用于涡轮转子叶片末端的构造的制作方法

本申请大体上涉及燃气涡轮转子叶片的末端的设计。更具体而言，但不经由限制，本申请涉及提高空气动力和冷却性能的转子叶片末端的构造。

背景技术：

在燃气涡轮发动机中，公知的是空气在压缩机中加压，并且用于在燃烧器中燃烧燃料来生成热燃烧气体流，因此此类气体向下游流过一个或更多个涡轮，以使能量可从其抽取。根据此类涡轮，大体上，成排的沿周向间隔的转子叶片从支承转子盘沿径向向外延伸。各个叶片典型地包括容许叶片在形成于转子盘中的对应槽口中组装和拆卸的根部，以及沿径向向外方向远离根部延伸的翼型件。

翼型件具有大体上凹形的压力侧和大体上凸形的吸入侧，它们在对应的前缘与后缘之间沿轴向延伸，并且在根部与末端之间沿径向延伸。将理解的是，叶片末端与径向外涡轮护罩紧密间隔，用于最小化在涡轮叶片之间向下游流动的燃烧气体在其间的泄漏。发动机的最大效率通过使末端空隙或间隙最小化，使得防止了泄漏来获得，但该策略由转子叶片与涡轮护罩之间的不同热和机械膨胀和收缩率，以及在操作期间避免具有相对于护罩的过度末端摩擦的非合乎需要情况的动机略微限制。

由于涡轮叶片浸泡在热燃烧气体中，故需要有效冷却来确保零件使用寿命。典型地，叶片翼型件为中空的，并且设置成与压缩机流动连通，以使从其放出的加压空气的一部分接收用于在冷却翼型件时使用。转子叶片的某些区中的翼型件冷却相当复杂，并且可使用各种形式的内部冷却通道和特征，以及用于排放冷却空气的穿过翼型件的外壁的冷却出口来使用。然而，翼型件末端特别难以冷却，因为它们直接定位在涡轮护罩附近，并且由流过末端间隙的热燃烧气体加热。因此，在叶片的翼型件内导送的空气的一部分典型地排放穿过末端用于其冷却。

将认识到的是，常规叶片末端设计包括意在防止泄漏和增大冷却效力，以及改进空气动力性能和减少混合损失的若干不同的几何形状和构造。然而，常规叶片末端冷却设计，特别是具有"凹槽状末端"设计的那些设计具有某些缺点，包括压缩机旁通空气的不充分使用，这降低了设备效率。结果，增大引导至该区域的冷却剂的总体效力的改进的涡轮叶片末端设计将是高度期望的。

技术实现要素：

因此，本申请描述了一种用于燃气涡轮系统的涡轮的转子叶片。转子叶片可包括：包括限定外周的压力侧壁和吸入侧壁的翼型件，其中翼型件的压力侧壁和吸入侧壁沿前缘和后缘连接；限定翼型件的外径向端的末端，其中末端包括外侧突出轨道在其上限定末端腔的盖；以及形成为穿过轨道的后区段的轨道间隙。

技术方案1. 一种用于燃气涡轮系统的涡轮的转子叶片，所述转子叶片包括翼型件，其包括限定外周的压力侧壁和吸入侧壁；

其中所述翼型件的所述压力侧壁和吸入侧壁沿前缘和后缘连接，并且在根部与末端之间沿径向延伸；

其中所述末端限定所述翼型件的外径向端，所述末端包括外侧突出轨道从其限定末端腔的盖；

其中所述翼型件包括定位在所述翼型件的所述末端附近的小翼，并且

其中轨道间隙形成为穿过所述轨道的后区段。

技术方案2. 根据技术方案1所述的转子叶片，其特征在于，所述轨道包括分别对应于所述翼型件的所述压力侧壁和所述吸入侧壁的压力轨道和吸入轨道；

其中所述小翼形成在所述吸入侧壁上；并且

其中所述轨道间隙形成为穿过所述吸入轨道。

技术方案3. 根据技术方案2所述的转子叶片，其特征在于，所述吸入轨道包括截头轨道，其在所述翼型件的所述前缘附近的位置与从所述翼型件的所述后缘迁移预定距离的位置之间延伸，所述预定距离对应于所述轨道间隙的宽度；

其中所述压力轨道包括不间断轨道，其在所述翼型件的所述前缘附近的位置与所述翼型件的所述后缘附近的位置之间连续地延伸；并且

其中所述小翼包括其中所述吸入侧壁相对于所述径向方向向外成角的所述翼型件的径向区段。

技术方案4. 根据技术方案2所述的转子叶片，其特征在于，所述吸入轨道包括截头轨道，其在所述翼型件的所述前缘处的位置与从所述翼型件的所述后缘迁移预定距离的位置之间延伸，所述预定距离对应于所述轨道间隙的宽度；并且

