JP2019100205A

JP2019100205A - Turbine wheel, turbocharger and manufacturing method of turbine wheel

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Publication number: JP2019100205A
Application number: JP2017229358A
Authority: JP
Inventors: 星　徹; Toru Hoshi; 徹星; 横山　隆雄; Takao Yokoyama; 隆雄横山; 豊隆吉田; Toyotaka Yoshida
Original assignee: Mitsubishi Heavy Industries Ltd
Current assignee: Mitsubishi Heavy Industries Ltd
Priority date: 2017-11-29
Filing date: 2017-11-29
Publication date: 2019-06-24
Anticipated expiration: 2037-11-29
Also published as: JP7002306B2

Abstract

【課題】後縁翼厚を増加させることなしにタービン動翼の後縁部における高温強度を確保して空力性能が低下することを抑制する。【解決手段】タービンホイールは、ハブ７０と、タービン動翼７１とを備える。タービン動翼７１は、前縁部７３と後縁部７４と、シュラウド部７５とを備えている。前縁部７３は、軸線方向の第一側に設けられて径方向外側から作動流体が流入する。後縁部７４は、軸線方向の第二側に設けられて軸線に沿うように第二側に作動流体が流出する。シュラウド部７５は、ハブ面７２とは反対側の前縁部７３及び後縁部７４の端部７３ａ，７４ａ同士を繋いている。タービン動翼７１は、前縁部７３を含む前縁部７３側の領域に、後縁部７４のハブ７０側の領域よりも気孔率の高い高気孔率部７７を備えている。【選択図】図２PROBLEM TO BE SOLVED: To secure high temperature strength at a trailing edge portion of a turbine rotor blade without increasing the trailing edge blade thickness and suppress deterioration of aerodynamic performance. A turbine wheel includes a hub 70 and a turbine blade 71. The turbine blade 71 includes a leading edge portion 73, a trailing edge portion 74, and a shroud portion 75. The leading edge portion 73 is provided on the first side in the axial direction, and the working fluid flows in from the outside in the radial direction. The trailing edge portion 74 is provided on the second side in the axial direction, and the working fluid flows out to the second side along the axis. The shroud portion 75 connects the end portions 73a and 74a of the leading edge portion 73 and the trailing edge portion 74 on the side opposite to the hub surface 72. The turbine blade 71 includes a high porosity portion 77 having a higher porosity than the region on the hub 70 side of the trailing edge portion 74 in the region on the leading edge portion 73 side including the leading edge portion 73. [Selection diagram] Fig. 2

Description

この発明は、タービンホイール、ターボチャージャー及びタービンホイールの製造方法に関する。 The present invention relates to a turbine wheel, a turbocharger, and a method of manufacturing a turbine wheel.

自動車等の車両に用いられるターボチャージャーは、性能向上が望まれており、排ガス温度の高温化が進んでいる。排気ガス温度が高温化すると、例えば、部分的な強度低下が発生する可能性があった。
特許文献１には、ＴｉＡＬ製タービンホイールと炭素鋼製シャフトとをＮｉろう材によって接合したタービンローター備えるエンジン用過給機が記載されている。この特許文献１に記載のタービンローターは、ろう付け位置をタービンホイールの背面から遠ざけて排ガス温度によるろう付け部分の強度低下を防止するようにしている。 The performance improvement is desired for the turbocharger used for vehicles, such as a car, and high-temperature-ization of exhaust gas temperature is progressing. When the exhaust gas temperature rises, for example, a partial reduction in strength may occur.
Patent Document 1 describes a turbocharger for an engine including a turbine rotor in which a TiAL turbine wheel and a carbon steel shaft are joined by a Ni brazing material. The turbine rotor described in Patent Document 1 is designed to move the brazing position away from the back surface of the turbine wheel so as to prevent the reduction in strength of the brazing portion due to the exhaust gas temperature.

特許第６０２１３５４号公報Patent No. 6021354

特許文献１に記載のタービンは、ラジアルタービンであって、タービンホイールにタービン動翼を備えている。このようなラジアルタービンや、斜流タービンにおいては、タービン動翼の後縁側の動翼付け根に掛かる応力が大きい。さらに、このようなタービン動翼は、排気ガスによりその前縁側で入熱して後縁側に伝熱される。そのため、排気温度が高温化すると、後縁側の動翼付け根（言い換えれば、動翼のハブ側の部分）における高温強度が特に厳しくなる。
その一方で、曲げ剛性等を確保するようにタービン動翼の後縁翼厚を増加させると、この後縁において翼厚増加によるウェイクが発生して空力性能が低下してしまうという課題がある。 The turbine described in Patent Document 1 is a radial turbine, and includes a turbine moving blade on a turbine wheel. In such radial turbines and mixed flow turbines, the stress applied to the blade root on the trailing edge side of the turbine blade is large. Furthermore, such a turbine moving blade is heat-received by the exhaust gas on its leading edge side and is transferred to the trailing edge side. Therefore, when the exhaust gas temperature rises, the high temperature strength at the blade root on the trailing edge side (in other words, the portion on the hub side of the blade) becomes particularly severe.
On the other hand, when the thickness of the trailing edge of the turbine moving blade is increased so as to secure bending rigidity and the like, there is a problem that wake due to the increase in blade thickness occurs at this trailing edge and aerodynamic performance is degraded.

この発明は、上記事情に鑑みてなされたものであり、後縁翼厚を増加させることなしにタービン動翼の後縁部における高温強度を確保して空力性能が低下することを抑制することができるタービンホイール、ターボチャージャー及びタービンホイールの製造方法を提供するものである。 The present invention has been made in view of the above circumstances, and it is desirable to secure high temperature strength at the trailing edge portion of a turbine moving blade without increasing trailing edge thickness and to suppress reduction in aerodynamic performance. The present invention provides a turbine wheel, a turbocharger, and a method of manufacturing a turbine wheel that can be used.

上記の課題を解決するために以下の構成を採用する。
この発明の第一態様によれば、タービンホイールは、ハブと、タービン動翼とを備える。ハブは、軸線回りに回転可能とされ、軸線方向の第一側から第二側に向かうにしたがって前記軸線を中心とした径方向で漸次前記軸線に近づくように形成された凹曲面状のハブ面を有する。タービン動翼は、前記ハブ面から前記ハブ面と交差する方向に延びて前記軸線を中心とした周方向に間隔をあけて複数配置されている。これらタービン動翼は、前縁部と後縁部と、シュラウド部とを備えている。前縁部は、前記軸線方向の第一側に設けられて前記径方向の外側から作動流体が流入する。後縁部は、前記軸線方向の第二側に設けられて前記軸線に沿うように前記第二側に作動流体が流出する。前記シュラウド部は、前記ハブ面とは反対側の前記前縁部及び前記後縁部の端部同士を繋いている。前記タービン動翼は、前記前縁部を含む前記前縁部側の領域に、前記後縁部のハブ側の領域よりも気孔率の高い高気孔率部を備えている。
高温の作動流体は、タービンホイールに対してタービン動翼の前縁部から流入して後縁部から流れ出る。作動流体は、膨張仕事により後縁部では温度低下するため、後縁部は、主に前縁部からの伝熱により温度上昇する。しかし、第一態様では前縁部を含む前縁部側の領域に高気孔率部を備えている。高気孔率部は、後縁部よりも気孔率が高いため、前縁部から後縁部への伝熱を抑制して、後縁部の温度を低下させることができる。したがって、後縁翼厚を増加させることなしにタービン動翼の後縁部における高温強度を確保して空力性能が低下することを抑制することができる。 In order to solve the above problems, the following configuration is adopted.
According to a first aspect of the invention, a turbine wheel comprises a hub and a turbine blade. The hub is rotatable about an axis, and a concave surface shaped hub surface formed so as to gradually approach the axis in a radial direction centering on the axis as going from the first side to the second side in the axial direction Have. A plurality of turbine blades extend in a direction intersecting with the hub surface from the hub surface, and are arranged at intervals in the circumferential direction about the axis. These turbine blades have a leading edge, a trailing edge, and a shroud portion. The front edge portion is provided on the first side in the axial direction, and the working fluid flows in from the outer side in the radial direction. A rear edge portion is provided on the second side in the axial direction, and the working fluid flows out to the second side along the axis. The shroud portion connects ends of the front edge and the rear edge opposite to the hub surface. The turbine blade is provided with a high porosity portion higher in porosity than a region on the hub side of the trailing edge in a region on the leading edge side including the leading edge.
Hot working fluid flows from the leading edge of the turbine blade to the turbine wheel and flows out from the trailing edge. The working fluid is reduced in temperature at the trailing edge due to expansion work, so the trailing edge is elevated in temperature mainly by heat transfer from the leading edge. However, in the first embodiment, the high porosity portion is provided in the area on the front edge side including the front edge. The high porosity portion has a higher porosity than the trailing edge, so it is possible to reduce the temperature of the trailing edge by suppressing the heat transfer from the leading edge to the trailing edge. Therefore, high temperature strength can be secured at the trailing edge of the turbine blade without increasing trailing edge thickness, and a decrease in aerodynamic performance can be suppressed.

