涡轮增压器的轴流式涡轮机的涡轮机流入壳体的制作方法

本发明涉及涡轮增压器的轴流式涡轮机的涡轮机流入壳体。

背景技术：

涡轮增压器包括用于使第一介质膨胀的涡轮机和用于压缩第二介质的压缩机。涡轮增压器的涡轮机包括涡轮机壳体和涡轮机转子。涡轮增压器的压缩机包括压缩机壳体和涡轮增压器转子。涡轮机转子和压缩机转子通过可旋转地安装在涡轮增压器的轴承壳体中的轴彼此连接。涡轮增压器的轴承壳体连接到涡轮机壳体并且还连接到压缩机壳体。涡轮增压器的涡轮机可以实施为轴流式涡轮机或径流式涡轮机。类似地，涡轮增压器的压缩机可以实施为轴流式压缩机或径流式压缩机。此处，本发明涉及实施为轴流式涡轮机的涡轮增压器的涡轮机的涡轮机壳体的涡轮机流入壳体。

涡轮增压器的轴流式涡轮机的基本构造从de202014002981u1中已知。相应地，该现有技术通过摘录的方式将涡轮机的涡轮机转子与涡轮机壳体的涡轮机流入壳体一起示出。在de202014002981u1中，示出了涡轮机流入壳体的流动出口侧端部，在流动出口侧端部处，涡轮机流入壳体即其径向内壁和径向外壁限定横截面为环形的流动管道。待膨胀的介质可以经由该环形流动管道被供给到轴流式涡轮机的涡轮机转子。

根据de202014002981u1，喷嘴环定位在涡轮机转子和涡轮机流入壳体的流动出口侧端部之间。喷嘴环也被描述为引导装置或引导挡板。

根据实践，已知涡轮机流入壳体的径向内壁和其径向外壁经由肋状物彼此连接，所述肋状物在涡轮机流入壳体的流动出口侧端部处延伸穿过环形流动管道。待供给到涡轮机转子的介质在这些肋状物周围循环。

实践中已知的涡轮机流入壳体遭受由于热循环导致的裂纹形成。因此，涡轮机流入壳体的使用寿命受到限制。除了裂纹形成之外，在实践中已知涡轮机流入壳体存在问题，同样由于热循环，可以形成涡轮机流入壳体与组件（特别是安装在涡轮机流入壳体上的引导装置或喷嘴环）之间的相对运动，通过该相对运动，在操作期间已经出现的涡轮机流入壳体与引导装置之间的间隙发生改变。需要涡轮机流入壳体，其遭受由于热循环导致的减少的裂纹形成。此外，需要最小化由于热循环而形成的涡轮机流入壳体与安装到涡轮机流入壳体的组件之间的相对运动。

技术实现要素：

由此开始，本发明基于形成新型涡轮机流入壳体的目的。

根据本发明的第一方面，该目的通过根据权利要求1所述的涡轮机流入壳体来解决。

根据第一方面，肋状物在其导流表面之间具有平均距离，导流表面在相应肋状物的流入侧和流出侧之间以及在外壁和内壁之间延伸，所述平均距离最少对应于1.5倍的涡轮机流入壳体的外壁的厚度。肋状物的导流表面之间的该平均距离决定了肋状物的厚度。通过这种肋状物，可以减少由于热循环导致的涡轮机流入壳体上的裂纹形成。此外，涡轮机流入壳体与安装在涡轮机流入壳体上的组件之间的相对运动的风险可以被最小化。

根据本发明的第二方面，该目的通过根据权利要求6所述的涡轮流入壳体来解决。

根据第二方面，在轴向截面中观看，肋状物相对于径向方向轴向地倾斜。通过肋状物的这种倾斜，裂纹形成以及涡轮机流入壳体和安装在其上的组件之间的相对运动的风险同样可以被最小化。

根据本发明的第三方面，该目的通过根据权利要求9所述的涡轮机流入壳体来解决。

根据第三方面，在轴向观看方向上观看，肋状物相对于径向方向切向地倾斜。肋状物的这种倾斜用于使由于热循环而导致的裂纹形成最小化并且使涡轮机流入壳体与安装在其上的组件之间的相对运动最小化。

