CN104675441A - 包括末端圆角的涡轮翼型件 - Google Patents

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CN104675441A CN201410569188.1A CN201410569188A CN104675441A CN 104675441 A CN104675441 A CN 104675441A CN 201410569188 A CN201410569188 A CN 201410569188A CN 104675441 A CN104675441 A CN 104675441A
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L.L.布罗奇纳
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Abstract

本发明涉及包括末端圆角的涡轮翼型件。一种涡轮叶片可包括根部，其配置成连接到涡轮上，并支撑翼型件，翼型件配置成延伸到涡轮的流路中。翼型件可包括与根部实质上相反设置的末端以及设置在末端附近的第一末端圆角，其可实质上垂直于沿着涡轮叶片的表面的点处的局部流向而延伸遍及第一末端圆角的极限。末端圆角可通过有利地改变穿过级的流量而增强涡轮的性能，级中包含了叶片。

Description

包括末端圆角的涡轮翼型件
技术领域
这里公开的主题涉及用于飞机和发电应用的涡轮构件，并且更具体地说，涉及包括翼型件部分的涡轮构件，翼型件部分具有末端圆角，末端圆角增加了翼型件跨度的末端附近的翼型件厚度。
背景技术
某些飞机和/或发电设备系统，例如某些喷气式飞机、核电系统、简单循环和联合循环发电设备系统在其设计和操作中都采用了涡轮。这些涡轮中的某些包括一级或多级动叶，其在操作期间暴露于流体流中。各个动叶可包括支撑相应翼型件(例如涡轮叶片、叶片等等)的基部，其配置成与流体流发生空气动力学相互作用，并作为例如发电的一部分而从中提取功(例如产生推力，驱动机器，将热能转换成机械能等等)。由于这种相互作用和转换，这些翼型件的空气动力学特征和损失对于各个级的系统和涡轮的操作、性能、推力、效率和功率都具有影响。
在这些系统中，空气动力学损失和低效率的来源可包括末端泄漏，尤其在无遮盖的燃气涡轮叶片中。在操作期间，部分流体流可能在翼型件末端(例如在叶片末端和涡轮的流路侧壁之间，通过叶片间隙等等)发生泄漏，并且在翼型件的吸力侧形成涡流。这种泄漏和后续涡流在吸力侧上的形成可能造成跨末端和/或穿过叶片间隙而形成压力梯度，从而影响流体流动以及系统和翼型件的效率，并妨碍装置性能。
发明内容
本发明公开了一种涡轮构件，其在翼型件的径向端部(例如末端)包括末端圆角。
这里公开的本发明的一个实施例可采用涡轮叶片的形式，其具有配置成连接到涡轮上的根部以及连接到根部上并配置成延伸到涡轮的流路中的翼型件。该翼型件可包括与根部实质上相反设置的末端，以及设置在末端上并且实质上远离涡轮叶片的第一表面而延伸的第一末端圆角。
这里公开的本发明的另一实施例可以一种涡轮构件的形式来实现，其可包括配置成连接到涡轮上的根部和设置在根部上并配置成延伸到涡轮流路中的叶片。叶片可具有翼型件形状，并可包括末端。末端圆角可连接到末端上，并可从涡轮构件的表面延伸。
这里公开的本发明的一个额外的实施例可采用涡轮的形式，其具有喷嘴、转子和工作流体通道，喷嘴包括外壳和至少一个叶片，转子包括轮毂和至少一个叶片，工作流体通道包括实质上被喷嘴外壳包围的第一部分和实质上包围转子轮毂的第二部分。各个叶片可包括根部以及翼型件，根部配置成连接到喷嘴外壳或转子轮毂中的一个上，翼型件连接到根部上，并配置成延伸到涡轮的工作流体通道中。翼型件可具有与根部实质上相反设置的末端，并且可在末端设置第一末端圆角。末端圆角可从涡轮构件的表面以实质上垂直于沿着涡轮构件的表面的点处的局部流向的方向延伸遍及第一末端圆角的极限。
方案1：一种涡轮叶片，包括：
根部，其配置成连接到涡轮上；
翼型件，其连接到根部上，并配置成延伸到涡轮的流路中，翼型件包括与根部实质上相反设置的末端；以及
第一末端圆角，其设置在末端上，并且实质上远离涡轮叶片的第一表面而延伸。
方案2：根据方案1的涡轮叶片，其特征在于，第一末端圆角具有实质上凹形形状。
方案3：根据方案1的涡轮叶片，其特征在于，涡轮叶片的第一表面位于涡轮叶片的吸力侧或涡轮叶片的压力侧的中的一个上。
