WO2017168647A1 - 固定翼式ターボチャージャ - Google Patents

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WO2017168647A1
WO2017168647A1 PCT/JP2016/060467 JP2016060467W WO2017168647A1 WO 2017168647 A1 WO2017168647 A1 WO 2017168647A1 JP 2016060467 W JP2016060467 W JP 2016060467W WO 2017168647 A1 WO2017168647 A1 WO 2017168647A1
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impeller
vane
fixed
turbocharger
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横山　隆雄
星　徹
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三菱重工業株式会社
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    • Y02T10/12—Improving ICE efficiencies

Definitions

  • the present disclosure relates to a fixed-wing turbocharger.
  • the flow path between the scroll flow path and the turbine impeller is Fixed wings may be provided that do not move.
  • Patent Document 1 describes, in a fixed blade turbocharger, a fixed blade formed by joining a plurality of plate members so as to cross each other.
  • Patent Document 1 since the fixed wing described in Patent Document 1 is formed by joining a plurality of plate members so as to cross each other, the configuration is complicated.
  • the present invention has been made in view of the conventional problems as described above, and an object of the present invention is to provide a fixed-wing turbocharger capable of realizing high efficiency with a simple configuration.
  • a fixed-blade turbocharger comprises an impeller, an impeller housing space for housing the impeller, a scroll flow passage formed on the outer peripheral side of the impeller, and the impeller housing space
  • a housing having a communication flow passage communicating the scroll flow passage with the scroll flow passage, and the communication flow passage provided in the housing and fixed at a portion of the housing inside the scroll flow passage in the radial direction of the impeller
  • At least one fixed wing unit, each fixed wing unit having at least two vane sections and a connecting section connecting the two vane sections; It is formed of a sheet metal member.
  • each of the fixed wing units is formed of one sheet metal member, it is possible to use a fixed wing unit rather than forming each of the fixed wing units by casting.
  • the surface roughness can be improved and the cost can be reduced. Therefore, the rectification effect of the fixed wing unit can be enhanced to realize high efficiency of the turbocharger with a simple configuration.
  • the section coefficient of the fixed wing unit can be increased, and deformation or falling due to fluid force can be suppressed.
  • the at least one fixed blade unit may be the one sheet metal member over the entire circumference of the impeller in the circumferential direction. It is formed by
  • the rigidity of the entire fixed blade unit can be enhanced.
  • the inward fluid force in the radial direction is offset, it is possible to reduce the fixing force required to fix the fixed wing unit to the housing (for example, the fastening force in the case of fixing by bolt fastening).
  • the at least one fixed wing unit includes a plurality of fixed wing units spaced apart in the circumferential direction. .
  • the fixed wing unit is divided into a plurality of fixed wing units in comparison with the case where the fixed wing unit is formed of a single sheet metal member over the entire circumference.
  • the fixed wing unit can be miniaturized while securing the structural strength.
  • the installation angle of the fixed wing unit can be adjusted, and a flow rate characteristic according to the installation angle of the fixed wing unit can be obtained.
  • the fixed wing unit is installed so that the angle between the cord direction of the vane portion and the circumferential direction is small, and to cope with a large flow rate, the fixed wing unit is It may be installed so that the angle between the cord direction and the circumferential direction is large.
  • desired flow characteristics can be obtained with a simple configuration and at low cost. .
  • the at least one fixed wing unit is stacked in the axial direction of the impeller. Including multiple fixed wing units.
  • At least the trailing edge side portion of the vane portion is convex on the pressure surface side. It is curved to become.
  • the flow strain in the vicinity of the trailing edge side portion is suppressed, the efficiency is improved, and the reliability of the moving blade of the turbine impeller is improved (the exciting force for exciting the moving blade) Can be reduced).
  • the metal to the circumferential tangent of the impeller at the leading edge of the vane portion The angle is larger than the metal angle with respect to the circumferential tangent at the trailing edge of the vane portion.
  • the leading edge side portion of the vane portion has a tip end that is the leading edge of the vane portion It is rounded to be located further downstream.
  • the trailing edge of the vane portion is circumferential relative to the axial direction of the impeller. It extends in a direction inclined to the direction.
  • the exhaust gas having passed through the vane portion is out of phase to excite the moving blade of the turbine impeller, so the vibration stress of the moving blade is suppressed. be able to.
  • the fixed wing unit expands due to the heat of the exhaust gas, the displacement can be absorbed by the bending of the vane portion, and the occurrence of buckling in the vane portion can be suppressed.
  • a fixed wing turbocharger capable of achieving high efficiency with a simple configuration.
  • FIG. 1 It is a schematic sectional drawing in alignment with the rotation axis of fixed wing type turbocharger 100 concerning one embodiment of the present invention.
  • FIG. 1 It is a schematic perspective view which shows typically a part of fixed wing
  • FIG. 1 It is a figure which shows typically an example of the shape of the trailing edge 26 of the vane part 14 in the fixed wing
  • FIG. 6B It is a schematic perspective view which shows typically a part of fixed wing
  • FIG. 5 is a schematic cross-sectional view schematically showing an example of the AA cross section (see FIG. 1) of the fixed wing unit 6 (6A, 6B), that is, a cross section orthogonal to the axial direction. It is a figure which shows typically an example of the AA cross section of fixed wing
  • FIG. 7 is a schematic cross-sectional view schematically showing an example of the AA cross section (see FIG. 1) of the fixed wing unit 6 (6C), that is, a cross section orthogonal to the axial direction. It is a figure for demonstrating the installation angle of fixed wing unit 6 (6C) corresponding to a small flow. It is a figure for demonstrating the installation angle of fixed wing unit 6 (6C) corresponding to a large flow.