根据本发明的第四方面，该目的通过根据权利要求12所述的涡轮机流入壳体来解决。

根据第四方面，肋状物以过渡半径并入外壁中以及并入内壁中，所述过渡半径在外壁的区域中以及在内壁的区域中不均等地倒圆相应肋状物。由此，可以使由热循环导致的裂纹形成风险和相对运动风险最小化。

根据本发明的第五方面，该目的通过根据权利要求15所述的涡轮机流入壳体来解决。

根据第五方面，用于引导挡板的连接部分与肋状物并入内壁中的区域相邻地形成在内壁背离肋状物的侧面上。用于引导挡板或引导装置或喷嘴环的连接部分是特别有利的，以便使由于热循环而导致的涡轮机流入壳体与引导挡板之间的相对运动最小化。然而，该连接部分也是有利的，以便于使热循环而导致的裂纹形成风险最小化。

本发明的上述五个方面可以单独使用或者优选彼此组合使用。因此，上述五个方面中的两个、上述五个方面中的三个、上述五个方面中的四个或全部五个方面可以彼此组合使用。特别优选的是第一方面、第二方面、第三方面和第四方面中的涡轮流入壳体的构造，即肋状物的限定厚度与肋状物的倾斜度和不均等地倒圆的过渡半径组合。

附图说明

本发明的优选进一步发展从从属权利要求和以下描述中获得。本发明的示例性实施例通过附图更详细地解释而不限于此。在那里显示：

图1是穿过根据本发明的涡轮增压器的轴流式涡轮机的涡轮机流入壳体的轴向截面，

图2是沿图1的观看方向ii的视图，

图3是图1的平面iii-iii的截面图。

具体实施方式

图1示出了涡轮增压器的轴流式涡轮机的涡轮机流入壳体10。这种涡轮机流入壳体10包括流动入口侧端部11和流动出口侧端部12。在流动入口侧端部11处，在轴流式涡轮机的区域中待膨胀的介质进入涡轮机流入壳体10。在流动出口侧端部12处，该介质沿轴向方向排出涡轮机流入壳体10，以便随后沿轴向方向被供给到轴流式涡轮机的涡轮机转子。相应地，在流动出口侧端部12的区域中介质的出口方向沿轴流式涡轮机的轴向方向延伸。为此，图1中示出的穿过涡轮机流入壳体10的图1的截面也被描述为轴向截面。

涡轮机流入壳体10包括外壁13和内壁14。外壁13在涡轮机流入壳体10的流动入口侧端部11处限定涡轮机流入壳体10的流动管道15，流动管道15的横截面是圆形的。在流动出口侧端部12处，外壁13与内壁14一起限定涡轮机流入壳体10的流动管道16，流动管道16的横截面是环形的。

在图3所示的示例性实施例中，涡轮机流入壳体10实施为弯管设计。在流动入口侧11的区域中的流动的入口方向相对于在流动出口侧端部12的区域中的流动的出口方向偏移90°。因此，在图1所示的示例性实施例中，待供给到涡轮机转子的介质的流动被偏转90°。

但是，本发明不限于弯管设计的涡轮机流入壳体。在未实施为弯管设计的涡轮机流入壳体的情况下，涡轮机流入壳体的流动入口侧端部11的区域中的流动入口方向以及流动出口侧端部12的区域中的流动出口方向在轴向方向上延伸。

在每种情况下，横截面为圆形的流动管道15在流动入口侧端部11的区域中由外壁13限定，并且在流动出口侧端部12的区域中环形流动管道16由外壁13和内壁14限定。

内壁14也被描述为锥管形。

在流动出口侧端部12的区域中，即外壁13和内壁14限定涡轮机流入壳体10的环形流动管道16的地方，肋状物17延伸，其中肋状物17将外壁13和内壁14彼此连接并延伸穿过环形流动管道16。因此，流过涡轮机流入壳体10的介质围绕肋状物17循环。

图2示出了在图1的观看方向ii中的涡轮机流入壳体10。图1的观看方向ii在轴向方向上延伸。因此，在图2中，观看方向指向涡轮机流入壳体10的流动出口侧端部12的区域中的环形流动管道16中。