其中所述压力轨道包括不间断轨道，其在所述翼型件的所述前缘处的位置与所述翼型件的所述后缘处的位置之间连续地延伸；并且

其中所述小翼包括其中所述吸入侧壁相对于所述径向方向向外成角的所述翼型件的径向区段。

技术方案5. 根据技术方案4所述的转子叶片，其特征在于，所述吸入轨道和所述压力轨道在所述翼型件的所述前缘处连接；

其中所述小翼构造成使得所述末端腔在所述末端腔沿外侧方向在所述盖与所述轨道的外侧轨道表面之间延伸时加宽；

其中所述轨道间隙限定在前边界与后边界之间，其中：

所述轨道间隙的所述前边界包括所述截头吸入轨道的后端；并且

所述轨道间隙的所述后边界包括所述不间断压力轨道的后端。

技术方案6. 根据技术方案5所述的转子叶片，其特征在于，所述压力轨道沿与所述压力侧壁的轮廓近似对准的路径从所述翼型件的所述前缘向后延伸；并且

其中所述吸入轨道沿与所述吸入侧壁的轮廓近似对准的路径从所述翼型件的所述前缘向后延伸。

技术方案7. 根据技术方案6所述的转子叶片，其特征在于，所述盖构造成沿轴向且沿周向延伸，以将所述吸入侧壁的外径向边缘连接于所述压力侧壁的外径向边缘；并且

其中所述轨道设置在所述盖的外周处。

技术方案8. 根据技术方案7所述的转子叶片，其特征在于，所述转子叶片还包括：

限定成穿过所述翼型件的冷却通路；以及

与所述冷却通路流体连通的出口端口，所述出口端口设置成穿过所述翼型件的所述盖、所述压力侧壁和所述吸入侧壁中的至少一个。

技术方案9. 根据技术方案8所述的转子叶片，其特征在于，所述冷却通路构造用于在操作期间使冷却剂循环穿过所述翼型件的内部，所述冷却通路在形成为穿过所述转子叶片的所述根部的连接通道与同所述出口端口中的各个的连接之间沿径向延伸；并且

其中所述末端包括凹槽状末端。

技术方案10. 根据技术方案8所述的转子叶片，其特征在于，所述盖形成所述末端腔的底板；

其中所述盖包括多个所述出口端口，所述多个出口端口形成为穿过所述盖的厚度，以便将从其排出的冷却剂引导到形成于所述盖上的所述末端腔中；并且

其中所述压力侧壁包括多个所述出口端口。

技术方案11. 根据技术方案5所述的转子叶片，其特征在于，所述轨道包括面向内并且限定所述末端腔的内轨道表面、与所述内轨道表面相对以便面向外的外轨道表面，以及沿向外方向面向的外侧轨道表面；并且

其中所述轨道间隙包括：

穿过所述轨道的厚度的间隙，其从形成在所述外轨道表面上的开口延伸至形成在所述内轨道表面上的开口；以及

从与所述末端盖的外侧表面近似共面的内侧边界沿径向延伸的间隙。

技术方案12. 根据技术方案2所述的转子叶片，其特征在于，所述轨道间隙包括从所述吸入轨道截头的区段。

技术方案13. 根据技术方案12所述的转子叶片，其特征在于，从所述吸入轨道截头的所述区段包括在所述吸入轨道的弦向长度的0%到40%之间。

技术方案14. 根据技术方案12所述的转子叶片，其特征在于，从所述吸入轨道截头的所述区段包括在所述吸入轨道的弦向长度的10%到30%之间。

技术方案15. 根据技术方案12所述的转子叶片，其特征在于，从所述吸入轨道截头的所述区段包括所述吸入轨道的弦向长度的近似20%。

技术方案16. 根据技术方案14所述的转子叶片，其特征在于，所述小翼包括其中所述吸入侧壁相对于所述径向方向向外成角的所述翼型件的径向区段。

技术方案17. 根据技术方案16所述的转子叶片，其特征在于，所述小翼包括所述翼型件的所述外壁的向外扩张的径向区段，其中具有较小周线的内侧边界过渡至具有较大周线的外侧边界；并且

