JPH0721876Y2 - Turbine room of ceramics radial turbine impeller - Google Patents
Turbine room of ceramics radial turbine impellerInfo
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- JPH0721876Y2 JPH0721876Y2 JP1986124164U JP12416486U JPH0721876Y2 JP H0721876 Y2 JPH0721876 Y2 JP H0721876Y2 JP 1986124164 U JP1986124164 U JP 1986124164U JP 12416486 U JP12416486 U JP 12416486U JP H0721876 Y2 JPH0721876 Y2 JP H0721876Y2
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Description
【考案の詳細な説明】 「産業上の利用分野」 本考案は、セラミックスラジアルタービン翼車を装着し
たターボチャージャーの翼車室に好適に利用される。[Detailed Description of the Invention] "Industrial Application Field" The present invention is preferably used for the turbine casing of a turbocharger equipped with a ceramic radial turbine impeller.
「従来の技術」 第２図は、金属製のラジアルタービン翼車を装着した従
来のターボチャージャーの翼車室を示す断面図である。
21は金属製のラジアルタービン翼車、22はタービン翼車
21のハブ部、23はタービン翼車21の翼部、24はタービン
ノズルを示し、周知のように排気はタービンノズル24を
通って、タービン翼車21に導かれ、タービン翼車21を回
転駆動させつつ、矢印の方向に沿って排気出口25から外
部に排出される。而して、タービン翼車21の回転力は同
軸上に設けられたコンプレッサー翼車（図示省略）に伝
えられて、コンプレッサー翼車を回転駆動させ、過給機
として機能するようになっている。"Prior Art" Fig. 2 is a cross-sectional view showing an impeller chamber of a conventional turbocharger equipped with a metallic radial turbine impeller.
21 is a metallic radial turbine wheel, 22 is a turbine wheel
21 is a hub portion, 23 is a blade portion of the turbine impeller 21, and 24 is a turbine nozzle.As is well known, exhaust gas is guided to the turbine impeller 21 through the turbine nozzle 24, and the turbine impeller 21 is rotationally driven. While being discharged, it is discharged to the outside from the exhaust outlet 25 in the direction of the arrow. Thus, the rotational force of the turbine impeller 21 is transmitted to a compressor impeller (not shown) provided coaxially to rotate the compressor impeller, thereby functioning as a supercharger.
一方、ターボチャージャーにおける最大の問題である加
速応答性の遅れを改善するため、タービン翼車を金属に
比して比重の小さいセラミックス製としたものが実用化
されている。On the other hand, in order to improve the delay of the acceleration response, which is the biggest problem in the turbocharger, a turbine impeller made of ceramics having a smaller specific gravity than metal has been put into practical use.
「考案が解決しようとする問題点」 ところが、セラミックスは金属より破壊靱性値が低いた
め、金属製タービン翼車を装着した場合の翼車室の構造
をセラミックス製タービン翼車を装着した場合に適用す
ると、排気マニホールドからの酸化スケールの飛び込み
によって翼カケ、翼車破損等が生じ易いという問題点が
あった。"Problems to be solved by the device" However, since ceramics have a lower fracture toughness value than metals, the structure of the turbine casing when a metal turbine impeller is installed is applied when a ceramic turbine impeller is installed. Then, there is a problem that blade cracking, impeller damage, and the like are likely to occur due to the oxide scale jumping in from the exhaust manifold.
そこで、本考案者等がセラミックスラジアルタービン翼
車について鋭意検討の結果、翼部の排気入口側にカケを
生じた場合は他の部分にカケを生ずることはなく、排気
入口側にカケが生じたときにそこから破壊が進行するこ
とが判明した。Therefore, as a result of the inventors' diligent examination of the ceramic radial turbine impeller, when a crack occurs on the exhaust inlet side of the blade, no crack occurs on the other part, and a crack occurs on the exhaust inlet side. From there it was discovered that destruction would proceed.
本考案は、上記の情勢に鑑みてなされたもので、セラミ
ックスラジアルタービン翼車のカケを少なくすることを
目的とする。The present invention has been made in view of the above situation, and an object thereof is to reduce chipping of a ceramic radial turbine impeller.
「問題点を解決するための手段」 その手段は、翼部のシュラウド側縁部と排気入口側縁部
との稜線の位置をタービンノズルより2mm以上排気出口
側に定めたところにある。"Means for solving the problem" The means is that the position of the ridgeline between the shroud side edge of the blade and the exhaust inlet side edge is set at 2 mm or more from the turbine nozzle to the exhaust outlet side.
