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WO2019123566A1 - タービン及びターボチャージャ - Google Patents

タービン及びターボチャージャ Download PDF

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Publication number
WO2019123566A1
WO2019123566A1 PCT/JP2017/045706 JP2017045706W WO2019123566A1 WO 2019123566 A1 WO2019123566 A1 WO 2019123566A1 JP 2017045706 W JP2017045706 W JP 2017045706W WO 2019123566 A1 WO2019123566 A1 WO 2019123566A1
Authority
WO
WIPO (PCT)
Prior art keywords
turbine
exhaust gas
gap
scroll
axial direction
Prior art date
Legal status (The legal status 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 status listed.)
Ceased
Application number
PCT/JP2017/045706
Other languages
English (en)
French (fr)
Inventor
ビピン グプタ
豊隆 吉田
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Mitsubishi Heavy Industries Engine and Turbocharger Ltd
Original Assignee
Mitsubishi Heavy Industries Engine and Turbocharger Ltd
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 Mitsubishi Heavy Industries Engine and Turbocharger Ltd filed Critical Mitsubishi Heavy Industries Engine and Turbocharger Ltd
Priority to CN201780097524.9A priority Critical patent/CN111448374B/zh
Priority to PCT/JP2017/045706 priority patent/WO2019123566A1/ja
Priority to JP2019559927A priority patent/JP6864119B2/ja
Priority to US16/771,465 priority patent/US11136900B2/en
Priority to EP17935490.7A priority patent/EP3705697B1/en
Publication of WO2019123566A1 publication Critical patent/WO2019123566A1/ja
Anticipated expiration legal-status Critical
Ceased legal-status Critical Current

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    • 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
    • F01D17/00—Regulating or controlling by varying flow
    • F01D17/10—Final actuators
    • F01D17/12—Final actuators arranged in stator parts
    • F01D17/14—Final actuators arranged in stator parts varying effective cross-sectional area of nozzles or guide conduits
    • F01D17/16—Final actuators arranged in stator parts varying effective cross-sectional area of nozzles or guide conduits by means of nozzle vanes
    • F01D17/165—Final actuators arranged in stator parts varying effective cross-sectional area of nozzles or guide conduits by means of nozzle vanes for radial flow, i.e. the vanes turning around axes which are essentially parallel to the rotor centre line
    • 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
    • F01D17/00—Regulating or controlling by varying flow
    • F01D17/10—Final actuators
    • F01D17/12—Final actuators arranged in stator parts
    • F01D17/14—Final actuators arranged in stator parts varying effective cross-sectional area of nozzles or guide conduits
    • F01D17/16—Final actuators arranged in stator parts varying effective cross-sectional area of nozzles or guide conduits by means of nozzle vanes
    • 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
    • F02B37/00—Engines characterised by provision of pumps driven at least for part of the time by exhaust
    • F02B37/12—Control of the pumps
    • F02B37/24—Control of the pumps by using pumps or turbines with adjustable guide vanes
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C6/00—Plural gas-turbine plants; Combinations of gas-turbine plants with other apparatus; Adaptations of gas-turbine plants for special use
    • F02C6/04—Gas-turbine plants providing heated or pressurised working fluid for other apparatus, e.g. without mechanical power output
    • F02C6/10—Gas-turbine plants providing heated or pressurised working fluid for other apparatus, e.g. without mechanical power output supplying working fluid to a user, e.g. a chemical process, which returns working fluid to a turbine of the plant
    • F02C6/12—Turbochargers, i.e. plants for augmenting mechanical power output of internal-combustion piston engines by increase of charge pressure
    • 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

Definitions

  • the present disclosure relates to a turbine and a turbocharger.
  • Patent Document 1 discloses a turbocharger employing a radial turbine provided with a plurality of nozzle vanes circumferentially arranged inside a scroll through which a working gas (exhaust gas) passes.
  • the nozzle vanes used in this turbocharger have a shape in which both end portions in the nozzle vane width direction are bulged toward the pressure surface side in the front edge portion and the rear edge portion as compared with the central portion.
  • Such a shape of the nozzle vane reduces collision loss of working gas on the leading edge side, and equalizes the flow of working gas flowing out of the nozzle on the trailing edge side to reduce secondary flow loss in the nozzle vane and blade. It has become.
  • At least one embodiment of the present invention aims to provide a turbine and a turbocharger capable of reducing heat loss or pressure loss due to flow disturbance.
  • a turbine according to at least one embodiment of the present invention, A turbine impeller, A housing provided so as to cover the turbine impeller, the housing including a scroll flow passage positioned on an outer peripheral side of the turbine impeller; A nozzle vane provided in an intermediate flow passage located downstream of the scroll flow passage and upstream of the turbine impeller in an exhaust gas flow direction; A plate provided on the intermediate flow passage side facing the intermediate flow passage, with a gap in the axial direction with respect to an inner circumferential wall defining the inner circumferential side boundary of the scroll flow passage in the housing; At least one guide vane provided in the gap between the inner circumferential wall and the plate in the axial direction; The at least one guide vane is The first end, And a second end located radially outward and circumferentially in the exhaust gas flow direction with respect to the first end.
  • the first end and the radially outer side with respect to the first end and the downstream side in the exhaust gas flow direction in the circumferential direction Since the guide vanes including the second end are provided, the flow which is going to flow into the above-mentioned gap from the scroll channel is directed radially outward and circumferentially to the downstream side of the exhaust gas flow direction by the guide vanes. You will be guided. Accordingly, the exhaust gas flow flowing through the scroll flow path is less likely to flow into the above-described gap, and therefore, it is possible to prevent the flow disorder that may occur due to the exhaust gas flow flowing into the gap. Thereby, in the turbine, heat loss or pressure loss due to flow disturbance can be reduced.
  • the at least one guide vane is provided so as to project in the axial direction from the surface of at least one of the inner circumferential wall or the plate toward the other of the inner circumferential wall or the plate.
  • the guide vanes are provided so as to have an axial height between the inner peripheral wall portion forming the axial gap and the plate, so that the scroll flow path to the gap is provided. Inflow of the exhaust gas flow can be effectively suppressed.
  • the first end is located at an inner circumferential end of the gap
  • the second end is located at an outer peripheral end of the gap.
  • the first end of the guide vane since the first end of the guide vane is positioned at the inner peripheral end of the gap, when the exhaust gas flows into the inner peripheral region of the gap, the exhaust gas flow is guided It is easy to guide to the outer peripheral side along the vane. Further, since the second end of the guide vane is positioned at the outer peripheral end of the gap, the exhaust gas flow can be guided so as to flow to the outer peripheral side than the gap. Therefore, the inflow of the exhaust gas flow from the scroll flow path to the gap can be effectively suppressed.
  • the at least one guide vane has a convex curved shape toward the scroll passage in a cross section orthogonal to the axial direction.
  • the guide vane has a curved shape convex toward the scroll channel in the cross section orthogonal to the axial direction, so the exhaust gas flow from the scroll channel is unlikely to stay in the gap
  • This exhaust gas flow can be smoothly guided to the outer peripheral side and the downstream side along the guide vanes. Therefore, the inflow of the exhaust gas flow from the scroll flow path to the gap can be effectively suppressed.
