CN104822902B

CN104822902B - 涡轮叶片装置

Info

Publication number: CN104822902B
Application number: CN201380060713.0A
Authority: CN
Inventors: L·J·法尔德
Original assignee: Solar Turbines Inc
Current assignee: Solar Turbines Inc
Priority date: 2012-11-30
Filing date: 2013-11-26
Publication date: 2017-04-12
Anticipated expiration: 2033-11-26
Also published as: WO2014130116A3; US9353629B2; GB2523285A; US20140150454A1; CN104822902A; GB201510660D0; WO2014130116A2

Abstract

本发明公开了一种涡轮叶片(72)。所述涡轮叶片(72)可以包括平台(68)，从所述平台(68)的一侧延伸的翼面(60)，从所述平台(68)的另一侧延伸的颈部(81)，其中所述颈部(81)包括前支壁(69)和后支壁(67)。所述涡轮叶片(72)可以进一步包括从所述颈部(81)延伸的根部(80)，由多个壁(94、95、96)限定且位于所述前支壁(69)与所述后支壁(67)之间的凹部(82)，及可变半径圆角(108、110)。所述可变半径圆角(108、110)可以设置在所述凹部(82)内且在所述前支壁(69)与所述后支壁(67)之间延伸，其中所述可变半径圆角(108、110)的半径从所述前支壁(69)向所述后支壁(67)增大。

Description

涡轮叶片装置

技术领域

本发明涉及一种燃气涡轮发动机(GTE)的涡轮叶片装置，更具体地，涉及一种在所述涡轮叶片的凹部中具有可变半径圆角的涡轮叶片装置。

背景技术

GTE通过从燃料在压缩空气流中燃烧产生的热气体流中提取能量而产生动力。一般来说，涡轮发动机具有联接到下游涡轮机的上游空气压缩机，所述上游空气压缩机与所述下游涡轮机之间具有燃烧室(“燃烧器”)。当压缩空气和燃料的混合物在燃烧器中燃烧时释放能量。所产生的热气体被导引到涡轮机的叶片上，从而使涡轮机旋转并产生机械动力。

GTE的涡轮叶片和其它部件在运行期间受到高温和高局部应力。经受这些高温和高应力的部件可能会发生机械故障，要么由于塑性变形使得部件横截面变小从而发生部件断裂，要么在裂纹产生和传播的地方破裂直到部件损坏。对于涡轮叶片，高局部应力可能导致平台裂纹和故障。

国际公开案第WO 2011/085721 A2号(“’721公开案”)描述了一种涡轮机叶片。具体来说，’721公开案公开了一种燃气涡轮机的转子叶片，所述转子叶片在至少一个平台突出端附近具有可变过渡半径。

发明内容

一方面，公开了一种涡轮叶片。所述涡轮叶片可以包括平台，从平台的一侧延伸的翼面，及从平台的另一侧延伸的颈部，其中所述颈部包括前支壁和后支壁。所述涡轮叶片可以进一步包括从颈部延伸的根部，由多个壁限定且位于前支壁与后支壁之间的凹部，及可变半径圆角。所述可变半径圆角可以设置在所述凹部内，且在前支壁与后支壁之间延伸，其中可变半径圆角的半径从前支壁向后支壁增大。

另一方面，公开了一种燃气涡轮发动机。所述燃气涡轮发动机可以包括被配置成压缩气流的压缩机系统，被配置成燃烧空气和燃料的混合物以产生热气流的燃烧器系统，及被配置成利用热气流产生动力的涡轮机系统。所述涡轮机系统可以包括多个涡轮叶片，所述涡轮叶片包括平台，从平台的一侧延伸的翼面，及从平台的另一侧延伸的颈部，其中所述颈部包括前支壁和后支壁。所述涡轮叶片可以进一步包括从颈部延伸的根部，由多个壁限定且位于前支壁与后支壁之间的凹部，及可变半径圆角。所述可变半径圆角可以设置在所述凹部内，且在前支壁与后支壁之间延伸，其中可变半径圆角的半径从前支壁向后支壁增大。

再一方面，公开了一种涡轮叶片，且所述涡轮叶片可以包括平台，从平台的一侧延伸的翼面，及从平台的另一侧延伸的颈部，其中所述颈部包括前支壁和后支壁。所述涡轮叶片可以进一步包括从颈部延伸的根部，由多个壁限定且位于前支壁与后支壁之间的凹部，及由材料形成且设置在凹部内的可变半径圆角。所述可变半径圆角可以在前支壁与后支壁之间延伸，形成所述可变半径圆角的材料的量可以在邻近后支壁处比在邻近前支壁处更多。