  • FIG. 6 is a view showing an example of a combination of two fixed wing units 6;
  • FIG. 6 is a view showing an example of a combination of two fixed wing units 6;
  • FIG. 7 is a schematic cross-sectional view schematically showing an example of the AA cross section (see FIG. 1) of the fixed wing unit 6 (6C), that is, a cross section orthogonal to the axial direction. It is a figure for demonstrating the installation angle of fixed wing unit 6 (6C) corresponding to a small flow. It is a figure for demonstrating the installation angle of
  • FIG. 6 is a view showing an example of a combination of two fixed wing units 6;
  • FIG. 6 is a view showing an example of a combination of two fixed wing units 6;
  • FIG. 6 is a view showing an example of a combination of two fixed wing units 6;
  • expressions that indicate that things such as “identical”, “equal” and “homogeneous” are equal states not only represent strictly equal states, but also have tolerances or differences with which the same function can be obtained. It also represents the existing state.
  • expressions representing shapes such as quadrilateral shapes and cylindrical shapes not only represent shapes such as rectangular shapes and cylindrical shapes in a geometrically strict sense, but also uneven portions and chamfers within the range where the same effect can be obtained. The shape including a part etc. shall also be expressed.
  • the expressions “comprising”, “having”, “having”, “including” or “having” one component are not exclusive expressions excluding the presence of other components.
  • FIG. 1 is a schematic cross-sectional view along a rotational axis of a fixed-blade turbocharger 100 according to an embodiment of the present invention.
  • the fixed wing turbocharger 100 includes a turbine impeller 2 provided coaxially with a compressor (not shown), a housing 4 and at least one fixed wing unit 6.
  • the axial direction of the turbine impeller 2 is simply referred to as “axial direction”
  • the radial direction of the turbine impeller 2 is simply referred to as “radial direction”
  • the circumferential direction of the turbine impeller 2 is simply referred to as “circumferential direction”.
  • the housing 4 has an impeller accommodating space 8 for accommodating the turbine impeller 2, a scroll passage 10 formed on the outer peripheral side of the turbine impeller 2, and a communication passage 12 communicating the impeller accommodating space 8 with the scroll passage 10. Internally.
  • the fixed wing unit 6 is provided in the communication flow path 12 and is fixed to a portion 4 a of the housing 4 inside the scroll flow path 10 in the radial direction by an arbitrary means such as a bolt.
  • the fixed wing unit 6 is provided in the communication passage 12 so as not to extend to the scroll passage 10.
  • the exhaust gas flowing from the engine (not shown) into the scroll flow passage 10 flows from the scroll flow passage 10 to the communication flow passage 12 and rectified by the fixed wing unit 6 provided in the communication flow passage 12 , And is supplied to the moving blades 2 a of the turbine impeller 2.
  • FIG. 2 is a schematic perspective view schematically showing a part of the fixed wing unit 6 (6A) according to one embodiment.
  • FIG. 3 is a view schematically showing an example of the shape of the trailing edge 26 of the vane portion 14 in the fixed wing unit 6 (6A).
  • FIG. 4 is a schematic perspective view schematically showing a part of the fixed wing unit 6 (6B) according to an embodiment.
  • FIG. 5 is a view schematically showing an example of the shape of the trailing edge 26 of the vane portion 14 in the fixed wing unit 6 (6B).
  • FIG. 6 is a view schematically showing an example of the shape of the trailing edge 26 of the vane portion 14 in the fixed wing unit 6 (6B).
  • FIG. 7 is a schematic cross-sectional view schematically showing an example of the AA cross section (see FIG. 1) of the fixed wing unit 6 (6A), that is, a cross section orthogonal to the axial direction.
  • FIG. 8 is a view schematically showing an example of the AA cross section of the fixed wing unit 6 (6A, 6B).
  • FIG. 9 is a view schematically showing an example of the AA cross section of the fixed wing unit 6 (6A, 6B).
  • each of the fixed wing units 6 (6A, 6B) includes at least two vane portions 14 and a connection portion 16 connecting the two vane portions 14 And is formed of one sheet metal member 18.
  • the fixed wing unit 6 includes a large number (three or more) of vane portions 14 and a large number (three or more) of coupling portions 16, and the vane portions 14 and the coupling portions 16 are circumferentially Are alternately arranged.
  • the fixed wing unit 6 (6A) shown in FIG. 2 has a shape in which a sheet metal member 18 is periodically bent in a square wave (see FIG. 3), and the fixed wing unit 6 shown in FIG. (6B) has a shape formed by periodically bending one sheet metal member 18 in a triangular wave shape (see FIG. 5) or a sine wave (see FIG. 6).
  • the fixed wing unit 6 (6A, 6B) includes the communication channel 12 and the hub-side channel 38 and the shroud-side channel 40.
  • the hub side flow paths 38 is defined by two vane portions 14, a connecting portion 16 connecting the two vane portions 14, and a hub side wall 42 of the communication flow path 12.
  • Each of the shroud side flow passages 40 is defined by two vane portions 14, a connection portion 16 connecting the two vane portions 14, and a shroud side wall 44 of the communication flow passage 12.
  • each of the fixed wing units 6 is formed by the sheet metal member 18 of one sheet, improvement of the surface roughness of the fixed wing units 6 is better than forming each of the fixed wing units 6 by casting. Cost reduction can be realized. Therefore, the rectification effect of fixed wing unit 6 can be enhanced to realize high efficiency of turbocharger 100 with a simple configuration. Further, since at least two vane portions 14 are connected by the connecting portion 16, it is possible to increase the cross section coefficient of the fixed wing unit 6 and to suppress deformation or falling due to fluid force.