  • the at least one guide vane includes a plurality of guide vanes arranged along the circumferential direction, The circumferential length of at least one of the plurality of guide vanes is longer than the circumferential length of the guide vane located upstream of the exhaust gas flow in the circumferential direction than the guide vanes.
  • the radial length of the above-mentioned groove increases in the circumferential direction toward the downstream side of the exhaust gas flow.
  • the circumferential length of the guide vanes is made longer according to the increase of the radial length of the groove as it goes to the downstream side of the exhaust gas flow in the circumferential direction.
  • the axial height of the at least one guide vane is at least 30% of the axial height of the gap.
  • the height in the axial direction of the guide vanes is set to 30% or more of the height in the axial direction of the above-mentioned gap. Can be effectively suppressed.
  • the angle at the position of the scroll tongue portion is 0 degrees around the rotation axis of the turbine, and the direction of the exhaust gas flow in the circumferential direction is a positive angle direction
  • One guide vane is located in the range of 220 degrees or more and 360 degrees or less.
  • the guide vane is provided in the range where the above-mentioned angle in the circumferential direction is in the range of 220 degrees or more and 360 degrees or less (that is, near the exit of the scroll passage).
  • the exhaust gas flow is guided radially outward and downstream by the guide vanes. Therefore, in the circumferential region, the exhaust gas flow flowing through the scroll flow passage can be prevented from flowing into the above-mentioned gap, and thus, the heat loss or pressure loss in the turbine can be effectively reduced.
  • a turbocharger is The turbine according to any one of the above (1) to (7); And a compressor configured to be driven by the turbine.
  • the first end and the radially outer side with respect to the first end and the downstream side in the exhaust gas flow direction in the circumferential direction Since the guide vanes including the second end are provided, the flow which is going to flow into the above-mentioned gap from the scroll channel is directed radially outward and circumferentially to the downstream side of the exhaust gas flow direction by the guide vanes. You will be guided. Accordingly, the exhaust gas flow flowing through the scroll flow path is less likely to flow into the above-described gap, and therefore, it is possible to prevent the flow disorder that may occur due to the exhaust gas flow flowing into the gap. Thereby, in the turbine, heat loss or pressure loss due to flow disturbance can be reduced.
  • turbines and turbochargers are provided that can reduce heat loss or pressure loss due to flow disturbances.
  • FIG. 1 is a schematic cross-sectional view along a rotation axis O of a turbocharger according to one embodiment.
  • the turbocharger 100 includes a turbine 1 including a turbine impeller 4 configured to be rotationally driven by exhaust gas from an engine (not shown), and a rotating shaft 2 rotatably supported by a bearing 3. And a compressor (not shown) connected to the turbine 1.
  • the compressor is coaxially driven by the rotation of the turbine impeller 4 and is configured to compress the intake air to the engine.
  • the turbine 1 shown in FIG. 1 is a radial turbine into which the exhaust gas which is a working fluid flows in radial direction
  • the operation system of the turbine 1 is not limited to this.
  • the turbine 1 may be a mixed flow turbine where the incoming working fluid has radial and axial velocity components.
  • the turbine impeller 4 is accommodated in a housing 6 provided so as to cover the turbine impeller 4, and a hub 17 connected to the rotating shaft 2 and a plurality of motions circumferentially arranged on the outer peripheral surface of the hub 17 And wings 5 are included.
  • the housing 6 includes a scroll flow passage 8 positioned on the outer peripheral side of the turbine impeller 4 and an inner circumferential wall portion 22 defining an inner circumferential boundary 9 of the scroll flow passage 8.
  • the housing 6 may include a turbine housing 6 a that is a portion that accommodates the turbine impeller 4 and a bearing housing 6 b that is a portion that accommodates the bearing 3.
  • an intermediate flow passage 10 through which the exhaust gas flow flowing from the scroll flow passage 8 to the turbine impeller 4 passes. That is, the intermediate flow passage 10 is located downstream of the scroll flow passage 8 and upstream of the turbine impeller 4 in the exhaust gas flow direction.
  • a plurality of nozzle vanes 14 for adjusting the flow of exhaust gas flowing into the turbine impeller 4 are arranged in the circumferential direction.
  • the intermediate flow passage 10 is provided with a nozzle mount 16 to which the nozzle vanes 14 are attached, and a nozzle plate 12 provided on the opposite side across the nozzle vanes 14 in the axial direction of the turbine 1 (hereinafter simply referred to as “axial direction”). Between the plate of the invention).
  • the nozzle mount 16 is fixed to the bearing housing 6b by a bolt (not shown) or the like.
  • a columnar member (not shown) or the like extending in the axial direction is provided between the nozzle mount 16 and the nozzle plate 12, and the nozzle plate 12 is axially separated from the nozzle mount 16 by the columnar member or the like. It is supported.
  • An annular seal member 26 is provided between the nozzle plate 12 and the inner circumferential wall portion 22 of the housing 6, and the exhaust gas leaks from the scroll passage 8 to the space on the downstream side of the turbine impeller 4 (ie, the turbine impeller Leakage of the exhaust gas not through 4 is suppressed.
  • the nozzle vanes 14 include airfoils that extend between the nozzle mount 16 and the nozzle plate 12. Each of the plurality of nozzle vanes 14 is connected to one end side of the lever plate 18 via the nozzle shaft 20. Further, the other end side of the lever plate 18 is connected to a disk-like drive ring 19.
  • the drive ring 19 is driven by an actuator (not shown) to be rotatable about the rotation axis O. When the drive ring 19 rotates, each lever plate 18 rotates, and accordingly, the nozzle shaft 20 rotates about the rotation axis Q along the axial direction, and the nozzle vanes 14 through the nozzle shaft 20.
  • the opening degree (wing angle) of is changed.
  • the exhaust gas (see arrow G in FIGS. 1 and 2) that flows from the inlet passage 30 (see FIG. 2) and flows through the scroll passage 8 is a nozzle mount It flows into the intermediate flow passage 10 between the nozzle 16 and the nozzle plate 12, and the flow direction is controlled by the nozzle vanes 14 to flow to the center of the housing 6. Then, after acting on the turbine impeller 4, the gas is discharged from the exhaust outlet 7 to the outside. Further, by changing the opening degree of the nozzle vanes 14 appropriately in accordance with the flow rate of the exhaust gas flowing into the turbine 1, the exhaust gas passage area in the housing 6 is changed to adjust the flow velocity of the exhaust gas to the turbine impeller 4; Good turbine efficiency can be obtained.
  • FIG. 2 is a partial enlarged view of FIG. 1
  • FIG. 3 is a schematic cross-sectional view orthogonal to the rotation axis O of the turbine 1 shown in FIG. 3 is a view of the turbine 1 in the direction of the arrow B shown in FIG. 1, and for simplification of the description, a cross section of a portion of the housing 6 including the scroll passage 8, the nozzle plate 12, and the nozzle vanes. 14 and guide vanes 42 (42A to 42E) described later are shown, and illustration of the turbine impeller 4 and the like is omitted.
  • the nozzle plate 12 faces the intermediate flow passage 10 toward the intermediate flow passage 10 with a gap 24 in the axial direction with respect to the inner peripheral wall portion 22 of the housing 6.
  • the turbine 1 includes at least one guide vane 42 provided in the gap 24.
  • a plurality of guide vanes 42 (42A to 42E) are arranged in the clearance 24 of the turbine 1 along the circumferential direction.
