WO2018131167A1 - タービンホイール、タービン及びターボチャージャ - Google Patents

タービンホイール、タービン及びターボチャージャ Download PDF

Info

Publication number
WO2018131167A1
WO2018131167A1 PCT/JP2017/001276 JP2017001276W WO2018131167A1 WO 2018131167 A1 WO2018131167 A1 WO 2018131167A1 JP 2017001276 W JP2017001276 W JP 2017001276W WO 2018131167 A1 WO2018131167 A1 WO 2018131167A1
Authority
WO
WIPO (PCT)
Prior art keywords
turbine wheel
leading edge
blade
turbine
short
Prior art date
Application number
PCT/JP2017/001276
Other languages
English (en)
French (fr)
Inventor
豊隆 吉田
洋輔 段本
洋二 秋山
Original Assignee
三菱重工エンジン＆ターボチャージャ株式会社
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by 三菱重工エンジン＆ターボチャージャ株式会社 filed Critical 三菱重工エンジン＆ターボチャージャ株式会社
Priority to JP2018561778A priority Critical patent/JP6801009B2/ja
Priority to CN201780063578.3A priority patent/CN109844263B/zh
Priority to US16/342,357 priority patent/US11215057B2/en
Priority to PCT/JP2017/001276 priority patent/WO2018131167A1/ja
Priority to EP17891043.6A priority patent/EP3508685B1/en
Publication of WO2018131167A1 publication Critical patent/WO2018131167A1/ja

Links

Images

Classifications

    • 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
    • F01D5/02—Blade-carrying members, e.g. rotors
    • F01D5/04—Blade-carrying members, e.g. rotors for radial-flow machines or engines
    • F01D5/043—Blade-carrying members, e.g. rotors for radial-flow machines or engines of the axial inlet- radial outlet, or vice versa, type
    • F01D5/048—Form or construction
    • 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
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02B—INTERNAL-COMBUSTION PISTON ENGINES; COMBUSTION ENGINES IN GENERAL
    • F02B39/00—Component parts, details, or accessories relating to, driven charging or scavenging pumps, not provided for in groups F02B33/00 - F02B37/00
    • 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
    • F05D2220/30—Application in turbines
    • 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
    • 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
    • F05D2240/00—Components
    • F05D2240/20—Rotors
    • F05D2240/30—Characteristics of rotor blades, i.e. of any element transforming dynamic fluid energy to or from rotational energy and being attached to a rotor
    • F05D2240/303—Characteristics of rotor blades, i.e. of any element transforming dynamic fluid energy to or from rotational energy and being attached to a rotor related to the leading edge of a rotor blade