この発明の第二態様によれば、第一態様に係る高気孔率部は、前記タービン動翼の内部に形成されていてもよい。
このように構成することで、高気孔率部がタービン動翼の表面に露出することを抑制できるため、タービン動翼の表面が粗くなり作動流体の流れが乱れることを抑制できる。 According to the second aspect of the present invention, the high porosity portion according to the first aspect may be formed inside the turbine blade.
With this configuration, the high porosity portion can be prevented from being exposed on the surface of the turbine blade, so that the surface of the turbine blade can be roughened and the flow of the working fluid can be suppressed from being disturbed.

この発明の第三態様によれば、第一又は第二態様に係る高気孔率部は、トラス状に形成されていてもよい。
このように構成することで、トラス構造の内部に空隙が形成されるので、気孔率を高めて高気孔率部における熱伝導性を低下させることができる。さらに、トラス構造により翼面の遠心応力に対して必要な剛性を確保することができる。 According to the third aspect of the present invention, the high porosity portion according to the first or second aspect may be formed in a truss shape.
By this configuration, since the air gap is formed inside the truss structure, it is possible to increase the porosity and to decrease the thermal conductivity in the high porosity portion. Furthermore, the truss structure can ensure the required rigidity against the centrifugal stress of the wing surface.

この発明の第四態様によれば、第一から第三態様の何れか一つの態様に係る高気孔率部は、前記前縁部から前記後縁部に渡る前記シュラウド部を含む先端部側の領域に形成されていてもよい。
このように構成することで、シュラウド部を含む領域の密度を低下させることができるため、タービン動翼のシュラウド部側の重量を低減できる。そのため、遠心力等により後縁部のハブ側翼面に掛かる曲げ応力を低減できる。また、後縁部のハブ側の領域を高気孔率とする場合と比較して、後縁部のハブ側の領域の剛性が低下することを抑制できる。 According to the fourth aspect of the present invention, the high porosity portion according to any one of the first to third aspects is provided on the tip side including the shroud portion extending from the front edge to the rear edge. It may be formed in a region.
With such a configuration, the density of the area including the shroud portion can be reduced, so that the weight on the shroud portion side of the turbine blade can be reduced. Therefore, it is possible to reduce bending stress applied to the hub side wing surface of the rear edge portion by centrifugal force or the like. Moreover, compared with the case where the area | region by the side of the hub of a rear edge part is made into a high porosity, it can suppress that the rigidity of the area | region by the side of the hub of a rear edge part falls.

この発明の第五態様によれば、ターボチャージャーは、第一から第四態様の何れか一つの態様に係る高気孔率部を備える。
このように構成することで、より高温の作動流体を利用できるため、ターボチャージャーの性能向上を図ることができる。 According to a fifth aspect of the present invention, a turbocharger includes the high porosity portion according to any one of the first to fourth aspects.
By configuring in this way, it is possible to use a higher temperature working fluid, so it is possible to improve the performance of the turbocharger.

この発明の第六態様によれば、タービンホイールの製造方法は、第一から第四態様の何れか一つの態様に係るタービンホイールを同種金属による金属積層法により製造する工程を含む。
このようにすることで、上記高気孔率部を有するタービンホイールを容易に製造することができる。 According to a sixth aspect of the present invention, a method of manufacturing a turbine wheel includes the step of manufacturing the turbine wheel according to any one of the first to fourth aspects by a metal lamination method using the same metal.
By doing so, a turbine wheel having the high porosity portion can be easily manufactured.

上記タービンホイール、ターボチャージャー及びタービンホイールの製造方法によれば、後縁翼厚を増加させることなしにタービン動翼の後縁部における高温強度を確保して空力性能が低下することを抑制することができる。 According to the above-described turbine wheel, turbocharger and turbine wheel manufacturing method, high temperature strength is secured at the trailing edge of the turbine blade without increasing trailing edge thickness, and aerodynamic performance is prevented from being degraded. Can.

この発明の第一実施形態におけるターボチャージャーの概略構成図である。It is a schematic block diagram of the turbocharger in a first embodiment of this invention. この発明の第一実施形態におけるタービンホイールの断面図である。It is a sectional view of a turbine wheel in a first embodiment of the present invention. この発明の第一実施形態における回転機械のケーシングの製造方法のフローチャートである。It is a flowchart of the manufacturing method of the casing of the rotary machine in 1st embodiment of this invention. この発明の第二実施形態における図２に相当する断面図である。It is sectional drawing corresponded in FIG. 2 in 2nd embodiment of this invention. 図４のＶ−Ｖ線に沿う断面図である。It is sectional drawing in alignment with the VV line | wire of FIG. この発明の第三実施形態における高気孔率部の断面図である。It is sectional drawing of the high porosity part in 3rd embodiment of this invention. この発明の第四実施形態における図２に相当する断面図である。It is sectional drawing corresponded in FIG. 2 in 4th embodiment of this invention.

（第一実施形態）
次に、この発明の第一実施形態におけるタービンホイール、ターボチャージャーを図面に基づき説明する。
図１は、この発明の第一実施形態におけるターボチャージャーの概略構成図である。
図１に示すように、ターボチャージャー１は、軸受部Ｂと、タービン部Ｔと、コンプレッサ部Ｐと、を備えている。ターボチャージャー１は、例えば、自動車等の車両や、船舶等の内燃機関の補機として用いられる。このターボチャージャー１は、作動流体であるエンジン（図示せず）の排気ガス流の熱エネルギーをタービン部Ｔにより回転エネルギーに変換する。このタービン部Ｔで変換された回転エネルギーは、軸受部Ｂに支持された回転軸２を介してコンプレッサ部Ｐに伝達される。コンプレッサ部Ｐは、この伝達された回転エネルギーを利用して空気を圧縮する。このコンプレッサ部Ｐで圧縮された空気は、給気としてエンジン（図示せず）に供給される。図１に示す一点鎖線は、回転軸２の中心軸（軸線）Ｃを示している。以下の説明において、回転軸２の中心軸Ｃが延びる軸線方向を「軸線方向Ｄａ」、中心軸Ｃを中心とした径方向を「径方向Ｄｒ」、中心軸Ｃを中心とした周方向を「周方向Ｄｃ」と称する。 First Embodiment
Next, a turbine wheel and a turbocharger according to a first embodiment of the present invention will be described based on the drawings.
FIG. 1 is a schematic view of a turbocharger according to a first embodiment of the present invention.
As shown in FIG. 1, the turbocharger 1 includes a bearing portion B, a turbine portion T, and a compressor portion P. The turbocharger 1 is used, for example, as an accessory of a vehicle such as a car or an internal combustion engine such as a ship. The turbocharger 1 converts thermal energy of an exhaust gas flow of an engine (not shown), which is a working fluid, into rotational energy by a turbine unit T. The rotational energy converted by the turbine portion T is transmitted to the compressor portion P via the rotation shaft 2 supported by the bearing portion B. The compressor unit P compresses air using the transmitted rotational energy. The air compressed by the compressor portion P is supplied to an engine (not shown) as air supply. An alternate long and short dash line shown in FIG. 1 indicates a central axis (axis line) C of the rotating shaft 2. In the following description, the axial direction in which the central axis C of the rotary shaft 2 extends is "axial direction Da", the radial direction about the central axis C is "radial direction Dr", and the circumferential direction about the central axis C is " It is called "circumferential direction Dc".