其中所述小翼包括所述径向区段的所述内侧边界与所述外侧边界之间的凹形轮廓。

技术方案18. 根据技术方案16所述的转子叶片，其特征在于，所述小翼的所述径向区段与所述吸入轨道的径向高度近似重合，使得：

所述小翼的内侧边界与所述盖近似共面；并且

所述小翼的外侧边界与所述吸入轨道的外侧轨道表面近似共面。

技术方案19. 根据技术方案16所述的转子叶片，其特征在于，所述小翼在前端与后端之间延伸；

其中所述小翼的所述前端定位成离所述前缘有弦向距离的近似20%到40%，并且所述后端定位成离所述前缘有所述弦向距离的近似70%到90%；并且

其中所述小翼的所述后端包括所述轨道间隙的所述前边界。

技术方案20. 一种燃气涡轮发动机，其具有围绕所述涡轮中的中心轴线成排布置的转子叶片；

其中所述转子叶片中的各个包括：

翼型件，其包括限定外周的压力侧壁和吸入侧壁，其中所述翼型件的所述压力侧壁和吸入侧壁沿前缘和后缘连接，并且在根部与末端之间沿径向延伸，其中所述末端限定所述翼型件的外径向端，所述末端包括外侧突出轨道从其限定末端腔的盖；其中所述轨道包括分别对应于所述翼型件的所述压力侧壁和所述吸入侧壁的压力轨道和吸入轨道；

小翼，其定位在所述翼型件的所述末端附近并且形成在所述吸入侧壁上；以及

轨道间隙，其形成为穿过所述吸入轨道的后区段，其中所述轨道间隙包括从所述吸入轨道截头的区段，其包括在所述吸入轨道的弦向长度的10%到30%之间。

本申请的这些及其它特征将在审阅连同附图进行时的优选实施例的以下详细描述，以及所附权利要求时变得显而易见。

附图说明

认作是本发明的主题在说明书的结尾处的权利要求中特别指出并且明确要求权益。本发明的前述及其它特征和优点从连同附图进行的以下详细描述中显而易见，在该附图中：

图1为根据本申请的实施例的叶片可使用在其中的示例性燃气涡轮的示意图；

图2为图1的燃气涡轮的压缩机区段的截面视图；

图3为图1的燃气涡轮的涡轮区段的截面视图；

图4为包括转子、涡轮叶片和静止护罩的示例性转子叶片组件的透视图；

图5为图4的转子叶片的透视图；

图6为图4的转子叶片的凹槽状末端的放大透视图；

图7为图4的转子叶片的凹槽状末端的备选透视图；

图8为沿图7的8-8的截面视图；

图9示出了包括对应于本发明的某些方面的小翼的涡轮转子叶片的侧视图；

图10示出了图9的小翼的俯视图；

图11示出了根据本发明的示例性实施例的叶片末端构造的透视图；

图12示出了根据本发明的备选实施例的叶片末端构造的透视图；

图13示出了根据本发明的备选实施例的叶片末端构造的透视图；

图14示出了根据本发明的备选实施例的叶片末端构造的透视图；

图15示出了根据本发明的备选实施例的叶片末端构造的透视图；以及

图16示出了根据本发明的备选实施例的叶片末端构造的透视图。

详细描述参照附图经由实例阐释了本发明的实施例，以及优点和特征。

具体实施方式

本发明的方面和优点在以下描述中在下面阐述，或者可从描述为明显的，或者可通过本发明的实践学习。现在将详细参照本发明的本实施例，其一个或更多个实例在附图中示出。详细描述使用了数字标记来表示附图中的特征。附图和描述中相似或类似的标记可用于表示本发明的实施例的相似或类似的部分。如将认识到的，各个实例经由阐释本发明而非限制本发明来提供。实际上，对本领域技术人员而言将显而易见的是，可在本发明中作出改型和变型，而不脱离其范围或精神。例如，示为或描述为一个实施例的部分的特征可用于另一个实施例上以产生又一个实施例。因此，意图是，本发明覆盖如归入所附权利要求和它们的等同物的范围内的此类改型和变型。将理解的是，本文中提到的范围和极限包括位于规定极限内的所有子范围，包括极限它们自身，除非另外规定。此外，某些用语选择成描述本发明及其构件子系统和部分。在可能的程度上，这些用语基于技术领域中常见的术语来选择。另外，将认识到的是，此类用语通常经受不同的解释。例如，可在本文中称为单个构件的可在别处称为由多个固件构成，或者，可在本文中称为包括多个构件的可在别处称为单个构件。在理解本发明的范围时，应当不仅注意使用的特定术语，而且注意所附描述和上下文，以及引用和描述的构件的构造、功能和/或使用，包括用语涉及若干个图，以及当然所附权利要求中的术语的准确使用的方式。此外，尽管以下实例关于某一类型的燃气涡轮或涡轮发动机提出，但本发明的技术还可适用于其它类型的涡轮发动机，如相关技术领域中的技术人员将理解的。

