专利名称：共形叶尖隔板翼型的制作方法
技术领域：
本发明总的说涉及燃气涡轮发动机，更具体地说，是其中的涡轮 叶片。
背景技术：
在燃气涡轮发动机中，空气在压缩机内被加压，并在燃烧室内和 燃料混合产生燃烧气体.各涡轮级从燃烧气体提取能量，为发动机提 供动力并做功。高压涡轮(HPT)紧接在燃烧室后面并从最热的燃烧气体提取能 量，通过一条驱动轴为上游的压缩机提供动力。低压涡轮(LPT)接 在HPT后面并从燃烧气体提取额外的能量，为另一条驱动轴提供动 力。LPT为涡轮风机航空发动机中的上游风扇提供动力，或者为海洋 和工业应用的外部轴提供动力。发动机效率和燃料消耗率(SFC )在现代燃气涡轮发动机中是最重 要的设计目标。各种涡轮转子叶片和它们的相应喷口翼片具有精确构 建的空气动力学表面，以控制其上的速度和压力分布，力求使空气动 力学效率最大.叶片和翼片的相应翼型具有普通凹压力面和普通凸吸力面，它们 沿轴伸展在相对的前缘和尾缘之间的翼弦中.翼型在径向截面内具有 新月形轮廓，其宽度从前缘迅速增大到最大宽度区，然后逐渐减小至 尾缘。翼型翼型的圆周方向或横向相对侧也沿径向伸展在从叶根至梢部 的跨度内。 一般翼型具有薄的侧壁，用超级合金铸成，其内冷却回路 具有各种实施例，它们是专门为在运行中保持最大效率的同时有效地 冷却翼型而设计的。但是，从整行单个翼型的三维(3D)结构，和翼肋中导引在各翼 型之间的相应复杂的燃烧气体流看来，涡轮翼型的空气动力学设计是 非常复杂的。除了这种结构和环境的复杂性而外，还有涡轮叶片径向 外梢周围的特殊流场，它们在运行中在包围的固定护罩内高速旋转。叶片叶尖和涡轮护罩之间的运行间隙应尽可能小，以使通过的燃烧气体流动泄漏最小，同时还允许叶片和护罩热膨胀和收缩，而在旋 转叶尖和固定护罩之间没有不希望有的摩擦。在运行中，涡轮行中各叶片驱动支撑转子盘旋转，此时翼型的吸 力面处在相对翼型压力面的前头。各翼型一般是从转子盘的周边沿径 向从叶根至叶尖扭转的，且前缘是与发动机轴向中心轴线倾斜地面朝 上游，以便与协同工作的喷口翼片的倾斜排气涡旋角匹配。燃烧气体 通常是沿下游轴线方向流动，其周向或切向分量首先在一个流动方向 与翼型前缘接触，然后在另一个不同流动方向在其尾缘上方离开翼 型。翼型的压力面和吸力面具有各自不同的3D轮廓，以使其间的不均 匀压力和从热燃烧气体提取的能量最大。凹压力面和凸吸力面使得其上的速度和压力分布不同，它们在前缘和尾缘之间从叶根至叶尖产生 相应的变化。但是，泄漏过翼型叶尖的燃烧气体在要求的叶尖间隙下 几乎不作什么有用功。使涡轮叶片的设计进一步复杂化的是外露的或叶片叶尖，它们浸 泡在运行中泄漏到上面的燃烧气体中，并要求适当地冷却，以保证涡 轮叶片在运行中有较长的寿命。现代涡轮叶片结构中一般包括鸣声器叶尖翼肋，它们是翼型压力 面和吸力面从前缘至尾缘的径向伸出小段。叶尖翼肋一般为矩形截面 且在横向即周向是隔开的，以便在翼型顶部限定一个开放的叶尖气 孔，此气孔有一个整体梢层，它把典型的空心翼型和内冷却回路包围 在气孔内。小的叶尖翼肋在万一叶尖摩擦时提供牺牲材料，以保护叶尖层和 内冷却回路不被损坏。此叶尖翼肋增加了燃烧气体流场的复杂性，引 起局部二次场，因而影响涡轮效率，流动泄漏和叶尖的冷却。燃烧气体的主要流动方向是沿相邻叶片之间界定的流动通导的轴 向下游方向。轴向流束也沿径向从每个翼型的叶根至叶尖变化。而且， 这些轴向和径向流动变化还在翼型叶尖上方(此处燃烧气体在每个翼 型的压力面和吸力面之间泄漏)被进一步复合。因而，以前的技术具有各种各样的涡轮叶片叶尖，它们有不同的 问题和性能考虑，包括涡轮效率，叶尖泄漏，和叶尖冷却。这三个重 要考虑至少是部分相互关联的，但是，在翼型叶尖不同压力面和吸力