軸受部Ｂは、軸受３と、軸受ハウジング４と、を備えている。
軸受３は、軸受ハウジング４の内部に配置され回転軸２を回転自在に支持する。この実施形態における軸受３は、軸線方向Ｄａに間隔を空けた複数箇所で回転軸２を支持している。軸受ハウジング４は、回転軸２および軸受３を外側から覆うように形成されている。この実施形態で例示する軸受部Ｂは、流体膜を形成する流体軸受けであって、軸受ハウジング４は、その内部に、潤滑用の流体を外部から軸受３に供給するための流体流路を備えている。ここで、詳細説明は省略するが、軸受部Ｂは、更に、回転軸２のスラスト方向の荷重を受ける、いわゆるスラスト軸受に相当する構成も備えている。 The bearing portion B includes a bearing 3 and a bearing housing 4.
The bearing 3 is disposed inside the bearing housing 4 and rotatably supports the rotating shaft 2. The bearing 3 in this embodiment supports the rotary shaft 2 at a plurality of places spaced in the axial direction Da. The bearing housing 4 is formed to cover the rotary shaft 2 and the bearing 3 from the outside. The bearing portion B illustrated in this embodiment is a fluid bearing that forms a fluid film, and the bearing housing 4 is internally provided with a fluid flow path for externally supplying a fluid for lubrication to the bearing 3 ing. Here, although the detailed description is omitted, the bearing portion B further includes a configuration corresponding to a so-called thrust bearing which receives a load in the thrust direction of the rotating shaft 2.

コンプレッサ部Ｐは、軸受部Ｂの軸線方向Ｄａの第一側に隣接して設けられている。コンプレッサ部Ｐは、コンプレッサホイール５と、コンプレッサハウジング６と、を備えている。コンプレッサホイール５は、遠心式コンプレッサにおいてインペラと称されるものであって、回転軸２の第一端部２ａに設けられている。この実施形態で例示するコンプレッサホイール５は、回転軸２の第一端部２ａに形成されたネジ部２ｎにナット２１をねじ込むことで結合されている。 The compressor portion P is provided adjacent to the first side of the bearing portion B in the axial direction Da. The compressor unit P includes a compressor wheel 5 and a compressor housing 6. The compressor wheel 5 is referred to as an impeller in a centrifugal compressor, and is provided at the first end 2 a of the rotating shaft 2. The compressor wheel 5 illustrated in this embodiment is coupled by screwing a nut 21 into a screw portion 2 n formed on the first end 2 a of the rotating shaft 2.

コンプレッサハウジング６は、入口流路形成部６１と、コンプレッサホイール収容部６２と、コンプレッサスクロール部６３と、を形成している。
入口流路形成部６１は、空気をコンプレッサホイール収容部６２に案内する流路を形成する。入口流路形成部６１は、中心軸Ｃを中心とした管状に形成され、その内部空間が、コンプレッサホイール収容部６２の内部空間と連通している。 The compressor housing 6 forms an inlet flow passage forming portion 61, a compressor wheel housing portion 62, and a compressor scroll portion 63.
The inlet channel forming portion 61 forms a channel for guiding the air to the compressor wheel storage portion 62. The inlet channel forming portion 61 is formed in a tubular shape centering on the central axis C, and the internal space thereof communicates with the internal space of the compressor wheel accommodating portion 62.

コンプレッサホイール収容部６２は、コンプレッサホイール５を収容する空間を形成している。
コンプレッサスクロール部６３は、コンプレッサホイール収容部６２の径方向Ｄｒの外側に配置され、コンプレッサホイール収容部６２と径方向Ｄｒで連通されている。 The compressor wheel housing portion 62 forms a space for housing the compressor wheel 5.
The compressor scroll portion 63 is disposed outside the radial direction Dr of the compressor wheel housing portion 62, and is in communication with the compressor wheel housing portion 62 in the radial direction Dr.

コンプレッサスクロール部６３は、コンプレッサホイール収容部６２の径方向Ｄｒの外側で、周方向Ｄｃに延びるとともに、スクロール出口（図示せず）に向かって流路断面積が漸次拡大するように形成されている。このコンプレッサスクロール部６３は、吸気配管やインタークーラー（何れも図示せず）等を介してエンジン（図示せず）に接続されている。 The compressor scroll portion 63 extends in the circumferential direction Dc outside the radial direction Dr of the compressor wheel housing portion 62, and is formed so that the flow passage cross-sectional area gradually expands toward the scroll outlet (not shown). . The compressor scroll portion 63 is connected to an engine (not shown) via an intake pipe, an intercooler (all not shown) and the like.

タービン部Ｔは、軸受部Ｂの軸線方向Ｄａの第二側に隣接して設けられている。タービン部Ｔは、タービンホイール７と、タービンハウジング８と、を備えている。
タービンホイール７は、径方向Ｄｒの外側から流入した排気ガスを軸線方向Ｄａの第二側に向けて流す、いわゆる半径流タービンを構成するタービンホイールである。タービンホイール７は、周方向Ｄｃに間隔を空けて配置された複数のタービン動翼７１を備えている。このタービンホイール７は、回転軸２の第二端部２ｂに一体に設けられている。つまり、タービンホイール７が中心軸Ｃを中心として回転することで、このタービンホイール７と共に、回転軸２と、コンプレッサホイール５とが中心軸Ｃ回りに一体に回転する。なお、タービンホイール７と回転軸２とによりタービンローターＴｒが構成されている。 The turbine portion T is provided adjacent to the second side of the bearing portion B in the axial direction Da. The turbine portion T includes a turbine wheel 7 and a turbine housing 8.
The turbine wheel 7 is a turbine wheel constituting a so-called radial flow turbine, which causes the exhaust gas flowing from the outside in the radial direction Dr to flow toward the second side in the axial direction Da. The turbine wheel 7 includes a plurality of turbine blades 71 spaced in the circumferential direction Dc. The turbine wheel 7 is integrally provided at the second end 2 b of the rotating shaft 2. That is, as the turbine wheel 7 rotates around the central axis C, the rotary shaft 2 and the compressor wheel 5 rotate integrally with the turbine wheel 7 around the central axis C. A turbine rotor Tr is configured by the turbine wheel 7 and the rotating shaft 2.

タービンハウジング８は、タービンスクロール部８１と、タービンホイール収容部８２と、ディフューザ８３と、を備えている。
タービンスクロール部８１は、タービンホイール収容部８２の径方向Ｄｒの外側に配置され、周方向Ｄｃに延びている。このタービンスクロール部８１は、タービンホイール収容部８２と径方向Ｄｒで連通されている。 The turbine housing 8 includes a turbine scroll portion 81, a turbine wheel housing portion 82, and a diffuser 83.
The turbine scroll portion 81 is disposed outside the radial direction Dr of the turbine wheel housing portion 82, and extends in the circumferential direction Dc. The turbine scroll portion 81 communicates with the turbine wheel housing portion 82 in the radial direction Dr.

タービンスクロール部８１の流路断面積は、排気ガスが流入するスクロール入口８１ａから周方向Ｄｃに離れるにしたがって、漸次縮小するように形成されている。このタービンスクロール部８１のスクロール入口８１ａは、排気配管を介してエンジン（図示せず）に接続されている。 The flow passage cross-sectional area of the turbine scroll portion 81 is formed so as to gradually decrease as it is separated from the scroll inlet 81a into which the exhaust gas flows in the circumferential direction Dc. The scroll inlet 81a of the turbine scroll portion 81 is connected to an engine (not shown) via an exhaust pipe.

タービンホイール収容部８２は、タービンホイール７を収容する空間を形成している。タービンスクロール部８１からタービンホイール収容部８２に流入した排気ガスは、径方向Ｄｒ外側からタービンホイール７のタービン動翼７１の間に流入する。このタービン動翼７１の間に流入した排気ガスは、タービンホイール７を回転させた後、タービンホイール７の中心軸Ｃに沿って、軸線方向Ｄａの第二側に向けて流出する。 The turbine wheel housing 82 defines a space for housing the turbine wheel 7. The exhaust gas flowing into the turbine wheel housing portion 82 from the turbine scroll portion 81 flows into the space between the turbine blades 71 of the turbine wheel 7 from the outside in the radial direction Dr. The exhaust gas flowing into the space between the turbine blades 71 rotates the turbine wheel 7 and then flows out along the central axis C of the turbine wheel 7 toward the second side in the axial direction Da.