若干描述性用语可在本申请各处使用以便阐释涡轮发动机和/或包括在其内的若干子系统或构件的功能，并且可证明有益的是在本部分开始处限定这些用语。因此，这些用语及它们的定义如下(除非另外规定)。用语"前"和"后"或"向后"在没有进一步详述的情况下是指关于燃气涡轮的定向的方向。"前"是指发动机的压缩机端，而"后"或"向后"是指发动机的涡轮端。因此，这些用语中的各个可用于指示沿机器的纵轴线的移动或相对位置。用语"下游"和"上游"用于指示关于移动穿过其的流动的大体方向的特定导管内的位置。如将认识到的，这些用语表示关于预计在正常操作期间穿过特定导管的流动的方向的方向，这将对本领域技术人员而言为清楚地显而易见的。就此而言，用语"下游"是指流体沿其流过特定导管的方向，而"上游"是指与之相反的。因此，例如，在空气移动穿过压缩机时开始并且接着在燃烧器内和外变为燃烧气体的、穿过燃气涡轮的工作流体的主流可描述为在上游位置处朝压缩机的上游或前端开始，并且在下游位置处朝涡轮的下游或后端终止。

如下文更详细所论述，关于描述普通类型的燃烧器内的流动的方向，将认识到的是，压缩机排放空气典型地通过冲击端口进入燃烧器，该冲击端口朝燃烧器的后端集中(关于燃烧器纵轴线和限定前/后方向的前述压缩机/涡轮定位)。一旦在燃烧器中，则压缩空气由围绕内室形成的流动环带朝燃烧器的前端导引，其中空气流进入内室，并且使其流动方向反向，朝燃烧器的后端行进。在又一背景下，穿过冷却通道或通路的冷却剂的流动可以以相同方式处理。

此外，假定围绕中心公共轴线的压缩机和涡轮的构造，以及许多燃烧器类型共有的圆柱形构造，可在本文中使用描述关于轴线的位置的用语。在该方面，将认识到的是，用语"径向"是指垂直于轴线的移动或位置。与此相关，可需要描述离中心轴线的相对距离。在该情况下，例如，如果第一构件驻留成比第二构件更接近中心轴线，则第一构件将描述为在第二构件的"径向内侧"或"内侧"。在另一方面，如果第一构件驻留成比第二构件更远离中心轴线，则第一构件将在本文中描述为在第二构件的"径向外侧"或"外侧"。此外，如将认识到的，用语"轴向"是指平行于轴线的移动或位置。最后，用语"周向"是指围绕轴线的移动或位置。如提到的，尽管这些用语可关于延伸穿过发动机的压缩机和涡轮区段的公共中心轴线应用，但这些用语还可关于发动机的其它构件或子系统使用。

最后，用语"转子叶片"在没有进一步详述的情况下表示压缩机或涡轮的旋转叶片，其包括压缩机转子叶片和涡轮转子叶片两者。用语"定子叶片"在没有进一步详述的情况下表示压缩机或涡轮的静止叶片，其包括压缩机定子叶片和涡轮定子叶片两者。用语"叶片"将在本文中用于表示任一类型的叶片。因此，在没有进一步详述的情况下，用语"叶片"包括所有类型的涡轮发动机叶片，包括压缩机转子叶片、压缩机定子叶片、涡轮转子叶片和涡轮定子叶片。

经由背景，现在参照附图，图1至3示出了本申请的实施例可使用在其中的示例性燃气涡轮。本领域技术人员将理解的是，本发明可不限于该类型的使用。本发明可用于燃气涡轮，如用于发电和飞机中的发动机、蒸汽涡轮发动机和其它类型的旋转发动机中。因此，除非另外规定，否则提供的实例不意在限于特定类型的涡轮发动机。图1为燃气涡轮系统10的示意图。大体上，燃气涡轮系统通过从由压缩空气流中的燃料的燃烧产生的加压热气体流抽取能量来操作。如图1中所示，燃气涡轮系统10可包括轴向压缩机11，其由公共轴或转子机械地联接于下游的涡轮区段或涡轮12，以及定位在压缩机11与涡轮12之间的燃烧器13。如图1中所示，燃气涡轮系统10可围绕公共中心轴线18形成。