Definitions

  • the present disclosure relates to a turbine wheel, a turbine, and a turbocharger.
  • variable capacity turbocharger that can change the flow rate characteristics by changing the nozzle opening can be operated according to engine load fluctuations, and is advantageous in terms of response at low engine loads.
  • variable capacity turbochargers In recent years, the number of gasoline engines equipped with turbochargers has been increasing. In consideration of the above characteristics of variable capacity turbochargers, the application of variable capacity turbochargers to gasoline engines is progressing. When the engine outlet pressure (turbine inlet pressure) in the engine high speed region increases, the pumping loss increases and the engine performance deteriorates. Therefore, the variable capacity turbocharger has a turbine flow rate in the engine high speed region (large nozzle opening side). It is desirable that there are many and high turbine efficiency.
  • Patent Document 1 discloses a turbine wheel and a turbocharger that include a plurality of long blades and a plurality of short blades, and the trailing edge of the short blades is located upstream of the trailing edge of the long blades in the axial direction of the turbine wheel. ing.
  • the flow of the flow can be rectified by optimizing the distance between the blades on the inlet side while ensuring the area of the throat formed on the trailing edge side of the long blades so that the flow rate can be increased. it can. For this reason, efficiency reduction can be suppressed while increasing the flow rate, and high efficiency can be obtained over a wide flow rate range.
  • the incident loss is a loss caused by an incidence (attack angle) that is a difference between the flow angle of the gas flowing into the leading edge of the blade and the blade angle at the leading edge.
  • incidence attack angle
  • the inflowing gas is separated at the leading edge, so that the collision loss increases and the incident loss increases.
  • the separation flow generated on the inlet hub side of the turbine wheel moves toward the shroud side and becomes a leakage flow (hereinafter referred to as “clearance flow”) passing between the tip of the blade and the casing.
  • This is a major factor that hinders turbine efficiency improvement.
  • At least one embodiment of the present invention has been made in view of the conventional problems as described above, and an object thereof is to provide a turbine wheel capable of realizing high turbine efficiency, and a turbine and a turbocharger including the turbine wheel. Is to provide.
  • a turbine wheel is a turbine wheel including a plurality of long blades and a plurality of short blades, and a trailing edge of the short blade is the long in the axial direction of the turbine wheel. Located at the upstream side of the trailing edge of the blade, at least one of the leading edge of the long blade and the leading edge of the short blade is arranged such that the distance from the rotation axis of the turbine wheel decreases toward the hub side. Includes an inclined part.
  • At least one of the long blade and the short blade is provided by providing at least one of the inclined portions.
  • the incidence on the hub side of the blade can be improved, and the separation on the hub side of at least one of the leading edge of the long blade and the leading edge of the short blade can be suppressed.
  • the above-mentioned clearance flow resulting from the said peeling can be suppressed and high turbine efficiency can be implement
  • a distance between a leading edge of the long blade and a leading edge of the short blade is a distance from a rotation axis of the turbine wheel toward the hub side.
  • Each includes an inclined portion that is inclined so as to be smaller.
  • the turbine wheel described in (2) above by providing inclined portions on the leading edge of the long blade and the leading edge of the short blade, the incidence on the hub side of both the long blade and the short blade is improved, Separation on the hub side at both the leading edge of the long blade and the leading edge of the short blade can be suppressed. Thereby, the above-mentioned clearance flow resulting from the said peeling can be suppressed and high turbine efficiency can be implement
  • an intermediate span line including a set of central positions in the span direction of the short blade and a leading edge of the short blade
  • the intersection point is X1
  • the distance between the intersection point X1 and the rotation axis of the turbine wheel is R1
  • the outer diameter of the turbine rotor is R0
  • the short blade is configured so as to satisfy the above formula (A), and the position of the trailing edge of the short blade is shifted to the downstream side from the typical position to ensure the area to receive the load. It is possible to suppress a decrease in torque output while reducing the moment of inertia of the wheel.
  • the leading edge of the long blade is inclined so that the distance from the rotation axis of the turbine wheel becomes smaller toward the hub side.
  • An inclined portion is included, and at least a part of the leading edge of the short blade is located outside of the inclined portion in the radial direction of the turbine wheel.
  • the hub-side incident on the long blade is improved, and the separation on the hub side at the leading edge of the long blade is suppressed. can do.
  • the above-mentioned clearance flow resulting from the said peeling can be suppressed and high turbine efficiency can be implement
  • the incidence of load on the short blade with a short blade length is increased as much as possible while the incidence on the long blade with a long blade length is increased. Can be improved. For this reason, it is possible to reduce the incidence loss while suppressing the decrease in the torque output and realize high turbine efficiency.
  • the leading edge of the short blade extends along the axial direction.
  • the long blade leading edge and the short blade leading edge are inclined at the leading edge of the long blade as compared with the configuration in which both the leading edge of the long blade and the leading edge of the short blade extend along the axial direction.
  • the distance between the leading edge of the short blade and the rotation axis of the turbine wheel decreases toward the upstream side in the axial direction.
  • An inclined portion that inclines in this manner is included, and at least a part of the inclined portion is located outside the leading edge of the long blade in the radial direction of the turbine wheel.
  • the incidence on the hub side of the short blade is improved and the separation on the hub side at the leading edge of the short blade is suppressed. can do.
  • the above-mentioned clearance flow resulting from the said peeling can be suppressed and high turbine efficiency can be implement
  • the blade length is reduced while minimizing the area of the short blade with a short blade length. Can improve the incidence of long wings. For this reason, it is possible to reduce the incidence loss while suppressing the decrease in the torque output and realize high turbine efficiency.
  • the leading edge of the long blade extends along the axial direction.
  • the leading edge of the short blade is inclined compared to the configuration in which both the leading edge of the long blade and the leading edge of the short blade extend along the axial direction.
  • a turbine according to at least one embodiment of the present invention includes the turbine wheel according to any one of (1) to (7).
  • a turbocharger includes the turbine described in (8) above.
  • a turbine wheel capable of realizing high turbine efficiency, and a turbine and a turbocharger including the turbine wheel are provided.
  • FIG. 1 It is a schematic meridional view showing a partial configuration of the turbine 2 in the turbocharger according to the embodiment. It is a schematic perspective view which shows the structure of the turbine wheel 4 which concerns on one Embodiment. It is a schematic meridional view showing a partial configuration of a turbine 2 (2A) according to an embodiment. It is a schematic meridional view showing a partial configuration of a turbine 2 (2A) according to an embodiment. It is a schematic meridional view showing a partial configuration of a turbine 2 (2B) according to an embodiment. It is a schematic meridional view showing a partial configuration of a turbine 2 (2C) according to an embodiment. It is a schematic meridional view showing a partial configuration of a turbine 2 (2D) according to an embodiment.
  • FIG. 3 is a schematic meridional view showing a partial configuration of a turbine 02 according to a comparative embodiment. It is a figure which shows an example of distribution of the loss in the turbine 02 which concerns on the comparative form shown in FIG. It is a figure which shows an example of distribution of the loss in the turbine 2 which concerns on embodiment. It is a figure which shows an example of the characteristic curve which shows the relationship between the turbine flow volume and turbine efficiency in the turbine 02 which concerns on a comparison form, and the turbine 2 which concerns on embodiment.
  • 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 schematic meridional view showing a partial configuration of a turbine 2 in a turbocharger according to an embodiment.
  • a turbocharger is applied to a vehicle, a ship, etc., for example.
  • the turbine 2 includes a turbine wheel 4, a turbine housing 8 that houses the turbine wheel 4 and forms a scroll portion 6, and a variable nozzle mechanism 10.
  • the variable nozzle mechanism 10 is rotatably supported by the nozzle plate 42, a nozzle mount 44 that forms an exhaust gas passage 9 that guides exhaust gas from the scroll unit 6 to the turbine wheel 4, and the nozzle plate 42. And a nozzle vane 12 capable of changing the passage area of the exhaust gas passage 9.
