用于改善涡轮叶片性能的方法及系统与流程

本公开内容的领域大体上涉及燃气涡轮发动机，并且更具体地涉及用于利用涡轮叶片小翼改善涡轮叶片性能的方法及系统。

背景技术：

一些已知的燃气涡轮发动机具有串流连通地布置的导管风扇和核心发动机。风扇将空气提供至核心发动机("核心流")和包绕核心发动机的旁通导管("旁通流")。核心发动机压缩核心流且随后使其与燃料混合以用于点燃混合物来生成穿过涡轮的燃烧气体流。燃烧气体驱动称为"静止护罩"的圆柱形结构内的涡轮。间隙存在于涡轮的旋转叶片的末梢与静止护罩之间。燃烧气体在叶片末梢上从各个叶片的压力侧泄漏到叶片的吸力侧。此泄漏积累成吸力侧上的涡流，促成压力损失和叶片负载的减小，这降低涡轮的效率和性能。末梢涡流还可增大与上游护罩吹扫流相关联的二次压力损失。

一些系统试图使用末梢扩口或其它几何特征减小这些效果来加强末梢密封特征。然而，这些尝试通常聚焦于叶片的压力侧，其并未解决来自叶片的吸力侧上的涡流积累的损失，且并未成功地抑制涡流形成和相关联的压力损失。

技术实现要素：

一方面，提供了一种涡轮叶片。涡轮叶片包括叶片根部、叶片末梢以及在叶片根部与叶片末梢之间延伸的翼型件。翼型件具有在翼型件的前缘与后缘之间延伸的相对的压力侧和吸力侧，以及位于前缘与后缘之间的最大厚度。叶片末梢包括小翼，小翼从压力侧和吸力侧中的至少一者从前缘与最大厚度之间的前点向后到最大厚度与后缘之间的后点沿侧向向外延伸。

另一方面，提供了一种改善涡轮叶片性能的方法。该方法包括提供从叶片根部沿径向向外延伸的涡轮叶片，涡轮叶片包括形成在涡轮叶片的远端处的叶片末梢以及在叶片根部与叶片末梢之间延伸的翼型件，其中翼型件具有在翼型件的前方的前缘与后方的后缘之间延伸的相对的压力侧和吸力侧以及位于前缘与后缘之间的最大厚度。该方法还包括提供联接至叶片末梢的小翼，小翼从压力侧和吸力侧中的至少一者从前缘与最大厚度之间的前点向后到最大厚度与后缘之间的后点沿侧向向外延伸，其中小翼构造成将叶片末梢上的泄漏空气流远离翼型件引导。引导导致由泄漏空气形成的涡流紧凑，且通过关于其限定的叶片通路减小了跨过叶片末梢的压力损失。

还有另一方面，提供了一种涡扇发动机，涡扇发动机包括核心发动机，其包括多级压缩机以及由核心发动机中生成的气体驱动的动力涡轮供能的风扇。动力涡轮包括涡轮叶片，涡轮叶片包括叶片根部、叶片末梢以及在叶片根部与叶片末梢之间延伸的翼型件。翼型件具有在翼型件的前缘与后缘之间延伸的相对的压力侧和吸力侧以及位于前缘与后缘之间的最大厚度。叶片末梢包括小翼，小翼从压力侧和吸力侧中的至少一者从前缘与最大厚度之间的前点向后到最大厚度与后缘之间的后点沿侧向向外延伸。

技术方案1.一种涡轮叶片，包括：

叶片根部；

叶片末梢；以及

在所述叶片根部与所述叶片末梢之间延伸的翼型件，所述翼型件具有在所述翼型件的前方的前缘与后方的后缘之间延伸的相对的压力侧和吸力侧，所述翼型件具有位于所述前缘与所述后缘之间的最大厚度，

所述叶片末梢包括从所述压力侧与所述吸力侧中的至少一者从所述前缘与所述最大厚度之间的前点向后到所述最大厚度与所述后缘之间的后点沿侧向向外延伸的小翼。

技术方案2.根据技术方案1所述的涡轮叶片，其中，所述涡轮叶片由静止护罩包围，所述叶片末梢通过末梢间隙与所述静止护罩间隔开，且其中所述小翼的所述前点定位在所述翼型件的所述压力侧与所述吸力侧之间的压力梯度的矢量和变得大于所述静止护罩附近的空气的相对动量的位置处。

技术方案3.根据技术方案1所述的涡轮叶片，其中，所述小翼包括从所述前缘与所述最大厚度之间的所述前点向后延伸的前方第一部分，所述第一部分包括凸形前边缘。

技术方案4.根据技术方案3所述的涡轮叶片，其中，所述小翼包括从所述第一部分向后延伸的后方第二部分，所述第二部分包括凹形后边缘。

技术方案5.根据技术方案1所述的涡轮叶片，其中，所述小翼包括在所述小翼的所述侧面的至少一部分上形成复合曲面的侧面。

技术方案6.根据技术方案5所述的涡轮叶片，其中，所述小翼的所述侧面沿径向向内成角度。

技术方案7.根据技术方案1所述的涡轮叶片，其中，所述小翼从所述压力侧和所述吸力侧中的至少一者沿侧向向外延伸，与所述叶片末梢间隔开预定径向距离。

技术方案8.根据技术方案1所述的涡轮叶片，其中，所述叶片末梢包括顶面，且所述小翼包括与所述叶片末梢顶面连续的顶面，所述小翼从所述吸力侧沿侧向向外延伸。

技术方案9.根据技术方案1所述的涡轮叶片，其中，所述叶片末梢还包括构造成将冷却空气导送至所述小翼的冷却孔口布置。

技术方案10.一种提供涡轮叶片的方法，所述方法包括：

提供从叶片根部沿径向向外延伸的涡轮叶片，所述涡轮叶片包括形成在涡轮叶片的远端处的叶片末梢以及在所述叶片根部与所述叶片末梢之间延伸的翼型件，其中所述翼型件具有在所述翼型件的前方的前缘与后方的后缘之间延伸的相对的压力侧和吸力侧以及位于所述前缘与所述后缘之间的最大厚度；以及