图2示出了可用于图1的燃气涡轮系统10中的示例性多级轴向压缩机11的视图。如所示，压缩机11可包括多个级，其中各个可包括一排压缩机转子叶片14，后接一排压缩机定子叶片15。因此，第一级可包括围绕中心轴旋转的一排压缩机转子叶片14，后接在操作期间保持静止的一排压缩机定子叶片15。图3示出了可用于图1的燃气涡轮系统10中的示例性涡轮区段或涡轮12的局部视图。涡轮12可包括多个级。示出了三个示例性级，但更多或更少级可存在于涡轮12中。第一级包括在操作期间围绕轴旋转的多个涡轮轮叶或涡轮转子叶片16，以及在操作期间保持静止的多个喷嘴或涡轮定子叶片17。涡轮定子叶片17大体上沿周向与彼此间隔，并且围绕旋转轴线固定。涡轮转子叶片16可安装在转子轮或盘(未示出)上用于围绕中心轴(未示出)旋转。还示出了涡轮12的第二级和第三级。这些中的各个也可包括多个沿周向间隔的涡轮定子叶片17，后接多个沿周向间隔的涡轮转子叶片16，其也安装在转子盘上用于连接于中心轴。将认识到的是，涡轮定子叶片17和涡轮转子叶片16位于涡轮12的热气体路径中。穿过热气体路径的热气体的流动方向由箭头指示。如本领域技术人员将认识到的，涡轮12可具有多于或少于图3中所示那些的级。

在操作的一个实例中，轴向压缩机11内的转子叶片14的旋转压缩空气流。在燃烧器13中，当压缩的空气流与燃料混合并且点燃时，能量被释放。可称为工作流体的来自燃烧器13的所得的热气体流接着在涡轮转子叶片16之上引导，其中工作流体流由此引起转子叶片16围绕轴的旋转。以该方式，工作流体流的能量可转变成旋转叶片和(假定转子叶片与轴之间经由转子盘的旋转)旋转轴的机械能。轴的机械能接着可用于驱动压缩机转子叶片的旋转，使得压缩空气的必要供应产生，并且还驱动例如用于产生电的发电机。

为了背景的目的，图4至7提供了本发明的方面可实践在其中的涡轮转子叶片16的视图。这些图提供成示出涡轮转子叶片的某些共同构造，以及具体是此类叶片的外侧末端，并且展示了影响它们的总体设计的空气动力、结构、几何形状和其它约束的类型。除这些之外，在操作期间保持转子叶片冷却是另一个重要的设计考虑。如将认识到的，这通常包括在操作期间使冷却剂主动循环穿过叶片作为减小热负载，延长使用寿命，并且实现发动机中的较高燃烧温度的手段。由于燃气涡轮发动机的效率在燃烧温度升高时改进，故不断需要改进和优化此类设计，并且由于与该区域对应的固有设计困难而特别需要转子叶片的外侧末端处的改进构造。由于主动冷却典型地包括释放流过转子叶片末端和包绕它们的区的相当大的冷却剂，故此类设计必须考虑与释放的冷却剂和工作流体流的混合相关联的损失。减少这些损失同时还不消极地影响释放冷却剂的冷却效果的设计代表了用于系统的另外的效率增益。当然，任何新冷却和空气动力构造还必须提供能够耐受与热气体路径和发动机的转速相关联的极端机械负载的稳健结构。

图4为燃烧或燃气涡轮系统的热气体路径内的示例性转子叶片组件的透视图。将认识到的是，此类转子叶片可以以任何常规方式形成，如一件式铸造过程，或铸造和铸造后过程的一些组合。如所示，图4的组件包括涡轮转子叶片16以及包绕的内侧和外侧构件。更具体而言，在转子叶片16内侧，组件包括转子盘19。将认识到的是，转子盘19提供承载一排转子叶片的旋转结构，该一排转子叶片可围绕转子盘19的外周沿周向间隔。转子盘19将转子叶片16连接于涡轮12的中心轴。因此安装到转子盘19中，转子叶片16可从其沿纵轴线沿径向向外延伸，该纵轴线沿径向定向在涡轮12内。沿外侧方向，环形涡轮护罩20可包绕转子叶片16，使得相对小的空隙或间隙保持在其间，该相对小的空隙或间隙在操作期间限制燃烧气体的泄漏。

还参照图5至8，转子叶片16可包括根部21，根部21可具有任何常规形式，其包括用于将转子叶片16附接于转子盘19的连接器22。例如，连接器22可具有燕尾构造，其构造用于安装在形成于转子盘19的周边中的对应燕尾形槽口中。如所示，根部21还可包括柄23，其将连接器21的燕尾部连接于平台24。从平台延伸，转子叶片16还可包括集成地连结于根部21的翼型件25。如所示，翼型件25可从平台24沿径向向外延伸。如将认识到的，转子叶片16可构造成以使平台24设置在翼型件25和根部21的接合部处，并且由此限定穿过涡轮12的流动路径的径向内边界的一部分。翼型件25可包括大体上凹形的压力侧壁26，以及沿周向或侧向相对的大体上凸形的吸入侧壁27。如指示的，压力侧壁26和吸入侧壁27可在相对的前缘28与后缘29之间沿轴向延伸。侧道26,27还可沿径向方向从平台24延伸至转子叶片的径向外部分，其将在本文中称为叶片末端50。