  • the variable nozzle mechanism 10 is configured to be able to adjust the flow rate of the exhaust gas to the turbine wheel 4 by changing the passage area of the exhaust gas passage 9 by the rotation of the nozzle vane 12.
  • a portion of the nozzle plate 42 functions as a casing 46 that surrounds the turbine wheel 4.
  • FIG. 2 is a schematic perspective view showing the configuration of the turbine wheel 4 according to an embodiment.
  • the axial direction of the turbine wheel 4 is simply referred to as “axial direction”
  • the radial direction of the turbine wheel 4 is simply referred to as “radial direction”
  • the circumferential direction of the turbine wheel 4 is simply referred to as “circumferential direction”.
  • the turbine wheel 4 includes a hub 14, a plurality of long blades 18 provided on the outer peripheral surface 16 of the hub 14, and a blade provided on the outer peripheral surface 16 of the hub 14 and shorter than the long blades 18. And a plurality of short blades 20 each having a length.
  • the plurality of long blades 18 are provided at intervals in the circumferential direction, and the plurality of short blades 20 are provided at intervals in the circumferential direction.
  • Each of the short blades 20 is provided between the long blades 18 adjacent to each other.
  • the same number of long blades 18 and short blades 20 are alternately arranged in the circumferential direction.
  • the trailing edge 24 of the short blade 20 is positioned upstream of the trailing edge 22 of the long blade 18 in the axial direction.
  • the short blade 20 does not exist at the axial position of the trailing edge 22 of the long blade 18, the area of the throat formed between the long blades 18 on the trailing edge 22 side of the long blade 18 is ensured. It is possible to cope with an increase in the flow rate.
  • the long blades 18 and the short blades 20 exist on the inlet side of the turbine wheel 4, the flow can be rectified by optimizing the distance between the blades on the inlet side of the turbine wheel 4. For this reason, efficiency reduction can be suppressed while increasing the flow rate, and high efficiency can be obtained over a wide flow rate range.
  • FIG. 3 is a schematic meridional view showing a partial configuration of the turbine 2 (2A) according to the embodiment.
  • FIG. 4 is a schematic meridional view showing a partial configuration of the turbine 2 (2A) according to the embodiment.
  • FIG. 5 is a schematic meridional view showing a partial configuration of the turbine 2 (2B) according to the embodiment.
  • FIG. 6 is a schematic meridional view showing a partial configuration of the turbine 2 (2C) according to the embodiment.
  • FIG. 7 is a schematic meridional view showing a partial configuration of the turbine 2 (2D) according to the embodiment.
  • FIG. 8 is a schematic meridional view showing a partial configuration of the turbine 02 according to one comparative embodiment.
  • the meridional shape of the long wing 18 is indicated by a solid line
  • the meridional shape of the short wing 20 is indicated by a one-dot chain line.
  • the meridional shape of the long wing 018 is indicated by a solid line
  • the meridional shape of the short wing 020 is indicated by a one-dot chain line.
  • At least one of the leading edge 26 of the long blade 18 and the leading edge 28 of the short blade 20 rotates the turbine wheel 4 toward the hub 14 side.
  • Inclined portions 26a and 28a are included so that the distance R to the axis O is reduced.
  • a configuration shown in FIG. 8 (a configuration in which both the front edge 026 of the long blade 018 and the front edge 028 of the short blade 020 extend from the outer peripheral end 032 of the hub 014 along the axial direction).
  • the incidence on the hub 14 side in at least one of the long blade 18 and the short blade 20 is improved, and the leading edge 26 of the long blade 18 and the front of the short blade 20 are improved. Separation on the hub 14 side in at least one of the edges 28 can be suppressed.
  • the above-mentioned clearance flow in at least one of the tip 38 of the long blade 18 and the tip 40 of the short blade 20 can be suppressed, and high turbine efficiency can be realized.
  • the leading edge 26 of the long blade 18 has a distance R from the rotation axis O (see FIG. 1) of the turbine wheel 4 toward the hub 14 side.
  • the leading edge 28 of the short blade 20 includes an inclined portion 28a that is inclined so that the distance R with the rotation axis O of the turbine wheel 4 decreases toward the hub 14 side.
  • the inclined portion 26 a is provided so that the hub side end 34 of the leading edge 26 of the long blade 18 is located radially inward from the outer peripheral end 32 of the hub 14.
  • An inclined portion 28a is provided so that the hub side end 36 of the leading edge 28 of the short blade 20 is positioned radially inward from the outer peripheral end 32 of the blade.
  • the intersection of the intermediate span line Lc consisting of a set of central positions in the span direction d of the short blade 20 and the leading edge 28 of the short blade 20 is defined as X1 and the intersection X1.
  • the distance from the rotation axis O of the turbine wheel 4 is R1
  • the outer diameter of the turbine wheel 4 is R0
  • the distance between the leading edge 28 of the short blade 20 and the trailing edge 24 of the short blade 20 along the intermediate span line Lc is D. Then, the following formula (A) is satisfied.
  • the outer diameter R0 of the turbine wheel 4 corresponds to the distance between the leading edge 26 of the long blade 18 and the rotational axis O of the turbine wheel 4, and the leading edge 28 of the short blade 20.
  • the rotation axis O of the turbine wheel 4 and corresponds to the outer diameter R ⁇ b> 2 of the hub 14.
  • the inclined portion 26 a or the inclined portion 28 a is provided on each of the leading edge 26 of the long blade 18 and the leading edge 28 of the short blade 20. While the moment of inertia 4 can be reduced, the area of the blades 18 and 20 that receives a load tends to be small. For this reason, the short blade 20 is configured to satisfy the above formula (A), and the position of the trailing edge 24 of the short blade 20 is shifted to the downstream side from the typical position to ensure an area to receive the load. Thus, it is possible to suppress a decrease in torque output while reducing the moment of inertia of the turbine wheel 4.
  • the leading edge 26 of the long blade 18 is inclined so that the distance R from the rotation axis O of the turbine wheel 4 decreases toward the hub 14 side. 26a, and at least a part (preferably all) of the leading edge 28 of the short blade 20 is located outside in the radial direction with respect to the inclined portion 26a.
  • the leading edge 28 of the short blade 20 extends from the outer peripheral end 32 of the hub 14 along the axial direction.
  • the short blade 20 with a short blade length has a long blade length while making the load receiving area as large as possible. Incidence of the long blade 18 can be improved. For this reason, while reducing the decrease in torque output, it is possible to reduce the incidence loss and obtain high turbine efficiency.
  • the leading edge 28 of the short blade 20 is inclined so that the distance R from the rotational axis O of the turbine wheel 4 decreases toward the upstream side in the axial direction.
  • the inclined portion 28 a is included, and at least a part of the inclined portion 28 a is located on the outer side in the radial direction than the front edge 26 of the long blade 18.
  • the leading edge 26 of the long blade 18 extends from the outer peripheral end 32 of the hub 14 along the axial direction.
  • the area of the short blade 20 having a short blade length that receives a load is minimized.
  • Increasing the incidence of the long blade 18 with a long blade length can be achieved. For this reason, while reducing the decrease in torque output, it is possible to reduce the incidence loss and obtain high turbine efficiency.
  • the outer diameter R ⁇ b> 2 of the hub 14 is smaller than the outer diameter R ⁇ b> 0 of the turbine wheel 4.
  • the outer diameter R2 of the hub 14 is set in accordance with the position of the hub side end 34 at the leading edge 26 of the long blade 18 and the position of the hub side end 36 at the leading edge 28 of the short blade 20. . According to such a configuration, the inertia moment of the turbine wheel 4 can be reduced as compared with the embodiment shown in FIG.
  • FIG. 9 is a diagram showing an example of a loss distribution in the turbine 02 according to the comparative embodiment shown in FIG.
  • FIG. 10 is a diagram illustrating an example of a loss distribution in the turbine 2 according to an embodiment.
  • FIG. 11 is a diagram showing an example of a characteristic curve showing the relationship between the turbine flow rate and the turbine efficiency in the turbine 02 and the turbine 2.
  • At least the leading edge 26 of the long blade 18 and the leading edge 28 of the short blade 20 are compared with the configuration shown in FIG. 8.
  • By suppressing the separation on the hub 14 side on one side it is possible to reduce the loss due to the above-described clearance flow in at least one of the tip 38 of the long blade 18 and the tip 40 of the short blade 20. For this reason, as shown in FIG. 11, high turbine efficiency can be achieved particularly on the large opening side of the nozzle vane 12.
  • 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 same number of long blades 18 and short blades 20 are alternately arranged in the circumferential direction, but the number of long blades 18 and the number of short blades 20 may be different.
  • a plurality of short blades 20 may be provided between the long blades 18 adjacent to each other.