面上方和前缘及尾缘之间的复杂3D流场，使得对它的评估相当复杂。 然而，现代计算机流体动力学(CFD)包含功能强大的软件，它改善了对燃气涡轮发动机中复杂3D流束的数学分析能力，并提供一种实现涡轮叶片设计得以进一步改善的机制。举例来说，人们希望通过减少叶尖流泄漏，或增加涡轮效率，或改善叶尖冷却，或者这些因素单独的或共同的任意组合，来改进涡轮叶片叶尖的设计。 发明内容涡轮叶片包括具有从叶尖层伸出的第一和第二叶尖翼肋的翼型叶 尖.这些翼肋沿叶片相对的压力面和吸力面伸展，并在相对的前缘和 尾缘处连在一起。 一块与第二翼肋相似的叶尖隔板被横向嵌套在各翼 肋之间，把翼型叶尖分叉成沿相应压力面和吸力面伸展的第一和第二 叶尖气孔。
下面参照附图，对本发明的一些优选实施例及它的其它目的和优 点，进行更详细的具体说明，附图中图l是第一级涡轮转子叶片例的局部剖视轴视图。 图2是沿图1中2-2线的通过翼型的径向剖视图. 图3是图1中翼型叶尖的顶视图。图4是连同周围的涡轮护罩的、沿图1中4-4线通过翼型叶尖的 横向径向剖视图。
具体实施方式
图1所示为用于燃气涡轮发动机HPT内的第一级涡轮转子叶片的 例子IO。此叶片一般是用超级合金铸造而成，包括翼型12，在其叶根 的平台14，和支撑燕尾16 (—个整体的单件组件)。燕尾16可以是如图1所示的任意普通形式轴向进入燕尾，它将叶 片安装在支撑转子盘(未示出)周边的相应燕尾槽内。此盘支撑着一 整行叶片，它们沿周向彼此隔开，在其间形成叶片中间的流通道。运行过程中，燃烧气体18是在发动机(未示出)的燃烧室内产生 的，并被适当向下游导引至相应的涡轮叶片IO上方，叶片从燃烧气体 提取能量，为支撑转子盘提供动力。单个平台H为燃烧气体提供径向 内边界，并连接整行涡轮叶片中的各相邻平台。 图1和2中所示的翼型12包括周向或横向相对侧的压力面和吸力 面20、 22，它们沿轴伸展在相对前缘和尾缘24，26之间的翼弦内，且 翼型沿径向伸展在从翼型叶根28的跨度内，以终止在径向外叶尖盖即 叶尖30内。翼型压力面20—般是在前缘和尾缘之间为凹陷的，与前 缘和尾缘之间的通常为凸出的翼型吸力面22互补.翼型的压力面和吸力面20、 22的外表面具有典型的新月形状即轮 廓，通常做成能影响它们在运行中的相应速度和压力分布，以最大限 度地从气体中提取能量。图2表示一例翼型径向截面及其典型的新月形轮廓，它按需要从 翼型的叶根至叶尖部适当地变化，以从燃烧气体提取能量。各种径向 截面的共同点是，翼型的横向宽度W从前缘24以后急剧增加到最大 宽度的驼峰位置(正好在翼型中弦前)，然后翼型宽度逐渐减小至窄 即薄的尾缘26。翼型12—般是空心的并包括一个内冷却回路32，后者可以具有任 意惯用结构，如图中所示的两个三通路蛇形回路，它们终止于前缘后 和尾缘前的相应流通路内。此冷却回路穿过平台和燕尾，在燕尾底座 内具有相应的入口，用来以任意惯用方式从发动机的压缩机(未示出) 接收已加压的冷却空气34。按这种方式，叶片从叶根到叶尖并在前缘和尾缘之间被内冷却空 气从内部冷却，然后空气可通过在普通尺寸和结构的各行薄膜冷却孔 内的薄翼型侧壁排出。由于翼型的前缘一般承受着最热的入射燃烧气体，将以任何适当 的方式为它提供专用的冷却。同时翼型薄尾缘区域一般包括一行压力 面前缘冷却槽，用来排出部分用过的冷却空气。如上所述，最初示于图1的涡轮翼型12具有精确构建的3D外轮 廓，当燃烧气体18沿轴向下游方向从前缘24流向尾缘26时，此轮廓将影响燃烧气体的速度和压力分布。叶片被固定在支撑盘的周边并在 运行时旋转，从而在燃烧气体中产生二次流场，此时燃烧气体沿翼型 的长度具有典型的径向朝外迁移。另外，燃烧气体在翼型压力面20上的相对压力高于沿翼型吸力面 的压力，同时连同叶片在运行时相应的旋转，当燃烧气体在运行时径 向朝上并越过外露的翼型叶尖30流动时，将在燃烧气体流场内引起进