大体上，转子叶片可包括有护罩的或如所示无护罩的叶片末端。在无护罩末端的情况下，如所示，叶片末端50可包括末端盖或盖51，其设置在压力侧壁26和吸入侧壁27的径向外缘的顶部上。盖51典型地界定内部冷却通路(如下文提供的，其在本文中称为"冷却通路36")，其可限定在翼型件25的压力侧壁26与吸入侧壁27之间。如典型的，冷却剂如从压缩机放出的压缩空气可在操作期间循环穿过冷却通路36。冷却通路36可经由穿过转子叶片16的根部21形成的连接器通道(未示出)供应冷却剂。盖51典型地包括连接于冷却通路36的多个出口端口35。在操作期间，出口端口35在冷却剂循环穿过翼型件25内部之后释放冷却剂，并且可定位成促进叶片末端50的表面之上的膜冷却。盖51可集成于转子叶片16，或者一部分可在转子叶片铸造之后焊接/硬钎焊就位。

由于某些性能优点，如关于较大的空气动力和冷却效率的那些，故转子叶片的末端50经常包括经由从盖51沿径向突出的一个或更多个轨道53形成的末端腔52。该类型的叶片末端通常称为"凹槽状末端"，或者作为备选，称为具有"凹槽状凹穴"或"凹槽状腔"的末端。一个或更多个轨道53的定位可与翼型件25的压力侧壁26和吸入侧壁27的轮廓近似重合。就此而言，一个或更多个轨道53可称为分别包括压力轨道54和吸入轨道55。如所示，压力轨道54可从盖51沿径向向外延伸，并且关于其，可形成近似90°的角。压力轨道54可从翼型件25的前缘28附近的位置延伸至后缘29附近的位置。如所示，压力轨道54的路径可与压力侧壁26的轮廓近似重合。类似地，如所示，吸入轨道55可从盖51沿径向向外突出，并且与其近似垂直。吸入轨道55可从翼型件25的前缘28附近的位置延伸至后缘29附近的位置。如所示，吸入轨道55的路径可与吸入侧壁27的轮廓近似重合。此外，如图8中所指示，压力轨道54和吸入轨道55两者可描述为具有限定和面对末端腔52的内轨道表面56，以及在轨道53的相对侧上并且因此面向外且远离末端腔52的外轨道表面57。在轨道53的外径向端部处，外侧轨道表面58可沿外侧方向面向。如将认识到的，盖51可描述为限定末端腔52的底板。

本领域技术人员将认识到，本发明使用在其中的转子叶片的凹槽状末端可与以上描述的特征略微不同。例如，轨道53可不必要地准确地遵循压力侧壁26和/或吸入侧壁27的外径向边缘的轮廓。即，在备选类型的叶片末端中，末端轨道53可移动远离盖51的外周。此外，如本文中提供的，末端轨道53可不完全包绕末端腔，并且在某些情况中，如本文中提供的，大间隙可形成在末端轨道53内，在其中，特别是在朝翼型件的后缘29定位的轨道53的部分中。在一些情况中，轨道53的区段可从末端50的压力侧或吸入侧除去。作为备选，一个或更多个内部轨道或肋可定位在压力轨道54与吸入轨道55之间。

如所示，大体上，末端轨道53构造成外接盖51，使得末端腔52限定在其上。压力轨道54和/或吸入轨道55的高度和宽度(和因此末端腔52的深度)可取决于总体涡轮组件的最佳性能和尺寸变化。将认识到的是，盖51形成末端腔52的底板(即，末端腔的内径向边界)，末端轨道53形成末端腔52的侧壁，并且末端腔52保持通过外径向面开启，其一旦安装在涡轮发动机内，则由从其沿径向偏移短距离的静止护罩20(如图4中所示)紧密定边界。