  • the plurality of guide vanes 42A to 42E may be collectively referred to as the guide vanes 42.
  • each of the guide vanes 42 is a second end located radially outward and circumferentially downstream of the first end 44 and the first end 44 in the exhaust gas flow direction. And 46.
  • the above-described guide vanes 42 are provided in the gap 24 between the inner circumferential wall 22 and the nozzle plate 12, the flow of exhaust gas trying to flow into the gap 24 from the scroll passage 8
  • the guide vanes 42 guide the radially outer side and the circumferential side toward the downstream side of the exhaust gas flow direction.
  • the exhaust gas flow flowing through the scroll flow path 8 is less likely to flow into the gap 24. Therefore, it is possible to prevent in advance the flow disturbance that may occur due to the exhaust gas flow flowing into the gap 24.
  • the turbine 1 it is possible to reduce the heat loss or pressure loss due to the flow disturbance.
  • the guide vanes 42 are provided to axially project from the surface of at least one of the inner circumferential wall 22 or the nozzle plate 12 toward the other of the inner circumferential wall 22 or the nozzle plate 12.
  • the gap 24 is an inner circumferential wall of the surface 23 of the inner circumferential wall 22 along the direction orthogonal to the rotation axis O and the surfaces 11 and 13 on both sides of the nozzle plate 12. It is formed between the surface 23 of the portion 22 and the surface 11 opposed thereto.
  • the guide vanes 42 are provided so as to protrude in the axial direction from the surface 11 of the nozzle plate 12 toward the inner circumferential wall 22.
  • the guide vanes 42 may be provided to project axially from the surface 23 of the inner circumferential wall 22 toward the nozzle plate 12. Also, in some embodiments, the guide vanes 42 may be provided to project axially from the surface 23 of the inner circumferential wall 22 and the surface 11 of the nozzle plate 12.
  • the guide vanes 42 are provided so as to have an axial height between the inner circumferential wall 22 forming the axial gap 24 and the nozzle plate 12. Inflow of the exhaust gas flow can be effectively suppressed.
  • the axial height H (see FIG. 2) of the guide vanes 42 may be 30% or more of the axial height D (see FIG. 2) of the gap 24.
  • the inflow of the exhaust gas flow from the scroll passage 8 to the gap 24 is effective. Can be suppressed.
  • the first end 44 of the guide vane 42 is located at the inner circumferential end 24 a of the gap 24 and the second end 46 of the guide vane 42 is at the outer circumferential end 24 b of the gap 24. To position.
  • the gap 24 is formed in a radial direction corresponding to the extension range of the inner circumferential wall 22 in the radial direction. Therefore, as shown in FIG. 2 and FIG. 3, the inner peripheral end 24 a of the gap 24 is a portion including the radial position of the inner peripheral end 23 a of the surface 23 of the inner peripheral wall 22 in the gap 24.
  • the outer circumferential end 24 b of the gap 24 is a portion of the gap 24 including the radial position of the outer circumferential end 23 b of the surface 23 of the inner circumferential wall 22.
  • the first end 44 of the guide vane 42 is positioned at the inner peripheral end 24 a of the gap 24, when the exhaust gas flows into the inner peripheral region of the gap 24, the exhaust gas flows as the guide vane It is easy to guide to the outer circumference side along 42. Further, since the second end 46 of the guide vane 42 is positioned at the outer peripheral end 24 b of the gap 24, the exhaust gas flow can be guided so as to flow to the outer peripheral side than the gap 24. Therefore, the inflow of the exhaust gas flow from the scroll flow path 8 to the gap 24 can be effectively suppressed.
  • the guide vanes 42 have a convexly curved shape toward the scroll passage 8 in a cross section orthogonal to the axial direction.
  • the guide vanes 42 have a concavely curved shape when viewed radially outward from the rotation axis O in a cross section orthogonal to the axial direction.
  • each of the guide vanes 42A-42E has a convexly curved shape towards the scroll channel 8. As shown in FIG.
  • the guide vanes 42 have a curved shape that is convex toward the scroll passage 8 in the cross section orthogonal to the axial direction, the exhaust gas flow from the scroll passage 8 is difficult to stay in the gap 24.
  • the exhaust gas flow can be smoothly guided to the outer peripheral side and the downstream side along the guide vanes 42. Therefore, the inflow of the exhaust gas flow from the scroll flow path 8 to the gap 24 can be effectively suppressed.
  • the circumferential length of at least one guide vane 42 of the plurality of guide vanes 42 is the circumference of the guide vane 42 positioned on the upstream side of the exhaust gas flow in the circumferential direction relative to the guide vane 42. Longer than the length in the direction.
  • the circumferential length of the guide vanes 42A to 42E is longer as the guide vanes 42A to 42E are positioned on the downstream side of the exhaust gas flow. That is, circumferential lengths L A to L E of the plurality of guide vanes 42 A to 42 E satisfy L A ⁇ L B ⁇ L C ⁇ L D ⁇ L E.
  • the radial length of the above-mentioned clearance 24 becomes longer in the circumferential direction toward the downstream side of the exhaust gas flow.
  • the outer circumferential end 23 b It is located radially outward toward the downstream side of the exhaust gas flow in the circumferential direction. Therefore, in the embodiment shown in FIG. 3, the radial length of the gap 24 becomes longer toward the downstream side of the exhaust gas flow in the circumferential direction.
  • the circumferential length of the guide vanes 42 is made longer as the radial length of the gap 24 increases as it goes downstream in the circumferential direction.
  • the guide vanes 42 disposed in the circumferential direction can effectively suppress the inflow of the exhaust gas flow from the scroll flow passage 8 to the gap 24.
  • the angle at the position of the scroll tongue 32 is 0 degrees (see FIG. 3) around the rotation axis O of the turbine 1, and the exhaust gas flow direction in the circumferential direction Is a positive angular direction, at least one guide vane 42 is located within the range of 220 degrees or more and 360 degrees or less.
  • range R1 shown with the oblique line in FIG. 3 shows the said angle range (range of 220 to 360 degree), and angle (phi) shows an example of the angle within the said range.
  • the scroll tongue portion 32 is a connection portion between the winding start and the winding end of the scroll portion forming the scroll passage 8 in the housing 6.
  • the guide vanes 42D and 42E are located within the above-mentioned angle range R1.
  • the turbulence of the flow is particularly large near the outlet of the scroll passage 8 and the heat transfer coefficient between the fluid (exhaust gas) and the housing 6 tends to be large, and the housing 6 It was found that the tendency for the total pressure inside to decrease was greater.
  • at least one guide vane 42 is provided in the range R1 in which the above-described angle in the circumferential direction is 220 degrees or more and 360 degrees or less (that is, near the exit of the scroll passage 8).
  • the exhaust gas flow is guided by the guide vanes 42 radially outward and downstream. Therefore, in the circumferential direction, the exhaust gas flow flowing through the scroll flow passage 8 can be prevented from flowing into the gap 24, whereby the heat loss or pressure loss in the turbine 1 can be effectively reduced.
  • FIGS. 4A to 4F are schematic cross-sectional views including the circumferential direction and the axial direction of the guide vanes 42 according to one embodiment, respectively.
  • the shape of the cross section including the circumferential direction and the axial direction of the guide vanes 42 is not particularly limited, and may have various shapes, for example, as shown in FIGS. 4A to 4F.