図２は、この発明の第一実施形態におけるタービンホイールの断面図である。
図２に示すように、タービンホイール７は、ハブ７０と、複数のタービン動翼７１とを備えている。
ハブ７０は、軸線方向Ｄａから見て円形の円盤状に形成されている。ハブ７０は、ハブ面７２を有している。このハブ面７２は、軸線方向Ｄａの第一側（図２中、左側）から第二側（図２中、右側）に向かうにしたがって径方向Ｄｒで漸次中心軸Ｃに近づく凹曲面状に形成されている。この実施形態で例示するハブ面７２は、軸線方向Ｄａの最も第一側において中心軸Ｃと直交する方向に延び、軸線方向Ｄａの最も第二側において軸線方向Ｄａに延びる凹曲面に形成されている。ハブ７０は、上記形状のハブ面７２を有することで、軸線方向Ｄａの第一側から第二側に向かうにしたがって、径方向Ｄｒの厚さ寸法が減少し、この厚さ寸法の減少率が、軸線方向Ｄａの第一側から第二側に向かうにしたがって漸次低下している。 FIG. 2 is a cross-sectional view of a turbine wheel in the first embodiment of the present invention.
As shown in FIG. 2, the turbine wheel 7 includes a hub 70 and a plurality of turbine blades 71.
The hub 70 is formed in a circular disk shape when viewed in the axial direction Da. Hub 70 has a hub surface 72. The hub surface 72 is formed in a concave surface shape gradually approaching the central axis C in the radial direction Dr from the first side (left side in FIG. 2) to the second side (right side in FIG. 2) of the axial direction Da. It is done. The hub surface 72 illustrated in this embodiment is formed in a concave surface that extends in a direction orthogonal to the central axis C at the most first side in the axial direction Da, and extends in the axial direction Da at the most second side of the axial direction Da There is. Since the hub 70 has the hub surface 72 having the above-described shape, the thickness dimension in the radial direction Dr decreases from the first side to the second side in the axial direction Da, and the reduction ratio of this thickness dimension is And gradually decreases from the first side to the second side in the axial direction Da.

タービン動翼７１は、ハブ面７２から突出するように形成され、ハブ面７２と交差する方向に延びている。タービン動翼７１は、周方向Ｄｒに間隔をあけて複数配置されている。これらタービン動翼７１は、中心軸Ｃを中心として放射状に配置されている。タービン動翼７１は、それぞれ前縁部７３と、後縁部７４と、シュラウド部７５と、基部７６と、を備えている。 The turbine blade 71 is formed to project from the hub surface 72 and extends in a direction intersecting with the hub surface 72. A plurality of turbine blades 71 are arranged at intervals in the circumferential direction Dr. The turbine blades 71 are radially disposed about the central axis C. The turbine blades 71 each include a front edge 73, a rear edge 74, a shroud portion 75, and a base 76.

前縁部７３は、軸線方向Ｄａの第一側に設けられている。この実施形態における前縁部７３は、軸線方向Ｄａに延びている。この前縁部７３は、上述したタービンスクロール部８１の径方向Ｄｒ内側に配置されている。つまり、周方向Ｄｃに並んだ複数のタービン動翼７１の前縁部７３の間に、径方向Ｄｒ外側から排気ガスＧが流入する。 The front edge portion 73 is provided on the first side in the axial direction Da. The front edge 73 in this embodiment extends in the axial direction Da. The front edge portion 73 is disposed inside the radial direction Dr of the turbine scroll portion 81 described above. That is, the exhaust gas G flows from the outer side of the radial direction Dr between the front edge portions 73 of the plurality of turbine blades 71 aligned in the circumferential direction Dc.

後縁部７４は、軸線方向Ｄａの第二側に設けられている。この第一実施形態における後縁部７４は、中心軸Ｃと交差する方向に延びている。後縁部７４は、軸線方向Ｄａでディフューザ８３の第一側に配置され、複数のタービン動翼７１の後縁部７４の間から中心軸Ｃに沿って作動流体である排気ガスＧが第二側に流出する。 The rear edge 74 is provided on the second side in the axial direction Da. The trailing edge 74 in this first embodiment extends in a direction intersecting the central axis C. The trailing edge 74 is disposed on the first side of the diffuser 83 in the axial direction Da, and the exhaust gas G, which is the working fluid, is disposed along the central axis C from between the trailing edges 74 of the plurality of turbine blades 71. Flow out to the side.

シュラウド部７５は、タービン動翼７１の翼高さ方向で、ハブ面７２とは反対側に配置されている。シュラウド部７５は、前縁部７３及び後縁部７４の端部７３ａ，７４ａ同士を繋いでいる。シュラウド部７５は、ハブ面７２と同様に凹曲面状に形成されている。 The shroud portion 75 is disposed on the opposite side of the hub surface 72 in the blade height direction of the turbine moving blade 71. The shroud portion 75 connects the end portions 73 a and 74 a of the front edge portion 73 and the rear edge portion 74. Similar to the hub surface 72, the shroud portion 75 is formed in a concave curved shape.

基部７６は、ハブ面７２と交差する部分であり、ハブ面７２の曲面に沿って湾曲して形成されている。
このように形成されたタービン動翼７１は、軸線方向Ｄａの第一側から第二側に向かうにしたがって漸次翼高さ方向の寸法が増加している。 The base portion 76 is a portion intersecting the hub surface 72 and is formed to be curved along the curved surface of the hub surface 72.
In the turbine moving blade 71 formed in this manner, the dimension in the blade height direction gradually increases as it goes from the first side to the second side in the axial direction Da.

上述したタービン動翼７１は、前縁部７３を含む領域に、少なくとも後縁部７４の基部７６側（言い換えれば、ハブ面７２に近い側）の領域よりも気孔率の高い高気孔率部７７を備えている。
高気孔率部７７は、タービン動翼７１の前縁部７３から中間部７８にまで至る領域に形成されている。この第一実施形態において例示する高気孔率部７７は、タービン動翼７１の前縁部７３を「０」、後縁部７４を「１」とした翼長さの無次元値で０から０．５の領域に形成されている。しかし、中間部７８の位置は、上述した位置に限られず、例えば、無次元値で０．５よりも小さい位置（但し、無次元値で０よりも大きい）に中間部７８を設定するようにしても良い。 The above-described turbine rotor blade 71 has a high porosity portion 77 in which the porosity is higher than at least the region on the base 76 side (in other words, the side closer to the hub surface 72) of the rear edge 74 Is equipped.
The high porosity portion 77 is formed in a region from the front edge portion 73 to the middle portion 78 of the turbine moving blade 71. The high porosity portion 77 illustrated in this first embodiment is a dimensionless value of the blade length from 0 to 0 with the leading edge 73 of the turbine moving blade 71 as “0” and the trailing edge 74 as “1”. It is formed in the area of .5. However, the position of the intermediate portion 78 is not limited to the above-described position, and for example, the intermediate portion 78 may be set at a position smaller than 0.5 in dimensionless value (however, greater than 0 in dimensionless value). It is good.

この第一実施形態における高気孔率部７７は、タービン動翼７１の厚さ方向の全域に形成されている。つまり、高気孔率部７７は、タービン動翼７１の表面に露出している。この第一実施形態においては、高気孔率部７７を除くタービン動翼７１の残部が、高気孔率部７７よりも気孔率の低い低気孔率部７９となっている。 The high porosity portion 77 in the first embodiment is formed throughout the thickness direction of the turbine moving blade 71. That is, the high porosity portion 77 is exposed on the surface of the turbine moving blade 71. In the first embodiment, the remaining portion of the turbine rotor blade 71 excluding the high porosity portion 77 is a low porosity portion 79 having a porosity lower than that of the high porosity portion 77.

ここで、高気孔率部７７は、気孔率が高いほど熱伝達が抑制され、剛性も低下する。その一方で、高気孔率部７７は、気孔率が低いほど熱伝達され易く、剛性が高まる。高気孔率部７７の気孔率は、例えば、運転条件等から求められるタービン動翼７１の強度の制約に基づいて、必要な強度を確保しつつ可能な限り熱伝達が抑制可能な気孔率とすることができる。高気孔率部７７における気孔率は、シミュレーションや実験の結果等に基づいて求めてもよい。 Here, in the high porosity portion 77, heat transfer is suppressed as the porosity is higher, and the rigidity is also reduced. On the other hand, the lower the porosity of the high porosity portion 77, the easier it is to transfer heat and the rigidity increases. The porosity of the high porosity portion 77 is, for example, a porosity capable of suppressing heat transfer as much as possible while securing a necessary strength based on the restriction of the strength of the turbine rotor blade 71 obtained from the operating conditions etc. be able to. The porosity in the high porosity portion 77 may be determined based on the result of simulation or experiment.