  • the fixed wing unit 6 (6A, 6B) is formed of a single sheet metal member 18 over the entire circumference in the circumferential direction.
  • the rigidity of the entire fixed wing unit 6 (6A, 6B) can be enhanced. Further, since the fluid force inward in the radial direction is offset, the fixing force (for example, the fastening force in the case of fixing by bolt fastening) necessary to fix the fixed wing unit 6 to the housing 4 can be reduced. .
  • the trailing edge 26 of the vane portion 14 extends axially parallel, for example as shown in FIG. In some embodiments, as shown, for example, in FIGS. 5 and 6, it extends in a circumferentially inclined direction relative to the axial direction.
  • the exhaust gas having passed through the vane portion 14 is made to extend by the trailing edge 26 of the vane portion 14 extending in the circumferentially inclined direction with respect to the axial direction. Since the phase which excites the moving blade 2a shifts, the vibrational stress of the moving blade 2a can be suppressed. In addition, when the fixed wing unit 6 expands due to the heat of the exhaust gas, the displacement can be absorbed by the bending of the vane portion 14, and the occurrence of buckling in the vane portion 14 can be suppressed.
  • the vane portion 14 extends linearly in a cross section orthogonal to the axial direction. According to this configuration, the configuration of the fixed wing unit 6 can be simplified.
  • At least the trailing edge portion 20 of the vane portion 14 is curved to be convex toward the pressure surface 22 side.
  • the metal angle ⁇ 1 with respect to the tangent L1 in the circumferential direction at the front edge 24 of the vane portion 14 is the metal with respect to the tangent L2 in the circumferential direction at the trailing edge 26 of the vane portion 14 It is larger than the angle ⁇ 2.
  • leading edge portion 28 of the vane portion 14 is rounded so that the tip 30 is located downstream of the leading edge 24 of the vane portion 14.
  • FIG. 10 is a schematic perspective view schematically showing a part of a fixed wing unit 6 (6C) according to an embodiment.
  • FIG. 11 schematically shows an example of the shape of the trailing edge 26 of the vane portion 14 in the fixed wing unit 6 (6C).
  • FIG. 12 is a schematic cross-sectional view schematically showing an example of the AA cross section (see FIG. 1) of the fixed wing unit 6 (6C), that is, a cross section orthogonal to the axial direction.
  • fixed wing turbocharger 100 includes a plurality of fixed wing units 6 (6C) circumferentially spaced apart.
  • each of the fixed wing units 6 (6C) has a shape formed by bending one sheet metal member 18 into a square wave (see FIG. 3), and two vane portions 14 and 2; And one connecting portion 16 which connects the two vane portions 14.
  • each of the two vanes 14 is provided with a leg 36.
  • the leg portion 36 protrudes from the one end portion 14a of the vane portion 14 in the axial direction (the end portion of the vane portion 14 on the side of the hub side wall 34 of the communication passage 12 in the illustrated embodiment) to the opposite side to the connecting portion 16 in the circumferential direction It is provided to do.
  • the leg portion 36 is provided along the flow passage wall of the communication flow passage 12 (the hub side wall 34 in the illustrated embodiment) from the front edge 24 to the rear edge 26 of the vane portion 14.
  • the hub side flow path 38 and the shroud side flow path 40 are alternately positioned in the circumferential direction. It is configured to partition into Each of the hub side flow paths 38 is defined by two vane portions 14, a connecting portion 16 connecting the two vane portions 14, and a hub side wall 42 of the communication flow path 12.
  • Each of the shroud side flow passages 40 is defined by two vane portions 14, two leg portions 36, a shroud side wall 44 of the communication flow passage 12, and a hub side wall 42 of the communication flow passage 12.
  • each of the fixed wing units 6 (6C) is formed of one sheet metal member 18, the surface roughness of the fixed wing units 6 is better than that of forming each of the fixed wing units 6 by casting. It is possible to realize improvement and cost reduction. Therefore, the rectification effect of fixed wing unit 6 can be enhanced to realize high efficiency of turbocharger 100 with a simple configuration. Further, since at least two vane portions 14 are connected by the connecting portion 16, it is possible to increase the cross section coefficient of the fixed wing unit 6 and to suppress deformation or falling due to fluid force.
  • the fixed wing unit 6 compared with the fixed wing unit 6 (6A, 6) formed of one sheet metal member 18 over the entire circumference in the circumferential direction, the plurality of fixed wing units 6 (6C) Because of the division, the fixed wing unit 6 can be miniaturized while securing the structural strength.
  • the installation angle of the fixed wing unit 6 can be adjusted, and a flow rate characteristic according to the installation angle of the fixed wing unit 6 (6C) can be obtained.
  • the fixed wing unit 6 (6C) is installed so that the angle ⁇ 3 between the cord direction of the vane portion 14 and the circumferential direction is small.
  • the fixed wing unit 6 may be installed so that the angle ⁇ 3 between the cord direction of the vane portion 14 and the circumferential direction is large. Further, by cutting unnecessary portions (broken line parts in FIGS. 13 and 14) of the fixed wing unit 6 made of a common type and made of sheet metal, desired flow characteristics are obtained by adjusting the installation angle of the fixed wing unit 6 Can be obtained with a simple configuration and at low cost.
  • the present invention is not limited to the above-described embodiments, and includes the embodiments in which the above-described embodiments are modified or the embodiments in which these embodiments are appropriately combined.
  • each of the fixed wing units 6 (6C) has two vane portions 14 and one connecting portion 16 connecting the two vane portions 14
  • the fixed wing unit which has three or more vane parts and two or more connection parts may be provided at intervals in the circumferential direction.