根据本发明的第一方面，肋状物17在其导流表面18,19之间具有平均距离并且因此具有平均厚度，该平均厚度最小对应于外壁13的厚度s的1.5倍，导流表面18,19在相应肋状物17的流入侧21和流出侧20之间以及在壁13,14之间延伸。优选地，肋状物17的导流表面18,19之间的平均距离并且因此其厚度对应于涡轮机流入壳体10的外壁13的厚度s的1.5倍至3.0倍之间。特别优选的是本发明的第一方面的形式，其中，肋状物17的导流表面18,19之间的平均距离并且因此其平均厚度最小对应于涡轮机流入壳体10的壁13的厚度s的1.6倍。最优选地，肋状物17的导流表面18,19之间的平均距离并且因此其平均厚度对应于涡轮机流入壳体10的外壁13的厚度s的1.6倍至2.6倍之间。

如从图3中显而易见的，肋状物17在流入侧21和流出侧20附近被倒圆，使得流入侧21的区域中的导流表面18,19之间的距离bran和流出侧20的区域中的导流表面18,19之间的距离brab在每种情况下小于肋状物的长度lrm的中间处的导流表面18,19之间的距离brm，其中肋状物的长度lrm对应于流入侧21和流出侧20之间的距离。

如从图1和2中显而易见的，肋状物17优选以这样的方式实施：从外壁13开始，肋状物17沿内壁14的方向变窄，即在轴向观看方向ii（见图2）以及在轴向截面中观看（见图1）。

在轴向截面（参见图1）中观看，相应肋状物17的流入侧21和流出侧20之间与外壁13相邻的距离以及因此肋状物的长度lrm对应于尺寸b，以及与径向内壁14相邻，相应肋状物17的流入侧21和流出侧20之间的该距离以及因此肋状物的长度lrm对应于尺寸a。

从图2明显的是，相应肋状物17的与外壁13相邻的导流表面18,19之间由图3示出的距离brm对应于尺寸d，并且与内壁14相邻的对应于尺寸c。以下适用：b>a和d>c。

由此得出，肋状物17从外壁13开始相应地沿内壁14的方向优选地连续地变窄，即相对于肋状物17的导流表面18,19之间的距离brm以及相对于肋状物17的流入侧21和流出侧20之间的距离lrm。

由于这个原因，结合本发明的第一方面，也参考相应肋状物17的导流表面18和19之间的平均距离，其中相应肋状物17的平均距离并且因此其平均厚度达到0.5*（c+d）。

在上面限定的相应肋状物17的平均厚度的情况下，可以减小由于热循环导致的裂纹形成的风险。由此，涡轮机流入壳体10的使用寿命增加。在内壁14、外壁13和肋状物17之间可以确保在热循环的情况下均匀的应力和变形分布。此外，涡轮机流入壳体10和附接到其的组件（例如引导装置或喷嘴环）之间的相对运动（即再次通过由热循环引起的这些组件之间的相对运动导致）可以被最小化。

根据本发明的第二方面，其优选地与上述第一方面组合使用在涡轮机流入壳体10上，在图1的轴向截面中观看的肋状物17相对于径向方向23轴向倾斜。

此处，图1示出了在图1的轴向截面图中观看，在径向方向23与肋状物17的纵向中心轴线24之间形成角度α，该角度α限定了肋状物17在轴向截面中相对于径向方向23的轴向倾斜度。

该角度α优选在20°至80°之间，优选在20°至70°之间，特别优选在20°至60°之间，最优选在30°至40°之间。

在图1和图2所示的弯管设计的涡轮机流入壳体10的情况下，在每个肋状物17的区域中设置单个肋状物的且因此是肋状物特有角度α，在这种情况下，相应肋状物17的相应的纵向中心轴线24相对于径向方向23倾斜，即以这样的方式：肋状物17在外壁13和内壁14之间具有相同或近似相同的肋状物高度rhm。

本发明的第二方面的上述细节（与本发明的第一方面的细节一样），用于减少由于热循环而导致的涡轮机流入壳体10的裂纹形成风险。可以提供外壁13、内壁14和肋状物17之间一致的、均匀的应力和变形分布。减小了由于热循环而产生的在涡轮机流入壳体10和安装到所述涡轮机流入壳体10的引导装置或喷嘴环之间形成相对运动的风险。