提供联接至所述叶片末梢的小翼，所述小翼从所述压力侧和所述吸力侧中的至少一者从所述前缘与所述最大厚度之间的前点向后到所述最大厚度与所述后缘之间的后点沿侧向向外延伸，其中所述小翼构造成将所述叶片末梢上的泄漏空气流远离所述翼型件引导，所述引导导致由所述泄漏空气形成的涡流紧凑，所述引导还通过关于其限定的叶片通路减小跨过所述叶片末梢的压力损失。

技术方案11.根据技术方案10所述的方法，其中，所述方法还包括使所述小翼的侧面沿径向向内成角度，所述侧面形成所述小翼的所述侧面的至少一部分上的复合曲面。

技术方案12.根据技术方案10所述的方法，其中，所述方法还包括使所述小翼与所述叶片末梢间隔开预定径向距离。

技术方案13.根据技术方案10所述的方法，其中，所述方法还包括使所述小翼与所述叶片末梢的顶面对准，所述对准将所述小翼定位成关于所述叶片末梢的顶面成连续构造。

技术方案14.根据技术方案10所述的方法，其中，所述方法还包括将所述小翼的前点定位在所述叶片末梢的涡流起始点处。

技术方案15.根据技术方案14所述的方法，其中，静止护罩还限定所述叶片通路，且其中将所述小翼的前点定位在所述叶片末梢的涡流起始点处包括将所述小翼的前点定位在所述翼型件的压力侧与吸力侧之间的压力梯度的矢量和变得大于所述静止护罩附近的空气的相对动量的位置处。

技术方案16.根据技术方案10所述的方法，其中，所述方法还包括提供限定在所述叶片末梢中的冷却孔口布置，所述冷却孔口布置构造成将冷却空气导送至所述小翼。

技术方案17.一种涡扇发动机，包括：

包括多级压缩机的核心发动机；以及

由所述核心发动机中生成的气体驱动的涡轮供能的风扇，

所述涡轮包括涡轮叶片，所述涡轮叶片包括：

叶片根部；

叶片末梢；以及

在所述叶片根部与所述叶片末梢之间延伸的翼型件，所述翼型件具有在所述翼型件的前方的前缘与后方的后缘之间延伸的相对的压力侧和吸力侧，所述翼型件具有位于所述前缘与所述后缘之间的最大厚度，

所述叶片末梢包括从所述压力侧与所述吸力侧中的至少一者从所述前缘与所述最大厚度之间的前点向后到所述最大厚度与所述后缘之间的后点沿侧向向外延伸的小翼。

技术方案18.根据技术方案17所述的涡扇发动机，其中，所述涡轮叶片由静止护罩包围，所述叶片末梢通过末梢间隙与所述静止护罩间隔开，且其中所述小翼的所述前点定位在所述翼型件的所述压力侧与所述吸力侧之间的压力梯度的矢量和变得大于所述静止护罩附近的空气的相对动量的位置处。

技术方案19.根据技术方案17所述的涡扇发动机，其中，所述小翼包括从所述前缘与所述最大厚度之间的所述前点向后延伸的前方第一部分，所述第一部分包括凸形前边缘。

技术方案20.根据技术方案18所述的涡扇发动机，其中，所述小翼包括从所述第一部分向后延伸的后方第二部分，所述第二部分包括凹形后边缘。

技术方案21.根据技术方案17所述的涡扇发动机，其中，所述小翼包括在所述小翼的所述侧面的至少一部分上形成复合曲面的侧面。

技术方案22.根据技术方案21所述的涡扇发动机，其中，所述小翼的所述侧面沿径向向内成角度。

技术方案23.根据技术方案17所述的涡扇发动机，其中，所述小翼从所述压力侧和所述吸力侧中的至少一者沿侧向向外延伸，与所述叶片末梢间隔开预定径向距离。

技术方案24.根据技术方案17所述的涡扇发动机，其中，所述叶片末梢包括顶面，且所述小翼包括与所述叶片末梢顶面连续的顶面，所述小翼从所述吸力侧沿侧向向外延伸。

技术方案25.根据技术方案17所述的涡扇发动机，其中，所述涡扇发动机还包括包绕所述涡轮的静止护罩，所述静止护罩和所述叶片末梢限定其间的间隙，其中泄漏空气流过所述间隙以形成所述翼型件的所述吸力侧上的涡流，且其中所述小翼构造成将所述涡流远离所述翼型件引导以减小来自其的压力损失。