  • the shape of the vane portion 14 described with reference to FIGS. 7 to 9 is applicable to the vane portion 14 of the fixed wing unit 6 (6C) shown in FIGS.
  • fixed wing turbocharger 100 may include a plurality of (multi-stage) fixed wing units 6 axially stacked. .
  • the fixed wing turbocharger 100 may include two fixed wing units 6 (6A) axially stacked.
  • the two fixed wing units 6 (6A) are axially stacked such that the respective connecting portions 16 abut.
  • the fixed blade turbocharger 100 may include two fixed wing units 6 (6 B) stacked in the axial direction.
  • the two fixed wing units 6 (6A) are axially stacked such that the respective connecting portions 16 abut.
  • the fixed wing turbocharger 100 may be provided with a fixed wing unit 6 (6A) and a fixed wing unit 6 (6B) stacked in the axial direction.
  • the fixed wing unit 6 (6A) and the fixed wing unit 6 (6B) are axially stacked such that the respective connecting portions 16 abut.
  • the present invention is also applicable to a diffuser vane of a compressor provided in a turbocharger.
  • the fixed blade type turbocharger communicates the compressor impeller, the impeller housing space for housing the compressor impeller, the scroll channel formed on the outer peripheral side of the compressor impeller, and the impeller housing space and the scroll channel.
  • a housing having a flow path (a diffuser flow path) inside, and at least one fixed wing unit (a diffuser provided in a communication flow path and fixed to a portion of the housing inside the scroll flow path in the radial direction of the compressor impeller) And a wing unit).
  • each of the fixed wing units has at least two vane portions and a connecting portion connecting the two vane portions, and is formed of one sheet metal member.
  • each of the fixed wing units is formed of a single sheet metal member, so improvement in surface roughness and cost reduction of the fixed wing units can be achieved rather than forming each of the fixed wing units by casting. It can be realized. Therefore, the rectification effect of the fixed wing unit can be enhanced to realize high efficiency of the turbocharger with a simple configuration.
  • connection part since at least two vane parts are connected by the connection part, the section coefficient of the fixed wing unit can be increased, and deformation or falling due to fluid force can be suppressed.

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Abstract

インペラと、前記インペラを収容するインペラ収容空間と、前記インペラの外周側に形成されるスクロール流路と、前記インペラ収容空間と前記スクロール流路とを連通する連通流路とを内部に有するハウジングと、前記連通流路に設けられ、前記ハウジングのうち前記インペラの径方向における前記スクロール流路より内側の部位に固定された少なくとも一つの固定翼ユニットと、を備える固定翼式ターボチャージャであって、前記固定翼ユニットの各々は、少なくとも２つのベーン部と、前記２つのベーン部を連結する連結部とを有し、１枚の板金部材で形成される。