方案4：根据方案3的涡轮叶片，其特征在于，还包括第二末端圆角，其设置在涡轮叶片的第二表面上，其中第二表面位于涡轮叶片的压力侧上，并且第一表面位于涡轮叶片的吸力侧上。
方案5：根据方案1的涡轮叶片，其特征在于，翼型件的厚度斜率在翼型件的径向跨度的至少大约75%处开始增加。
方案6：根据方案5的涡轮叶片，其特征在于，翼型件的厚度斜率在翼型件的径向跨度的至少大约80%处开始增加。
方案7：根据方案1的涡轮叶片，其特征在于，翼型件的厚度斜率在翼型件的至少大约90%径向跨度处变成正的。
方案8：根据方案7的涡轮叶片，其特征在于，厚度斜率在翼型件的至少大约95%径向跨度处变成正的。
方案9：一种涡轮构件，包括：
根部，其配置成连接到涡轮上；
叶片，其设置在根部上，并配置成延伸到涡轮流路中，叶片具有翼型件形状，并包括末端；以及
末端圆角，其连接到末端上，并从涡轮构件的表面延伸。
方案10：根据方案9的涡轮构件，其特征在于，末端圆角悬挂于叶片上。
方案11：根据方案9的涡轮构件，其特征在于，末端圆角延伸超过涡轮构件的末端涡流位置。
方案12：根据方案9的涡轮构件，其特征在于，末端圆角具有实质上凹形形状。
方案13：根据方案9的涡轮构件，其特征在于，末端圆角设置在涡轮构件的第一表面上，并且第一表面位于涡轮构件的吸力侧或涡轮构件的压力侧中的一个上。
方案14：根据方案9的涡轮构件，其特征在于，末端圆角从涡轮构件的表面以实质上垂直于沿着涡轮构件的表面的点处的局部流向的方向延伸遍及第一末端圆角的极限。
方案15：根据方案9的涡轮构件，其特征在于，末端圆角包括第一部分和第二部分，第一部分设置在位于涡轮构件的吸力侧上的第一表面上，并且第二部分设置在位于涡轮构件的压力侧上的涡轮构件的第二表面上。
方案16：一种涡轮，包括：
喷嘴，其包括外壳和至少一个叶片；
转子，其包括轮毂和至少一个叶片；以及
工作流体通道，其包括实质上被喷嘴外壳包围的第一部分以及实质上包围转子轮毂的第二部分，
其中各个叶片包括
    根部，其配置成连接到喷嘴外壳或转子轮毂中的一个上；
    翼型件，其连接到根部上，并配置成延伸到涡轮的工作流体通道中，翼型件包括与根部实质上相反设置的末端；以及
    第一末端圆角，其设置在末端上，并从涡轮构件的表面以实质上垂直于沿着涡轮构件的表面的点处的局部流向的方向延伸遍及第一末端圆角的极限。
方案17：根据方案16的涡轮，其特征在于，叶片的第一末端圆角包括增加的厚度斜率，其开始于远离叶片的根部的叶片的径向跨度的至少大约75%处。
方案18：根据方案16的涡轮，其特征在于，叶片的第一末端圆角包括正的厚度斜率，其开始于远离叶片的根部的叶片的径向跨度的至少大约90%处。
方案19：根据方案16的涡轮，其特征在于，叶片的末端圆角具有实质上凹形形状，并且设置在叶片的第一表面上，并且相应的第一表面位于叶片的吸力侧上。
方案20：根据方案16的涡轮构件，其特征在于，叶片的末端圆角包括第一部分和第二部分，第一部分设置在位于叶片的吸力侧上的第一表面上，并且第二部分设置在位于叶片的压力侧上的第二表面上。
附图说明
从以下结合附图所做的本发明的各个方面的详细描述中将更容易理解本发明的这些以及其它特征，附图描述了本发明的各种实施例，其中：
图1显示了根据本发明的一个实施例的涡轮的一部分的三维局部剖切的透视图。
图2显示了根据本发明的实施例的涡轮构件；
图3显示了根据本发明的实施例的涡轮构件的末端部分；
图4显示了根据本发明实施例的包括末端圆角的翼型件；
图5显示了根据一个实施例的翼型件厚度函数的曲线图；
图6显示了根据一个实施例的末端圆角厚度函数的曲线图；
图7显示了根据一个实施例的包括末端圆角的涡轮翼型件的侧视图；
图8显示了沿着视线A-A看去的图7的涡轮翼型件的横截面图；
图9显示了沿着视线B-B看去的图7的涡轮翼型件的横截面图；
图10显示了沿着视线C-C看去的图7的涡轮翼型件的横截面图；
图11显示了根据一个实施例的包括单侧末端圆角的涡轮翼型件的侧视图；
图12显示了根据一个实施例的包括一组末端圆角的涡轮翼型件的侧视图；
图13显示了示意性的框图，其示出了根据本发明实施例的联合循环发电设备系统的部分；且
图14显示了示意性的框图，其示出了根据本发明实施例的单轴联合循环发电设备系统的部分。
注意，本发明的附图不需要是按比例的。附图意图只描绘本发明的典型方面，并因此不应被认为是限制了本发明的范围。应该懂得，在附图之间类似编号的元件可能是实质上相似的，其将彼此参照进行描述。此外，在参照图1-14所示和所述的实施例中，相似的编号可代表相似的元件。出于清晰起见已经省略了这些元件的重复说明。最后，应该懂得，图1-14的构件和其附属描述可应用于这里所述的任何实施例。