一步的二次或三次偏差。上述涡轮转子叶片在结构和运行上可以是普通的，可用于包括HPT第一级等燃气涡轮发动机中'然后可对此普通叶片按下面所述进 行修改，使翼型叶尖30包括第一和第二鳴声器叶尖翼肋36、 38，后者 分别是翼型压力面和吸力面即侧壁20、 22的径向整体延伸，且轮廓或 曲率与其一致。第一即压力面翼肋36按翼弦与翼型的凹压力面20的形状或轮廓 一致，相应地，笫二即吸力面翼肋38的弦轮廓与翼型的凸吸力面22 一致。两个翼肋36、 38在翼型前缘24和比较薄的翼型尾缘26处整体 地连在一起。两翼肋36、 38从相同高度处的公共叶尖层40沿跨度或标高径向 朝外伸展，并提供围绕翼型叶尖的完整周围边界，这些翼肋在空气动 力学轮廓上与相应的翼型压力面和吸力面一致。叶尖层40—般是实心 的，但可以有小的冷却孔或尘埃孔(未示出)，以按任何惯常方式从 内冷却回路排出一些用过的空气。如图1和3所示，翼型叶尖还包括一个拱形或凸形叶尖隔板即翼 肋42，它沿弦在相对的前缘和尾缘24、 26之间向后伸展。此叶尖隔板 42沿周向即横向被嵌套在两翼肋36、 38之间，使在空气动力学轮廓上 与限制翼型凸吸力面的凸第二翼肋38相一致。嵌套隔板将翼型叶尖30 分叉成在分离隔板相对面上的第一和第二叶尖气孔44、 46，这些气孔 从外面被相应的翼肋36、 38所限制。如上所述，两翼肋36、 38提供相应的压力和真空側壁短径向延伸， 并引入凹陷的叶尖气孔，以改善涡轮叶片的性能和寿命.小的翼肋可 适应涡轮内偶尔的叶尖摩擦，并由此保护冷却回路32。但叶尖气孔还 提供一个局部区域，当燃烧气体泄漏到压力面和吸力面之间的叶尖上 方时，运行中燃烧气体在这个区域上方流动。叶尖隔板42按弦长比第二叶尖翼肋38短些，但为改善叶片性能 共用其空气动力学凸形轮廓。隔板42的凸弦轮廓与第二翼肋38的凸 弦轮廓一致而且适当短些，所以笫二叶尖气孔46沿翼型较薄的收缩后 部内的压力面的第一翼肋36伸至第一 叶尖气孔44的后面。图4的径向剖视图显示处在适当地安装在普通涡轮护罩48内的限 制压力面和吸力面翼肋36、 38之间的共形叶尖隔板42 (显示了相关的
部分)。建议将翼型叶尖用普通超级合金做成普通整体铸件。两翼肋36、 38和共形叶尖隔板42被安置在一个整体组件内，它 们离叶尖层40具有共同的标高或跨度，以形成共平面的径向外叶尖表 面，此表面与周围涡轮护罩48的内表面形成比较小的间隙。这样一来， 在运行中燃烧气体18在翼型叶尖上方和通过叶片-护罩间隙的泄漏可 能最小。图3所示的翼型，包括它的叶尖，在相对的前缘和尾缘之间具有 典型的新月形空气动力学轮廓，并包括拱形弧线50，它代表相对的压 力面和吸力面之间的平均或中平面。压力面20是凹形的，且第一叶尖 翼肋36是它在凹形轮廓上与之一致的径向延伸。相对的吸力面22是 凸形的，且第二翼肋38由此径向朝外伸展而平滑地与它相接。相应地，叶尖隔板42被引入相对的叶尖翼肋36、 38之间并大致 沿着翼型的拱形弧线50，因而叶尖隔板本身按弦轮廓是凸形的，且在 凸形轮廓上与第二翼肋38的相应凸形轮廓一致。