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Fluid Mechanics (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Supercharger (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)

Abstract

複数の長翼及び複数の短翼を備えるタービンホイールであって、短翼の後縁は、タービンホイールの軸方向において長翼の後縁よりも上流側に位置し、長翼の前縁と短翼の前縁のうち少なくとも一方は、ハブ側に向かうにつれてタービンホイールの回転軸線との距離が小さくなるように傾斜する傾斜部を含む。

Description

タービンホイール、タービン及びターボチャージャ
　本開示は、タービンホイール、タービン及びターボチャージャに関する。
　近年、燃費向上を目的としたターボチャージャの採用により自動車エンジンのターボ装着率が上昇している。特に、ノズル開度を変化させることで流量特性を変化させることができる可変容量ターボチャージャは、エンジンの負荷変動に応じた運転が可能であり、エンジンの低負荷時のレスポンスの点でメリットがある。
　また、近年ターボチャージャを装着したガソリンエンジンが増加しているが、可変容量ターボチャージャの上記特性を考慮してガソリンエンジンへの可変容量ターボチャージャの適用が進んでいる。エンジン高速域のエンジン出口圧（タービン入口圧）が高くなると、ポンピングロスが大きくなってエンジン性能が低下するため、可変容量ターボチャージャには、エンジン高速域（ノズルの大開度側）でタービン流量が多いこと、及びタービン効率が高いことが望まれる。
　特許文献１には、複数の長翼及び複数の短翼を備え、短翼の後縁がタービンホイールの軸方向において長翼の後縁よりも上流側に位置するタービンホイール及びターボチャージャが開示されている。かかる構成では、長翼の後縁側に形成されるスロートの面積を確保することで流量の増大に対応可能としつつ、入口側の翼間距離を適正化することで流れの整流化を図ることができる。このため、流量を増加させつつ効率低下を抑制することができ、広い流量範囲に亘って高効率を得ることができる。
米国特許第８６０８４３３号明細書
　本願発明者の鋭意検討の結果、特許文献１に記載のタービンホイールでは、タービンホイールの入口ハブ側でインシデンスロスが大きくなりやすいことが明らかとなった。インシデンスロスは、翼の前縁に流入するガスの流れ角と、前縁における翼角と、の差であるインシデンス（迎え角）により生じる損失である。インシデンスが大きくなると流入するガスが前縁で剥離するので、衝突ロスが大きくなりインシデンスロスが増大する。
　特に、タービンホイールの入口ハブ側で生じた剥離流れは、シュラウド側に向かって移動し、翼の先端とケーシングとの間を通過する漏れ流れ（以下、「クリアランスフロー」という。）となるため、タービン効率向上を妨げる大きな要因となる。
　本発明の少なくとも一実施形態は、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、高いタービン効率を実現可能なタービンホイール並びにこれを備えるタービン及び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タービンホイールは、複数の長翼及び複数の短翼を備えるタービンホイールであって、前記短翼の後縁は、前記タービンホイールの軸方向において前記長翼の後縁よりも上流側に位置し、前記長翼の前縁と前記短翼の前縁のうち少なくとも一方は、ハブ側に向かうにつれて前記タービンホイールの回転軸線との距離が小さくなるように傾斜する傾斜部を含む。
　上記（１）に記載のタービンホイールによれば、長翼の後縁の軸方向位置に短翼が存在しないため、長翼の後縁側にて長翼間に形成されるスロートの面積を確保することで流量の増大に対応することができる。また、タービンホイールの入口側に長翼及び短翼が存在するため、タービンホイールの入口側の翼間距離を適正化することで流れの整流化を図ることができる。このため、流量を増加させつつ効率低下を抑制することができ、広い流量範囲に亘って高効率を得ることができる。
　また、長翼の前縁及び短翼の前縁の両方が軸方向に沿って延在している形態と比較して、傾斜部の少なくとも一方を設けることにより、長翼と短翼の少なくとも一方におけるハブ側のインシデンスを改善し、長翼の前縁と短翼の前縁の少なくとも一方におけるハブ側での剥離を抑制することができる。これにより、当該剥離に起因する前述のクリアランスフローを抑制し、高いタービン効率を実現することができる。
　（２）幾つかの実施形態では、上記（１）に記載のタービンホイールにおいて、前記長翼の前縁及び前記短翼の前縁は、ハブ側に向かうにつれて前記タービンホイールの回転軸線との距離が小さくなるように傾斜する傾斜部をそれぞれ含む。
　上記（２）に記載のタービンホイールによれば、長翼の前縁と短翼の前縁の各々に傾斜部を設けることにより、長翼と短翼の両方におけるハブ側のインシデンスを改善し、長翼の前縁と短翼の前縁の両方におけるハブ側での剥離を抑制することができる。これにより、当該剥離に起因する前述のクリアランスフローを抑制し、高いタービン効率を実現することができる。また、長翼の前縁及び短翼の前縁の各々に傾斜部を設けることにより、タービンホイールの慣性モーメントを低減することができる。このため、ターボラグを改善することができる。
　（３）幾つかの実施形態では、上記（１）又は（２）に記載のタービンホイールにおいて、前記短翼のスパン方向における中央位置の集合からなる中間スパンラインと前記短翼の前縁との交点をＸ１、前記交点Ｘ１と前記タービンホイールの回転軸線との距離をＲ１、前記タービンロータの外径をＲ０、前記中間スパンラインに沿った前記短翼の前縁と前記短翼の後縁との距離をＤとすると、下記式（Ａ）を満たす。
　（Ｒ０－Ｒ１＋Ｄ）／（Ｒ０－Ｒ１）＞１２．５　　　　　（Ａ）
　上記（３）に記載のタービンホイールによれば、長翼の前縁及び短翼の前縁の各々に傾斜部を設けているため、タービンホイールの慣性モーメントを低減することができる一方で、各翼における負荷を受ける面積が小さくなりやすい。このため、上記式（Ａ）を満たすように短翼を構成して、短翼の後縁の位置を典型的な位置よりも下流側にシフトして負荷を受ける面積を確保することにより、タービンホイールの慣性モーメントを低減しつつトルク出力の減少を抑制することができる。
　（４）幾つかの実施形態では、上記（１）に記載のタービンホイールにおいて、前記長翼の前縁は、ハブ側に向かうにつれて前記タービンホイールの回転軸線との距離が小さくなるように傾斜する傾斜部を含み、前記短翼の前縁の少なくとも一部は、前記傾斜部よりも前記タービンホイールの径方向において外側に位置する。
　上記（４）に記載のタービンホイールによれば、長翼の前縁に傾斜部を設けることにより、長翼におけるハブ側のインシデンスを改善し、長翼の前縁におけるハブ側での剥離を抑制することができる。これにより、当該剥離に起因する前述のクリアランスフローを抑制し、高いタービン効率を実現することができる。
　また、短翼の前縁の少なくとも一部が傾斜部よりも径方向において外側に位置するため、翼長が短い短翼について負荷を受ける面積を極力大きくしつつ、翼長が長い長翼についてインシデンスを改善することができる。このため、トルク出力の減少を抑制しつつインシデンスロスを低減し、高いタービン効率を実現することができる。