技术方案26.根据技术方案17所述的涡扇发动机，其中，所述叶片末梢还包括构造成将冷却空气导送至所述小翼的冷却孔口布置。

附图说明

在参照附图阅读以下详细描述时，本公开内容的这些及其它特征、方面和优点将变得更好理解，附图中相似的标号表示贯穿附图相似的部分，在附图中：

图1为根据本公开内容的示例性实施例的具有包括至少一个涡轮叶片的高压涡轮的示例性燃气涡轮发动机的示意图。

图2为图1中所示的涡轮叶片的第一示例性实施例的顶部平面视图；

图3为图2中所示的涡轮叶片的透视图；

图4为包括第一备选叶片末梢的如图1-图3中所示的一个涡轮叶片的透视图；

图5为包括第一备选叶片末梢的图4中所示的涡轮叶片的第一侧视图；

图6为包括第一备选叶片末梢的图4和图5中所示的涡轮叶片的第二侧视图；

图7为包括第二备选叶片末梢的如图1-图6中所示的一个涡轮叶片的透视图；

图8为包括第二备选叶片末梢的图7中所示的涡轮叶片的第一侧视图；

图9为包括第二备选叶片末梢的图7和图8中所示的涡轮叶片的第二侧视图；

图10为包括冷却孔口布置的第一示例性实施例的图1-图9中所示的涡轮叶片的顶部平面视图；

图11为包括图10中所示的冷却孔口布置的涡轮叶片的侧视图；

图12为包括冷却孔口布置的第二示例性实施例的图1-图9中所示的涡轮叶片的顶部平面视图；

图13为包括图12中所示的冷却孔口布置的涡轮叶片的侧视图；

图14为包括冷却孔口布置的第三示例性实施例的图1-图9中所示的涡轮叶片的顶部平面视图；

图15为包括图14中所示的冷却孔口布置的涡轮叶片的侧视图；

图16为包括第三备选叶片末梢的如图1-图15中所示的一个涡轮叶片的透视图；

图17为包括第四备选叶片末梢的如图1-图16中所示的一个涡轮叶片的透视图；

图18为第一备选涡轮叶片的侧视图；以及

图19为第二备选涡轮叶片的侧视图。

除非另外指出，否则本文提供的附图意在说明本公开内容的实施例的特征。这些特征认作是适用于包括本公开内容的一个或多个实施例的种类繁多的系统。因此，附图不意在包括对于本文公开的实施例的实施所需的本领域的普通技术人员已知的所有常规特征。

零件清单

100涡扇发动机

112纵轴线

114风扇组件

116核心涡轮发动机

118外壳

119静止护罩

120环形入口

122lp压缩机

124hp压缩机

126燃烧区段

128hp涡轮

130lp涡轮

132喷气排气喷嘴区段

134hp轴或转轴

136lp轴或转轴

137核心空气流路

138可变桨距风扇

140风扇叶片

150机舱

156旁通空气流通路

158一定量的空气

160入口

162第一部分

164第二部分

166燃烧气体

168hp涡轮定子导叶

170hp涡轮转子叶片

171间隙

172lp涡轮定子导叶

174lp涡轮转子叶片

176风扇喷嘴排气区段

178热气路

201燕尾部

202翼型件

203叶片根部

204末梢

210压力侧

212吸力侧

213弧高

214前缘

215翼弦

216后缘

218前区段

220第一翼型件侧壁

222第二翼型件侧壁

224第一凹槽状末梢肋条

226第二凹槽状末梢肋条

228末梢横档(tiprail)

230末梢腔

232末梢底板(tipfloor)

234外表面

236末梢横档顶面

240泄漏流

242涡流

244涡流起始点

250小翼(winglet)

252前点

254后点

255前方第一部分

256前边缘

257后方第二部分

258后边缘

260小翼顶面

262小翼底面

264小翼侧面

266底部圆角

290吸力侧点

404第一备选叶片末梢

442边界层

450第一小翼

452第一前点

454第一后点

459第一区域

460小翼顶面

461第二区域

466底部圆角

470第二小翼

472第二前点

474第二后点

476底部圆角

478小翼底面

490压力侧点

704第二备选叶片末梢

750第一小翼

752第一前点

754第一后点

760小翼顶面

762连续区域

770第二小翼

772第二前点

774第二后点

1000冷却孔口布置

1002孔口

1004冷却通道

1006第一端

1008第二端

1010内表面

1012外部

1014内部

1100冷却孔口布置

1102第一孔口

1104第二孔口

1106冷却通道

1108第一端

1110第二端

1112外表面

1114内表面

1200冷却孔口布置

1202第一孔口

1204第二孔口

1206冷却通道

1208第一端

1210第二端

1604第三备选叶片末梢

1650第一小翼

1652第一子小翼

1654第二子小翼

1656第三子小翼

1658前点

1660前点

1662后点

1664前点

1666后点

1668前点

1670第二小翼

1672后点

1704第四备选叶片末梢

1750第一小翼

1760末梢挡板

1762第一凹穴

1764第二凹穴

1800第一备选涡轮叶片

1802翼型件

1804末梢

1814前缘

1816后缘

1850小翼

1852末梢顶面

1900第二备选涡轮叶片

1902翼型件

1904末梢

1906弯曲部分

1950小翼

1952末梢顶面。

具体实施方式

在以下说明书和权利要求中，将对多个用语进行参照，它们应当限定为具有以下意义。

单数形式"一个"、"一种"和"该"包括复数参照，除非上下文清楚地另外指出。

"可选"或"可选地"意思是随后描述的事件或情形可发生或可不发生，且描述包括事件发生的情况以及其不发生的情况。

如本文贯穿说明书和权利要求使用的近似语言可用于修饰可允许在不导致其涉及的基本功能的变化的情况下改变的任何数量表达。因此，由一个或多个诸如"大约"、"大概"和"大致"的用语修饰的值不限于指定的准确值。在至少一些情况中，近似语言可对应于用于测量值的器具的精度。这里和贯穿说明书和权利要求，范围限制可组合和/或互换，此范围被确定且包括包含在其中的所有子范围，除非上下文或语言另外指出。