具体实施方式
本发明的各个方面提供了一种涡轮构件，其包括位于翼型件区段的一部分上的末端圆角，末端圆角增加了翼型件径向范围附近的翼型件厚度。
同常规方法相比，本发明的方面包括一种具有末端圆角的涡轮构件(例如涡轮叶片、涡轮喷嘴、叶片等等)，末端圆角设置在涡轮构件的一部分上，并配置成减少末端泄漏。在一个实施例中，末端圆角从涡轮构件的表面以实质上垂直于沿着涡轮构件的表面的点处的局部流向的方向延伸遍及末端圆角的极限。末端圆角可悬挂于叶片/翼型件和/或涡轮构件的末端涡流位置，末端涡流形成于涡轮构件操作期间/暴露于流体流中期间。末端圆角可减少末端涡流的形成和末端泄漏，因此抑制了跨翼型件末端的压力梯度的形成，并且有助于改善空气动力学性能。
这里使用的词语“轴向的”和/或“轴向地”指物体沿着轴线A的相对位置/方向，该轴线A实质上平行于涡轮机(具体地说，转子区段)的旋转轴线。这里进一步使用的词语“径向的”和/或“径向地”指物体沿着轴线(r)的相对位置/方向，轴线(r)实质上垂直于轴线A并仅在一个位置与轴线A相交。另外，词语“周向的”和/或“周向地”指物体沿着圆周的相对位置/方向，该圆周包围轴线A，但不在任何位置与轴线A相交。此外，词语“前缘”指相对于系统的流体流定向在上游的构件和/或表面，并且词语“后缘”指相对于系统的流体流定向在下游的构件和/或表面。
转到附图，其显示了系统和装置的实施例，其可配置为通过提供设置在涡轮构件的径向范围/末端附近的末端圆角而减少涡轮中的末端泄漏损失。图中各个构件可通过常规方法，例如通过公共导管或图1-14所指示的其它已知的措施进行连接。参照附图，图1显示了燃气涡轮或蒸汽涡轮10的透视性的局部剖切图。涡轮10包括转子12，其包括旋转轴14和多个轴向间隔开的转子叶轮18。多个旋转叶片或动叶20机械地联接在各个转子叶轮18上。更具体地说，动叶20成列布置，其周向围绕各个转子叶轮18而延伸。喷嘴21可包括多个固定叶片或静叶22，其可周向围绕轴14而延伸，并且静叶轴向定位在相邻成列的动叶20之间。固定静叶22与动叶20协作，以形成级，并且限定了穿过涡轮10的流路的一部分。例如，各个静叶22可径向向内延伸到流路中，该流路从附连到喷嘴21的外壳等的根部通向径向向内的末端，同时各个动叶20可径向向外延伸到流路中，该流路从附连到转子叶轮18的轮毂等的根部通向径向向外的末端。
在操作中，气体24进入涡轮10的入口26中，并被引导穿过固定静叶22。静叶22针对叶片20引导气体24。气体24穿过剩余级，对动叶20施加力，导致轴14旋转。涡轮10的至少一个端部可轴向远离旋转轴12而延伸，并可附连到负载或机械(未显示)上，例如，但并不局限于发电机和/或另一涡轮上，其例如可用于航空应用和/或其它应用中。
在图1所示的示例中，涡轮10可包括五个级，其被标识为第一级L4、第二级L3、第三级L2、第四级L1和第五级L0，第五级也是末级。各个级具有相应的半径，其中第一级L4具有五个级中最小的半径，并且各个后续级具有更大的半径，其中第五级L0具有五个级中最大的半径。虽然在图1中显示了五个级，但这只是一个非限制性的示例，并且这里的教导可应用于具有更多或更少级的涡轮，包括带单个级的涡轮。另外，虽然图中1所示的示例是固定的，但是这里的教导可应用于任何合适的涡轮，包括用于飞机发动机中的涡轮，并且还可应用于压缩机。
转到图2，其显示了根据本发明的一个实施例的涡轮构件200(例如涡轮叶片、叶片、动叶、静叶等等)，其包括带有末端圆角210的翼型件220。在一个实施例中，末端圆角210设置在涡轮构件200的末端202附近，并且从涡轮构件200的第一流动表面206延伸/突出。末端圆角210可跨涡轮构件200的宽度而延伸，并且可实质上使叶片/翼型件部分悬挂在涡轮构件200的末端202和根部208之间。在一个实施例中，末端圆角210可具有凹形形状，并且/或者可从第一流动表面206展开。在另一实施例中，末端圆角210可具有线性形状或凸形形状。在涡轮构件200包括动力学叶片或动叶的情况下，翼型件220可从根部208向外侧或径向向外延伸至末端202，根部208附连到例如涡轮10的喷嘴21的外壳等。在涡轮构件200包括固定叶片或静叶的情况下，翼型件220可从根部208向内侧或径向向内延伸至末端202，根部208附连到例如涡轮10的转子18的轮毂上。