Description

固定翼式ターボチャージャ
　本開示は、固定翼式ターボチャージャに関する。
　近年、強制過給によるエンジンの小型化が進み、小排気量のガソリンエンジンにもターボチャージャが搭載されるようになった。このため、ターボチャージャも小型化され、各部品の製造精度がターボチャージャの性能に与える影響が拡大している。
　ターボチャージャの排気タービンには、スクロール流路からタービンインペラへの排ガスの流れを整流して性能（流量及び効率）のばらつきを抑制するために、スクロール流路とタービンインペラの間の流路に回動しない固定翼が設けられる場合がある。
　一般に、ターボチャージャの上記固定翼には鋳物が用いられている。このため、固定翼の表面の面粗度が大きくなりやすく、ターボチャージャの効率向上の妨げとなっている。
　特許文献１には、固定翼式ターボチャージャにおいて、複数枚のプレート部材を互いに交差するように接合してなる固定翼が記載されている。
国際公開第２０１１／０４２６９４号
　特許文献１に記載の固定翼式ターボチャージャによれば、プレート部材の面粗度を小さくすることが容易であるため、鋳造の固定翼よりも面粗度を小さくすることによるターボチャージャの高効率化を期待できる。
　しかしながら、特許文献１に記載の固定翼は、複数枚のプレート部材を互いに交差するように接合してなるため、構成が複雑である。
　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、簡素な構成で高効率を実現可能な固定翼式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固定翼式ターボチャージャは、インペラと、前記インペラを収容するインペラ収容空間と、前記インペラの外周側に形成されるスクロール流路と、前記インペラ収容空間と前記スクロール流路とを連通する連通流路とを内部に有するハウジングと、前記連通流路に設けられ、前記ハウジングのうち前記インペラの径方向における前記スクロール流路より内側の部位に固定された少なくとも一つの固定翼ユニットと、を備える固定翼式ターボチャージャであって、前記固定翼ユニットの各々は、少なくとも２つのベーン部と、前記２つのベーン部を連結する連結部とを有し、１枚の板金部材で形成される。
　上記（１）に記載の固定翼式ターボチャージャによれば、固定翼ユニットの各々が１枚の板金部材で形成されるため、固定翼ユニットの各々を鋳造で形成するよりも、固定翼ユニットの面粗度の向上とコスト低減を実現することができる。したがって、固定翼ユニットの整流効果を高めて簡素な構成でターボチャージャの高効率化を実現することができる。また、少なくとも２つのベーン部を連結部で連結しているため、固定翼ユニットの断面係数を上昇させ、流体力による変形や倒れ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）に記載の固定翼式ターボチャージャにおいて、前記少なくとも一つの固定翼ユニットは、前記インペラの周方向における全周に亘って前記１枚の板金部材で形成される。
　上記（２）に記載の固定翼式ターボチャージャによれば、固定翼ユニット全体の剛性を高めることができる。また、径方向における内側への流体力が相殺されるため、固定翼ユニットをハウジングに固定するために必要な固定力（例えばボルト締結による固定であれば締結力）を低減することができる。
　（３）幾つかの実施形態では、上記（１）に記載の固定翼式ターボチャージャにおいて、前記少なくとも一つの固定翼ユニットは、周方向に間隔を開けて設けられた複数の固定翼ユニットを含む。
　上記（３）に記載の固定翼式ターボチャージャによれば、固定翼ユニットが周方向における全周に亘って１枚の板金部材で形成される場合と比較して、複数の固定翼ユニットに分割されるため、構造強度を確保しながら固定翼ユニットの小型化が可能となる。
　また、固定翼ユニットの設置時に、固定翼ユニットの設置角度を調節することができ、固定翼ユニットの設置角度に応じた流量特性を得ることができる。例えば、小流量に対応するためには、固定翼ユニットをベーン部のコード方向と周方向とのなす角度が小さくなるように設置し、大流量に対応するためには固定翼ユニットをベーン部のコード方向と周方向とのなす角度が大きくなるように設置すればよい。また、共通の型で製造された板金製の固定翼ユニットの不要部を切断し、固定翼ユニットの設置角度を調節することにより、所望の流量特性を簡素な構成且つ低コストで得ることができる。
　（４）幾つかの実施形態では、上記（１）乃至（３）の何れか１項に記載の固定翼式ターボチャージャにおいて、前記少なくとも一つの固定翼ユニットは、前記インペラの軸方向に重ねられた複数の固定翼ユニットを含む。
　上記（４）に記載の固定翼式ターボチャージャによれば、固定翼ユニット一つ当たりの軸方向の変形量が小さくなるため、製造性が向上する。また、インペラの軸方向（ベーン部の高さ方向）に流れ角及び流量を制御することが可能となり、ターボチャージャの性能向上が可能となる。
　（５）幾つかの実施形態では、上記（１）乃至（４）の何れか１項に記載の固定翼式ターボチャージャにおいて、前記ベーン部のうち少なくとも後縁側部分は、圧力面側に凸となるように湾曲している。
　上記（５）に記載の固定翼式ターボチャージャによれば、後縁側部分の近傍での流動ひずみが抑制され、効率向上やタービンインペラの動翼の信頼性向上（動翼を励振する励振力の低減）が可能となる。
　（６）幾つかの実施形態では、上記（１）乃至（５）の何れか１項に記載の固定翼式ターボチャージャにおいて、前記ベーン部の前縁における前記インペラの周方向への接線に対するメタル角は、当該ベーン部の後縁における前記周方向への接線に対するメタル角よりも大きい。
　上記（６）に記載の固定翼式ターボチャージャによれば、スクロール流路から連通流路に流入する流れと固定翼ユニットのベーン部の前縁との衝突による損失を抑制することができる。
　（７）幾つかの実施形態では、上記（１）乃至（６）の何れか１項に記載の固定翼式ターボチャージャにおいて、前記ベーン部の前縁側部分は、先端が前記ベーン部の前縁より下流側に位置するように丸められている。