  • one end in the axial direction of the guide vane 42 is connected to the surface 23 of the inner circumferential wall 22 and the other end is connected to the surface 11 of the nozzle plate 12. That is, the guide vanes 42 are provided so as to axially project from the surface 23 of the inner circumferential wall 22 and the surface 11 of the nozzle plate 12.
  • the axial height H of the guide vanes 42 is equal to the axial height D of the gap 24.
  • one end in the axial direction of the guide vanes 42 is connected to the surface 11 of the nozzle plate 12, and the guide vanes 42 extend from the surface 11 of the nozzle plate 12 to the inner circumferential wall 22 To project in the axial direction toward the
  • the axial height H of the guide vanes 42 is smaller than the axial height D of the gap 24.
  • one end in the axial direction of the guide vane 42 is connected to the surface 23 of the inner peripheral wall 22, and the guide vane 42 is connected to the nozzle plate from the surface 23 of the inner peripheral wall 22 It may be provided to project axially towards 12.
  • the height H in the axial direction of the guide vanes 42 is smaller than the height D in the axial direction of the gap 24.
  • the circumferential thickness of the guide vanes 42 is constant at t1 in the axial direction.
  • the circumferential thickness of the guide vanes 42 may vary in the axial direction.
  • the thickness in the circumferential direction of the guide vanes 42 at the end on the nozzle plate 12 side is t2
  • the thickness of the guide vanes 42 in the axial direction toward the inner circumferential wall 22 And the thickness is minimized at the end on the inner circumferential wall 22 side. More specifically, the thickness of the guide vanes 42 at the end on the inner peripheral wall 22 side is zero in the embodiment shown in FIG. 4E, and in the embodiment shown in FIG. 4F at t3 (where t3 ⁇ t2). is there.
  • the shape of the pair of side surfaces 48, 49 (see FIGS. 4A to 4F) extending along the axial direction of the guide vanes 42 may include straight lines or curved lines in the cross section including the circumferential direction and the axial direction. It is also good.
  • At least one of the pair of side surfaces 48, 49 may include a straight line extending along the axial direction.
  • at least one of the pair of side surfaces 48, 49 may include a straight line that extends obliquely with respect to the axial direction.
  • at least one of the pair of side surfaces 48 and 49 is directed toward the upstream side of the exhaust gas flow in the circumferential direction from the nozzle plate 12 toward the inner circumferential wall 22 in the axial direction. Including a straight line extending obliquely.
  • At least one of the pair of side surfaces 48 and 49 includes a straight line that extends obliquely toward the downstream side of the exhaust gas flow in the circumferential direction from the nozzle plate 12 to the inner circumferential wall 22 in the axial direction. It is also good.
  • the pair of side surfaces 48, 49 may include straight lines substantially parallel to one another.
  • At least one of the pair of side surfaces 48, 49 includes a curve convex toward the upstream or downstream side of the exhaust gas flow in the circumferential direction. It may be In the exemplary embodiment shown in FIG. 4C, the pair of side surfaces 48 and 49 each include a curve that is convex toward the upstream side of the exhaust gas flow in the circumferential direction. Moreover, in the exemplary embodiment shown in FIG. 4F, one of the side surfaces 48 and 49 located downstream in the circumferential direction out of the pair of side surfaces 48 and 49 has a convex curve toward the upstream side of the exhaust gas flow in the circumferential direction. The other side 49 includes a straight line along the axial direction.