本文所述的涡轮叶片的实施例通过提供涡轮叶片上的小翼提供用于改善涡轮的性能的成本效益合算的方法。在一个实施例中，小翼定位在涡流起始点处，且构造成将由泄漏空气形成的涡流远离涡轮叶片的翼型件引导。涡流紧凑结合或积累成更紧凑的核心，其减小由涡流引起的压力损失。小翼构造成在涡轮叶片的叶片末梢的前缘后方开始且终止于叶片末梢的后缘前方，这优化了小翼以减小压力损失而不增加不需要的重量。

图1为根据本公开内容的示例性实施例的燃气涡轮发动机100的示意性截面视图。在示例性实施例中，燃气涡轮发动机100体现为高旁通涡扇喷气发动机。如图1中所示，涡扇发动机100限定轴向方向a(平行于为了参照提供的纵向中心线112延伸)和径向方向r。大体上，涡扇100包括风扇组件114和设置在风扇组件114下游的核心发动机116。

在示例性实施例中，核心发动机116包括限定环形入口120的大致管状的外壳118。静止护罩119限定外壳118的内表面或边界。外壳118成串流关系地包围：包括增压器或低压(lp)压缩机122和高压(hp)压缩机124的压缩机区段；燃烧区段126；包括高压(hp)涡轮128和低压(lp)涡轮130的涡轮区段；以及喷气排气喷嘴区段132。高压(hp)轴或转轴134将hp涡轮128传动地连接至hp压缩机124。低压(lp)轴或转轴136将lp涡轮130传动地连接至lp压缩机122。压缩机区段、燃烧区段126、涡轮区段和喷嘴区段132一起限定核心空气流路137。

在涡扇发动机100的操作期间，一定量的空气158通过风扇组件114(其包括风扇158)的相关联的入口160进入涡扇发动机100。当一定量的空气158穿过风扇138的多个风扇叶片140时，一定量的空气158的第一部分162引导或传送到旁通空气流通路156(在核心发动机116与环形机舱150之间)中，且一定量的空气158的第二部分164引导或传送到核心空气流路137中，或更具体而言到lp压缩机122中。第一部分162与第二部分164之间的比率通常称为旁通比。第二部分164的压力然后在其传送穿过高压(hp)压缩机124且到燃烧区段126中时增大，在燃烧区段中其与燃料混合且焚烧以提供燃烧气体166。

燃烧气体166传送穿过hp涡轮128，在该处，来自燃烧气体166的热能和/或动能的一部分经由联接至外壳118的hp涡轮定子导叶168和联接至hp轴或转轴134的hp涡轮转子叶片170的连续级获得，因此引起hp轴或转轴134旋转，这然后驱动hp压缩机124旋转。间隙171存在于叶片170的末梢与静止护罩119之间，这引起气体116的一部分在其上泄漏。该泄漏产生在叶片170正下游的涡流，这引起压力损失且降低了hp涡轮128的效率。燃烧气体166然后传送穿过lp涡轮130，在该处，热能和动能的第二部分经由联接至外壳118的lp涡轮定子导叶172和联接至lp轴或转轴136的lp涡轮转子叶片174的连续级从燃烧气体166获得，这驱动lp轴或转轴136以及lp压缩机122的旋转和/或风扇138的旋转。

燃烧气体166随后传送穿过核心发动机166的喷气排气喷嘴区段132以提供推进推力。同时，第一部分162的压力在第一部分162在其从涡扇发动机100的风扇喷嘴排气区段176排出之前传送穿过旁通空气流通路156时显著增大，也提供推进推力。hp涡轮128、lp涡轮130和喷气排气喷嘴区段132至少部分地限定用于传送燃烧气体166穿过核心发动机116的热气路178。

涡扇发动机100仅通过示例在图1中绘出，且在其它示例性实施例中，涡扇发动机100可具有任何其它适合的构造，例如，包括涡轮螺旋桨发动机。

图2为如图1中所示的hp涡轮叶片170的第一示例性实施例的顶部平面视图，且图3为图2中所示的涡轮叶片170的透视图。应当理解的是，尽管以下论述针对hp涡轮128的叶片170，但本公开内容适用于任何涡轮中的叶片，包括lp涡轮130、动力涡轮(未示出)和/或中压涡轮(也未示出)。叶片170从构造成接合涡轮128的转子盘(未示出)的燕尾部201延伸。叶片170的叶片根部203联接至燕尾部201，且从燕尾部201沿径向向外形成。叶片170还包括翼型件202和在其径向远端处的与叶片根部203相对的末梢204。在示例性实施例中，末梢204包括凹槽状末梢。叶片170包括压力侧210和周向地相对的吸力侧212，它们在前缘214与相对的后缘216之间沿翼弦215轴向地延伸。压力侧210大体上为凹形的且包括第一翼型件侧壁220，且吸力侧212大体上与压力侧210互补地为凸形的且包括第二翼型件侧壁222。末梢204包括符合第一侧壁220的第一凹槽状末梢肋条224，以及符合第二侧壁222的第二凹槽状末梢肋条226。第一末梢肋条224和第二末梢肋条226限定大致连续的末梢横档228。此外，第一末梢肋条224和第二末梢肋条226与彼此间隔开，且在其间限定末梢腔230，末梢腔230包括跨在第一翼型件侧壁220与第二翼型件侧壁222之间且包围叶片170的径向端的末梢底板232。在备选实施例中，末梢204可不包括末梢肋条224、226或末梢腔230；换言之，末梢204可为平的或平坦的。

