹部２８の各々は、第１環状部材１２（１２Ｂ）をタービンロータ２の軸方向に貫通するように形成されていてもよい。
　また、第１環状部材１２は、例えば図１８に示す第１環状部材１２（１２Ｅ）のように構成されていてもよい。図１８に示す第１環状部材１２（１２Ｅ）では、内周縁２６には、タービンロータ２の径方向における外側に向かって凹となるように湾曲した凹部２８と、凹部２８と滑らかに接続するとともにタービンロータ２の径方向における内側に向かって凸となるように湾曲した凸部４４とが交互に形成されている。また、複数の第２内縁部２６ｂの各々には、凹部２８が一つずつ形成されている。
　かかる構成によれば、複数の第１内縁部２６ａの各々における熱応力を低減することができ、内周縁２６から支持穴３０へ貫通するような疲労き裂の発生を効果的に抑制することができる。また、径方向における外側に向かって凹となるように湾曲した凹部２８と、径方向における内側に向かって凸となるように湾曲した凸部４４とが滑らかに接続されているため、凹部２８と凹部２８以外の部分との接続箇所が構造的な弱部になることがなく、耐久性に優れる。このような形状を有する第１環状部材１２（１２Ｅ）は、例えば鋳造によって容易に製造することができる。
２　タービンロータ
４　タービンケーシング
６　軸受ケーシング
８　可変ノズル機構
１０　スクロール流路
１２　第１環状部材
１４　第２環状部材
１６　ノズルベーン
１６ａ　軸部
１８　レバープレート
２０　ドライブリング
２２　ノズルサポート
２３　バックプレート
２４　排ガス流路
２６　内周縁
　２６ａ　第１内縁部
　２６ｂ　第２内縁部
２８　凹部
３０　支持穴
３２　ハブ側壁
３４　シュラウド側壁
３６，３８　貫通穴
４０　面
４２　環状凸部
４４　凸部
４６　内周面
４８　接続部分
１００　可変容量型ターボチャージャ
Ａ，Ｂ，Ｃ，Ｄ　角度範囲
Ｃｒ　き裂
Ｏ　回転軸線
Ｐ　中心位置
Ｑ　箇所
Ｓ　応力範囲
Ｘ　疲労寿命

Claims (11)

  1. 　可変容量型ターボチャージャの可変ノズル機構であって、
    　第１環状部材と、
    　前記第１環状部材に対向して設けられ、前記ターボチャージャのタービンロータの外周側に形成されたスクロール流路から前記タービンロータに排ガスを導くための環状の排ガス流路を前記第１環状部材との間に形成する第２環状部材と、
    　前記第１環状部材に回動可能に支持され、前記排ガス流路の流路面積を調節可能に構成された複数のノズルベーンと、
    　を備え、
    　前記第１環状部材は、前記複数のノズルベーンを回動可能に支持するための複数の支持穴であって、前記タービンロータの周方向に間隔をあけて設けられた支持穴を有し、
    　前記第１環状部材の内周縁は、前記タービンロータの周方向において前記支持穴が存在する角度範囲に属する複数の第１内縁部と、前記タービンロータの周方向において前記支持穴が存在しない角度範囲に属する複数の第２内縁部と、から構成されており、
    　前記複数の第２内縁部のうち少なくとも一つの第２内縁部は、前記タービンロータの径方向における外側に向かって凹となる凹部であって、前記排ガス流路側から前記タービンロータの軸方向に延在する凹部を有する、可変ノズル機構。
  2. 　前記凹部は、前記タービンロータの周方向において前記支持穴が存在しない角度範囲の中心位置に形成されている、請求項１に記載の可変ノズル機構。
  3. 　前記凹部は、前記タービンロータの軸方向視において円弧状に形成されている、請求項１又は２に記載の可変ノズル機構。
  4. 　前記凹部は、前記タービンロータの軸方向視において直線状に形成されている、請求項１又は２に記載の可変ノズル機構。
  5. 　前記内周縁は、前記排ガス流路側に、前記タービンロータの径方向内側に向かって凸となる環状凸部を有し、
    　前記凹部は、前記環状凸部に形成されている、請求項１乃至４の何れか１項に記載の可変ノズル機構。
  6. 　前記凹部は、前記タービンロータの軸方向において前記環状凸部の厚さの６０％以上の範囲に亘って形成されている、請求項５に記載の可変ノズル機構。
  7. 　前記凹部は、前記第１環状部材を前記タービンロータの軸方向に貫通するように形成された、請求項１乃至６の何れか１項に記載の可変ノズル機構。
  8. 　前記内周縁のうち、前記第１環状部材における前記第２環状部材に対向する面と前記第１環状部材の内周面との接続部分は、前記タービンロータの周方向における前記凹部が存在しない角度範囲においてＲ形状を有する、請求項１乃至７の何れか１項に記載の可変ノズル機構。
  9. 　前記複数の第２内縁部の各々には、前記タービンロータの径方向における外側に向かって凹となる凹部が形成されている請求項１乃至８の何れか１項に記載の可変ノズル機構。
  10. 　前記内周縁には、前記タービンロータの径方向における外側に向かって凹となるように湾曲した凹部と、前記湾曲凹部と滑らかに接続するとともに前記タービンロータの径方向における内側に向かって凸となるように湾曲した凸部とが交互に形成されており、
    　前記複数の第２内縁部の各々には、前記凹部が一つずつ形成されている、請求項１又は２に記載の可変ノズル機構。
  11. 　タービンロータと、
    　前記タービンロータを収容し、エンジンからの排気ガスが流入するスクロール流路を形成するタービンケーシングと、
    　請求項１乃至１０の何れか１項に記載の可変ノズル機構と、
    を備え、
    　前記スクロール流路を通過した排気ガスが前記可変ノズル機構を介して前記タービンロータに供給されるよう構成された可変容量型ターボチャージャ。
     
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