多个出口端口35可设置在叶片末端50上以及穿过翼型件25的其它外表面。典型地，出口端口35提供成穿过翼型件25的压力侧壁26以及穿过盖51。此类设计将许多此类出口端口35定位在末端35处可用的有限空间中，企图以冷却剂浸没压力侧末端区域。关于设置在压力侧壁26上的出口端口35，可期望的是，在冷却剂释放之后，冷却剂在压力轨道54之上运送并且运送到末端腔52中，以提供其中的冷却，并且接着在吸入轨道55之上以提供冷却至该区域。朝该目标，出口端口35可定向成以便沿径向向外的方向引导从其排出的冷却剂。如图8中所示，出口端口35还可相对于翼型件25的外表面倾斜。冷却剂的该成角引入可将混合限于一程度，由此减少与其相关联的混合损失，同时在冷却剂释放之后促进冷却剂的膜冷却效力。然而，实际上，由于冷却流的复杂性质，故在其与主流的动态热气体混合时仍非常难以冷却叶片末端50，并且需要另外的技术进步。例如，如图5中所示，工作流体的热气体(大体上示为箭头63)可在翼型件25之上引导，并且将原动力施加在翼型件25的外表面上，其继而接着驱动涡轮并且生成功率。冷却流(大体上由箭头64示出)离开出口端口35，并且由热空气流63朝翼型件25的后缘29且远离末端腔52扫过。典型地，这导致混合效果，其中冷却空气中的一些被捕获并且与热气体混合，一些进入末端腔52中，并且一些沿翼型件轴向地移至后缘29。这可导致过多冷却空气用于冷却该区域，这如所叙述，导致降低的设备效率。如将认识到的，除非另外规定，否则本文中所述的实施例可适用于具有径向冷却通路或蛇形线的转子叶片。

图9和10示出了小翼80，其可包括在翼型件25的末端50处或附近。小翼80可定位在压力侧壁26和吸入侧壁27中的至少一个上。如所示，根据优选构造，小翼80定位在吸入侧壁27的外侧区域上。小翼80可描述为出现在限定于内侧边界83与外侧边界84之间的径向区段82内。在该区段内，小翼80可包括相对于径向方向成角或向外弯曲的翼型件侧壁的区域。更具体而言，小翼80可包括翼型件的侧壁中的一个或两者的向外扩张或扩大的径向区段，其中具有较小周线的内侧边界83过渡至具有较大周线的外侧边界84。向外扩张的小翼的径向区段中的该差异在图10中示为厚度85。如图9中所示，小翼80可包括径向区段82的内侧边界83与外侧边界84之间的光滑的凹形轮廓。其它构造也是可能的。

小翼80还可描述为在前端86与后端87之间延伸。如所示，小翼的前端86可朝翼型件25的前缘28定位，而后端87可定位在翼型件25的后缘29附近。根据示例性实施例，小翼80的前端86可定位成离翼型件25的前缘28有弦向距离的近似0%到50%，并且小翼80的后端87可定位成离翼型件25的前缘28有弦向距离的近似50%到100%。更优选地，小翼的前端可定位成离前缘有弦向距离的近似20%到40%，并且后端可定位成离前缘有弦向距离的近似70%到90%。

此外，如所示，多个冷却出口35可形成为穿过盖51，以便释放末端腔52内的冷却剂。冷却出口35可连接于形成为穿过翼型件25的一个或更多个冷却通路。冷却出口35可具有如所示的矩形截面形状，或者可按需要为圆形、椭圆形或其它形状。尽管其它构造也是可能的，但小翼80的径向区段82可与末端轨道53近似重合。在此类情况下，如将认识到的，小翼80的内侧边界83可与盖51近似共面，并且小翼80的外侧边界83可与轨道53的外侧轨道表面58近似共面。根据另一个实施例，小翼80可构造成在盖51的内侧或外侧的径向位置处开始。

由于小翼80从径向方向向外倾斜，故应当认识到的是，其包括可在末端腔52沿外侧方向从盖51延伸时导致使末端腔52变宽。其结果在于，在操作中，在压力轨道54的某些区之上泄漏的气体遇到具有增大宽度的末端腔52的区域。如将认识到的，末端腔52的该增大宽度可使得溢流气体能够有更多机会在末端腔内再附着，并且因此保持与末端50接触更久，并且由此改进冷却和空气动力性能。如下文所论述，小翼80特征可关于下文论述的本发明的某些其它方面使用，以便实现更大的性能益处。

现在转到图11至16，示出了本发明的示例性实施例，其中轨道间隙90以发现增强转子叶片性能的方面的方式形成为穿过吸入轨道55。如所示，根据优选实施例，吸入轨道55为截头的，即，通过除去区段来缩短，以便产生翼型件25的后缘29处或附近的轨道间隙90。如所示，根据某些优选实施例，压力轨道54形成为不截头或中断的压力轨道。即，压力轨道54可构造成以使其连续地延伸，并且没有对应于翼型件25的前缘28和后缘20的位置之间的中断。假定吸入轨道55和压力轨道54的这些构造，轨道间隙90可描述为限定在为截头吸入轨道55的后端的前边界92与为延伸至翼型件25的后缘29附近的位置的不中断的压力轨道54的后端的后边界93之间。根据备选实施例，不中断的压力轨道54可延伸至刚好未到翼型件25的后缘29、刚好超过翼型件25的后缘29，或翼型件25的后缘29处的位置。根据图11中所示的实施例，翼型件25可包括如上文关于图9和10所述的小翼80，其在连同轨道间隙90使用时提供另外的优点。如将认识到的，轨道间隙90还可用于不包括小翼特征80的翼型件25中。