  • a representation representing a relative or absolute arrangement such as “in a direction”, “along a direction”, “parallel”, “orthogonal”, “center”, “concentric” or “coaxial”
  • a representation representing a relative or absolute arrangement such as “in a direction”, “along a direction”, “parallel”, “orthogonal”, “center”, “concentric” or “coaxial”
  • expressions that indicate that things such as “identical”, “equal” and “homogeneous” are equal states not only represent strictly equal states, but also have tolerances or differences with which the same function can be obtained. It also represents the existing state.
  • expressions representing shapes such as a square shape and a cylindrical shape not only indicate shapes such as a square shape and a cylindrical shape in a geometrically strict sense, but also within the range where the same effect can be obtained. Also, the shape including the uneven portion, the chamfered portion and the like shall be indicated. Moreover, in the present specification, the expressions “comprising”, “including” or “having” one component are not exclusive expressions excluding the presence of other components.

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Abstract

タービンは、タービンインペラと、前記タービンインペラを覆うように設けられ、前記タービンインペラの外周側に位置するスクロール流路を含むハウジングと、排ガス流れ方向において前記スクロール流路の下流側且つ前記タービンインペラの上流側に位置する中間流路に設けられるノズルベーンと、前記ハウジングのうち前記スクロール流路の内周側境界を画定する内周壁部に対して軸方向に隙間を空けて前記中間流路側に、前記中間流路に面して設けられるプレートと、前記軸方向において前記内周壁部と前記プレートとの間の前記隙間に設けられる少なくとも１つのガイドベーンと、を備え、前記少なくとも１つのガイドベーンは、第１端と、前記第１端に対して、径方向外側かつ周方向において前記排ガス流れ方向の下流側に位置する第２端と、を含む。

Description

タービン及びターボチャージャ
　本開示は、タービン及びターボチャージャに関する。
　タービンインペラに流入する排ガス流れを調整するノズルベーンを備えたターボチャージャが用いられている。
　例えば、特許文献１には、作動ガス（排ガス）が通るスクロールの内側に周方向に配列された複数のノズルベーンを備えたラジアルタービンを採用したターボチャージャが開示されている。このターボチャージャに用いられているノズルベーンは、前縁部及び後縁部において、ノズルベーン幅方向の両端部を、中央部に比べて圧力面側に膨出させた形状を有している。このようなノズルベーンの形状によって、前縁側においては作動ガスの衝突損失を低減し、後縁側においてはノズルから流出する作動ガスの流れを均一化してノズルベーン及び動翼における２次流れ損失を低減するようになっている。
特開２０１３－１３７０１７号公報
　ところで、本発明者らの鋭意検討の結果、ノズルベーンを備えたターボチャージャの運転中に、スクロール流路を形成するハウジングの壁面と、ノズルベーンが設けられる中間流路を形成するプレートとの間に形成される隙間において、流れの乱れが大きくなり、これにより、流体とハウジングとの間の熱伝達率が大きくなる傾向、あるいは、全圧が低下する傾向があることがわかった。このような熱伝達率の増加及び全圧の低下は、タービンにおける熱損失及び圧力損失の発生を意味する。そこで、タービンにおいて、このような熱損失や圧力損失を低減することが望まれる。
　上述の事情に鑑みて、本発明の少なくとも一実施形態は、流れの乱れに起因する熱損失又は圧力損失を低減可能なタービン及びターボチャージャを提供することを目的とする。
（１）本発明の少なくとも一実施形態に係るタービンは、
　タービンインペラと、
　前記タービンインペラを覆うように設けられ、前記タービンインペラの外周側に位置するスクロール流路を含むハウジングと、
　排ガス流れ方向において前記スクロール流路の下流側且つ前記タービンインペラの上流側に位置する中間流路に設けられるノズルベーンと、
　前記ハウジングのうち前記スクロール流路の内周側境界を画定する内周壁部に対して軸方向に隙間を空けて前記中間流路側に、前記中間流路に面して設けられるプレートと、
　前記軸方向において前記内周壁部と前記プレートとの間の前記隙間に設けられる少なくとも１つのガイドベーンと、を備え、
　前記少なくとも１つのガイドベーンは、
　　第１端と、
　　前記第１端に対して、径方向外側かつ周方向において前記排ガス流れ方向の下流側に位置する第２端と、を含む。
　上記（１）の構成によれば、内周壁部とプレートとの間の隙間に、第１端と、該第１端に対して径方向外側かつ周方向において排ガス流れ方向の下流側に位置する第２端と、を含むガイドベーンを設けたので、スクロール流路から上述の隙間に流入しようとする流れが、ガイドベーンによって、径方向外側且つ周方向において排ガス流れ方向の下流側に向かうように案内される。よって、スクロール流路を流れる排ガス流れが、上述の隙間に流入しにくくなるため、該隙間に排ガス流れが流入することによって生じ得る流れの乱れを未然に防ぐことができる。これにより、タービンにおいて、流れの乱れに起因する熱損失又は圧力損失を低減することができる。
（２）幾つかの実施形態では、上記（１）の構成において、
　前記少なくとも１つのガイドベーンは、前記内周壁部又は前記プレートの少なくとも一方の表面から、前記内周壁部又は前記プレートの他方に向かって前記軸方向に突出するように設けられる。
　上記（２）の構成によれば、ガイドベーンは、軸方向の隙間を形成する内周壁部とプレートとの間において軸方向高さを有するように設けられるので、スクロール流路から該隙間への排ガス流れの流入を効果的に抑制することができる。
（３）幾つかの実施形態では、上記（１）又は（２）の構成において、
　前記第１端は、前記隙間の内周側端部に位置し、
　前記第２端は、前記隙間の外周側端部に位置する。
　上記（３）の構成によれば、ガイドベーンの第１端が隙間の内周側端部に位置するようにしたので、隙間の内周側領域に排ガスが流入した場合、該排ガス流れをガイドベーンに沿って外周側へと案内しやすい。また、ガイドベーンの第２端が隙間の外周側端部に位置するようにしたので、該隙間よりも外周側に流れるように排ガス流れを案内することができる。よって、スクロール流路から該隙間への排ガス流れの流入を効果的に抑制することができる。
（４）幾つかの実施形態では、上記（１）乃至（３）の何れかの構成において、
　前記少なくとも１つのガイドベーンは、前記軸方向に直交する断面内において、前記スクロール流路に向かって凸の湾曲形状を有する。
　上記（４）の構成によれば、ガイドベーンが、軸方向に直交する断面内において、スクロール流路に向かって凸の湾曲形状を有するので、スクロール流路からの排ガス流れが隙間内に留まりにくくなるとともに、この排ガス流れを、ガイドベーンに沿って円滑に外周側かつ下流側へと案内することができる。よって、スクロール流路から該隙間への排ガス流れの流入を効果的に抑制することができる。