在任一情况下，末端圆角210可实质上从翼型件220的吸力侧延伸到流路70中，和/或实质上垂直于流体流70的方向，从而悬挂在末端涡流240的位置(如阴影所示)。在一个实施例中，末端圆角210可从翼型件220的前缘实质上延伸到流体流70中。在另一实施例中，末端圆角210可在实质上与流体流70的方向垂直的方向上从翼型件220的压力侧延伸。相对于涡轮100(图1中所示)中的流体流70的方向而言，第一流动表面206可能是涡轮构件200的吸力侧。在一个实施例中，相对于相邻的涡轮构件200(如图5和图6中所示)的横截面部分而言，末端圆角210可增加涡轮构件200的横截面尺寸(例如厚度)。在一个实施例中，末端圆角210可形成为涡轮构件200的一部分(例如由单件原材料形成，形成为均匀的物体等等)。在另一实施例中，末端圆角210可连接(例如用螺栓连接，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、发电涡轮等等。
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。
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。
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。
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。
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。
在一个实施例中，厚度斜率可由以下所示的方程(1)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Δ_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Δ_rad分开)，并可通过如下方程1进行估算：
厚度斜率=(翼型件厚度(rad, chd)－翼型件厚度(rad-Δ_rad, chd)/Δ_rad) (方程1)。
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。
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。
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。
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。
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，厚度ΔT的变化率可跨末端854的径向接近度ΔR的速率而逐渐地增加。在图12中所示的另一实施例中，翼型件850包括第一末端圆角852和第二末端圆角856。在一个实施例中，翼型件850的厚度ΔT的变化率可通过第一末端圆角852和第二末端圆角856来调整。在一个实施例中，第一末端圆角852和第二末端圆角856均可有助于跨径向跨度部分R的翼型件850的相对厚度。在一个实施例中，在最小半径跨度R处，各个末端圆角的效果可能是ΔT/2。在一个实施例中，末端圆角852可包括线性形状、凹形形状、凸形形状和/或曲折形状。
本发明的实施例可用于航空、发电和/或其它可能需要和/或合适的应用和/或设备中。例如，图13显示了可使用实施例的多轴联合循环发电设备900的部分的示意图。联合循环发电设备900可包括例如燃气涡轮980，其可操作地连接到发电机970上。发电机970和燃气涡轮980可通过轴915进行机械地联接，轴可在燃气涡轮980的驱动轴(未显示)和发电机970之间传递能量。图13中还显示了热交换器986，其可操作地连接到燃气涡轮980和蒸汽涡轮992上。热交换器986可通过常规的导管(省略了编号)而流体地连接到燃气涡轮980和蒸汽涡轮992上。燃气涡轮980和/或蒸汽涡轮992可包括图2的末端圆角210或这里所述的其它实施例。热交换器986可以是常规的热回收蒸汽发生器(HRSG)，例如常规的联合循环电力系统中所使用的那些。发电领域中众所周知的是，HRSG 986可使用来自燃气涡轮980的热的排气，其与给水结合而产生供给至蒸汽涡轮992的蒸汽。蒸汽涡轮992可可选地联接到第二发电机系统970(通过第二轴915)上。应该懂得，发电机970和轴915可具有本领域中已知的任何尺寸或类型，并且可能依据其应用或其所连接的系统而不同。发电机和轴的公共编号是出于清晰目的，并且不一定暗示这些发电机或轴是相同的。在图14所示的另一实施例中，单轴联合循环发电设备990可包括单个发电机970，其通过单个轴915而联接到燃气涡轮980和蒸汽涡轮992上。蒸汽涡轮992和/或燃气涡轮980可包括图2的末端圆角210或这里所述的其它实施例。