この第一実施形態におけるタービン動翼７１及びターボチャージャーは、上述した構成を備えている。次に、この発明の第一実施形態におけるタービンホイールの製造方法について図面を参照しながら説明する。
図３は、この発明の第一実施形態における回転機械のケーシングの製造方法のフローチャートである。
この第一実施形態におけるタービン動翼７１は、例えば、ニッケル基合金等の金属材料を用いて金属積層法により製造される。
図３に示すように、金属積層法は、材料粉を所定厚さに敷き詰めて材料粉層を形成する工程Ｓ１と、材料粉層に溶融ビームを照射する工程Ｓ２と、を順次繰り返す。 The turbine moving blade 71 and the turbocharger in the first embodiment have the above-described configuration. Next, a method of manufacturing a turbine wheel in the first embodiment of the present invention will be described with reference to the drawings.
FIG. 3 is a flowchart of the method of manufacturing the casing of the rotary machine in the first embodiment of the present invention.
The turbine moving blade 71 in the first embodiment is manufactured, for example, by a metal lamination method using a metal material such as a nickel base alloy.
As shown in FIG. 3, the metal lamination method sequentially repeats step S1 of laying material powder to a predetermined thickness to form a material powder layer, and step S2 of irradiating the material powder layer with a melting beam.

材料粉層を形成する工程Ｓ１は、タービンホイール７を形成するニッケル基合金等の金属材料からなる材料粉を、例えば３０〜５０μｍといった所定の厚さに敷き詰めることで、材料粉層を形成する。 In the step S1 of forming the material powder layer, the material powder made of a metal material such as a nickel base alloy forming the turbine wheel 7 is spread to a predetermined thickness of, for example, 30 to 50 μm to form a material powder layer.

溶融ビームを照射する工程Ｓ２は、材料粉層に対し、レーザー光、電子ビーム等、材料粉を溶融するエネルギーを有した溶融ビームを照射する。溶融ビームの照射により、材料粉が溶融する。溶融ビームの照射を停止すると、材料粉が冷却固化して金属層が形成される。材料粉層に対する溶融ビームの照射範囲は、タービンホイール７の断面形状に対応した範囲とする。 In the step S2 of irradiating the melting beam, the material powder layer is irradiated with a melting beam having energy for melting the material powder, such as a laser beam and an electron beam. The irradiation of the melting beam melts the material powder. When the irradiation of the melting beam is stopped, the material powder cools and solidifies to form a metal layer. The irradiation range of the molten beam to the material powder layer is a range corresponding to the cross-sectional shape of the turbine wheel 7.

上記の材料粉層を形成する工程Ｓ１と、溶融ビームを照射する工程Ｓ２とを１サイクル行うと、タービンホイール７の一部を形成する金属層が所定の厚さに形成される。材料粉層を形成する工程Ｓ１と、溶融ビームを照射する工程Ｓ２とを順次繰り返し、溶融ビームの照射範囲をタービンホイール７の断面形状に合わせて順次変更していくことで、複数の金属層が順次積層されていき、所定形状のタービンホイール７が形成される。 When one cycle of the step S1 of forming the material powder layer and the step S2 of irradiating the molten beam is performed, a metal layer forming a part of the turbine wheel 7 is formed to a predetermined thickness. The step S1 of forming the material powder layer and the step S2 of irradiating the melting beam are sequentially repeated, and the irradiation range of the melting beam is sequentially changed in accordance with the cross-sectional shape of the turbine wheel 7 to make the plurality of metal layers The layers are sequentially stacked to form a turbine wheel 7 having a predetermined shape.

高気孔率部７７は、タービンホイール７を上記金属積層法で形成する際に、気泡が含まれる形状で形成することで形成できる。さらに、高気孔率部７７は、タービンホイール７を上記金属積層法で形成する際に、溶融ビームを照射する工程で照射する溶融ビームの出力、ビーム走査速度、ビーム走査線幅等を調整することでも形成できる。例えば、敷き詰めた材料粉が完全に溶融しきらずに、一部が未溶融の状態で残存するよう、溶融ビームの出力を弱めて設定することで、気孔率が相対的に高い高気孔率部７７を形成できる。なお、低気孔率部７９は、敷き詰めた材料粉からなる材料粉層が完全に溶融するよう、溶融ビームの出力を設定することで形成できる。これにより、材料粉は、完全に溶融した後に冷却固化し、気孔率が低くなる。 The high porosity portion 77 can be formed by forming the turbine wheel 7 in a shape including air bubbles when the turbine wheel 7 is formed by the metal lamination method. Furthermore, when forming the turbine wheel 7 by the above-described metal lamination method, the high porosity portion 77 adjusts the output of the molten beam, the beam scanning speed, the beam scanning line width, etc. irradiated in the step of irradiating the molten beam. But it can be formed. For example, the high-porosity portion 77 having a relatively high porosity can be set by weakening the output of the melting beam so that a part of the material powder that has been spread can not completely melt and remain in the unmelted state. Can be formed. In addition, the low porosity part 79 can be formed by setting the output of a melting beam so that the material powder layer which consists of the material powder | burden which carried out covering completely may be fuse | melted. As a result, the material powder melts completely and then cools and solidifies, resulting in a low porosity.

上述した第一実施形態では、前縁部７３を含む領域に高気孔率部７７を備えている。この高気孔率部７７は、後縁部７４よりも気孔率が高いため、前縁部７３から後縁部７４への伝熱を抑制して、後縁部７４の温度を低下させることができる。その結果、後縁翼厚を増加させることなしにタービン動翼７１の後縁部７４における高温強度を確保して空力性能が低下することを抑制することができる。 In the first embodiment described above, the high porosity portion 77 is provided in the region including the front edge portion 73. Since the high porosity portion 77 has a higher porosity than the rear edge 74, heat transfer from the front edge 73 to the rear edge 74 can be suppressed to lower the temperature of the rear edge 74. . As a result, it is possible to secure high temperature strength at the trailing edge 74 of the turbine moving blade 71 without increasing the trailing edge thickness and to suppress the decrease in aerodynamic performance.

（第二実施形態）
次に、この発明の第二実施形態を図面に基づき説明する。この第二実施形態は、上述した第一実施形態に対して、高気孔率部の配置が異なるだけである。そのため、上述した第一実施形態と同一部分に同一符号を付して説明するとともに、ターボチャージャー全体の詳細説明については省略する。
図４は、この発明の第二実施形態における図２に相当する断面図である。図５は、図４のＶ−Ｖ線に沿う断面図である。 Second Embodiment
Next, a second embodiment of the present invention will be described based on the drawings. The second embodiment is different from the above-described first embodiment only in the arrangement of the high porosity portion. Therefore, while attaching and explaining the same code | symbol to the same part as 1st embodiment mentioned above, it abbreviate | omits about the detailed description of the whole turbocharger.
FIG. 4 is a cross-sectional view corresponding to FIG. 2 in the second embodiment of the present invention. FIG. 5 is a cross-sectional view taken along the line V-V of FIG.

図４、図５に示すように、この第二実施形態におけるタービンホイール２０７は、ハブ７０と、複数のタービン動翼２７１とを備えている。
ハブ７０は、第一実施形態のハブ７０と同様の構成であり、軸線方向Ｄａから見て円形の円盤状に形成されている。また、ハブ７０は、ハブ面７２を有しており、このハブ面７２が、軸線方向Ｄａの第一側から第二側に向かうにしたがって径方向Ｄｒで漸次中心軸Ｃに近づく凹曲面状に形成されている。 As shown in FIGS. 4 and 5, the turbine wheel 207 in the second embodiment includes a hub 70 and a plurality of turbine blades 271.
The hub 70 has the same configuration as the hub 70 of the first embodiment, and is formed in a circular disk shape when viewed from the axial direction Da. In addition, the hub 70 has a hub surface 72, and the hub surface 72 has a concave surface shape which gradually approaches the central axis C in the radial direction Dr from the first side to the second side in the axial direction Da. It is formed.