　上記（７）に記載によれば、ベーン部の前縁側部分が上記のように丸められていることにより、スクロール流路から連通流路に流入する流れと固定翼ユニットのベーン部の前縁との衝突による損失を抑制することができる。
　（８）幾つかの実施形態では、上記（１）乃至（７）の何れか１項に記載の固定翼式ターボチャージャにおいて、前記ベーン部の後縁は、前記インペラの軸方向に対して周方向に傾斜した方向に延在している。
　上記（８）に記載の固定翼式ターボチャージャによれば、かかる構成によれば、ベーン部を通過した排ガスがタービンインペラの動翼を励振する位相がずれるため、動翼の振動応力を抑制することができる。また、固定翼ユニットが排ガスの熱で膨張した場合に、その変位をベーン部の曲げで吸収することができ、ベーン部における座屈の発生を抑制することができる。
　本発明の少なくとも一つの実施形態によれば、簡素な構成で高効率を実現可能な固定翼式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固定翼式ターボチャージャ１００の回転軸線に沿った概略断面図である。 一実施形態に係る固定翼ユニット６（６Ａ）の一部を模式的に示す概略斜視図である。 固定翼ユニット６（６Ａ）におけるベーン部１４の後縁２６の形状の一例を模式的に示す図である。 一実施形態に係る固定翼ユニット６（６Ｂ）の一部を模式的に示す概略斜視図である。 固定翼ユニット６（６Ｂ）におけるベーン部１４の後縁２６の形状の一例を模式的に示す図である。 固定翼ユニット６（６Ｂ）におけるベーン部１４の後縁２６の形状の一例を模式的に示す図である。 固定翼ユニット６（６Ａ，６Ｂ）のＡ－Ａ断面（図１参照）、すなわち軸方向に直交する断面の一例を模式的に示す概略断面図である。 固定翼ユニット６（６Ａ，６Ｂ）のＡ－Ａ断面の一例を模式的に示す図である。 固定翼ユニット６（６Ａ，６Ｂ）のＡ－Ａ断面の一例を模式的に示す図である。 一実施形態に係る固定翼ユニット６（６Ｃ）の一部を模式的に示す概略斜視図である。 固定翼ユニット６（６Ｃ）におけるベーン部１４の後縁２６の形状の一例を模式的に示すである。 固定翼ユニット６（６Ｃ）のＡ－Ａ断面（図１参照）、すなわち軸方向に直交する断面の一例を模式的に示す概略断面図である。 小流量に対応する固定翼ユニット６（６Ｃ）の設置角度を説明するための図である。 大流量に対応する固定翼ユニット６（６Ｃ）の設置角度を説明するための図である。 二つの固定翼ユニット６の組み合わせの一例を示す図である。 二つの固定翼ユニット６の組み合わせの一例を示す図である。 二つの固定翼ユニット６の組み合わせの一例を示す図である。 二つの固定翼ユニット６の組み合わせの一例を示す図である。 二つの固定翼ユニット６の組み合わせの一例を示す図である。
　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固定翼式ターボチャージャ１００の回転軸線に沿った概略断面図である。
　固定翼式ターボチャージャ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インペラ２と、ハウジング４と、少なくとも一つの固定翼ユニット６とを備える。
　以下では、特記しない限り、タービンインペラ２の軸方向を単に「軸方向」といい、タービンインペラ２の径方向を単に「径方向」といい、タービンインペラ２の周方向を単に「周方向」ということとする。
　ハウジング４は、タービンインペラ２を収容するインペラ収容空間８と、タービンインペラ２の外周側に形成されるスクロール流路１０と、インペラ収容空間８とスクロール流路１０とを連通する連通流路１２とを内部に有する。
　固定翼ユニット６は、連通流路１２に設けられ、ハウジング４のうち径方向におけるスクロール流路１０より内側の部位４ａにボルト等の任意の手段によって固定される。固定翼ユニット６は、スクロール流路１０には延在しないように連通流路１２内に設けられている。
　図１に示す形態において、不図示のエンジンからスクロール流路１０に流入した排ガスは、スクロール流路１０から連通流路１２へ流れ、連通流路１２に設けられた固定翼ユニット６により整流されて、タービンインペラ２の動翼２ａに供給される。
　図２は、一実施形態に係る固定翼ユニット６（６Ａ）の一部を模式的に示す概略斜視図である。図３は、固定翼ユニット６（６Ａ）におけるベーン部１４の後縁２６の形状の一例を模式的に示す図である。図４は、一実施形態に係る固定翼ユニット６（６Ｂ）の一部を模式的に示す概略斜視図である。図５は、固定翼ユニット６（６Ｂ）におけるベーン部１４の後縁２６の形状の一例を模式的に示す図である。図６は、固定翼ユニット６（６Ｂ）におけるベーン部１４の後縁２６の形状の一例を模式的に示す図である。図７は、固定翼ユニット６（６Ａ）のＡ－Ａ断面（図１参照）、すなわち軸方向に直交する断面の一例を模式的に示す概略断面図である。図８は、固定翼ユニット６（６Ａ，６Ｂ）のＡ－Ａ断面の一例を模式的に示す図である。図９は、固定翼ユニット６（６Ａ，６Ｂ）のＡ－Ａ断面の一例を模式的に示す図である。
　幾つかの実施形態では、例えば図２～図６に示すように、固定翼ユニット６（６Ａ，６Ｂ）の各々は、少なくとも２つのベーン部１４と、２つのベーン部１４を連結する連結部１６とを有し、１枚の板金部材１８で形成される。図示する例示的形態では、固定翼ユニット６は、多数（３つ以上）のベーン部１４及び多数（３つ以上）の連結部１６を含んでおり、ベーン部１４と連結部１６とが周方向において交互に配置されている。図２に示す固定翼ユニット６（６Ａ）は、一枚の板金部材１８を方形波状（図３参照）に周期的に折り曲げられてなる形状を有しており、図４に示す固定翼ユニット６（６Ｂ）は、一枚の板金部材１８を三角波状（図５参照）又は正弦波状（図６参照）に周期的に湾曲させてなる形状を有している。
　幾つかの実施形態では、例えば図３、図５及び図６に示すように、固定翼ユニット６（６Ａ，６Ｂ）は、連通流路１２を、ハブ側流路３８とシュラウド側流路４０とが周方向に交互に位置するように区画するよう構成されている。ハブ側流路３８の各々は、２つのベーン部１４と、２つのベーン部１４を連結する連結部１６と、連通流路１２のハブ側壁４２とによって区画される。シュラウド側流路４０の各々は、２つのベーン部１４と、２つのベーン部１４を連結する連結部１６と、連通流路１２のシュラウド側壁４４とによって区画される。