「作用」 タービンノズルからスケールが飛び込んで翼部に衝突す
る際、タービンノズルから翼部に至る距離が短いため、
通常スケールの飛行範囲はタービンノズルの内径にほぼ
等しい。そして、このスケールの外径は高々2mmまでで
ある。かくして翼部のうち最も衝撃に弱い上記稜線の位
置をタービンノズルより2mm以上排気出口側に定めたこ
とにより上記稜線の位置がスケールの飛行範囲から外れ
ることとなり、スケールが上記稜線付近に衝突する可能
性が少なくなり、カケが防止される。"Operation" When the scale jumps from the turbine nozzle and collides with the blade, the distance from the turbine nozzle to the blade is short,
The flight range of a normal scale is approximately equal to the inner diameter of the turbine nozzle. The outer diameter of this scale is up to 2 mm. Thus, by setting the position of the above-mentioned ridgeline, which is the most vulnerable to impact, on the exhaust outlet side of the turbine nozzle by 2 mm or more, the position of the above-mentioned ridgeline is out of the flight range of the scale, and the scale can collide near the above ridgeline. It reduces the damage and prevents chipping.
「実施例」 第１図に、本考案の一実施例に係るセラミックスラジア
ルタービン翼車を装着したターボチャージャーの翼車室
の断面図を示す。[Embodiment] FIG. 1 shows a sectional view of an impeller compartment of a turbocharger equipped with a ceramic radial turbine impeller according to an embodiment of the present invention.
11は窒化ケイ素焼結体よりなるラジアルタービン翼車、
12はタービン翼車11のハブ部、18はタービン翼車11の翼
部、14は孔径5mmのタービンノズル、15は排気出口、16
はタービンノズル14から排気出口15に至るまで延設され
て排気が効率良くタービン翼車11を回転駆動するように
排気の流路を形成するシュラウド、13aは翼部13のうち
シュラウド16の内面と対向し翼部肉厚相当の幅を有する
シュラウド側縁部、13bは翼部13のうちタービンノズル1
4と対向しシュラウド側縁部13aと略同等幅の排気入口側
縁部を示す。而してシュラウド16、シュラウド側縁部13
a及び排気入口側縁部13bの曲率、長さ等はシュラウド側
縁部13aと排気入口側縁部13bとの稜線13cの軸方向位置
がタービンノズル14の排気出口側最端14aより2mmだけ排
気出口側になるように設計し、翼車室を製造した。11 is a radial turbine impeller made of silicon nitride sintered body,
12 is a hub portion of the turbine impeller 11, 18 is a blade portion of the turbine impeller 11, 14 is a turbine nozzle having a hole diameter of 5 mm, 15 is an exhaust outlet, 16
Is a shroud that extends from the turbine nozzle 14 to the exhaust outlet 15 and forms an exhaust gas flow path so that the exhaust gas rotationally drives the turbine impeller 11, and 13a is the inner surface of the shroud 16 of the blade part 13. Shroud side edges facing each other and having a width corresponding to the blade thickness, 13b is the turbine nozzle 1 of the blade 13.
4 shows an exhaust inlet side edge portion that faces 4 and has a width substantially equal to that of the shroud side edge portion 13a. Thus shroud 16 and shroud side edge 13
The curvature and length of a and the exhaust inlet side edge portion 13b are such that the axial position of the ridgeline 13c between the shroud side edge portion 13a and the exhaust inlet side edge portion 13b is 2 mm from the exhaust outlet side end 14a of the turbine nozzle 14. Designed to be on the exit side, we manufactured the turbine casing.
上記翼車室についてタービン翼車11を８万rpmの速度で
回転させ、タービンノズル14の上流50mmの位置から30mg
の鉄球を投入し、翼部13の状態を観察した。Rotating the turbine wheel 11 at a speed of 80,000 rpm in the above-mentioned impeller chamber, 30 mg from the position 50 mm upstream of the turbine nozzle 14.
Then, the state of the wing 13 was observed.