根据备选实施例，如所示，经由图12至16的轨道间隙90的逐渐较大的宽度大小，轨道间隙90可包括一定范围的尺寸和相关构造。例如，根据某些优选实施例，轨道间隙90可包括通过将吸入轨道55的后部分截头或削减(cut back)吸入轨道55的弦向长度的0%到40%之间来形成的间隙。因此，在根据优选设计范围的范围的一端处(如图12和13的情况中描绘的实例)，削减可为吸入轨道55的弦向长度的分别近似10%或15%。在根据优选设计范围的范围的端部处(如图15和16的情况中描绘的实例)，削减可为吸入轨道55的弦向长度的分别近似25%到35%。更优选的是，实验数据确认，关于许多常见类型的凹槽状末端设计，削减可更佳地在给定范围的中部附近。一个此类情况的实例在图14中提供，其示出了吸入轨道55的弦向长度的近似20%的削减。

根据备选实施例，轨道间隙90与吸入侧小翼80组合，如图11中所绘。如上文参照图9和10更详细提供的，吸入侧小翼80可描述为在前端86与后缘87之间延伸。根据一个优选实施例，例如，小翼80的前端86定位成离翼型件25的前缘28有弦向距离的近似0%到50%，而小翼80的后端87定位成离翼型件25的前缘28有弦向距离的近似50%到100%。更优选地，小翼的前端可定位成离前缘有弦向距离的近似20%到40%，并且后端可定位成离前缘有弦向距离的近似70%到90%。根据某些优选实施例，后端87可构造成与轨道间隙90的前边界92重合。

因此，本发明提供了一种叶片末端构造，其中整个或近似整个轨道设在凹槽状末端的压力轨道上，而最佳截头的轨道设在凹槽状末端的吸入轨道上。如将认识到的，截头轨道形成轨道间隙，其可构造成有利地控制冷却剂从叶片末端的离开，以及对朝翼型件的吸入侧的后部分流动的叶片末端泄漏的影响。将认识到的是，通过使轨道间隙特征与小翼组合，由于小翼的向外扩张使末端腔沿径向方向加宽(在末端腔在盖与外轨道表面之间延伸时)的方式，故来自末端腔的包围区域的截面流动面积更大。通过增大该流动面积，根据优选实施例的轨道间隙可优化大约15%。在该设计点处，来自末端腔的包围部分的流动面积仍足够大来处理由小翼捕集和/或通过出口端口供应的所有额外流，并且引起沿期望的流动路径的流动，其在末端腔内基本上向后用于通过轨道间隙的最后离开。如将认识到的，在无小翼特征的情况下，同一流动面积仅可通过增大轨道间隙的尺寸来实现，这将消极地影响性能。因此，符合本文中提供的实施例(特别是在与小翼特征组合时)的轨道间隙通过实验数据示出降低混合损失，提高冷却效率、改进转子叶片转矩，并且提供凹槽状末端的末端腔内的较低压力，因为其建立了末端腔与同翼型件的吸入侧壁相关联的低压区域之间的空气动力连通。如将认识到的，末端腔压力通过该特征的减小可大体上有助于保持用于叶片末端冷却回路的相对较低的供应压力，以便改进回流裕度，这继而可导致总体涡轮效率改进，和用于转子叶片吸入和过热的减小风险。例如，实验数据表明，轨道间隙如本文中公开的那些可用于提供末端腔压力中的5到10psi的益处。此外，与此类轨道间隙相关联的效率益处示出将总体系统效率改进近似0.1到0.2点，同时还具有横跨多种叶片末端构造(包括不同的凹槽状腔深度和小翼特征)实现此类益处的灵活性。

虽然已经结合仅有限数量的实施例来详细描述本发明，但应当容易理解，本发明不限于此类公开的实施例。相反，可修改本发明，以并入迄今未描述但与本发明的精神和范围相称的任何数量的变型、更改、替换或等同布置。另外，虽然已经描述了本发明的多种实施例，但将理解，本发明的方面可包括所描述的实施例中的仅一些。因此，本发明不视为由前述描述限制，而是仅由所附权利要求的范围限制。