如最初在图2中所示，翼型12的横向宽度W从前缘24向后增加 即发散至驼峰52，它在特定的径向截面具有最大横向宽度。然后，翼 型12的宽度从该驼峰52向后朝尾缘26减小即收敛。所产生的翼型轮 廓在翼型的前部或一半处具有比较大的凸形曲率.而在翼型的收敛部 或一半处具有比较小的曲率，使得翼型在尾缘处比较薄。如图3所示，在翼型叶尖驼峰52处，最好把凸形叶尖隔板42在翼型叶尖横向中点隔开在相对的第一和第二翼肋36、 38之间，以大致沿 着这部分弧线50。在这种结构中，在翼型叶尖的全部驼峰区域，凸形 隔板42与凸形第二翼肋38比与相对的第一翼肋36更一致。因为图3所示的第一翼肋36是跟随翼型压力面20的凹形轮廓，它 的外表面是类似的凹形，但它的内表面为相应的凸形，由它限制第一 气孔44。相应地，第二翼肋38跟随吸力面22的凸轮廓，且第二翼肋38的 外表面与吸力面共平面，凸度也相等，而第二翼肋38的内侧面为相应 的凹形，由它限制第二叶尖气孔46。叶尖隔板42跟随第二翼肋38的凸轮廓，因此有一个面对第二翼 助38的凸形外表面，和面对相对的笫一翼肋36的相应凹形内表面。图4所示的第二翼肋38和叶尖隔板42具有普通矩形径向截面，并 均分25-35密耳(0.6 - 0.9mm)的共有厚度，其共同高度约为40密 耳(1.0 mm)。图4所示的第一翼肋36基本具有矩形截面(用虚线部分地表示)， 但在图4的实施例中还包括一个拱形扩口 54，可以利用它来根据涡轮 叶片的独立研发特性提升空气动力学性能。扩口 54在压力面20和第 一翼肋36的径向外表面之间提供光滑的拱形圆角，并因此相应地增加 第一翼肋36的厚度。因为叶尖隔板42最好是比两个翼肋36、 38的纵向长度短一些， 我们建议让它如图3所示那样，与第二翼肋38整体地在前缘24和驼 峰52之间开始，而且最好是靠近前缘24。相应地，隔板42最好和相对的第一翼肋36整体按弦终止在驼峰 52和尾缘26之间，以及笫二翼肋38后端的前部，这样可以使收敛的 第二气孔46从叶尖隔板和第一气孔44向后伸展。两翼肋和隔板的纵 向轮廓是连续的，同时第二气孔46被两个翼肋36、 38限制在第一叶 尖气孔44外面它的后部范围内。通过将第一气孔44终止于离翼型收敛尾缘区域上游很远的距离， 可让第二气孔46保持适当的宽度，以引导燃烧叶尖气体通过而不使它过窄，以免对翼型性能产生负面影响。为使凸形叶尖隔板42与图3所示的凸形第二翼肋38尽可能一致，建议在比接近翼型叶尖处下游驼峰52更接近尾缘24处，使叶尖隔板 的前端与第二翼肋38相连接。但是，最好让叶尖隔板42的前端与尾缘24稍为分开，以使第一 气孔44的宽度在横向比第二气孔46的相应部分宽些。隔板42从翼型 尾缘区域向后伸展，同时两个叶尖气孔44、 46相应地朝后伸展，且其 初始发散宽度与两个翼肋36、 38及处于其间的隔板42各轮廓一致。隔板42的凸形曲率将确保其前端以锐内角(它限制第二气孔46 的前部)与第二翼肋38切向融合.相应地，叶尖隔板42的后端最好以很小的内角与第一翼肋36切 向融合并限制第一气孔的后端。隔板42后端与第一翼肋36的接合顺 流地即从第一气孔后端的后方限制第二气孔46的后端。将隔板42的后端连接到比接近尾缘26更接近翼型叶尖驼峰52 处，可使在翼型薄尾缘区域内第二气孔46的横向宽度最大。