（５）幾つかの実施形態では、上記（１）乃至（４）の何れかの構成において、
　前記少なくとも１つのガイドベーンは、前記周方向に沿って配列される複数のガイドベーンを含み、
　前記複数のガイドベーンのうち少なくとも１つのガイドベーンの前記周方向における長さが、該ガイドベーンよりも前記周方向において前記排ガス流れの上流側に位置するガイドベーンの前記周方向における長さよりも長い。
　典型的なタービンでは、上述の溝の径方向長さは、周方向において排ガス流れの下流側に行くほど長くなる。上記（５）の構成では、周方向において排ガス流れの下流側に向かうにつれて、溝の径方向長さの増加に応じてガイドベーンの周方向長さが長くなるようにしたので、各周方向領域に配置されたガイドベーンによって、スクロール流路から該隙間への排ガス流れの流入を効果的に抑制することができる。
（６）幾つかの実施形態では、上記（１）乃至（５）の何れかの構成において、
　前記少なくとも１つのガイドベーンの前記軸方向における高さは、前記隙間の前記軸方向における高さの３０％以上である。
　上記（６）の構成によれば、ガイドベーンの軸方向における高さを、上述の隙間の軸方向における高さの３０％以上に設定したので、スクロール流路から該隙間への排ガス流れの流入を効果的に抑制することができる。
（７）幾つかの実施形態では、上記（１）乃至（６）の何れかの構成において、
　前記軸方向に直交する断面において、前記タービンの回転軸を中心として、スクロール舌部の位置における角度を０度とし、周方向における前記排ガス流れの向きを正の角度方向としたとき、前記少なくとも１つのガイドベーンは、２２０度以上３６０度以下の範囲内に位置する。
　本発明者らの知見によれば、スクロール流路の出口付近において、流れの乱れが特に大きくなり、流体とハウジングとの間の熱伝達率が大きくなる傾向、及び、全圧が低下する傾向が大きくなることが分かった。
　この点、上記（７）の構成によれば、周方向における上述の角度が２２０度以上３６０度以下の範囲内（即ちスクロール流路の出口付近）に、ガイドベーンを設けたので、当該周方向領域において、ガイドベーンによって径方向外側且つ下流側に向かうように排ガス流れが案内される。よって、当該周方向領域において、スクロール流路を流れる排ガス流れが、上述の隙間に流入するのを防ぐことができ、これにより、タービンにおける熱損失又は圧力損失を効果的に低減することができる。
（８）本発明の少なくとも一実施形態に係るターボチャージャは、
　上記（１）乃至（７）の何れか一項に記載のタービンと、
　前記タービンによって駆動されるように構成された圧縮機と、を備える。
　上記（８）の構成によれば、内周壁部とプレートとの間の隙間に、第１端と、該第１端に対して径方向外側かつ周方向において排ガス流れ方向の下流側に位置する第２端と、を含むガイドベーンを設けたので、スクロール流路から上述の隙間に流入しようとする流れが、ガイドベーンによって、径方向外側且つ周方向において排ガス流れ方向の下流側に向かうように案内される。よって、スクロール流路を流れる排ガス流れが、上述の隙間に流入しにくくなるため、該隙間に排ガス流れが流入することによって生じ得る流れの乱れを未然に防ぐことができる。これにより、タービンにおいて、流れの乱れに起因する熱損失又は圧力損失を低減することができる。
　本発明の少なくとも一実施形態によれば、流れの乱れに起因する熱損失又は圧力損失を低減可能な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の回転軸に沿った概略断面図である。 図１の部分的な拡大図である。 図１に示すタービンの回転軸に直交する概略断面図である。 一実施形態に係るガイドベーンの周方向及び軸方向を含む概略断面図である。 一実施形態に係るガイドベーンの周方向及び軸方向を含む概略断面図である。 一実施形態に係るガイドベーンの周方向及び軸方向を含む概略断面図である。 一実施形態に係るガイドベーンの周方向及び軸方向を含む概略断面図である。 一実施形態に係るガイドベーンの周方向及び軸方向を含む概略断面図である。 一実施形態に係るガイドベーンの周方向及び軸方向を含む概略断面図である。
　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。
　まず、幾つかの実施形態に係るターボチャージャの全体構成について説明する。
　図１は、一実施形態に係るターボチャージャの回転軸Ｏに沿った概略断面図である。図１に示すように、ターボチャージャ１００は、不図示のエンジンからの排ガスにより回転駆動されるように構成されたタービンインペラ４を含むタービン１と、軸受３によって回転可能に支持される回転シャフト２を介してタービン１と接続されたコンプレッサ（不図示）と、を備える。コンプレッサは、タービンインペラ４の回転により同軸駆動されて、エンジンへの吸気を圧縮するように構成されている。
　なお、図１に示すタービン１は、作動流体である排ガスが半径方向に流入するラジアルタービンであるが、タービン１の作動方式はこれに限定されない。例えば、幾つかの実施形態では、タービン１は、流入する作動流体が半径方向及び軸方向の速度成分を有する斜流タービンであってもよい。
　タービンインペラ４は、該タービンインペラ４を覆うように設けられたハウジング６に収容されており、回転シャフト２に連結されるハブ１７と、ハブ１７の外周面に周方向に配列される複数の動翼５とを含む。
　ハウジング６は、タービンインペラ４の外周側に位置するスクロール流路８と、スクロール流路８の内周側境界９を画定する内周壁部２２と、を含む。なお、図１に示すように、ハウジング６は、タービンインペラ４を収容する部分であるタービンハウジング６ａと、軸受３を収容する部分である軸受ハウジング６ｂと、を含んでいてもよい。
　タービンインペラ４の外周側には、スクロール流路８からタービンインペラ４へと流入する排ガス流れが通過する中間流路１０が形成されている。すなわち、中間流路１０は、排ガス流れ方向において、スクロール流路８の下流側かつタービンインペラ４の上流側に位置している。
　中間流路１０には、タービンインペラ４に流入する排ガス流れを調節するための複数のノズルベーン１４が周方向に配列されている。
　中間流路１０は、ノズルベーン１４が取り付けられるノズルマウント１６と、タービン１の軸方向（以下、単に「軸方向」ともいう。）においてノズルベーン１４を挟んで反対側に設けられたノズルプレート１２（本発明のプレート）との間に形成される。ノズルマウント１６は、ボルト（不図示）等によって軸受ハウジング６ｂに固定されている。ノズルマウント１６とノズルプレート１２との間には、例えば軸方向に延びる柱状部材（不図示）等が設けられており、該柱状部材等によって、ノズルプレート１２がノズルマウント１６から軸方向に離間して支持されている。ノズルプレート１２とハウジング６の内周壁部２２との間には、環状のシール部材２６が設けられており、スクロール流路８からタービンインペラ４の下流側の空間への排ガスの漏れ（即ちタービンインペラ４を介さない排ガスの漏れ）が抑制されるようになっている。
　ノズルベーン１４は、ノズルマウント１６とノズルプレート１２との間に延びる翼型部を含む。
　複数のノズルベーン１４の各々は、ノズルシャフト２０を介してレバープレート１８の一端側に連結されている。また、レバープレート１８の他端側は、円盤状のドライブリング１９に連結されている。
　ドライブリング１９は、アクチュエータ（不図示）により駆動されて回転軸Ｏを中心として回転可能になっている。ドライブリング１９が回転すると、各レバープレート１８が回転し、これに伴い、ノズルシャフト２０が、軸方向に沿った回動軸Ｑを中心として回動して、該ノズルシャフト２０を介してノズルベーン１４の開度（翼角）が変化するように構成されている。
　このように構成されるターボチャージャ１００のタービン１では、入口流路３０（図２参照）から流入してスクロール流路８を流れた排ガス（図１及び図２の矢印Ｇ参照）は、ノズルマウント１６とノズルプレート１２との間の中間流路１０に流れ込み、ノズルベーン１４によって流れ方向が制御されて、ハウジング６の中心部へと流れる。そして、タービンインペラ４に作用した後に、排気出口７から外部に排出される。
　また、ノズルベーン１４の開度を、タービン１に流入する排ガス流量に応じて適切に変化させることにより、ハウジング６内の排ガス通路面積を変化させて、タービンインペラ４への排ガスの流速を調節し、良好なタービン効率を得ることができる。
　以下、幾つかの実施形態に係るタービン１の特徴について説明する。