　（５）幾つかの実施形態では、上記（４）に記載のタービンホイールにおいて、前記短翼の前縁は前記軸方向に沿って延在する。
　上記（５）に記載のタービンホイールによれば、長翼の前縁及び短翼の前縁の両方が軸方向に沿って延在している形態と比較して、長翼の前縁に傾斜部を設けることにより、タービンホイールの慣性モーメントを低減することができる。このため、ターボラグを改善することができる。
　（６）幾つかの実施形態では、上記（１）に記載のタービンホイールにおいて、前記短翼の前縁は、前記軸方向において上流側に向かうにつれて前記タービンホイールの回転軸線との距離が小さくなるように傾斜する傾斜部を含み、前記傾斜部の少なくとも一部は、前記長翼の前縁よりも前記タービンホイールの径方向において外側に位置する。
　上記（６）に記載のタービンホイールによれば、短翼の前縁に傾斜部を設けることにより、短翼におけるハブ側のインシデンスを改善し、短翼の前縁におけるハブ側での剥離を抑制することができる。これにより、当該剥離に起因する前述のクリアランスフローを抑制し、高いタービン効率を実現することができる。
　また、短翼の前縁の傾斜部の少なくとも一部が長翼の前縁よりも径方向において外側に位置するため、翼長が短い短翼について負荷を受ける面積を極力大きくしつつ、翼長が長い長翼についてインシデンスを改善することができる。このため、トルク出力の減少を抑制しつつインシデンスロスを低減し、高いタービン効率を実現することができる。
　（７）幾つかの実施形態では、上記（６）に記載のタービンホイールにおいて、前記長翼の前縁は前記軸方向に沿って延在する。
　上記（７）に記載のタービンホイールによれば、長翼の前縁及び短翼の前縁の両方が軸方向に沿って延在している形態と比較して、短翼の前縁に傾斜部を設けることにより、タービンホイールの慣性モーメントを低減することができる。このため、ターボラグを改善することができる。
　（８）本発明の少なくとも一実施形態に係るタービンは、上記（１）乃至（７）の何れか１項に記載のタービンホイールを備える。
　上記（８）に記載のタービンによれば、上記（１）乃至（７）の何れか１項に記載のタービンホイールを備えることにより、高いタービン効率を得ることができる。
　（９）本発明の少なくとも一実施形態に係るターボチャージャは、上記（８）に記載のタービンを備える。
　上記（９）に記載のターボチャージャによれば、上記（８）に記載のタービンを備えることにより、高効率を得ることができる。
　本発明の少なくとも一つの実施形態によれば、高いタービン効率を実現可能なタービンホイール並びにこれを備えるタービン及びターボチャージャが提供される。
一実施形態に係るターボチャージャにおけるタービン２の部分構成を示す概略的な子午面図である。 一実施形態に係るタービンホイール４の構成を示す概略的な斜視図である。 一実施形態に係るタービン２（２Ａ）の部分構成を示す概略的な子午面図である。 一実施形態に係るタービン２（２Ａ）の部分構成を示す概略的な子午面図である。 一実施形態に係るタービン２（２Ｂ）の部分構成を示す概略的な子午面図である。 一実施形態に係るタービン２（２Ｃ）の部分構成を示す概略的な子午面図である。 一実施形態に係るタービン２（２Ｄ）の部分構成を示す概略的な子午面図である。 一比較形態に係るタービン０２の部分構成を示す概略的な子午面図である。 図８に示した比較形態に係るタービン０２における損失の分布の一例を示す図である。 実施形態に係るタービン２における損失の分布の一例を示す図である。 比較形態に係るタービン０２と実施形態に係るタービン２におけるタービン流量とタービン効率との関係を示す特性曲線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、一実施形態に係るターボチャージャにおけるタービン２の部分構成を示す概略的な子午面図である。ターボチャージャは、例えば、車両や船舶等に適用される。
　図１に示すように、タービン２は、タービンホイール４と、タービンホイール４を収容するとともにスクロール部６を構成するタービンハウジング８と、可変ノズル機構１０と備える。
　可変ノズル機構１０は、ノズルプレート４２と、スクロール部６からタービンホイール４へ排ガスを導く排ガス通路９をノズルプレート４２との間に形成するノズルマウント４４と、ノズルマウント４４に回動可能に支持され、排ガス通路９の通路面積を変更可能なノズルベーン１２と、を含む。可変ノズル機構１０は、ノズルベーン１２の回動により排ガス通路９の通路面積を変化させることで、タービンホイール４への排ガスの流速を調整可能に構成されている。図示する例示的形態では、ノズルプレート４２の一部がタービンホイール４を囲繞するケーシング４６として機能する。
　図２は、一実施形態に係るタービンホイール４の構成を示す概略的な斜視図である。以下では、タービンホイール４の軸方向を単に「軸方向」といい、タービンホイール４の径方向を単に「径方向」といい、タービンホイール４の周方向を単に「周方向」ということとする。
　図２に示すように、タービンホイール４は、ハブ１４と、ハブ１４の外周面１６に設けられた複数の長翼１８と、ハブ１４の外周面１６に設けられるとともに長翼１８よりも短い翼長を各々が有する複数の短翼２０とを含む。
　複数の長翼１８は周方向に間隔をあけて設けられ、複数の短翼２０は周方向に間隔をあけて設けられる。短翼２０の各々は、互いに隣接する長翼１８の間に設けられる。図示する例示的形態では、長翼１８と短翼２０とが周方向に交互に同数配置されている。
　図２に示すように、短翼２０の後縁２４は、軸方向において長翼１８の後縁２２よりも上流側に位置する。かかる構成では、長翼１８の後縁２２の軸方向位置に短翼２０が存在しないため、長翼１８の後縁２２側にて長翼１８間に形成されるスロートの面積を確保することで流量の増大に対応することができる。また、タービンホイール４の入口側に長翼１８及び短翼２０が存在するため、タービンホイール４の入口側の翼間距離を適正化することで流れの整流化を図ることができる。このため、流量を増加させつつ効率低下を抑制することができ、広い流量範囲に亘って高効率を得ることができる。
　図３は、一実施形態に係るタービン２（２Ａ）の部分構成を示す概略的な子午面図である。図４は、一実施形態に係るタービン２（２Ａ）の部分構成を示す概略的な子午面図である。図５は、一実施形態に係るタービン２（２Ｂ）の部分構成を示す概略的な子午面図である。図６は、一実施形態に係るタービン２（２Ｃ）の部分構成を示す概略的な子午面図である。図７は、一実施形態に係るタービン２（２Ｄ）の部分構成を示す概略的な子午面図である。図８は、一比較形態に係るタービン０２の部分構成を示す概略的な子午面図である。図３～図７では、長翼１８の子午面形状を実線で示しており、短翼２０の子午面形状を一点鎖線で示している。図８では、長翼０１８の子午面形状を実線で示しており、短翼０２０の子午面形状を一点鎖線で示している。
　幾つかの実施形態では、例えば図３～図７に示すように、長翼１８の前縁２６と短翼２０の前縁２８のうち少なくとも一方は、ハブ１４側に向かうにつれてタービンホイール４の回転軸線Ｏとの距離Ｒが小さくなるように傾斜する傾斜部２６ａ，２８ａを含む。