翼型最大宽度驼峰区典型地出现在头50%翼型弦长以内，同时该 驼峰使翼型上的不均匀压力最大，以在运行中从燃烧气体提取能量。 建议让叶尖隔板42终止在从尾缘约75%以内弦长的大概区域内、比接近尾缘更接近于驼峰之处。在图3所示的翼型叶尖驼峰段，凸形隔板42被配置在翼型横向中 点附近弧线伸展处，而叶尖隔板最好被配置在比靠近第一翼肋36更靠 近第二翼肋38的地方，使得第二气孔46在这个弦段比第一气孔44稍 窄些，如图4中的补充说明所示。如图3所示，两个气孔44、 46的宽度在前缘和驼峰之间开始发散， 而横向宽度在驼峰52和尾缘26之间开始收敛。另外，在翼型叶尖内的驼峰52处，叶尖隔板42和第二翼肋38同 样具有几乎最大的凸形曲率和孤高，以使翼型效率最大.叶尖隔板42 被选择性地沿最大的凸形曲率驼峰区的弧线引入翼型叶尖，使得它对 改善空气动力学性能的作用最大。如上所述，可以采用CFD分析来评估涡轮叶片的空气动力学性 能，以及确定共形叶尖隔板42的结构变化和它对叶片性能的影响。曾对图1-4所示的叶尖设计例子在带和不带压力面扩口 54两种 情况进行过比较CFD分析。没有扩口54时，第一翼肋36具有普通矩 形截面，预计这时的叶尖隔板42比没有叶尖隔板时的基本即参照翼型 叶尖的情况显著地改善涡轮效率。相应地，还预计叶尖隔板"将显著 地减少燃烧气体在翼型叶尖上的泄漏。引进压力面扩口 54提供与引进叶尖隔板42无关的改善。CFD分析预示，引入扩口将使涡轮效率进一步增加，其值大约是由叶尖隔板 本身所产生的效率改善的两倍。相应地，预计同时引进叶尖隔板"和 扩口 54时叶尖泄漏将减少一半以上。图3表示燃烧气体18运行中顺流流过翼型叶尖时的流线的例子。 由于叶尖隔板42沿圆周分隔翼型叶尖而产生相邻的两个气孔44、 46， 它们沿翼型的相对面向后伸展。进来的流线围绕前缘24横向扩散，并沿轴向顺流方向泄漏经过第 二翼肋38的前部进入两个叶尖气孔44、 46。分隔的叶尖隔板42对叶 尖流动引入额外的流动限制，并引导此流动顺流通过两个凹陷气孔 44、 46。
在两个气孔内流线产生二次流动涡旋，且当两气孔汇合时向后流动。被第一气孔44捕获的叶尖泄漏部分经过叶尖隔板42后端排入第 二气孔46的后端，从那儿收集的气体朝着尾缘横向通过第二翼肋38。额外的气体横向泄漏经过第一翼肋36的后端和第二气孔46的后 端，以排到第二翼肋38.因此，在翼型压力面和吸力面之间的流量泄漏的轴向和周向分量 被引入的共形叶尖隔板42和协同运行的两个气孔44、 46所影响。凸 形叶尖隔板42提供附加的凸形表面，通过该表面可从泄漏流提取能 量，而同时降低该泄漏流本身的量。虽然可以引进第二凸形叶尖隔板来将翼型叶尖分隔成三个凹陷的 叶尖气孔，但其性能似乎不怎么样.此翼型叶尖比较窄，特别是在它 的收敛的后部。倘若任何一个叶尖气孔的横向宽度太小或太窄，这种 窄气孔将失去捕获叶尖流和引导其中涡流的能力.太窄的叶尖气孔将可让叶尖气孔以似乎是实心翼型叶尖的方式流 过此气孔，这将同时降低涡轮效率和增加叶尖泄漏。因为叶尖隔板42是有选择性地引入翼型高弧度区，吸力面气孔46的横向宽度在它的全部弦长(它终止于翼型比较薄的尾缘上游处)上可 能比较宽。因此，压力面气孔44的橫向宽度可能要大得多，因为凸形隔板42将翼型叶尖分成两个比较宽的部分。同时，两个气孔中每一个的最小横向宽度约为40密耳(1.0mm)， 以保证改善叶尖的性能。虽然此处已说明什么被认为是优选的，并对本发明的一些实施例 作了说明，但显然本专业技术人员可根据本说明对本发明作其它修 改，因此我们希望确认，在下面的权利要求书中所有此类修改是属于 本发明的真实思想和范畴之内。因此，我们希望通过美国专利证确认由下面的权利要求书界定和 鉴别的本发明。部件列表 10转子叶片 12翼型14平台16支撑燕尾18燃烧气体20压力面22吸力面24前缘26尾缘28翼型叶根30叶尖32冷却回路34冷却空气36第一叶尖翼肋38第二叶尖翼肋40叶尖层42叶尖隔板44第一叶尖气孔46第二叶尖气孔48涡轮护罩50弧线52駝峰54拱形扩口