　図２は、図１の部分的な拡大図であり、図３は、図１に示すタービン１の回転軸Ｏに直交する概略断面図である。なお、図３は、図１に示す矢印Ｂの方向にタービン１を視た図であり、説明の簡略化のため、ハウジング６のうちスクロール流路８を含む部分の断面、ノズルプレート１２、ノズルベーン１４、及び後述するガイドベーン４２（４２Ａ～４２Ｅ）が示されており、タービンインペラ４等の図示を省略している。
　図２に示すように、ノズルプレート１２（プレート）は、ハウジング６の内周壁部２２に対して、軸方向に隙間２４を空けて中間流路１０側に、該中間流路１０に面して設けられる。そして、タービン１は、隙間２４に設けられる少なくとも１つのガイドベーン４２を含む。図示する実施形態では、図３に示すように、タービン１の隙間２４には、複数のガイドベーン４２（４２Ａ～４２Ｅ）が周方向に沿って配列されている。以下、複数のガイドベーン４２Ａ～４２Ｅを、まとめてガイドベーン４２と表記する場合がある。
　図２及び図３に示すように、ガイドベーン４２の各々は、第１端４４と、第１端４４に対して、径方向外側かつ周方向において排ガス流れ方向の下流側に位置する第２端４６と、を含む。
　上述の実施形態によれば、内周壁部２２とノズルプレート１２との間の隙間２４に上述のガイドベーン４２を設けたので、スクロール流路８から隙間２４に流入しようとする排ガスの流れが、ガイドベーン４２によって、径方向外側且つ周方向において排ガス流れ方向の下流側に向かうように案内される。よって、スクロール流路８を流れる排ガス流れが隙間２４に流入しにくくなるため、該隙間２４に排ガス流れが流入することによって生じ得る流れの乱れを未然に防ぐことができる。これにより、タービン１において、流れの乱れに起因する熱損失又は圧力損失を低減することができる。
　幾つかの実施形態では、ガイドベーン４２は、内周壁部２２又はノズルプレート１２の少なくとも一方の表面から、内周壁部２２又はノズルプレート１２の他方に向かって軸方向に突出するように設けられる。
　例えば、図２に示す例示的な実施形態では、隙間２４は、回転軸Ｏの直交方向に沿った内周壁部２２の表面２３と、ノズルプレート１２の両側の表面１１，１３のうち、内周壁部２２の表面２３に対向する表面１１との間に形成されている。そして、ガイドベーン４２は、ノズルプレート１２の表面１１から、内周壁部２２に向かって軸方向に突出するように設けられている。
　幾つかの実施形態では、ガイドベーン４２は、内周壁部２２の表面２３から、ノズルプレート１２に向かって軸方向に突出するように設けられていてもよい。また、幾つかの実施形態では、ガイドベーン４２は、内周壁部２２の表面２３及びノズルプレート１２の表面１１から軸方向突出するように設けられていてもよい。
　この場合、ガイドベーン４２は、軸方向の隙間２４を形成する内周壁部２２とノズルプレート１２との間において軸方向高さを有するように設けられるので、スクロール流路８から該隙間２４への排ガス流れの流入を効果的に抑制することができる。
　ガイドベーン４２の軸方向における高さＨ（図２参照）は、隙間２４の軸方向における高さＤ（図２参照）の３０％以上であってもよい。
　このように、ガイドベーン４２の軸方向における高さＨを、隙間２４の軸方向における高さＤの３０％以上に設定することにより、スクロール流路８から隙間２４への排ガス流れの流入を効果的に抑制することができる。
　幾つかの実施形態では、ガイドベーン４２の第１端４４は、隙間２４の内周側端部２４ａに位置し、ガイドベーン４２の第２端４６は、前記隙間２４の外周側端部２４ｂに位置する。
　例えば、図示する実施形態の場合、図２に示すように、隙間２４は、径方向において、内周壁部２２の延在範囲に対応した径方向領域に形成されている。したがって、図２及び図３に示すように、隙間２４の内周側端部２４ａは、該隙間２４のうち、内周壁部２２の表面２３の内周側端２３ａの径方向位置を含む部分であり、隙間２４の外周側端部２４ｂは、該隙間２４のうち、内周壁部２２の表面２３の外周側端２３ｂの径方向位置を含む部分である。
　このように、ガイドベーン４２の第１端４４が隙間２４の内周側端部２４ａに位置するようにしたので、隙間２４の内周側領域に排ガスが流入した場合、該排ガス流れをガイドベーン４２に沿って外周側へと案内しやすい。また、ガイドベーン４２の第２端４６が隙間２４の外周側端部２４ｂに位置するようにしたので、該隙間２４よりも外周側に流れるように排ガス流れを案内することができる。よって、スクロール流路８から該隙間２４への排ガス流れの流入を効果的に抑制することができる。
　幾つかの実施形態では、ガイドベーン４２は、軸方向に直交する断面内において、スクロール流路８に向かって凸の湾曲形状を有する。言い換えると、幾つかの実施形態では、ガイドベーン４２は、軸方向に直交する断面内において、回転軸Ｏから径方向外側に向かって視たときに、凹湾曲形状を有する。
　例えば、図示する実施形態では、図３に示すように、ガイドベーン４２Ａ～４２Ｅの各々は、スクロール流路８に向かって凸の湾曲形状を有している。
　このように、ガイドベーン４２が、軸方向に直交する断面内において、スクロール流路８に向かって凸の湾曲形状を有するので、スクロール流路８からの排ガス流れが隙間２４内に留まりにくくなるとともに、この排ガス流れを、ガイドベーン４２に沿って円滑に外周側かつ下流側へと案内することができる。よって、スクロール流路８から該隙間２４への排ガス流れの流入を効果的に抑制することができる。
　幾つかの実施形態では、複数のガイドベーン４２のうち少なくとも１つのガイドベーン４２の周方向における長さが、該ガイドベーン４２よりも周方向において排ガス流れの上流側に位置するガイドベーン４２の周方向における長さよりも長い。
　例えば、図３に示すタービン１において、複数のガイドベーン４２Ａ～４２Ｅのうち、ガイドベーン４２Ｅの周方向における長さＬＥは、該ガイドベーン４２Ｅよりも上流側に位置するガイドベーン４２Ａ～４２Ｄの周方向における長さＬＡ～ＬＤよりも長い。なお、図３に示すタービン１では、複数のガイドベーン４２Ａ～４２Ｅは、排ガス流れの下流側に位置するものほど周方向長さが長い。すなわち、複数のガイドベーン４２Ａ～４２Ｅのそれぞれの周方向長さＬＡ～ＬＥは、ＬＡ＜ＬＢ＜ＬＣ＜ＬＤ＜ＬＥを満たす。
　典型的なタービンでは、上述の隙間２４の径方向長さは、周方向において排ガス流れの下流側に向かうほど長くなる。
　例えば、図３に示す例示的な実施形態では、内周壁部２２の表面２３の内周側端２３ａの径方向位置は、周方向の全域において大きく変化しないのに対し、外周側端２３ｂは、周方向において排ガス流れの下流側に向かうほど径方向外側に位置する。よって、図３に示す実施形態において、隙間２４の径方向長さは、周方向において排ガス流れの下流側に向かうほど長くなる。
　この点、上述の実施形態では、周方向において排ガス流れの下流側に向かうにつれて、隙間２４の径方向長さの増加に応じてガイドベーン４２の周方向長さが長くなるようにしたので、各周方向領域に配置されたガイドベーン４２によって、スクロール流路８から該隙間２４への排ガス流れの流入を効果的に抑制することができる。
　幾つかの実施形態では、軸方向に直交する断面において、タービン１の回転軸Ｏを中心として、スクロール舌部３２の位置における角度を０度（図３参照）とし、周方向における排ガス流れの向きを正の角度方向としたとき、少なくとも１つのガイドベーン４２は、２２０度以上３６０度以下の範囲内に位置する。なお、図３中の斜線で示す範囲Ｒ１は、上記角度範囲（２２０度以上３６０度以下の範囲）を示し、角度φは、上記範囲内の角度の一例を示す。なお、スクロール舌部３２とは、ハウジング６のうち、スクロール流路８を形成するスクロール部の巻き始めと巻き終わりの接続部である。
　例えば、図３に示す例示的な実施形態では、複数のガイドベーン４２Ａ～４２Ｅのうち、ガイドベーン４２Ｄ、４２Ｅが、上記角度範囲Ｒ１内に位置する。
　本発明者らの知見によれば、スクロール流路８の出口付近において、流れの乱れが特に大きくなり、流体（排ガス）とハウジング６との間の熱伝達率が大きくなる傾向、及び、ハウジング６内の全圧が低下する傾向が大きくなることが分かった。
　この点、上述の実施形態では、周方向における上述の角度が２２０度以上３６０度以下の範囲Ｒ１内（即ちスクロール流路８の出口付近）に少なくとも１つのガイドベーン４２を設けたので、当該周方向領域において、ガイドベーン４２によって径方向外側且つ下流側に向かうように排ガス流れが案内される。よって、当該周方向領域において、スクロール流路８を流れる排ガス流れが、隙間２４に流入するのを防ぐことができ、これにより、タービン１における熱損失又は圧力損失を効果的に低減することができる。