　かかる構成によれば、図８に示す形態（長翼０１８の前縁０２６及び短翼０２０の前縁０２８の両方がハブ０１４の外周端０３２から軸方向に沿って延在している形態）と比較して、傾斜部２６ａ，２８ａの少なくとも一方を設けることにより、長翼１８と短翼２０の少なくとも一方におけるハブ１４側のインシデンスを改善し、長翼１８の前縁２６と短翼２０の前縁２８の少なくとも一方におけるハブ１４側での剥離を抑制することができる。これにより、長翼１８の先端３８と短翼２０の先端４０の少なくとも一方における前述のクリアランスフローを抑制し、高いタービン効率を実現することができる。
　幾つかの実施形態では、例えば図３および図４に示すように、長翼１８の前縁２６は、ハブ１４側に向かうにつれてタービンホイール４の回転軸線Ｏ（図１参照）との距離Ｒが小さくなるように傾斜する傾斜部２６ａを含み、短翼２０の前縁２８は、ハブ１４側に向かうにつれてタービンホイール４の回転軸線Ｏとの距離Ｒが小さくなるように傾斜する傾斜部２８ａを含む。図３および図４に示す形態では、ハブ１４の外周端３２よりも長翼１８の前縁２６のハブ側端３４が径方向内側に位置するように傾斜部２６ａが設けられており、ハブ１４の外周端３２よりも短翼２０の前縁２８のハブ側端３６が径方向内側に位置するように傾斜部２８ａが設けられている。
　かかる構成によれば、傾斜部２６ａ及び傾斜部２８ａを設けることにより、図８に示す形態と比較して、長翼１８と短翼２０の両方におけるハブ１４側のインシデンスを改善し、長翼１８の前縁２６と短翼２０の前縁２８の両方におけるハブ１４側での剥離を抑制することができる。これにより、当該剥離に起因する前述のクリアランスフローを抑制し、高いタービン効率を実現することができる。
　また、かかる構成によれば、傾斜部２６ａ及び傾斜部２８ａを設けることにより、図８に示す形態と比較して、タービンホイール４の慣性モーメントを低減することができる。このため、ターボラグを改善することができる。
　幾つかの実施形態では、例えば図４に示すように、短翼２０のスパン方向ｄにおける中央位置の集合からなる中間スパンラインＬｃと短翼２０の前縁２８との交点をＸ１、交点Ｘ１とタービンホイール４の回転軸線Ｏとの距離をＲ１、タービンホイール４の外径をＲ０、中間スパンラインＬｃに沿った短翼２０の前縁２８と短翼２０の後縁２４との距離をＤとすると、下記式（Ａ）を満たす。
　（Ｒ０－Ｒ１＋Ｄ）／（Ｒ０－Ｒ１）＞１２．５　　　　　（Ａ）
　なお、図４に示す例示的形態では、タービンホイール４の外径Ｒ０は、長翼１８の前縁２６とタービンホイール４の回転軸線Ｏとの距離に相当するとともに、短翼２０の前縁２８とタービンホイール４の回転軸線Ｏとの距離に相当し、また、ハブ１４の外径Ｒ２に相当する。
　図４に示す形態では、図８に示す形態と比較して、長翼１８の前縁２６及び短翼２０の前縁２８の各々に傾斜部２６ａ又は傾斜部２８ａを設けているため、タービンホイール４の慣性モーメントを低減することができる一方で、各翼１８，２０における負荷を受ける面積が小さくなりやすい。このため、上記式（Ａ）を満たすように短翼２０を構成して、短翼２０の後縁２４の位置を典型的な位置よりも下流側にシフトして負荷を受ける面積を確保することにより、タービンホイール４の慣性モーメントを低減しつつトルク出力の減少を抑制することができる。
　幾つかの実施形態では、例えば図５に示すように、長翼１８の前縁２６は、ハブ１４側に向かうにつれてタービンホイール４の回転軸線Ｏとの距離Ｒが小さくなるように傾斜する傾斜部２６ａを含み、短翼２０の前縁２８の少なくとも一部（好ましくは全部）は、傾斜部２６ａよりも径方向において外側に位置する。また、図５に示すタービンホイール４では、短翼２０の前縁２８はハブ１４の外周端３２から軸方向に沿って延在する。
　かかる構成によれば、図８に示す形態と比較して、傾斜部２６ａを設けることにより、長翼１８におけるハブ１４側のインシデンスを改善し、長翼１８の前縁２６におけるハブ１４側での剥離を抑制することができる。これにより、当該剥離に起因する前述のクリアランスフローを抑制し、高いタービン効率を実現することができる。また、タービンホイール４の慣性モーメントを低減することができるため、ターボラグを改善することができる。
　また、短翼２０の前縁２８の少なくとも一部が傾斜部２６ａよりも径方向において外側に位置するため、翼長が短い短翼２０について負荷を受ける面積を極力大きくしつつ、翼長が長い長翼１８についてインシデンスを改善することができる。このため、トルク出力の減少を抑制しつつインシデンスロスを低減し、高いタービン効率を得ることができる。
　幾つかの実施形態では、例えば図６に示すように、短翼２０の前縁２８は、軸方向において上流側に向かうにつれてタービンホイール４の回転軸線Ｏとの距離Ｒが小さくなるように傾斜する傾斜部２８ａを含み、傾斜部２８ａの少なくとも一部は、長翼１８の前縁２６よりも径方向において外側に位置する。また、図６に示すタービンホイール４では、長翼１８の前縁２６は、ハブ１４の外周端３２から軸方向に沿って延在する。
　かかる構成によれば、図８に示す形態と比較して、傾斜部２８ａを設けることにより、短翼２０におけるハブ１４側のインシデンスを改善し、短翼２０の前縁２８におけるハブ１４側での剥離を抑制することができる。これにより、当該剥離に起因する前述のクリアランスフローを抑制し、高いタービン効率を実現することができる。
　また、短翼２０の前縁２８の傾斜部２８ａの少なくとも一部が長翼１８の前縁２６よりも径方向において外側に位置するため、翼長が短い短翼２０について負荷を受ける面積を極力大きくしつつ、翼長が長い長翼１８についてインシデンスを改善することができる。このため、トルク出力の減少を抑制しつつインシデンスロスを低減し、高いタービン効率を得ることができる。
　幾つかの実施形態では、例えば図７に示すように、ハブ１４の外径Ｒ２は、タービンホイール４の外径Ｒ０より小さい。図示する例示的形態では、長翼１８の前縁２６におけるハブ側端３４の位置及び短翼２０の前縁２８におけるハブ側端３６の位置に合わせてハブ１４の外径Ｒ２が設定されている。かかる構成によれば、図３に示す形態と比較して、タービンホイール４の慣性モーメントを低減することができる。
　図９は、図８に示した比較形態に係るタービン０２における損失の分布の一例を示す図である。図１０は、一実施形態に係るタービン２における損失の分布の一例を示す図である。図１１は、上記タービン０２とタービン２におけるタービン流量とタービン効率との関係を示す特性曲線の一例を示す図である。
　図９及び図１０に示すように、幾つかの実施形態に係るタービン２によれば、図８に示す形態と比較して、長翼１８の前縁２６と短翼２０の前縁２８の少なくとも一方におけるハブ１４側での剥離を抑制したことにより、長翼１８の先端３８と短翼２０の先端４０の少なくとも一方における前述のクリアランスフローによる損失を低減することができる。このため、図１１に示すように、特にノズルベーン１２の大開度側において、高いタービン効率を実現することができる。
　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２に示す例示的な形態では長翼１８と短翼２０とが周方向に交互に同数配置されているが、長翼１８の数と短翼２０の数は異なっていてもよく、例えば互いに隣接する長翼１８の間に複数の短翼２０が設けられていてもよい。
２　タービン
４　タービンホイール
６　スクロール部
８　タービンハウジング
９　排ガス通路
１０　可変ノズル機構
１２　ノズルベーン
１４　ハブ
１６　外周面
１８　長翼
２０　短翼
２２，２４　後縁
２６，２８　前縁
２６ａ，２８ａ　傾斜部
３２　外周端
３４，３６　ハブ側端
３８，４０　先端
４２　ノズルプレート
４４　ノズルマウント
４６　ケーシング