　かかる構成によれば、固定翼ユニット６の各々が１枚の板金部材１８で形成されるため、固定翼ユニット６の各々を鋳造で形成するよりも、固定翼ユニット６の面粗度の向上とコスト低減を実現することができる。したがって、固定翼ユニット６の整流効果を高めて簡素な構成でターボチャージャ１００の高効率化を実現することができる。また、少なくとも２つのベーン部１４を連結部１６で連結しているため、固定翼ユニット６の断面係数を高めて流体力による変形や倒れを抑制することができる。
　幾つかの実施形態では、固定翼ユニット６（６Ａ，６Ｂ）は、周方向における全周に亘って１枚の板金部材１８で形成される。
　かかる構成によれば、固定翼ユニット６（６Ａ，６Ｂ）全体の剛性を高めることができる。また、径方向における内側への流体力が相殺されるため、固定翼ユニット６をハウジング４に固定するために必要な固定力（例えばボルト締結による固定であれば締結力）を低減することができる。
　一実施形態では、ベーン部１４の後縁２６は、例えば図３に示すように軸方向に平行に延在している。幾つかの実施形態では、例えば図５及び図６に示すように、軸方向に対して周方向に傾斜した方向に延在していている。
　図５及び図６に示す形態によれば、ベーン部１４の後縁２６が軸方向に対して周方向に傾斜した方向に延在することにより、ベーン部１４を通過した排ガスがタービンインペラ２の動翼２ａを励振する位相がずれるため、動翼２ａの振動応力を抑制することができる。また、固定翼ユニット６が排ガスの熱で膨張した場合に、その変位をベーン部１４の曲げで吸収することができ、ベーン部１４における座屈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７に示すように、ベーン部１４は、軸方向に直交する断面において、直線状に延在している。かかる構成によれば、固定翼ユニット６の構成を簡素化することができる。
　幾つかの実施形態では、例えば図８及び図９に示すように、ベーン部１４のうち少なくとも後縁側部分２０は、圧力面２２側に凸となるように湾曲している。
　かかる構成によれば、後縁側部分２０の近傍での流動ひずみが抑制され、効率向上やタービンインペラ２の動翼２ａ（図１参照）の信頼性向上（動翼２ａを励振する励振力の低減）が可能となる。
　一実施形態では、例えば図８に示すように、ベーン部１４の前縁２４における周方向への接線Ｌ１に対するメタル角θ１は、当該ベーン部１４の後縁２６における周方向への接線Ｌ２に対するメタル角θ２よりも大きい。
　かかる構成によれば、スクロール流路１０から連通流路１２に流入する流れと固定翼ユニット６のベーン部１４の前縁２４との衝突による損失を抑制することができる。
　一実施形態では、例えば図９に示すように、ベーン部１４の前縁側部分２８は、先端３０がベーン部１４の前縁２４より下流側に位置するように丸められている。
　かかる構成によれば、ベーン部１４の前縁側部分２８が上記のように丸められていることにより、スクロール流路１０から連通流路１２に流入する流れと固定翼ユニット６のベーン部１４の前縁２４との衝突による損失を抑制することができる。
　図１０は、一実施形態に係る固定翼ユニット６（６Ｃ）の一部を模式的に示す概略斜視図である。図１１は、固定翼ユニット６（６Ｃ）におけるベーン部１４の後縁２６の形状の一例を模式的に示すである。図１２は、固定翼ユニット６（６Ｃ）のＡ－Ａ断面（図１参照）、すなわち軸方向に直交する断面の一例を模式的に示す概略断面図である。
　一実施形態では、図１０～図１２に示すように、固定翼式ターボチャージャ１００は、周方向に間隔を開けて設けられた複数の固定翼ユニット６（６Ｃ）を含む。図示する形態では、固定翼ユニット６（６Ｃ）の各々は、一枚の板金部材１８を方形波状（図３参照）に折り曲げられてなる形状を有しており、２つのベーン部１４と、２つのベーン部１４を連結する１つの連結部１６と、を有している。
　図１０～図１２に示す形態では、２つのベーン部１４の各々には、脚部３６が設けられている。脚部３６は、軸方向におけるベーン部１４の一端部１４ａ（図示する形態ではベーン部１４のうち連通流路１２のハブ側壁３４側の端部）から周方向において連結部１６と反対側へ突出するように設けられている。図１１に示すように脚部３６は、ベーン部１４の前縁２４から後縁２６にかけて連通流路１２の流路壁（図示する形態ではハブ側壁３４）に沿って設けられている。
　また、図１０～図１２に示す形態では、複数の固定翼ユニット６（６Ｃ）は、連通流路１２を、ハブ側流路３８とシュラウド側流路４０とが周方向に交互に位置するように区画するよう構成されている。ハブ側流路３８の各々は、２つのベーン部１４と、２つのベーン部１４を連結する連結部１６と、連通流路１２のハブ側壁４２とによって区画される。シュラウド側流路４０の各々は、２つのベーン部１４と、２つの脚部３６と、連通流路１２のシュラウド側壁４４と、連通流路１２のハブ側壁４２とによって区画される。
　かかる構成においても、固定翼ユニット６（６Ｃ）の各々が１枚の板金部材１８で形成されるため、固定翼ユニット６の各々を鋳造で形成するよりも、固定翼ユニット６の面粗度の向上とコスト低減を実現することができる。したがって、固定翼ユニット６の整流効果を高めて簡素な構成でターボチャージャ１００の高効率化を実現することができる。また、少なくとも２つのベーン部１４を連結部１６で連結しているため、固定翼ユニット６の断面係数を高めて流体力による変形や倒れを抑制することができる。
　また、かかる構成によれば、周方向における全周に亘って１枚の板金部材１８で形成される固定翼ユニット６（６Ａ，６）と比較して、複数の固定翼ユニット６（６Ｃ）に分割されるため、構造強度を確保しながら固定翼ユニット６の小型化が可能となる。