末梢204还包括小翼250。在所示实施例中，小翼250沿叶片170的吸力侧212且从其周向地沿翼弦延伸。更具体而言，在所示实施例中，小翼250与末梢横档228整体结合形成且从末梢横档228沿周向延伸。在备选实施例中，小翼250可不是与末梢横档228整体结合形成的。例如，小翼250可在铸造、模制、锻造或其它制造过程中制成，且可在增材过程中联接至末梢204。小翼250可由与叶片170的一个或多个其它构件(例如，翼型件202和/或末梢204)相同的材料制成。作为备选，小翼250可由与叶片170的一个或多个其它构件不同的材料制成。

在示例性实施例中，小翼250从前点252延伸至后点254。如上文所述，间隙171(图1中所示)限定在叶片末梢204与静止护罩119之间。气体240从叶片170的压力侧210泄漏至叶片170的吸力侧212且形成涡流242。小翼250构造成改变气体240的局部流，使涡流242沿周向远离翼型件202引导。因此，涡流242具有更紧凑的"紧密地翻滚的"核心，其减小涡流242引起的跨过叶片末梢204的压力损失，改善了涡轮128的效率和性能。

在所示实施例中，小翼250的前点252定位在远离(即，后方)末梢204的前缘214的一定距离处。更具体而言，在所示实施例中，前点252定位在涡流起始点244处。换言之，小翼250构造成在涡流242开始的相同点244处开始。跨过叶片末梢204的末梢泄漏的量是在静止护罩119附近的接近静止的流体(未具体示出)的相对动量与翼型件202的压力侧210与吸力侧212之间的压差("跨过末梢的压力梯度")之间的平衡。跨过末梢的压力梯度大致正交于叶片末梢204的弧高213。在末梢204的前区段218中，接近护罩的流体的有效相对动量大于跨过末梢的压力梯度。静止护罩119附近的流体在叶片末梢204上引起高动量射流，由于叶片170的旋转而垂直于轴线112作用。在叶片170上的更后方，末梢204的升起克服该射流。因此，在一个实施例中，小翼250的前点252位于跨过末梢的压力梯度的矢量和变得大于接近护罩的流体流的相对动量(即，涡流起始点244处)的位置处。应当理解的是，涡流起始点244的位置可从叶片170的一个实施例到另一个变化，且因此，前点252的位置可类似地变化。此外，在一些情况中，涡流起始点244的位置使用各种分析过程来确定，诸如计算流体力学(cfd)分析。

使前点252与末梢204的前缘214间隔开有助于减少前点252与前缘214之间的小翼250的任何额外材料，从而最大限度减少小翼250对叶片170的外加重量。在其它实施例中，小翼250的前点252在前缘214附近，或在前缘214与涡流起始点244之间(即，涡流起始点244前方)。在还有其它实施例中，小翼250的前点252定位在涡流起始点244后方；然而，这可降低小翼250在减小涡流242引起的压力损失中的效力。

前点252至少部分地限定小翼250的前方第一部分255(包括前边缘256)与第二末梢肋条226的外表面234之间的第一边界。在示例性实施例中，前边缘256包括凸形曲面，其与第二末梢肋条226的外表面234融合或大致连续。前边缘256可从前点252切向地延伸，作为从前点252的直线，作为从前点252的曲面，和/或具有任何其它适合的构造，使得小翼250如本文所述起作用。在一些实施例中，前边缘256可不是与第二末梢肋条226的外表面大致连续。例如，前边缘256可从拐角或与第二末梢肋条226的外表面234的明显交会处从前点252延伸。

在所示实施例中，小翼250的前点254定位成离末梢204的后缘216(即，在前方)一定距离。使后点254与末梢204的后缘216间隔开有助于减少后点254与后缘216之间的小翼250的任何额外材料，从而最大限度减少小翼250对叶片170的外加重量。在其它实施例中，小翼250的后点254可定位在离后缘216任何距离处，使得小翼250如本文所述起作用。作为备选，小翼250的后点254可定位在后缘216附近。

后点254至少部分地限定小翼250的后方第二部分257(包括后边缘258)与第二末梢肋条226的外表面234之间的第二边界。在示例性实施例中，后边缘258包括凹形曲面，其与第二末梢肋条226的外表面234融合或大致连续。后边缘258从第二末梢肋条226的外表面234以一种轮廓延伸。后边缘258可从后点254沿切向延伸，作为从后点254的直线，作为从后点254的曲面或轮廓，和/或具有任何其它适合的构造，使得小翼250如本文所述起作用。在一些实施例中，后边缘258可不是与第二末梢肋条226的外表面大致连续的。例如，后边缘258可从后点254陡峭地延伸，诸如在拐角或与第二末梢肋条226的外表面234的明显交会处。

小翼250还包括小翼顶面260、小翼底面262，以及在其间延伸的小翼外缘或侧面264。在所示实施例中，小翼顶面260与末梢横档228的顶面236大致连续。此外，小翼顶面260为环形的且与护罩119(图1中所示)同心。小翼底面262包括构造成改善小翼250的结构强度的一个或多个圆角266。在其它实施例中，小翼底面262可不包括圆角266。例如，小翼底面262可大致为平坦的且/或与小翼顶面260互补。小翼侧面264包括前边缘256和后边缘258。小翼侧面264可具有任何尺寸、形状和/或构造，使得小翼250如本文所述起作用。在所示实施例中，小翼侧面264包括前边缘256与后边缘258之间的复合曲面且包括前边缘256和后边缘258。此外，小翼侧面264构造成使得小翼250从末梢204延伸至少大约最大叶片厚度t的位置(或"高弧高")。换言之，小翼250定位成使得前点252在前缘214与对应于厚度t的吸力侧点290之间，且后点254在对应于厚度t的吸力侧点290与后缘216之间。在备选实施例中，前点252定位在对应于厚度t的吸力侧点290与后缘216之间。