　図４Ａ～図４Ｆは、それぞれ、一実施形態に係るガイドベーン４２の周方向及び軸方向を含む概略断面図である。
　ガイドベーン４２の周方向及び軸方向を含む断面の形状は特に限定されず、例えば図４Ａ～図４Ｆに示すように、様々な形状を有していてもよい。
　例えば、図４Ａに示す実施形態では、ガイドベーン４２の軸方向における一端は内周壁部２２の表面２３に接続されており、他端はノズルプレート１２の表面１１に接続されている。すなわち、ガイドベーン４２は、内周壁部２２の表面２３及びノズルプレート１２の表面１１から軸方向に突出するように設けられている。この実施形態では、ガイドベーン４２の軸方向における高さＨは、隙間２４の軸方向における高さＤに等しい。
　また、図４Ｂ～図４Ｆに示す実施形態では、ガイドベーン４２の軸方向における一端がノズルプレート１２の表面１１に接続されており、ガイドベーン４２は、ノズルプレート１２の表面１１から内周壁部２２に向かって軸方向に突出するように設けられている。これらの実施形態では、ガイドベーン４２の軸方向における高さＨは、隙間２４の軸方向における高さＤよりも小さい。
　また、特に図示しないが、他の実施形態では、ガイドベーン４２の軸方向における一端が内周壁部２２の表面２３に接続されており、ガイドベーン４２は、内周壁部２２の表面２３からノズルプレート１２に向かって軸方向に突出するように設けられていてもよい。この場合、ガイドベーン４２の軸方向における高さＨは、隙間２４の軸方向における高さＤよりも小さい。
　図４Ａ～図４Ｄに示す実施形態では、ガイドベーン４２の周方向における厚さは、軸方向においてｔ１で一定である。
　幾つかの実施形態では、図４Ｅ及び図４Ｆに示すように、軸方向においてガイドベーン４２の周方向における厚さが変化していてもよい。例えば、図４Ｅ、図４Ｆに示す実施形態では、ノズルプレート１２側の端部においてガイドベーン４２の周方向における厚さはｔ２であり、軸方向において内周壁部２２に向かうにつれてガイドベーン４２の厚さが減少し、内周壁部２２側の端部において該厚さが最小となっている。より具体的には、内周壁部２２側の端部におけるガイドベーン４２の厚さは、図４Ｅに示す実施形態ではゼロであり、図４Ｆに示す実施形態では、ｔ３（ただしｔ３＜ｔ２）である。
　ガイドベーン４２の軸方向に沿って延びる一対の側面４８，４９（図４Ａ～４Ｆ参照）の形状は、周方向及び軸方向を含む断面において、直線を含んでいてもよく、曲線を含んでいてもよい。
　幾つかの実施形態では、例えば図４Ａ、図４Ｂ及び図４Ｅに示すように、一対の側面４８，４９のうち少なくとも一方は、軸方向に沿って延びる直線を含んでいてもよい。
　幾つかの実施形態では、例えば図４Ｄ及び図４Ｅに示すように、一対の側面４８，４９のうち少なくとも一方は、軸方向に対して傾斜して延びる直線を含んでいてもよい。なお、図４Ｄ及び図４Ｅに示す例示的な実施形態では、一対の側面４８，４９の少なくとも一方は、軸方向においてノズルプレート１２から内周壁部２２に向かうにつれて周方向における排ガス流れ上流側に向かって傾斜して延びる直線を含む。他の実施形態では、一対の側面４８，４９の少なくとも一方は、軸方向においてノズルプレート１２から内周壁部２２に向かうにつれて周方向における排ガス流れ下流側に向かって傾斜して延びる直線を含んでいてもよい。
　幾つかの実施形態では、例えば図４Ａ、図４Ｂ及び図４Ｄに示すように、一対の側面４８，４９は互いに略平行な直線を含んでいてもよい。
　幾つかの実施形態では、例えば図４Ｃ及び図４Ｆに示すように、一対の側面４８，４９のうち少なくとも一方は、周方向において排ガス流れの上流側又は下流側に向かって凸の曲線を含んでいてもよい。なお、図４Ｃに示す例示的な実施形態では、一対の側面４８，４９は、それぞれ、周方向において排ガス流れの上流側に向かって凸の曲線を含んでいる。また、図４Ｆに示す例示的な実施形態では、一対の側面４８，４９のうち、周方向において下流側に位置する一方の側面４８は周方向において排ガス流れの上流側に向かって凸の曲線を含み、他方の側面４９は軸方向に沿った直線を含む。
　以上、本発明の実施形態について説明したが、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。
　本明細書において、「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。
　また、本明細書において、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。
　また、本明細書において、一の構成要素を「備える」、「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。
１　　　タービン
２　　　回転シャフト
３　　　軸受
４　　　タービンインペラ
５　　　動翼
６　　　ハウジング
６ａ　　タービンハウジング
６ｂ　　軸受ハウジング
７　　　排気出口
８　　　スクロール流路
９　　　内周側境界
１０　　中間流路
１１　　表面
１２　　ノズルプレート
１３　　表面
１４　　ノズルベーン
１６　　ノズルマウント
１７　　ハブ
１８　　レバープレート
１９　　ドライブリング
２０　　ノズルシャフト
２２　　内周壁部
２３　　表面
２３ａ　内周側端
２３ｂ　外周側端
２４　　隙間
２４ａ　内周側端部
２４ｂ　外周側端部
２６　　シール部材
３０　　入口流路
３２　　スクロール舌部
３４　　前縁
３６　　後縁
３８　　圧力面
４０　　負圧面
４２，４２Ａ～４２Ｆ　　ガイドベーン
４４　　第１端
４６　　第２端
４８　　側面
４９　　側面
１００　ターボチャージャ
Ｏ　　　回転軸
Ｑ　　　回動軸

Claims (8)

  1. 　タービンインペラと、
    　前記タービンインペラを覆うように設けられ、前記タービンインペラの外周側に位置するスクロール流路を含むハウジングと、
    　排ガス流れ方向において前記スクロール流路の下流側且つ前記タービンインペラの上流側に位置する中間流路に設けられるノズルベーンと、
    　前記ハウジングのうち前記スクロール流路の内周側境界を画定する内周壁部に対して軸方向に隙間を空けて前記中間流路側に、前記中間流路に面して設けられるプレートと、
    　前記軸方向において前記内周壁部と前記プレートとの間の前記隙間に設けられる少なくとも１つのガイドベーンと、を備え、
    　前記少なくとも１つのガイドベーンは、
    　　第１端と、
    　　前記第１端に対して、径方向外側かつ周方向において前記排ガス流れ方向の下流側に位置する第２端と、を含む
    ことを特徴とするタービン。
  2. 　前記少なくとも１つのガイドベーンは、前記内周壁部又は前記プレートの少なくとも一方の表面から、前記内周壁部又は前記プレートの他方に向かって前記軸方向に突出するように設けられた
    ことを特徴とする請求項１に記載のタービン。
  3. 　前記第１端は、前記隙間の内周側端部に位置し、
    　前記第２端は、前記隙間の外周側端部に位置する
    ことを特徴とする請求項１又は２に記載のタービン。
  4. 　前記少なくとも１つのガイドベーンは、前記軸方向に直交する断面内において、前記スクロール流路に向かって凸の湾曲形状を有する
    ことを特徴とする請求項１乃至３の何れか一項に記載のタービン。
  5. 　前記少なくとも１つのガイドベーンは、前記周方向に沿って配列される複数のガイドベーンを含み、
    　前記複数のガイドベーンのうち少なくとも１つのガイドベーンの前記周方向における長さが、該ガイドベーンよりも前記周方向において前記排ガス流れの上流側に位置するガイドベーンの前記周方向における長さよりも長い
    ことを特徴とする請求項１乃至４の何れか一項に記載のタービン。
  6. 　前記少なくとも１つのガイドベーンの前記軸方向における高さは、前記隙間の前記軸方向における高さの３０％以上である
    ことを特徴とする請求項１乃至５の何れか一項に記載のタービン。
  7. 　前記軸方向に直交する断面において、前記タービンの回転軸を中心として、スクロール舌部の位置における角度を０度とし、周方向における前記排ガス流れの向きを正の角度方向としたとき、前記少なくとも１つのガイドベーンは、２２０度以上３６０度以下の範囲内に位置する
    ことを特徴とする請求項１乃至６の何れか一項に記載のタービン。
  8. 　請求項１乃至７の何れか一項に記載のタービンと、
    　前記タービンによって駆動されるように構成された圧縮機と、を備える
    ことを特徴とするターボチャージャ。
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