比較のために第２図のように稜線23cの軸方向位置がタ
ービンノズル24の排気出口側最端よりハブ部22背面側に
なるように翼車室を製造し、上記実施例と同様に30mgの
鉄球を投入し、翼部23の状態を観察した。For comparison, as shown in FIG. 2, the impeller casing is manufactured so that the axial position of the ridgeline 23c is from the exhaust outlet side most end of the turbine nozzle 24 to the back side of the hub portion 22, and 30 mg as in the above embodiment. Then, the state of the wing portion 23 was observed.
以上の観察結果を第１表に示す。Table 1 shows the above observation results.
「効果」 稜線からのクラック進行によるカケの発生を減らすこと
ができる。かかる効果より派生して第３図に示すように
排気入口側縁部33bを軸方向に対して傾斜させることに
より、タービン効率を落とさずに一層カケ発生を少なく
することができる。 "Effect" It is possible to reduce the occurrence of chipping due to the progress of cracks from the ridge. By deriving from this effect, as shown in FIG. 3, the exhaust inlet side edge portion 33b is inclined with respect to the axial direction, so that it is possible to further reduce the occurrence of chipping without lowering the turbine efficiency.
第１図は本考案の一実施例に係るセラミックスラジアル
タービン翼車の翼車室を示す断面図、第２図は従来の翼
車室を示す断面図、第３図は本考案の他の実施例に係る
翼車室を示す断面図である。 11,21,31……ラジアルタービン翼車、13,23,33……翼
部、14,24,34……タービンノズル、15,25,35……排気出
口、13a,23a,33a……シュラウド側縁部、13b,23b,33b…
…排気入口側縁部、13c,23c,33c……稜線FIG. 1 is a sectional view showing an impeller chamber of a ceramic radial turbine impeller according to an embodiment of the present invention, FIG. 2 is a sectional view showing a conventional impeller chamber, and FIG. 3 is another embodiment of the present invention. It is sectional drawing which shows the impeller room which concerns on an example. 11,21,31 …… Radial turbine impeller, 13,23,33 …… Blade part, 14,24,34 …… Turbine nozzle, 15,25,35 …… Exhaust outlet, 13a, 23a, 33a …… Shroud Side edges, 13b, 23b, 33b ...
… Exhaust inlet side edge, 13c, 23c, 33c …… Ridge line
フロントページの続き (56)参考文献 特開 昭59−203808（ＪＰ，Ａ) 実開 昭59−131902（ＪＰ，Ｕ) 実開 昭62−12702（ＪＰ，Ｕ) 実開 昭61−47401（ＪＰ，Ｕ) 実開 昭61−47403（ＪＰ，Ｕ) 特公 昭60−32001（ＪＰ，Ｂ２)Continuation of the front page (56) Reference JP-A-59-203808 (JP, A) Actually opened 59-131902 (JP, U) Actually opened 62-12702 (JP, U) Actually opened 61-47401 (JP , U) Actual development Sho 61-47403 (JP, U) Japanese Patent Sho 60-32001 (JP, B2)
Claims (1)
との稜線が、タービンノズルより2mm以上排気出口側に
あることを特徴とするセラミックスラジアルタービン翼
車の翼車室1. An impeller chamber of a ceramic radial turbine impeller, characterized in that a ridgeline between a shroud side edge of a blade and an exhaust inlet side edge is located at an exhaust outlet side of 2 mm or more from a turbine nozzle.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP1986124164U JPH0721876Y2 (en) | 1986-08-13 | 1986-08-13 | Turbine room of ceramics radial turbine impeller |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP1986124164U JPH0721876Y2 (en) | 1986-08-13 | 1986-08-13 | Turbine room of ceramics radial turbine impeller |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPS6331226U JPS6331226U (en) | 1988-02-29 |
| JPH0721876Y2 true JPH0721876Y2 (en) | 1995-05-17 |
Family
ID=31015926
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP1986124164U Expired - Lifetime JPH0721876Y2 (en) | 1986-08-13 | 1986-08-13 | Turbine room of ceramics radial turbine impeller |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPH0721876Y2 (en) |
Families Citing this family (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP6021354B2 (en) * | 2012-02-29 | 2016-11-09 | 三菱重工業株式会社 | Engine turbocharger |
Family Cites Families (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPS6032001A (en) * | 1983-08-01 | 1985-02-19 | Minolta Camera Co Ltd | Reflection preventing film |
-
1986
- 1986-08-13 JP JP1986124164U patent/JPH0721876Y2/en not_active Expired - Lifetime
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| JPS6331226U (en) | 1988-02-29 |
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