在其它实施例中，小翼侧面264可包括曲面和/或直线的任何组合。此外，小翼侧面264可在小翼顶面260与小翼底面262之间以任何角度延伸和/或具有任何构造(例如，弯曲的、成角度的、直的)。此外或作为备选，在一些实施例中，小翼顶面260、小翼底面262和小翼侧面264中的一个或多个可作为备选构造成使得小翼250包括额外特征，诸如下垂、断片、凸脊、额外(径向)弯曲部分、峰、谷和/或它们的任何组合。

此外，在一些实施例中，小翼顶面260可不与末梢横档顶面236大致连续，且/或可不与护罩119同心。例如，在一些实施例中，小翼250可沿径向向外偏置，使得小翼顶面260在末梢横档顶面236上方延伸。这种向外径向偏置由末梢204与护罩119之间的末梢空隙的量限制。在其它实施例中，小翼250可沿径向向内偏置，使得小翼顶面260在末梢横档顶面236下方延伸。在还有其它实施例中，小翼顶面260可不从末梢横档顶面236偏置，而是可从其在远离末梢横档228的周向方向上沿径向向内或沿径向向外延伸(例如，在曲面中和/或在平面中)。

此外或作为备选，如本文进一步所述，小翼250可包括末梢204的其它特征或与末梢204的其它特征整体结合形成。例如，小翼250可与压力侧扩口特征、末梢挡板特征和/或末梢204的任何其它特征中的一个或多个整体结合。

应当认识到的是，根据本文的教导内容，小翼250可在叶片170的不同实施例(例如，小或大的、未来的或现有的飞行器或非飞行器涡轮)上实施。特别地，小翼250可在叶片末梢204上实施而没有较大的重量或成本增加，具有多个益处和优点。小翼250构造成减小由涡流242施加的擦刷阻力。因此，通过将如本文大致所示和所述的小翼250引入叶片170，叶片170经历减小的压力损失，这导致由涡轮128完成的增加的功和涡轮128的较高效率(例如，涡轮效率的大约0.10个点的提高)。因此，发动机100的燃料消耗率可降低(例如，达大约0.05%到0.10%)。此外，由于压力损失减小，还实现了下游空气压力的改善。具体而言，在叶片末梢204上包括小翼250可改善进入涡轮128的涡轮中心框架(tcf，未示出)的流，导致了tcf中的减小的压力损失。

图4为包括第一备选叶片末梢404的一个涡轮叶片170(图1-3中所示)的透视图，图5为包括叶片末梢404的涡轮叶片170的第一侧视图，且图6为包括叶片末梢404的涡轮叶片170的第二侧视图。在图4-图6中所示的构件与图2和图3中所示的构件相同或功能相似的地方，使用了相同的参考标号。在所示实施例中，叶片170包括翼型件202和末梢404。末梢404包括可类似于图2和图3中所示的小翼250的第一小翼450，以及第二小翼470。第一小翼450沿叶片170的吸力侧212且从其周向地沿翼弦延伸。第二小翼470沿叶片170的压力侧210且从其周向地沿翼弦延伸。更具体而言，在所示实施例中，第二小翼470与末梢横档228整体结合形成且从末梢横档228沿周向延伸。在备选实施例中，第二小翼470可不是与末梢横档228整体结合形成的。第一小翼450从前点452(本文称为"第一前点"452)延伸至后点454(本文称为"第一后点"454)。第二小翼470也从前点472(本文称为"第二前点"472)延伸至后点474(本文称为"第二后点"474)。

在所示实施例中，第二前点472定位在前缘214的后方，且第二后点474定位在后缘216的前方。在备选实施例中，第二小翼470与第一小翼450连续地形成，使得第一前点452和第二前点472在前缘214处会合，且/或第一后点454和第二后点474在后缘216处会合。第二小翼定位成使得第二前点472在前缘214与对应于最大叶片厚度t的压力侧点490之间，且第二后点474在对应于最大叶片厚度t的压力侧点490与后缘216之间。第二小翼470可具有类似于关于图2和图3所述的第一小翼450和/或小翼250的一个或多个特征。例如，第二小翼470可包括类似于小翼250的底部圆角266和/或第一小翼450的底部圆角466的底部圆角476。如图5中所示，第二(压力侧)小翼470构造为"阻流物"，因为其增大缩脉(或文丘里)效应(这增大空气的边界层442)，这继而又减小泄漏空气240的排放系数(或流量)。换言之，第二小翼470使得泄漏空气240难以进入间隙171。因此，第二小翼470有助于减弱引起的涡流积累242。此外，通过提供第一小翼450和第二小翼470增大末梢204的表面面积有助于加厚边界层442。在一个实施例中，第二小翼470的小翼底面478相比于叶片170的其余部分(或至少一部分)可具有增大的表面粗糙度，象这样的表面粗糙度有助于增大跨过小翼底面478引起的湍流。边界层442继而可增大。在另一个备选实施例中，末梢404可仅包括第二(压力侧)小翼470。