附图说明

图1是示例性公开的GTE的说明；

图2是GTE的示例性涡轮叶片的第一透视图；

图3是图2的涡轮叶片的第二透视图；

图4是图2的涡轮叶片的侧视图；

图5是沿着图4的线5-5的第一局部横截面视图；

图6是沿着图4的线6-6的第二局部横截面视图；及

图7是GTE的涡轮叶片的另一实施例的透视图。

具体实施方式

图1示出了示例性的GTE 100。GTE 100除其它的系统之外可以具有：压缩机系统10，燃烧器系统20；涡轮机系统70；及沿发动机轴线98布置的排气系统90。压缩机系统10压缩空气并将压缩空气递送到燃烧器系统20的罩壳。然后压缩空气从罩壳被导引进燃烧器50中。液体或气体燃料可以通过燃料喷射器30被导引进燃烧器50中。燃料在燃烧器50中燃烧以产生处于高压和高温状态下的燃烧气体。这些燃烧气体用来在涡轮机系统70中产生机械动力。涡轮机系统70可以进一步包括作为一系列涡轮转子的一部分的多个涡轮叶片72。另外，涡轮机系统70可以包括作为一系列涡轮定子(未示出)的一部分的多个涡轮喷嘴。涡轮叶片72、转子、喷嘴和定子可以包括在一系列涡轮级中，例如第一级73、第二级74和第三级75。虽然图1仅示出了三个级73、74、75，但更多或更少的涡轮级可以构成涡轮机系统70的一部分。在运行中，涡轮机系统70从燃烧气体中获取能量，并通过排气系统90导引废气。

图2是图1中所示GTE 100的示例性涡轮叶片72的透视图。图2示出了与GTE 100分离的涡轮叶片72，并表示出对于当涡轮叶片72处在GTE100的涡轮机系统70中适当位置时的径向方向200、圆周方向300和轴向方向400。轴向方向400可以平行于图1中所示的发动机轴线98。图7也示出了这些方向200、300和400。虽然未示出，但方向200、300、400也适用于图3和图4。图2的涡轮叶片72包括从涡轮叶片平台68沿径向方向200延伸的翼面60。压力侧前支壁69和压力侧后支壁67可以认为从平台68延伸或位于平台68下面。支壁67、69也可称为减震器臂、支撑臂等。被定向以显示压力侧62的图2中的涡轮叶片72进一步包括前边缘64和后边缘66。当涡轮叶片72设置在GTE 100的涡轮机系统70中时，比起后边缘66，前边缘64设置在燃烧气体流的更上游处。

涡轮叶片72进一步包括从平台68延伸的根部80，其中根部包括前壁91(图4)和后壁92(图2)。在一些实施例中，根部80可以呈现出可以称为枞树形的形状。然而，在其它情况下，可以采用其它根部形状。此外，当涡轮叶片72位于GTE中适当位置时，根部的底部可以是平的并且沿着轴向方向400定向，如图2中所示。然而，在一些情况下(未示出)，根部80可以具有这样的结构，即根部80成一定角度以匹配涡轮转子的槽的角度。这个可被称为“拉刀角”的角度可以是相对于根部80的轴向方向从前壁91到后壁92的角度。轴向方向(未示出)可以沿着根部80垂直于前壁91和后壁92定位。在一些情况下，拉刀角可介于大约0度与大约25度之间，例如12度。当根部80被构造为包括拉刀角时，涡轮叶片72可以沿基本平行于发动机轴线98的方向滑动到涡轮转子的槽中，但因拉刀角而从前壁91到后壁92成角度。

如图2中所示，涡轮叶片72包括在本文中称作压力侧凹部的凹部82。压力侧凹部82可以在平台68的下方形成。在一些情况下，形成压力侧凹部82的区域可以是平台68与根部80之间的区域，所述区域可以被称为涡轮叶片72的颈部81或柄部。压力侧凹部82可以由底边缘87、前壁94、后壁95和侧壁96限定(图2-图4)。压力侧凹部82可以包括宽度，其定义为前支壁69与后支壁67之间的距离，或者前壁94与后壁95之间的距离。如图2中所示，压力侧凹部82包括前拐角86，前拐角86可以位于接近或邻近前边缘64处。前拐角86可以称为沿径向在前边缘64的下面。

压力侧凹部82的侧壁96包括可变半径圆角108，也称作第一可变半径圆角，其位于根部81与平台68之间，及支壁67、69之间。下文更详细地描述的第一可变半径圆角108在本文中也可称作复合半径圆角、合成半径圆角、可变圆角、复合圆角、合成圆角等。图2示出了位于压力侧凹部82的前壁94处并从其延伸的第一可变半径圆角108。在一些情况下，第一可变半径圆角108可能延伸压力侧凹部82的整个宽度，即，从前壁94到后壁95，及从前支壁69到后支壁67。压力侧凹部82还可包括位于第一可变半径圆角108与底边缘87之间的架84。如图2和图3中所示，架84(也可称作阶梯、凸沿等)可从压力侧凹部82朝着支壁67、69的端部突出。在一些情况下，架84可在压力侧凹部82内延伸支壁67、69之间的整个距离。然而，在其它情况下，架84可能仅延伸支壁67、69之间的距离的一部分。在又一些情况下，虽然未示出，但是压力侧凹部82可能不包括架84，并且，第一可变半径圆角108可能一直延伸到底边缘87。