根据本发明的第三方面，其优选地与上述第一方面和上述本发明的第二方面组合地使用在涡轮机流入壳体10上，在轴向观看方向ii观看（参见图2），肋状物17相对于径向方向23还附加地切向地倾斜。

在此，图2示出了图2中的上肋状物17的角度β，其包括肋状物17的纵向中心轴线24和径向方向23。该角度β达到5°至30°之间，优选为5°至20°之间，特别优选在10°至15°之间。

在相应肋状物17的区域中（特别是在相应肋状物17在径向方向23延伸至内壁14的过渡区域中）与其纵向轴线24交叉的轴线可以移动穿过每个肋状物17。相应肋状物17的相应的纵向中心轴线24与延伸穿过相应的肋状物17的径向方向23包括的角度β因此优选位于角度β的上述角度范围内。

在图2的轴向观看方向上观看，在每个情况下两个肋状物17的纵向中心轴线24在各个交叉点处彼此交叉。所有肋状物17的所有纵向中心轴线l没有共同的交叉点。

本发明的第三方面的细节也减少了由于热循环而导致的裂纹形成风险和相对运动风险。特别地，确保了外壁13、内壁14和肋状物17之间的均匀的应力和变形分布。

特别地，如图所示，当涡轮机流入壳体10实施为弯管设计时，下肋状物17，即下肋状物17的相应纵向中心轴线24与外壁13之间的交叉部大致位于相同的高度处。因此，在竖直方向观看，下肋状物17到外壁13的过渡区域相对于彼此不偏移，但在竖直方向观看，大致定位在相同的竖直位置处。

根据本发明的第四方面，其优选地与上述本发明的三个方面组合使用在涡轮机流入壳体10上，肋状物17以过渡半径ra并入外壁13中并且以过渡半径ri并入内壁14中，在各种情况下其在外壁13的区域中和在内壁14的区域中不均等地倒圆相应的肋状物17。因此，实际上，在外壁13的区域中，与相应的肋状物17的流入侧21相邻的过渡半径raan小于与相应的肋状物17的流出侧20相邻的过渡半径raab。相应地：raan<raab适用。在内壁14的区域中，与相应肋状物17的流入侧21相邻的过渡半径rian大于与相应的肋状物17的流出侧20相邻的过渡半径riab。相应地：rian>riab适用。

优选地与上述四个方面一起使用于涡轮机流入壳体10上的本发明的第五方面，用于将引导挡板或引导装置或喷嘴环紧固到涡轮机流入壳体10的连接部分22与其中肋状物17作用在内壁14上或者肋状物17在内壁14的背离相应肋状物17的侧面上并入到内壁中的区域相邻地形成。与肋状物17到内壁14的过渡区域相邻的这些连接部分22，与上面描述的本发明的发明细节的其他细节相组合，特别降低了由于热循环而导致的涡轮机流入壳体10与安装在涡轮机流入壳体10上的引导装置之间相对运动的风险。涡轮机流入壳体10和喷嘴环之间的调整的游隙和间隙因此保持不变并且遭受由于热循环而导致的较小的变化或者没有变化。

通过以上描述的本发明的方面，可以单独实现或者优选地以其组合实现，其可以实现涡轮机流入壳体暴露于由于热循环而导致的明显降低的裂纹形成风险。由此，可以实现更高的使用寿命，并延长维护周期。提供了具有减小的刚度跳跃的弹性整体结构，由此确保了由于热循环而导致的在外壁13、内壁14和肋状物17之间的均匀的应力和变形分布。内壁14遭受与外壁13类似的变形特性。特别地，防止由于热循环而导致紧固到涡轮机流入壳体的诸如像引导装置的部件相对于涡轮机流入壳体运动，以使游隙和间隙保持并遭受由于热循环而导致较小的变化或没有变化。

肋状物17可以实施为中空肋状物。特别是当肋状物17是中空时，可以节省重量，同时进一步地冷却介质可以通过其传导。

参考编号列表

10涡轮机流入壳体

11流动入口侧端部

12流动出口侧端部

13外壁

14内壁

15圆形流动管道

16环形流动管道

17肋状物

18导流表面

19导流表面

20流出侧

21流入侧

22连接部分

23径向方向

24纵向中心轴线