用螺栓连接，焊接等等)到翼型件220的末端202上。如这里论述的那样，翼型件220和末端圆角210可用于飞机发动机、发电润轮等等。
[0038]转到图3，其显示了根据实施例的涡轮叶片300的一部分，其带有包括一组末端圆角310的末端302。成组的末端圆角310包括设置在涡轮叶片300的第一流动表面306上的第一末端圆角312以及设置在涡轮叶片300的第二流动表面308上的第二末端圆角314。在一个实施例中，第一流动表面306可能是相对于流体流70的涡轮构件300的吸力侧，并且第二流动表面308可能是相对于流体流70的涡轮构件300的压力侧。在一个实施例中，第一末端圆角312和第二末端圆角314中的至少一个可具有实质上凹形形状。在一个实施例中，第一末端圆角312可延伸遍及末端涡流340的位置(如阴影所示)，末端涡流形成于操作期间/暴露于流体流70期间。
[0039]转到图4，其显示了根据实施例的涡轮叶片400的一部分，其包括末端圆角420。末端圆角420可设置在涡轮叶片400的第二表面408上，并可从涡轮叶片400的压力侧延伸和/或延伸到流体流70中。在一个实施例中，第二表面408可能是涡轮叶片400的压力侧。
[0040]转到图5，其显示了常规翼型件厚度函数570的一个实施例的二维曲线图500。曲线图500包括X轴560和y轴562，x轴代表翼型件厚度尺寸的增量，并且y轴代表翼型件百分比径向跨度的增量，其中0%代表接近翼型件的根部的位置，并且100%代表接近翼型件的末端的位置。如在图5中可以看出，随着翼型件的径向跨度百分比(例如从根部延伸至末端)从大约0%的径向跨度增加至大约90%的径向跨度，翼型件厚度可能减小(例如渐缩，减少厚度等等)。然而，同常规实施方式相反，在径向跨度的百分比大约90%至大约100%之间，翼型件厚度可能由于末端圆角(例如末端圆角210)而增加,如末端圆角曲线/函数572所示(阴影所示)。在翼型件的末端202附近由末端圆角210所提供的翼型件厚度方面的局部变化可减少末端泄漏，并改善涡轮效率。
[0041]转到图6，其显示了常规翼型件厚度斜率函数670的一个实施例的二维曲线图600。曲线图600包括X轴660和y轴662，x轴代表翼型件厚度斜率的增量，并且y轴代表翼型件百分比径向跨度的增量，其中0%代表接近翼型件根部的位置，并且100%代表接近翼型件末端的位置。厚度斜率可代表在任何弦向位置每单位径向高度和/或每单位跨度上的翼型件区段厚度方面的变化率。因此，厚度斜率函数可反映翼型件220的压力侧和吸力侧两者上的变化。
[0042]如在图6中可以看出，典型的翼型件在实质上其整个跨度上可具有实质上恒定的负的厚度斜率，如曲线670所示，其指示翼型件从根部至末端的锥度。然而，在实施例中，末端圆角210可导致和/或至少部分地被厚度斜率方面的变化所限定，其如示例曲线672所示。更具体地说，厚度斜率可在至少大约75%的径向跨度处，例如在至少大约80%的径向跨度处开始增加。另外，厚度斜率可从至少大约80%的径向跨度连续增加至大约100%的径向跨度。此外，因为在所示的示例中，厚度斜率可从至少大约80%径向跨度增加至大约100%的径向跨度，所以翼型件220的厚度可以更高的速率朝着100%的径向跨度而增加。因而，如在图6中可以看出，翼型件220的锥度在至少大约80%的径向跨度处开始减缓(即，在此处斜率开始增加)，直至厚度斜率在至少大约90%的径向跨度处，例如在至少大约95%的径向跨度处变成正的为止，在该点上，翼型件厚度开始增加。在一个实施例中，末端圆角210可被认为开始于厚度斜率变成正的地方，例如在至少大约95%的翼型件的径向跨度处，其还可代表最小翼型件厚度的点，但在另一实施例中，末端圆角210可被认为开始于厚度斜率开始增加的地方，例如在至少大约80%的径向跨度处。末端圆角210可在至少大约95%的径向跨度和大约100%的径向跨度(例如末端202)之间以增加的速率变厚或变宽，从而扩张到端壁等中，并且翼型件220的吸力侧和压力侧中的一个或两者的轮廓可变化，以实现根据实施例的厚度斜率方面的变化。
[0043]在一个实施例中，厚度斜率可由以下所示的方程(I)进行计算，其中rad是第一翼型件区段的跨度方向位置，chd是有待测量的翼型件厚度的第一翼型件区段的弦向位置，并且A_rad是跨度方面的小的变化。厚度斜率可基于翼型件厚度的两个测量值进行计算，其在跨度上紧靠在一起(例如由A_rad分开)，并可通过如下方程I进行估算:
厚度斜率=(翼型件厚度(rad, chd) —翼型件厚度(rad_A_rad, chd) / Δ _rad)(方程I)。
[0044]应该注意的是，图6中所示的厚度斜率函数是根据这里的教导的一个示例，并因而不限制这里公开的本发明的实施例。如上面指出的那样，翼型件220的吸力侧和压力侧中的一个或两者的轮廓可变化，以实施实施例。另外，虽然已经在转子叶片的末端圆角的情况下描述了实施例，但是应该懂得，这里的教导可应用于实施定子叶片的末端圆角，懂得在定子叶片的情况下，用于实施例的目的的径向跨度可从定子叶片的外极限增加至定子叶片的内极限。
[0045]转到图7-10，其显示了根据本公开的实施例的翼型件700的部分的实施例。图7显示了翼型件700的部分的顶视图。图8显示了沿着图7中的线A-A看去的翼型件700的部分的横截面图，图9显示了沿着图7中的线B-B看去的翼型件700的部分的横截面图，并且图10显示了沿着图7中的线C-C看去的翼型件700的部分的横截面图。
[0046]参照图7，其显示了根据实施例的翼型件700的一个实施例径向向下的顶视图。翼型件700包括末端圆角770，其设置在吸力侧752上，并延伸到流路中。如从图中可以看出，末端圆角770相对于翼型件700的弧线780 (阴影所示)实质上垂直地设置，并且相对于标称/标准翼型件区段的厚度而增加了翼型件700的横截面末端部分的厚度。
[0047]如图8-10中所示，末端圆角770可具有相对于翼型件700变化的厚度和/或形状。末端圆角770的这种形状和/或厚度可能依赖于翼型件700上的末端圆角770的给定区段的位置。转图8，其根据实施例显示了沿着最接近翼型件700的前缘的线A-A看去的翼型件700的横截面图。如从图中可以看出，在翼型件700上接近前缘的该位置，末端圆角770的第一部分774具有相对于图9中所示的第二部分776实质上更小的厚度，第二部分定位在在前缘和后缘之间的翼型件700的中点附近。类似地，图10中所示且定位在翼型件700的后缘附近的第三部分778可具有比第二部分776更小的厚度。应该懂得，末端圆角770的厚度和/或形状可跨表面752而变化，并且虽然翼型件700的壁如图7-10中所示是实质上平行的，但是这些实施例仅仅是示例，并且翼型件700的壁可采用任何形状和/或彼此相对的任何关系。
[0048]转到图11，其根据实施例显示了翼型件850，其包括设置在翼型件850上的单个末端圆角852。在一个实施例中，末端圆角852的厚度可相对于对翼型件850的末端854的接近度而增加。从图中可以看出