Claims (9)

  1. 　複数の長翼及び複数の短翼を備えるタービンホイールであって、
    　前記短翼の後縁は、前記タービンホイールの軸方向において前記長翼の後縁よりも上流側に位置し、
    　前記長翼の前縁と前記短翼の前縁のうち少なくとも一方は、ハブ側に向かうにつれて前記タービンホイールの回転軸線との距離が小さくなるように傾斜する傾斜部を含む、タービンホイール。
  2. 　前記長翼の前縁及び前記短翼の前縁は、ハブ側に向かうにつれて前記タービンホイールの回転軸線との距離が小さくなるように傾斜する傾斜部をそれぞれ含む、請求項１に記載のタービンホイール。
  3. 　前記短翼のスパン方向における中央位置の集合からなる中間スパンラインと前記短翼の前縁との交点をＸ１、前記交点Ｘ１と前記タービンホイールの回転軸線との距離をＲ１、前記タービンホイールの外径をＲ０、前記中間スパンラインに沿った前記短翼の前縁と前記短翼の後縁との距離をＤとすると、下記式（Ａ）を満たす、請求項１又は２に記載のタービンホイール。
    　（Ｒ０－Ｒ１＋Ｄ）／（Ｒ０－Ｒ１）＞１２．５　　　　　（Ａ）
  4. 　前記長翼の前縁は、ハブ側に向かうにつれて前記タービンホイールの回転軸線との距離が小さくなるように傾斜する傾斜部を含み、
    　前記短翼の前縁の少なくとも一部は、前記傾斜部よりも前記タービンホイールの径方向において外側に位置する、請求項１に記載のタービンホイール。
  5. 　前記短翼の前縁は前記軸方向に沿って延在する、請求項４に記載のタービンホイール。
  6. 　前記短翼の前縁は、前記軸方向において上流側に向かうにつれて前記タービンホイールの回転軸線との距離が小さくなるように傾斜する傾斜部を含み、
    　前記傾斜部の少なくとも一部は、前記長翼の前縁よりも前記タービンホイールの径方向において外側に位置する、請求項１に記載のタービンホイール。
  7. 　前記長翼の前縁は前記軸方向に沿って延在する、請求項６に記載のタービンホイール。
  8. 　請求項１乃至７の何れか１項に記載のタービンホイールを備えるタービン。
  9. 　請求項８に記載のタービンを備えるターボチャージャ。
PCT/JP2017/001276 2017-01-16 2017-01-16 タービンホイール、タービン及びターボチャージャ WO2018131167A1 (ja)

Priority Applications (5)

Application Number Priority Date Filing Date Title
JP2018561778A JP6801009B2 (ja) 2017-01-16 2017-01-16 タービンホイール、タービン及びターボチャージャ
CN201780063578.3A CN109844263B (zh) 2017-01-16 2017-01-16 涡轮机叶轮、涡轮机及涡轮增压器
US16/342,357 US11215057B2 (en) 2017-01-16 2017-01-16 Turbine wheel, turbine, and turbocharger
PCT/JP2017/001276 WO2018131167A1 (ja) 2017-01-16 2017-01-16 タービンホイール、タービン及びターボチャージャ
EP17891043.6A EP3508685B1 (en) 2017-01-16 2017-01-16 Turbine wheel, turbine, and turbocharger

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
PCT/JP2017/001276 WO2018131167A1 (ja) 2017-01-16 2017-01-16 タービンホイール、タービン及びターボチャージャ

Publications (1)

Publication Number Publication Date
WO2018131167A1 true WO2018131167A1 (ja) 2018-07-19

Family

ID=62840579

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
PCT/JP2017/001276 WO2018131167A1 (ja) 2017-01-16 2017-01-16 タービンホイール、タービン及びターボチャージャ

Country Status (5)

Country Link
US (1) US11215057B2 (ja)
EP (1) EP3508685B1 (ja)
JP (1) JP6801009B2 (ja)
CN (1) CN109844263B (ja)
WO (1) WO2018131167A1 (ja)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
WO2020110257A1 (ja) * 2018-11-29 2020-06-04 三菱重工エンジン＆ターボチャージャ株式会社 タービン動翼及びタービン