タービン動翼２７１は、ハブ面７２から突出するように形成され、ハブ面７２と交差する方向に延びている。さらに、タービン動翼２７１は、周方向Ｄｒに間隔をあけて複数配置されている。これらタービン動翼２７１は、中心軸Ｃを中心として放射状に配置されている。タービン動翼２７１は、それぞれ前縁部７３と、後縁部７４と、シュラウド部７５と、基部７６と、を備えている。 The turbine bucket 271 is formed to project from the hub surface 72 and extends in a direction intersecting with the hub surface 72. Further, a plurality of turbine moving blades 271 are disposed at intervals in the circumferential direction Dr. The turbine blades 271 are radially disposed about the central axis C. Each of the turbine blades 271 includes a leading edge 73, a trailing edge 74, a shroud portion 75, and a base 76.

前縁部７３は、軸線方向Ｄａの第一側に設けられている。この第二実施形態における前縁部７３は、軸線方向Ｄａに延びている。この前縁部７３は、上述したタービンスクロール部８１（図１参照）の径方向Ｄｒ内側に配置されている。つまり、周方向Ｄｃに並んだ複数のタービン動翼２７１の前縁部７３の間に、径方向Ｄｒ外側から排気ガスＧが流入する。 The front edge portion 73 is provided on the first side in the axial direction Da. The front edge 73 in this second embodiment extends in the axial direction Da. The front edge portion 73 is disposed inside the radial direction Dr of the turbine scroll portion 81 (see FIG. 1) described above. That is, the exhaust gas G flows in from the outer side of the radial direction Dr between the front edge portions 73 of the plurality of turbine blades 271 aligned in the circumferential direction Dc.

後縁部７４は、軸線方向Ｄａの第二側に設けられている。この第二実施形態における後縁部７４は、中心軸Ｃと直交する方向に延びている。後縁部７４は、軸線方向Ｄａでディフューザ８３（図１参照）の第一側に配置されており、作動流体である排気ガスＧが、複数のタービン動翼２７１の後縁部７４の間から中心軸Ｃに沿って第二側に流出する。 The rear edge 74 is provided on the second side in the axial direction Da. The trailing edge 74 in this second embodiment extends in a direction perpendicular to the central axis C. The trailing edge 74 is disposed on the first side of the diffuser 83 (see FIG. 1) in the axial direction Da, and the exhaust gas G as the working fluid is from between the trailing edges 74 of the plurality of turbine blades 271. It flows out to the second side along the central axis C.

シュラウド部７５は、タービン動翼２７１の翼高さ方向で、ハブ面７２とは反対側に配置されている。シュラウド部７５は、前縁部７３及び後縁部７４の端部７３ａ，７４ａ同士を繋いでいる。シュラウド部７５は、ハブ面７２と同様に凹曲面状に形成されている。 The shroud portion 75 is disposed on the opposite side of the hub surface 72 in the blade height direction of the turbine moving blade 271. The shroud portion 75 connects the end portions 73 a and 74 a of the front edge portion 73 and the rear edge portion 74. Similar to the hub surface 72, the shroud portion 75 is formed in a concave curved shape.

基部７６は、ハブ面７２と交差する部分であり、ハブ面７２の曲面に沿って湾曲して形成されている。
このように形成されたタービン動翼２７１は、軸線方向Ｄａの第一側から第二側に向かうにしたがって漸次翼高さ方向の寸法が増加している。 The base portion 76 is a portion intersecting the hub surface 72 and is formed to be curved along the curved surface of the hub surface 72.
The size of the turbine moving blade 271 thus formed gradually increases in the blade height direction as it goes from the first side to the second side in the axial direction Da.

上述したタービン動翼２７１は、第一実施形態のタービン動翼７１と同様に、前縁部７３を含む領域に、少なくとも後縁部７４の基部７６側の領域よりも気孔率の高い高気孔率部２７７を備えている。
この高気孔率部２７７は、タービン動翼２７１の前縁部７３から中間部７８にまで至る領域に形成されている。この第二実施形態において例示する高気孔率部２７７は、第一実施形態と同様に、タービン動翼２７１の前縁部を「０」、後縁部を「１」とした翼長さの無次元値で０から０．５の領域に形成されている。 Similar to the turbine rotor blade 71 of the first embodiment, the above-described turbine rotor blade 271 has a high porosity higher in the area including the front edge 73 than in the area of the rear edge 74 at the base 76 side. The unit 277 is provided.
The high porosity portion 277 is formed in a region from the front edge portion 73 to the middle portion 78 of the turbine bucket 271. Similarly to the first embodiment, the high porosity portion 277 illustrated in the second embodiment has a blade length of “0” at the front edge of the turbine rotor blade 271 and “1” at the rear edge. It is formed in the range of 0 to 0.5 in dimension value.

図５に示すように、この第二実施形態における高気孔率部２７７は、タービン動翼２７１の内部に形成されている。言い換えれば、高気孔率部２７７は、タービン動翼２７１の厚さ方向で、この高気孔率部２７７よりも気孔率の低い低気孔率部２７９に挟まれるようにして形成されている。つまり、高気孔率部２７７は、タービン動翼２７１の厚さ方向の表面に露出していない。低気孔率部２７９は、高気孔率部２７７よりも表面が平滑に形成されている。そして、この第二実施形態においては、高気孔率部２７７を除くタービン動翼２７１の残部が、高気孔率部２７７よりも気孔率の低い低気孔率部２７９となっている。 As shown in FIG. 5, the high porosity portion 277 in the second embodiment is formed inside the turbine blade 271. In other words, the high porosity portion 277 is formed so as to be sandwiched by the low porosity portion 279 having a porosity lower than that of the high porosity portion 277 in the thickness direction of the turbine bucket 271. That is, the high porosity portion 277 is not exposed on the surface in the thickness direction of the turbine bucket 271. The low porosity portion 279 has a smoother surface than the high porosity portion 277. In the second embodiment, the remaining portion of the turbine rotor blade 271 excluding the high porosity portion 277 is a low porosity portion 279 having a porosity lower than that of the high porosity portion 277.

ここで、高気孔率部２７７は、後縁部７４への伝熱の観点から高気孔率部２７７の気孔率を低下させても問題ない場合には、タービン動翼２７１の厚さに対して８０％以下としても良い。また、タービン動翼２７１の厚さに対する高気孔率部の厚さは、前縁部７３から中間部７８における強度が確保される範囲であればよく、例えば、８０％よりも高い、例えば、９０％以下としたり９５％以下としたりしてもよい。なお、第二実施形態における高気孔率部２７７の気孔率は、タービン動翼２７１の厚さ方向で低気孔率部２７９に挟まれており、低気孔率部２７９によって剛性が確保されるため、第一実施形態の高気孔率部７７よりも気孔率を高くしても良い。 Here, when there is no problem in reducing the porosity of the high porosity portion 277 from the viewpoint of heat transfer to the trailing edge 74, the high porosity portion 277 against the thickness of the turbine rotor blade 271 It may be 80% or less. Further, the thickness of the high porosity portion with respect to the thickness of the turbine moving blade 271 may be in a range in which the strength from the leading edge portion 73 to the intermediate portion 78 is secured, for example, higher than 80% It may be set to% or less or 95% or less. The porosity of the high porosity portion 277 in the second embodiment is sandwiched by the low porosity portion 279 in the thickness direction of the turbine rotor blade 271, and the low porosity portion 279 secures rigidity. The porosity may be higher than that of the high porosity portion 77 of the first embodiment.

したがって、上述した第二実施形態によれば、第一実施形態と同様に、高気孔率部２７７の気孔率は、後縁部７４の気孔率、言い換えれば、高気孔率部２７７よりも後縁部７４側の領域の低気孔率部２７９の気孔率よりも高いため、前縁部７３から後縁部７４への伝熱を抑制して、後縁部７４の温度を低下させることができる。その結果、後縁翼厚を増加させることなしにタービン動翼２７１の後縁部７４における高温強度を確保して空力性能が低下することを抑制することができる。 Therefore, according to the second embodiment described above, as in the first embodiment, the porosity of the high porosity portion 277 is the porosity of the rear edge portion 74, in other words, the trailing edge of the high porosity portion 277. Since the porosity of the low porosity portion 279 in the region on the side of the portion 74 is higher, the heat transfer from the front edge portion 73 to the rear edge portion 74 can be suppressed, and the temperature of the rear edge portion 74 can be reduced. As a result, high temperature strength can be secured at the trailing edge 74 of the turbine blade 271 without increasing the trailing edge thickness, and a decrease in aerodynamic performance can be suppressed.