此外，在所示实施例中，第一小翼450包括小翼顶面460。在所示实施例中，小翼顶面460包括第一区域459和第二区域461。第二区域461与末梢横档顶面236大致共面，且第一区域459从第二区域461径向地向内成角度或斜切。

图7为包括第二备选叶片末梢704的涡轮叶片170(图1-图6中所示)的透视图，图8为包括叶片末梢704的涡轮叶片170的第一侧视图，且图9为包括叶片末梢704的涡轮叶片170的第二侧视图。在图7-图9中所示的构件与图2和图3和/或图4-图6中所示的构件相同或功能相似的地方，使用了相同的参考标号。在所示实施例中，叶片170包括翼型件202和末梢704。末梢704包括可类似于小翼250(图2和图3中所示)和/或小翼450(图4-图6中所示)的第一小翼750。末梢704还包括第二小翼770，其可类似于第二小翼470(也在图4-图6中示出)。第一小翼750沿叶片170的吸力侧212且从其周向地沿翼弦延伸。第二小翼770沿叶片170的压力侧210且从其周向地沿翼弦延伸。更具体而言，在所示实施例中，第二小翼770与末梢横档228整体结合形成且从末梢横档228沿周向延伸。在备选实施例中，第二小翼770可不是与末梢横档228整体结合形成的。

第一小翼750从前点752(本文称为"第一前点"752)延伸至后点754(本文称为"第一后点"754)。第二小翼770也从前点772(本文称为"第二前点"772)延伸至后点774(本文称为"第二后点"774)。在所示实施例中，第二前点772定位在前缘214的后方，且第二后点774定位在后缘216的前方。第二小翼770可具有类似于小翼250、450、470和/或750中的一个或多个的一个或多个特征。在另一个备选实施例中，末梢704可仅包括第二(压力侧)小翼770。

此外，在所示实施例中，第一小翼750包括小翼顶面760。在所示实施例中，小翼顶面760与末梢横档顶面236间隔开预定距离d。距离d可基于叶片170和/或末梢704的一个或多个特征确定。在所示实施例中，小翼顶面760包括构造成使第一小翼750与末梢704连续融合的连贯区域761。在备选实施例中，小翼顶面760不包括连贯区域761，使得小翼750在离末梢横档顶面236距离d处从第二侧壁222陡峭地延伸。

图10和图11示出了可与叶片170(图1-图9中所示)一起实施的冷却孔口布置1000的第一示例性实施例。更具体而言，图10为包括冷却孔口布置1000的叶片170的顶部平面视图，且图11为包括冷却孔口布置1000的叶片170的侧视图。冷却孔口布置可与叶片170一起实施来向小翼250(图2和图3中所示)、向第一小翼450和/或第二小翼470(图4-图6中所示)和/或向第一小翼750和/或第二小翼770(图7-图9中所示)提供冷却(例如，从叶片内部冷却回路引出的冷却空气，未示出)。在所示实施例中，冷却孔口布置1000包括一个或多个孔口1002。各个孔口1002在第一端1006与第二端1008之间限定冷却通道1004。第一端1006限定在末梢横档顶面236中，且第二端1008限定在与末梢腔230相对的末梢底板232的内表面1010中。因此，冷却通道1004在叶片170的外部1012与叶片170的内部1014之间延伸。

图12和图13示出了可与叶片170(图1-图9中所示)一起实施的冷却孔口布置1100的第二示例性实施例。更具体而言，图12为包括冷却孔口布置1100的叶片170的顶部平面视图，且图13为包括冷却孔口布置1100的叶片170的侧视图。在所示实施例中，冷却孔口布置1100包括一个或多个第一孔口1102和一个或多个第二孔口1104。各个第一孔口1102可大致类似于孔口1002(图10和图11中所示)。各个第二孔口1104在第一端1108与第二端1110之间限定冷却通道1106。第一端1108邻近小翼底面262限定在第二侧壁222的内表面1112中。第二端1110限定在第二侧壁222的与外表面1112相对的内表面1114中。因此，冷却通道1106也在叶片170的外部1012与内部1014之间延伸。第二孔口1104构造成向小翼250提供额外或补充的冷却。

图14和图15示出了可与叶片170(图1-图9中所示)一起实施的冷却孔口布置1200的第三示例性实施例。更具体而言，图13为包括冷却孔口布置1200的叶片170的顶部平面视图，且图14为包括冷却孔口布置1200的叶片170的侧视图。在所示实施例中，冷却孔口布置1200包括一个或多个第一孔口1202和一个或多个第二孔口1204。各个第一孔口1202可大致类似于孔口1002(图10和图11中所示)。各个第二孔口1204在第一端1208与第二端1210之间限定冷却通道1206。第一端1208限定在小翼侧面264中(或在备选实施例中，小翼底面262)，且第二端1210限定在末梢底板232的内表面1010中。因此，冷却通道1206也在叶片170的外部1012与内部1014之间延伸，更具体而言，穿过小翼250的至少一部分。应当理解的是，本文所示的那些的备选冷却孔口布置可包括在叶片170上来冷却小翼250。冷却孔口布置可定位在叶片170的压力侧210、吸力侧212和/或末梢204上。其中的孔口可在叶片170的小翼250和/或翼型件202上游、附近和/或穿过其定位。

图16为包括第三备选叶片末梢1604的涡轮叶片170(图1-图15中所示)的透视图。在图16中所示的构件与图2和图3和/或图4-图9中所示的构件相同或功能相似的地方，使用了相同的参考标号。在所示实施例中，叶片170包括翼型件202和末梢1604。末梢1604包括可类似于小翼250(图2和图3中所示)、小翼450(图4-图6中所示)和/或小翼750(图7-图9中所示)的第一小翼1650。末梢1604还包括第二小翼1670，其可类似于第二小翼470(图4-图6中所示)和/或第二小翼770(图7-图9中所示)。