Families Citing this family (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP6413980B2 (ja) * 2014-09-04 2018-10-31 株式会社デンソー ターボチャージャの排気タービン
JP7438240B2 (ja) * 2019-12-09 2024-02-26 三菱重工エンジン＆ターボチャージャ株式会社 遠心圧縮機の羽根車、遠心圧縮機及びターボチャージャ
DE102022116626A1 (de) 2022-07-04 2024-01-04 Man Energy Solutions Se Turbinenrotor, Turbolader und Expander

Citations (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE2048290A1 (de) * 1970-10-01 1972-04-06 Kuehnle Kopp Kausch Ag Laufrad für Strömungsmaschinen
JPS6218397U (ja) * 1985-07-19 1987-02-03
JPH08109801A (ja) * 1994-08-19 1996-04-30 Ishikawajima Harima Heavy Ind Co Ltd 過給機用タービン
JPH11190201A (ja) * 1997-12-25 1999-07-13 Ishikawajima Harima Heavy Ind Co Ltd タービン
JP2004092498A (ja) * 2002-08-30 2004-03-25 Mitsubishi Heavy Ind Ltd 斜流タービン、及び、斜流タービン動翼
US20070231141A1 (en) * 2006-03-31 2007-10-04 Honeywell International, Inc. Radial turbine wheel with locally curved trailing edge tip
US20100233504A1 (en) * 2009-03-13 2010-09-16 Honeywell International Inc. Method of manufacture of a dual microstructure impeller
US8608433B2 (en) * 2003-02-19 2013-12-17 Honeywell International, Inc. Turbine having variable throat
DE102014220680A1 (de) * 2014-10-13 2016-04-14 Ford Global Technologies, Llc Brennkraftmaschine mit Mixed-Flow-Turbine umfassend eine Leiteinrichtung

Family Cites Families (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN101915126B (zh) * 2010-06-04 2011-11-09 清华大学 串列叶型混流或径流涡轮
JP2014038054A (ja) * 2012-08-20 2014-02-27 Mitsubishi Electric Corp パルス圧縮レーダ装置
US9657573B2 (en) 2012-09-06 2017-05-23 Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. Mixed flow turbine
CN105650032B (zh) * 2016-03-29 2017-11-07 浙江理工大学 离心压缩机的扩压器
JP6651404B2 (ja) * 2016-04-19 2020-02-19 本田技研工業株式会社 ターボ機械

Patent Citations (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE2048290A1 (de) * 1970-10-01 1972-04-06 Kuehnle Kopp Kausch Ag Laufrad für Strömungsmaschinen
JPS6218397U (ja) * 1985-07-19 1987-02-03
JPH08109801A (ja) * 1994-08-19 1996-04-30 Ishikawajima Harima Heavy Ind Co Ltd 過給機用タービン
JPH11190201A (ja) * 1997-12-25 1999-07-13 Ishikawajima Harima Heavy Ind Co Ltd タービン
JP2004092498A (ja) * 2002-08-30 2004-03-25 Mitsubishi Heavy Ind Ltd 斜流タービン、及び、斜流タービン動翼
US8608433B2 (en) * 2003-02-19 2013-12-17 Honeywell International, Inc. Turbine having variable throat
US20070231141A1 (en) * 2006-03-31 2007-10-04 Honeywell International, Inc. Radial turbine wheel with locally curved trailing edge tip
US20100233504A1 (en) * 2009-03-13 2010-09-16 Honeywell International Inc. Method of manufacture of a dual microstructure impeller
DE102014220680A1 (de) * 2014-10-13 2016-04-14 Ford Global Technologies, Llc Brennkraftmaschine mit Mixed-Flow-Turbine umfassend eine Leiteinrichtung

Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
WO2020110257A1 (ja) * 2018-11-29 2020-06-04 三菱重工エンジン＆ターボチャージャ株式会社 タービン動翼及びタービン
JPWO2020110257A1 (ja) * 2018-11-29 2021-09-02 三菱重工エンジン＆ターボチャージャ株式会社 タービン動翼及びタービン
JP7024117B2 (ja) 2018-11-29 2022-02-22 三菱重工エンジン＆ターボチャージャ株式会社 タービン動翼及びタービン

Also Published As

Publication number Publication date
CN109844263B (zh) 2021-11-16
US11215057B2 (en) 2022-01-04
US20190257204A1 (en) 2019-08-22
JP6801009B2 (ja) 2020-12-16
EP3508685A4 (en) 2019-09-04
EP3508685B1 (en) 2020-10-07
JPWO2018131167A1 (ja) 2019-07-04
EP3508685A1 (en) 2019-07-10
CN109844263A (zh) 2019-06-04

Similar Documents

Publication Publication Date Title
JP5762641B2 (ja) 斜流タービン
CN102220900B (zh) 涡轮增压器
EP2994647B1 (en) Centrifugal compressor with inlet duct having swirl generators
WO2018131167A1 (ja) タービンホイール、タービン及びターボチャージャ
CA2814090A1 (en) Twisted variable inlet guide vane
WO2008075467A1 (ja) 軸流圧縮機の翼列
JP6295009B2 (ja) タービン動翼及び可変容量タービン
JP2011132810A (ja) ラジアルタービンの動翼
US20200355198A1 (en) Impeller for centrifugal compressor, centrifugal compressor, and turbocharger
JP2016053352A (ja) ターボチャージャの排気タービン
WO2022054561A1 (ja) タービンホイール、タービン及びターボチャージャ
WO2021214928A1 (ja) タービン及びこのタービンを備えるターボチャージャ
US11365631B2 (en) Turbine rotor blade and turbine
WO2019167181A1 (ja) 半径流入式タービン及びターボチャージャー
JP7165804B2 (ja) ノズルベーン
WO2023187913A1 (ja) 斜流タービン及びターボチャージャ
WO2019097611A1 (ja) コンプレッサインペラ、コンプレッサ及びターボチャージャ
WO2021210164A1 (ja) スクロールケーシングおよび遠心圧縮機
US11835057B2 (en) Impeller of centrifugal compressor, centrifugal compressor, and turbocharger

Legal Events

Date Code Title Description
121 Ep: the epo has been informed by wipo that ep was designated in this application

Ref document number: 17891043

Country of ref document: EP

Kind code of ref document: A1

ENP Entry into the national phase

Ref document number: 2018561778

Country of ref document: JP

Kind code of ref document: A

ENP Entry into the national phase

Ref document number: 2017891043

Country of ref document: EP

Effective date: 20190405

NENP Non-entry into the national phase

Ref country code: DE