权利要求
1.一种涡轮叶片(10)，包括翼型(12)，平台(14)，和整体燕尾(16)；该翼型(12)包括凹形压力面(20)和横向相对凸形吸力面(22)，它们沿弦伸展在相对的前缘和尾缘(24、26)之间及从叶根(28)至叶尖(30)的跨度内；该翼型叶尖(30)包括从公共叶尖层(40)朝外伸展的横向相对的第一和第二翼肋(36、38)，它们在前缘和尾缘(24、26)处整体地连接在一起，以分别与压力面和吸力面相一致；及凸形叶尖隔板(42)，它沿弦向后伸展在前缘和尾缘(24、26)之间，并被横向嵌套在第一和第二翼肋(36、38)之间，以和凸形第二翼肋(38)相一致，并将翼型叶尖(30)分叉成由翼肋(36、38)限制的第一和第二叶尖气孔(44、46)，同时第二气孔(46)沿第一翼肋(36)伸展到第一气孔(44)后面。
2. 如权利要求l的叶片，其中所述翼型(12)的宽度从前缘(24)朝后增加到具有最大宽度的驼峰 (52)，并由此朝后减小至尾缘(26);及所述凸形叶尖隔板(42)被分隔在第一和第二翼肋(36、 38)之间，使 它在所述翼型叶尖(30)的驼峰区与所述凸形第二翼肋(38)比与所述第 一翼肋(36)更一致。
3. 如权利要求2的叶片，其中叶尖隔板(42)和第二翼肋(38)整体地 开始于前缘(24)和驼峰(52)之间，并在叶尖层(40)上面的共平面视图内 和第一翼肋(36)整体地终止于驼峰(52)和尾缘(26)之间，同时第二气孔 (46)被第 一和第二翼肋(36、 38)两者限制在第 一 气孔(")后面。
4. 如权利要求3的叶片，其中叶尖隔板(42)在比接近驼峰(52)更接 近前缘(24)处连接第二翼肋(38)。
5. 如权利要求4的叶片，其中叶尖隔板(42)在比接近尾缘(26)更接 近驼峰(52)处连接第一翼肋(36)。
6. 如权利要求5的叶片，其中在驼峰(52)处叶尖隔板(")离第二翼 肋(38)比离笫 一翼肋(36)更近。
7. 如权利要求5的叶片，其中第一和第二叶尖气孔(44、 4。的横 向宽度在驼峰(52)和尾缘(26)之间向后收缩。
8. 如权利要求5的叶片，其中叶尖隔板(42)凹向第一翼肋(36)，且 凸向笫二翼肋(38)，而且具有基本不变的厚度。
9. 如权利要求5的叶片，其中叶尖隔板(42)与第二翼肋(38)两者在 駝峰(52)附近具有最大的凸形曲率。
10. 如权利要求5的叶片，其中叶尖隔板(42)与第二翼肋(M)在它 们所成的锐内角处切向融合，同时与第一翼肋(36)切向融合并由此限制 第二气孔(46)的尾部。
全文摘要
涡轮叶片(10)包括一个翼型叶尖(30)，它具有从叶尖层(40)伸出的第一和第二叶尖翼肋(36、38)。翼肋(36、38)沿叶片(10)相对的压力面和吸力面(20、22)伸展，并在相对的前缘和尾缘(24、26)处连接在一起。叶尖隔板(42)被横向嵌套在翼肋(36、38)之间且与第二翼肋(38)相似，将翼型叶尖(30)分叉成沿相应压力面和吸力面(20、22)伸展的第一和第二叶尖气孔(44、46)。
文档编号F01D5/14GK101131095SQ200710141730
公开日2008年2月27日 申请日期2007年8月21日 优先权日2006年8月21日
发明者B·D·凯思, K·S·克拉辛, P·H·维特, 李经邦 申请人:通用电气公司