さらに、第二実施形態では、高気孔率部２７７がタービン動翼２７１の内部に形成され、高気孔率部２７７がタービン動翼２７１の表面に露出しない。そのため、タービン動翼２７１の表面が粗くなり作動流体である排気ガスＧの流れが乱れることを抑制できる。その結果、空力性能が低下することをより一層抑制することができる。 Furthermore, in the second embodiment, the high porosity portion 277 is formed inside the turbine bucket 271, and the high porosity portion 277 is not exposed on the surface of the turbine bucket 271. Therefore, it is possible to prevent the surface of the turbine moving blade 271 from becoming rough and disturbing the flow of the exhaust gas G which is the working fluid. As a result, the reduction in aerodynamic performance can be further suppressed.

（第三実施形態）
次に、この発明の第三実施形態を図面に基づき説明する。この第三実施形態は、上述した第一実施形態に対して、高気孔率部の形状が異なるだけである。そのため、上述した第一実施形態と同一部分に同一符号を付して説明するとともに、ターボチャージャー全体の詳細説明については省略する。
図６は、この発明の第三実施形態における高気孔率部の断面図である。
図６に示すように、この第三実施形態におけるタービン動翼３７１は、高気孔率部３７７を備えている。この高気孔率部３７７は、第一、第二実施形態と同様に前縁部７３、後縁部７４、シュラウド部７５及び基部７６を有したタービン動翼３７１の前縁部７３を含む領域に形成されている。そして、高気孔率部３７７は、タービン動翼３７１の前縁部７３から中間部７８にまで至る領域に形成されている。この第三実施形態において例示する高気孔率部３７７も、第一、第二実施形態と同様に、タービン動翼３７１の前縁部７３を「０」、後縁部７４を「１」とした翼長さの無次元値で０から０．５の領域に形成されている。そして、この第三実施形態における高気孔率部３７７は、タービン動翼３７１においてその厚さ方向の全域に形成されている。 Third Embodiment
Next, a third embodiment of the present invention will be described based on the drawings. The third embodiment is different from the above-described first embodiment only in the shape of the high porosity portion. Therefore, while attaching and explaining the same code | symbol to the same part as 1st embodiment mentioned above, it abbreviate | omits about the detailed description of the whole turbocharger.
FIG. 6 is a cross-sectional view of the high porosity portion in the third embodiment of the present invention.
As shown in FIG. 6, the turbine blade 371 in the third embodiment includes a high porosity portion 377. The high porosity portion 377 is formed in a region including the leading edge 73 of the turbine blade 371 having the leading edge 73, the trailing edge 74, the shroud portion 75, and the base 76 as in the first and second embodiments. It is formed. The high porosity portion 377 is formed in a region from the front edge portion 73 to the middle portion 78 of the turbine rotor blade 371. Similarly to the first and second embodiments, the high porosity portion 377 exemplified in the third embodiment has the front edge 73 of the turbine rotor blade 371 as “0” and the rear edge 74 as “1”. The dimensionless value of the wing length is formed in the range of 0 to 0.5. The high porosity portion 377 in the third embodiment is formed in the entire area in the thickness direction of the turbine moving blade 371.

高気孔率部３７７は、トラス状に形成されている。ここで、トラス状とは、三角形を基本形とした集合体で構成した形状であって、この高気孔率部３７７は、三角形の基本形が三次元的に構成されたいわゆる立体トラスとなるように形成されている。ここで、高気孔率部３７７のトラス状の形状は、タービン動翼３７１に必要な剛性が得られる条件下で、単位体積当たりの密度が可能な範囲で低くなるように（言い換えれば、気孔率が高くなるように）形成する。 The high porosity portion 377 is formed in a truss shape. Here, the truss shape is a shape configured by an aggregate having a basic shape of triangles, and the high porosity portion 377 is formed so as to be a so-called three-dimensional truss in which the basic shape of triangles is three-dimensionally configured. It is done. Here, the truss-like shape of the high porosity portion 377 is such that the density per unit volume is as low as possible under the condition that the rigidity required for the turbine moving blade 371 is obtained (in other words, the porosity) To be high).

この第三実施形態におけるタービンホイールも、第一実施形態と同様に、同種金属による金属積層法により形成することができる。 The turbine wheel in the third embodiment can also be formed by a metal lamination method using the same metal as in the first embodiment.

なお、第三実施形態の高気孔率部３７７が、タービン動翼３７１の厚さ方向の全域に形成される場合について説明した。しかし、第二実施形態と同様に、第三実施形態の高気孔率部３７７は、タービン動翼３７１の内部に形成されていても良い。 In addition, the case where the high porosity part 377 of 3rd embodiment was formed in the whole region of the thickness direction of the turbine moving blade 371 was demonstrated. However, as in the second embodiment, the high porosity portion 377 of the third embodiment may be formed inside the turbine rotor blade 371.

したがって、第三実施形態によれば、第一実施形態と同様に、高気孔率部３７７の気孔率は、後縁部７４の気孔率よりも高いため、前縁部７３から後縁部７４への伝熱を抑制して、後縁部７４の温度を低下させることができる。その結果、後縁翼厚を増加させることなしにタービン動翼３７１の後縁部７４における高温強度を確保して空力性能が低下することを抑制することができる。 Therefore, according to the third embodiment, as in the first embodiment, the porosity of the high porosity portion 377 is higher than the porosity of the rear edge 74, so from the front edge 73 to the rear edge 74 Heat transfer can be suppressed to lower the temperature of the trailing edge 74. As a result, high temperature strength can be secured at the trailing edge 74 of the turbine moving blade 371 without increasing the trailing edge thickness, and a decrease in aerodynamic performance can be suppressed.

さらに、第三実施形態では、高気孔率部３７７がトラス状に形成されている。そのため、トラス構造の内部に空隙が形成され、この空隙が気孔率を高めて高気孔率部３７７における熱伝導性を低下させることができる。さらに、トラス構造により翼面の遠心応力に対して必要な剛性を確保することができる。 Furthermore, in the third embodiment, the high porosity portion 377 is formed in a truss shape. Therefore, a void is formed inside the truss structure, and the void can increase the porosity and reduce the thermal conductivity in the high porosity portion 377. Furthermore, the truss structure can ensure the required rigidity against the centrifugal stress of the wing surface.

（第四実施形態）
次に、この発明の第四実施形態を図面に基づき説明する。この第四実施形態は、上述した第一実施形態に対して、高気孔率部の形成される範囲が拡張されているだけである。そのため、上述した第一実施形態と同一部分に同一符号を付して説明するとともに、ターボチャージャー全体の詳細説明については省略する。
図７は、この発明の第四実施形態における図２に相当する断面図である。 Fourth Embodiment
Next, a fourth embodiment of the present invention will be described based on the drawings. With respect to the fourth embodiment, the range in which the high porosity portion is formed is only expanded with respect to the first embodiment described above. Therefore, while attaching and explaining the same code | symbol to the same part as 1st embodiment mentioned above, it abbreviate | omits about the detailed description of the whole turbocharger.
FIG. 7 is a cross-sectional view corresponding to FIG. 2 in the fourth embodiment of the present invention.

図７に示すように、タービンホイール４０７のタービン動翼４７１は、第一実施形態と同様に、前縁部７３、後縁部７４，シュラウド部７５及び基部７６を備えている。
タービン動翼４７１は、前縁部７３を含む領域に、少なくとも後縁部７４の基部側（言い換えれば、ハブ面７２に近い側）の領域よりも気孔率の高い高気孔率部４７７を備えている。 As shown in FIG. 7, the turbine blade 471 of the turbine wheel 407 includes a leading edge 73, a trailing edge 74, a shroud portion 75 and a base 76 as in the first embodiment.
The turbine blade 471 has a high porosity portion 477 having a porosity higher than at least the region on the base side (in other words, the side closer to the hub surface 72) of the rear edge 74 in the region including the front edge 73 There is.