本公开的装置和设备并不局限于任何一种特殊的发动机、涡轮、喷气式发动机、发电机、发电系统或其它系统，并且可用于其它飞机系统、发电系统和/或系统(例如联合循环、简单循环、核反应器等等)。另外，本发明的装置可供这里没有描述的其它系统使用，其可受益于这里所述的装置和设备所减少的末端泄漏和提高的效率。
这里所使用的术语仅仅是为了描述特殊实施例的目的，并不意图要限制本公开。除非上下文中明确指出了以外，否则如这里所用单数形式“一”、“一个”和“该”意图包括复数形式。还应该懂得词语"包括"当在本说明书中使用时，其指所述特征、整体、步骤、操作、元件和/或构件的存在，而不排除存在或增加一个或多个其它特征、整体、步骤、操作、元件、构件和/或其群组。
所撰写的说明书使用了示例来公开本发明，包括最佳模式，并还能够使本领域的任何技术人员实践发明，包括制造并使用任何装置或系统且执行任何所合并的方法。发明的可专利的范围由权利要求限定，并可以包括本领域的技术人员想到的其他示例。如果这样的其他示例具有与权利要求的字面语言没有区别的结构元件，或者如果这样的其他示例包括与权利要求的字面语言无实质区别的等同的结构元件，那么，这样的其他示例将在权利要求的范围内。
部件列表
10 涡轮；12 转子；14 轴；18 叶轮；20 叶片或动叶；21 喷嘴；22 固定叶片或静叶；70 流体流；200 涡轮构件；202 末端；206 第一流动表面；208 根部；210 末端圆角；220 翼型件；308 第二流动表面；314 第二末端圆角；340 末端涡流；400 涡轮叶片；408 第二表面；420 末端圆角；500 曲线图；560 x轴；562 y轴；570 厚度函数；572 末端圆角曲线/函数；600 曲线图；660 x轴；662 y轴；670 厚度斜率函数；672 示例曲线；700 翼型件；752 吸力侧；770 末端圆角；774末端圆角的第一部分；776末端圆角的第二部分；778末端圆角的第三部分；780 弧线；850 翼型件；852 单个末端圆角；854 末端；856 第二末端圆角；900 联合循环发电设备；915 轴；970 发电机；980 燃气涡轮；986 热交换器；992 蒸汽涡轮。

Claims (10)

1. 一种涡轮叶片，包括：
根部，其配置成连接到涡轮上；
翼型件，其连接到所述根部上，并配置成延伸到所述涡轮的流路中，所述翼型件包括与所述根部实质上相反设置的末端；以及
第一末端圆角，其设置在所述末端上，并且实质上远离所述涡轮叶片的第一表面而延伸。
2. 根据权利要求1所述的涡轮叶片，其特征在于，所述第一末端圆角具有实质上凹形形状。
3. 根据权利要求1所述的涡轮叶片，其特征在于，所述涡轮叶片的第一表面位于所述涡轮叶片的吸力侧或所述涡轮叶片的压力侧的中的一个上。
4. 根据权利要求3所述的涡轮叶片，其特征在于，还包括第二末端圆角，其设置在所述涡轮叶片的第二表面上，其中所述第二表面位于所述涡轮叶片的压力侧上，并且所述第一表面位于所述涡轮叶片的吸力侧上。
5. 根据权利要求1所述的涡轮叶片，其特征在于，所述翼型件的厚度斜率在所述翼型件的径向跨度的至少大约75%处开始增加。
6. 根据权利要求5所述的涡轮叶片，其特征在于，所述翼型件的厚度斜率在所述翼型件的径向跨度的至少大约80%处开始增加。
7. 根据权利要求1所述的涡轮叶片，其特征在于，所述翼型件的厚度斜率在所述翼型件的至少大约90%径向跨度处变成正的。
8. 根据权利要求7所述的涡轮叶片，其特征在于，所述厚度斜率在所述翼型件的至少大约95%径向跨度处变成正的。
9. 一种涡轮构件，包括：
根部，其配置成连接到涡轮上；
叶片，其设置在所述根部上，并配置成延伸到涡轮流路中，所述叶片具有翼型件形状，并包括末端；以及
末端圆角，其连接到所述末端上，并从所述涡轮构件的表面延伸。
10. 根据权利要求9所述的涡轮构件，其特征在于，所述末端圆角悬挂于所述叶片上。
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