　また、固定翼ユニット６（６Ｃ）の設置時に、固定翼ユニット６の設置角度を調節することができ、固定翼ユニット６（６Ｃ）の設置角度に応じた流量特性を得ることができる。例えば、小流量に対応するためには、図１３に示すように固定翼ユニット６（６Ｃ）をベーン部１４のコード方向と周方向とのなす角度θ３が小さくなるように設置し、大流量に対応するためには図１４に示すように固定翼ユニット６をベーン部１４のコード方向と周方向とのなす角度θ３が大きくなるように設置すればよい。また、共通の型で製造された板金製の固定翼ユニット６の不要部（図１３及び図１４における破線部）を切断し、固定翼ユニット６の設置角度を調節することにより、所望の流量特性を簡素な構成且つ低コストで得ることができる。
　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１０～図１２に示す形態では、固定翼ユニット６（６Ｃ）の各々は、２つのベーン部１４と、２つのベーン部１４を連結する１つの連結部１６と、を有しているが、３つ以上のベーン部と、２以上の連結部とを有する固定翼ユニットが周方向に間隔を空けて設けられていてもよい。また、図７～図９を用いて説明したベーン部１４の形状は、図１０～図１２に示す固定翼ユニット６（６Ｃ）のベーン部１４に適用可能である。
　また、幾つかの実施形態では、図１５～図１９に示すように、固定翼式ターボチャージャ１００は、軸方向に重ねられた複数の（複数段の）固定翼ユニット６を備えていてもよい。
　例えば図１５に示すように、固定翼式ターボチャージャ１００は、軸方向に重ねられた２つの固定翼ユニット６（６Ａ）を備えていてもよい。図示する形態では、２つの固定翼ユニット６（６Ａ）は、各々の連結部１６が当接するように、軸方向に重ねられている。
　また、例えば図１６及び図１７に示すように、固定翼式ターボチャージャ１００は、軸方向に重ねられた２つの固定翼ユニット６（６Ｂ）を備えていてもよい。図示する形態では、２つの固定翼ユニット６（６Ａ）は、各々の連結部１６が当接するように、軸方向に重ねられている。
　また、例えば図１８及び図１９に示すように、固定翼式ターボチャージャ１００は、軸方向に重ねられた固定翼ユニット６（６Ａ）及び固定翼ユニット６（６Ｂ）を備えていてもよい。図示する形態では、固定翼ユニット６（６Ａ）及び固定翼ユニット６（６Ｂ）は、各々の連結部１６が当接するように、軸方向に重ねられている。
　また、例えば、本発明は、ターボチャージャが備えるコンプレッサのディフューザ翼にも適用可能である。
　この場合、固定翼式ターボチャージャは、コンプレッサインペラと、コンプレッサインペラを収容するインペラ収容空間、コンプレッサインペラの外周側に形成されるスクロール流路、及び、インペラ収容空間とスクロール流路とを連通する連通流路（ディフューザ流路）を内部に有するハウジングと、連通流路に設けられ、ハウジングのうちコンプレッサインペラの径方向におけるスクロール流路より内側の部位に固定された少なくとも一つの固定翼ユニット（ディユーザ翼ユニット）と、を備える。また、そして、固定翼ユニットの各々は、少なくとも２つのベーン部と、２つのベーン部を連結する連結部とを有し、１枚の板金部材で形成される。
　かかる構成においても同様に、固定翼ユニットの各々が１枚の板金部材で形成されるため、固定翼ユニットの各々を鋳造で形成するよりも、固定翼ユニットの面粗度の向上とコスト低減を実現することができる。したがって、固定翼ユニットの整流効果を高めて簡素な構成でターボチャージャの高効率化を実現することができる。
　また、少なくとも２つのベーン部を連結部で連結しているため、固定翼ユニットの断面係数を上昇させ、流体力による変形や倒れを抑制することができる。
２　タービンインペラ
　２ａ　動翼
４　ハウジング
　４ａ　部位
６　固定翼ユニット
８　インペラ収容空間
１０　スクロール流路
１２　連通流路
１４　ベーン部
　１４ａ　一端部
　１４ｂ　他端部
１６　連結部
１８　板金部材
２０　後縁側部分
２２　圧力面
２４　前縁
２６　縁
２８　前縁側部分
３０　先端
３２　シュラウド壁
３４　ハブ壁
３６　縁部
３８　ハブ側流路
４０　シュラウド側流路
４２　ハブ側壁
４４　シュラウド側壁
１００　固定翼式ターボチャージャ
Ｌ１，Ｌ２　接線

Claims (8)

  1. 　インペラと、
    　前記インペラを収容するインペラ収容空間と、前記インペラの外周側に形成されるスクロール流路と、前記インペラ収容空間と前記スクロール流路とを連通する連通流路とを内部に有するハウジングと、
    　前記連通流路に設けられ、前記ハウジングのうち前記インペラの径方向における前記スクロール流路より内側の部位に固定された少なくとも一つの固定翼ユニットと、を備える固定翼式ターボチャージャであって、
    　前記固定翼ユニットの各々は、少なくとも２つのベーン部と、前記２つのベーン部を連結する連結部とを有し、１枚の板金部材で形成された、固定翼式ターボチャージャ。
  2. 　前記少なくとも一つの固定翼ユニットは、前記インペラの周方向における全周に亘って前記１枚の板金部材で形成される、請求項１に記載の固定翼式ターボチャージャ。
  3. 　前記少なくとも一つの固定翼ユニットは、周方向に間隔を開けて設けられた複数の固定翼ユニットを含む、請求項１に記載の固定翼式ターボチャージャ。
  4. 　前記少なくとも一つの固定翼ユニットは、前記インペラの軸方向に重ねられた複数の固定翼ユニットを含む、請求項１乃至３の何れか１項に記載の固定翼式ターボチャージャ。
  5. 　前記ベーン部のうち少なくとも後縁側部分は、圧力面側に凸となるように湾曲している、請求項１乃至４の何れか１項に記載の固定翼式ターボチャージャ。
  6. 　前記ベーン部の前縁における前記インペラの周方向への接線に対するメタル角は、当該ベーン部の後縁における前記周方向への接線に対するメタル角よりも大きい、請求項１乃至５の何れか１項に記載の固定翼式ターボチャージャ。
  7. 　前記ベーン部の前縁側部分は、先端が前記ベーン部の前縁より下流側に位置するように丸められている、請求項１乃至６の何れか１項に記載の固定翼式ターボチャージャ。
  8. 　前記ベーン部の後縁は、前記インペラの軸方向に対して周方向に傾斜した方向に延在している、請求項１乃至７の何れか１項に記載の固定翼式ターボチャージャ。
     
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