高気孔率部４７７は、タービン動翼４７１の前縁部７３から中間部７８にまで至る領域に形成されている。さらに、高気孔率部４７７は、前縁部７３から後縁部７４に渡るシュラウド部７５を含む領域にも形成されている。この第四実施形態において例示する高気孔率部４７７は、タービン動翼４７１の前縁部を「０」、後縁部を「１」とした翼長さの無次元値で０から０．５の領域に形成されている。さらに、この第四実施形態において例示する高気孔率部４７７は、タービン動翼４７１のハブ７０側の基部７６の位置を「０」、タービン動翼のシュラウド部７５の位置を「１」とした翼スパンの無次元値（言い換えれば、前述した翼長さで同一位置における翼高さの無次元値）が、０．７５以上となる領域に形成されている。 The high porosity portion 477 is formed in a region from the front edge portion 73 to the middle portion 78 of the turbine blade 471. Furthermore, the high porosity portion 477 is also formed in the region including the shroud portion 75 extending from the leading edge 73 to the trailing edge 74. The high porosity portion 477 illustrated in this fourth embodiment is a dimensionless value of the blade length from 0 to 0.5, where the leading edge of the turbine blade 471 is “0” and the trailing edge is “1”. It is formed in the area of Furthermore, the high porosity portion 477 illustrated in the fourth embodiment has the position of the base 76 of the turbine blade 471 on the hub 70 side as “0” and the position of the shroud portion 75 of the turbine blade as “1”. The dimensionless value of the wing span (in other words, the dimensionless value of the wing height at the same position with the aforementioned wing length) is formed in a region where it is 0.75 or more.

ここで、第四実施形態においては、翼スパンの無次元値０．７５以上の領域に高気孔率部４７７が形成される場合について説明したが、高気孔率部４７７は、タービン動翼４７１の後縁部７４付近の大きな応力が作用する領域よりもシュラウド部７５に近い側、すなわちタービン動翼４７１の先端部側の領域に形成されていればよく、翼スパン０．７５以上に限られるものではない。 Here, in the fourth embodiment, the high porosity portion 477 is formed in the region of the dimensionless value of 0.75 or more of the wing span, but the high porosity portion 477 is formed of the turbine rotor 471. It may be formed on the side closer to the shroud portion 75 than the area where the large stress in the vicinity of the trailing edge 74 acts, that is, the area on the tip side of the turbine blade 471, and is limited to the blade span 0.75 or more is not.

この第四実施形態における高気孔率部においては、第一実施形態と同様に、タービン動翼においてその厚さ方向の全域に形成されてもよいし、第二実施形態と同様に、タービン動翼の内部に形成されるようにしてもよい。この第四実施形態においても、上述した第一、第二実施形態と同様に、高気孔率部を除くタービン動翼の残部が、高気孔率部よりも気孔率の低い低気孔率部となっている。なお、第四実施形態の高気孔率部は、第三実施形態の高気孔率部と同様にトラス状に形成するようにしても良い。 In the high porosity portion in the fourth embodiment, as in the first embodiment, the turbine blade may be formed over the entire area in the thickness direction, or in the same manner as in the second embodiment, the turbine blade It may be formed inside the Also in this fourth embodiment, as in the first and second embodiments described above, the remaining portion of the turbine blade excluding the high porosity portion is a low porosity portion having a porosity lower than that of the high porosity portion. ing. The high porosity portion of the fourth embodiment may be formed in a truss shape similarly to the high porosity portion of the third embodiment.

したがって、上述した第四実施形態によれば、第一実施形態と同様に、高気孔率部４７７の気孔率は、後縁部７４のハブ７０側の領域の気孔率よりも高いため、前縁部７３から後縁部７４への伝熱を抑制して、後縁部７４の温度を低下させることができる。その結果、後縁翼厚を増加させることなしにタービン動翼の後縁部における高温強度を確保して空力性能が低下することを抑制することができる。 Therefore, according to the fourth embodiment described above, as in the first embodiment, the porosity of the high porosity portion 477 is higher than the porosity of the region of the rear edge portion 74 on the hub 70 side, so the leading edge By suppressing the heat transfer from the portion 73 to the rear edge 74, the temperature of the rear edge 74 can be reduced. As a result, high temperature strength can be secured at the trailing edge of the turbine blade without increasing trailing edge thickness, and reduction in aerodynamic performance can be suppressed.

さらに、シュラウド部７５を含む領域、すなわちタービン動翼４７１の先端部側の領域の密度を低下させることができる。そのため、タービン動翼４７１のシュラウド部７５側の重量を低減できる。これにより、遠心力等により後縁部７４のハブ側翼面に掛かる曲げ応力を低減できる。また、後縁部７４のハブ７０側の領域を高気孔率部４７７とする場合と比較して、後縁部７４のハブ７０側の領域に低気孔率部４７９を形成できるため、後縁部７４のハブ７０側の領域における剛性が低下することを抑制できる。 Furthermore, the density of the area including the shroud portion 75, that is, the area on the tip side of the turbine blade 471 can be reduced. Therefore, the weight of the shroud portion 75 side of the turbine moving blade 471 can be reduced. Thereby, it is possible to reduce the bending stress applied to the hub side wing surface of the rear edge portion 74 by the centrifugal force or the like. In addition, since the low porosity portion 479 can be formed in the region on the hub 70 side of the rear edge portion 74 as compared with the case where the region on the hub 70 side of the rear edge portion 74 is the high porosity portion 477, the rear edge portion It can suppress that the rigidity in the field by the side of hub 70 of 74 is reduced.

この発明は上述した各実施形態の構成に限られるものではなく、その要旨を逸脱しない範囲で設計変更可能である。
例えば、上述した各実施形態では、タービンホイールをターボチャージャーに適用する場合について説明したが、ターボチャージャー以外のタービンに適用しても良い。 The present invention is not limited to the configurations of the above-described embodiments, and design changes can be made without departing from the scope of the invention.
For example, in each embodiment mentioned above, although a case where a turbine wheel was applied to a turbocharger was explained, it may apply to turbines other than a turbocharger.

１ターボチャージャー
２回転軸
２ａ第一端部
２ｂ第二端部
２ｎネジ部
３軸受
４軸受ハウジング
５コンプレッサホイール
６コンプレッサハウジング
７，２０７，４０７タービンホイール
８タービンハウジング
２１ナット
６１入口流路形成部
６２コンプレッサホイール収容部
６３コンプレッサスクロール部
７１タービン動翼
７０ハブ
７１，２７１，４７１タービン動翼
７２ハブ面
７３前縁部
７４後縁部
７５シュラウド部
７６基部
７７，２７７高気孔率部
７８中間部
７９，２７９低気孔率部
８１タービンスクロール部
８１ａスクロール入口
８２タービンホイール収容部
８３ディフューザ DESCRIPTION OF SYMBOLS 1 Turbocharger 2 Rotary shaft 2a First end 2b Second end 2n Thread 3 Bearing 4 Bearing housing 5 Compressor housing 6 Compressor housing 7 207, 407 Turbine housing 8 Turbine housing 21 Nut 61 Inlet flow path forming part 62 Compressor Wheel accommodation portion 63 Compressor scroll portion 71 Turbine moving blade 70 Hub 71, 271, 471 Turbine moving blade 72 Hub surface 73 Front edge portion 74 Rear edge portion 75 Shroud portion 76 Base portion 77, 277 High porosity portion 78 Middle portion 79, 279 Low porosity portion 81 Turbine scroll portion 81a Scroll inlet 82 Turbine wheel housing portion 83 Diffuser

Claims

A hub having a concavely curved hub surface which is rotatable about an axis and is formed so as to gradually approach the axis in a radial direction centering on the axis from the first side to the second side in the axial direction When,
A plurality of turbine blades extending from the hub surface in a direction intersecting with the hub surface and spaced apart in the circumferential direction about the axis;
The turbine blade is
A leading edge, provided on the first axial side, into which the working fluid flows from the outer side in the radial direction;
A trailing edge provided on the second axial side and flowing the working fluid to the second side along the axis;
And a shroud portion connecting ends of the front edge and the rear edge opposite to the hub surface,
A turbine wheel comprising a high porosity portion having a porosity higher than a region on the hub side of the rear edge in a region on the front edge side including the front edge.

The turbine wheel according to claim 1, wherein the high porosity portion is formed inside the turbine blade.

The turbine wheel according to claim 1, wherein the high porosity portion is formed in a truss shape.

The said high porosity part is formed in the area | region by the side of the front-end | tip part of the said turbine bucket containing the said shroud part ranging from the said front edge part to the said rear edge part in any one of Claim 1 to 3 Turbine wheel.

A turbocharger comprising the turbine wheel according to any one of claims 1 to 4.

The manufacturing method of a turbine wheel including the process of manufacturing the turbine wheel according to any one of claims 1 to 4 by a metal lamination method using the same metal.