在所示实施例中，第一小翼1650包括多个"子小翼"1652、1654和1656。第一子小翼1652在与第一小翼1650的前点1658对应或共同定位的前点1660与后点1662之间延伸。第二子小翼1654从前点1664延伸至后点1666，且第三子小翼1656从前点1668延伸至后点1670，后点1670与第一小翼1650的后点1672对应或共同定位。在一个实施例中，第一子小翼1652的后点1662与第二子小翼1654的前点1664对应或共同定位，且/或第二子小翼1654的后点1666与第三子小翼1656的前点1668对应或共同定位。在另一个实施例中，第一子小翼1652的后点1662与第二子小翼1654的前点1664间隔开，且/或第二子小翼1654的后点1666与第三子小翼1656的前点1668间隔开。此外，在一个实施例中，前点1664、1668和/或后点1662、1666正好邻近第二末梢肋条226，使得子小翼1652、1654和/或1656中的一个或多个限定从第二翼型件侧壁222延伸的离散的子小翼。在另一个实施例中，前点1664、1668和/或后点1662、1666从第二末梢肋条226轴向地向外定位，使得子小翼1652、1654和/或1656中的一个或多个与子小翼1652、1654和/或1656中的其它子小翼连续。

图17为包括第四备选叶片末梢1704的涡轮叶片170(图1-16中所示)的透视图。在图17中所示的构件与图2和图3和/或图4-图9中所示的构件相同或功能相似的地方，使用了相同的参考标号。在所示实施例中，叶片170包括翼型件202和末梢1704。末梢1704包括可类似于小翼250(图2和图3中所示)、小翼450(图4-图6中所示)和/或小翼750(图7-图9中所示)的第一小翼1750。此外，叶片末梢1704包括在前缘214与后缘216之间弦向地向后延伸的整体结合的末梢挡板1760。末梢挡板1760横向嵌入末梢肋条224、226之间。此外，末梢挡板1760至少部分地符合第一末梢肋条224的空气动力轮廓，且至少部分地符合第二末梢肋条226的空气动力轮廓。末梢挡板1760将末梢1704的前区段218分成两个凹穴1762和1764。在所示实施例中，末梢挡板1760与末梢肋条224、226大致共面(或相同"高度")。末梢挡板1760和对应的凹穴1762、1764协作以从泄漏流240获得能量(图2和图5中所示)。更具体而言，二次流涡流在凹穴1762、1764内的泄漏流240的流线中形成，减小了叶片170的吸力侧212上的最终涡流积累242。

图18为第一备选涡轮叶片1800的侧视图。在所示实施例中，涡轮叶片1800包括翼型件1802和大体上锥形的末梢1804。更具体而言，末梢1804的前缘1814相比末梢1804的后缘1816进一步沿径向向外延伸。在所示实施例中，末梢1804包括构造成符合末梢1804的弯曲部分的小翼1850。尽管小翼1850示为从末梢顶面1852连续地延伸，但将理解的是，在备选实施例中，小翼1850可从末梢顶面1852沿径向向内定位。

图19为第二备选涡轮叶片1900的侧视图。在所示实施例中，涡轮叶片1900包括翼型件1902和具有复合弯曲部分1906的末梢1904。尽管弯曲部分1906示为"鞍状"形状，但应当理解的是，在备选实施例中，末梢1904可具有沿径向和/或沿轴向变化的任何复合弯曲部分1906。在所示实施例中，末梢1904包括构造成符合末梢1904的弯曲部分1906的小翼1950。尽管小翼1950示为从末梢顶面1952连续地延伸，但将理解的是，在备选实施例中，小翼1950可从末梢顶面1952沿径向向内定位。

上述涡轮叶片提供了成本效益合算的方法来用于提高涡扇发动机中的涡轮的效率和性能。具体而言，提供涡轮叶片上的上述小翼驱动引起的涡流远离涡轮叶片，这减少涡流且从而减少压力损失。小翼可设在叶片翼型件的吸力侧上，且可定位得邻近最大厚度的点或叶片的高弯曲部分。此外，冷却孔口布置构造成向叶片末梢上的小翼的增加结构提供冷却。

上文详细描述了高压涡轮中的涡轮叶片的示例性实施例。涡轮叶片和操作此系统和装置的方法不限于本文所述的特定实施例，但相反，系统的构件和/或方法的步骤可与本文所述的其它构件和/或步骤独立地且分开地使用。例如，方法和系统也可在其它发动机组件或使用涡轮的其它非发动机系统中，诸如水底船只和/或能量相关的应用。

尽管本公开内容的各种实施例的特定特征可在一些图中示出且在其它图中未示出，但这仅是为了方便。根据本公开内容的原理，附图的任何特征可与任何其它图的任何特征组合来参照和/或请求保护。

该书面描述使用示例来公开本发明，包括最佳模式，并且还使本领域技术人员能够实践本发明，包括制造和使用任何装置或系统以及执行任何包含的方法。本公开内容的可申请专利的范围由权利要求限定，并且可包括本领域技术人员想到的其它示例。如果这些其它示例具有不与权利要求的字面语言不同的结构要素，或者如果它们包括与权利要求的字面语言无实质差异的等同结构要素，则意在使这些其它示例处于权利要求的范围内。