如图2和图3中所示，压力侧凹部82还可包括另一可变半径圆角110，其也称作第二可变半径圆角或额外可变半径圆角，其分别在前支壁67与后支壁69之间延伸。如果包括架84，那么，下文更详细地描述的第二可变半径圆角110可能位于邻近架84处。如果涡轮叶片72不包括架84，那么，涡轮叶片72也可能不包括第二可变半径圆角110，或者，第二可变半径圆角110可能位于邻近压力侧凹部82的底边缘87处。

图3是涡轮叶片72的第二透视图。具体地说，图3示出与图2中所示的视图不同的压力侧62的视图。如图3中所示，压力侧凹部82包括尾拐角118，其可能位于接近或邻近尾边缘66处。尾拐角118也可称作是位于尾边缘66的下面。图3示出了位于压力侧凹部82的后壁95处并从其延伸的第一可变半径圆角108。如图2中，第一可变半径圆角108可能延伸到压力侧后支壁67附近的架84。在当涡轮叶片72在后支壁67附近不包括架84或完全不包括架84的情况下，第一可变半径圆角108可能一直延伸到后支壁67附近的底边缘87。

图4是示出了涡轮叶片72的压力侧62的侧视图。图5是沿图4的线5-5的横截面视图，及图6是沿图4的线6-6的横截面视图。图5和图6各自示出了压力侧凹部的不同位置处的横截面视图。图5示出了邻近或接近前支壁69的横截面视图，而图6示出了邻近或接近后支壁67的横截面视图。图5和图6都示出了侧壁96的第一可变半径圆角108以及第二可变半径圆角110。图6中的虚线112对应于在图5中所示的横截面处的侧壁96。提供虚线112来示出图5中的横截面处的侧壁96与图6中的横截面处的侧壁96之间的差异。具体地说，虚线112有助于说明图5和图6中所示的横截面处的第一可变半径圆角108和第二可变半径圆角110的不同半径。

第一可变半径圆角108的半径可以从前支壁69向后支壁67(即，沿涡轮叶片72的向后方向)增大。因此，如图5中所示的邻近前支壁69的第一可变半径圆角108的半径可能小于如图6中所示的邻近后支壁67的第一可变半径圆角108的半径。类似地，第二可变半径圆角110的半径可以沿向后方向增大，使得如图5中所示的邻近前支壁69的第二可变半径圆角110的半径可能小于如图6中所示的邻近后支壁67的第二可变半径圆角110的半径。在一些情况下，为沿向后方向增大第一可变半径圆角108的半径，可以将形成第一可变半径圆角108的材料添加在压力侧凹部82内。可以添加形成第一可变半径圆角108的材料使得材料的量沿涡轮叶片72的向后方向增大。例如，通过比较图5和图6，形成邻近后支壁67(图6)的第一可变半径圆角108比形成邻近前支壁69(图5)的第一可变半径圆角108可能在压力侧凹部82中设置更多材料。在一些情况下，可以将材料添加到第一可变半径圆角108，使得第一可变半径圆角108在半径最大的位置处(例如邻近后支壁67处)几乎延伸到平台68的边缘。在这种情况下，第一可变半径圆角108可能看似基本上填满了压力侧凹部82，至少在邻近后支壁67的区域是这样。

邻近前支壁69(图5)的第一可变半径圆角108的半径可以介于大约0.20与0.30英寸(5.08与7.62毫米)之间，例如大约0.25英寸(6.35毫米)。邻近后支壁69(图6)的第一可变半径圆角108的半径可以介于大约0.60与0.70英寸(15.24与17.78毫米)之间，例如，大约0.65英寸(16.51毫米)。因此，第一可变半径圆角108的半径沿涡轮叶片72的向后方向增大。在一些情况下，第一可变半径圆角108的半径可以从前支壁67向后支壁69线性增大。因此，当线性增大时，第一可变半径圆角108在前支壁69与后支壁67之间的中点处的半径可等于图5中所示的半径的两倍，且等于图6中所示的半径的一半。

在涡轮叶片72包括第二可变半径圆角110的情况下，第二可变半径圆角110可以具有邻近前支壁69(图5)的如下半径大小：介于大约0.05与0.07英寸(1.27与1.78毫米)之间，例如大约0.06英寸(1.52毫米)。邻近前支壁67(图6)的第二可变半径圆角110的半径可以介于大约0.09与0.11英寸(2.29与2.79毫米)之间，例如大约0.10英寸(2.54毫米)。因此，第二可变半径圆角110的半径也可以沿涡轮叶片72的向后方向增大。在一些情况下，第二可变半径圆角110的半径可以从前支壁67向后支壁69线性增大。因此，当线性增大时，第二可变半径圆角110在前支壁69与后支壁67之间的中点处的半径可等于图5中所示的半径的两倍，且等于图6中所示的半径的一半。第二可变半径圆角110沿向后方向的半径因此可能不同于第一可变半径圆角108沿向后方向的半径。上述的第一可变半径圆角108和/或第二可变半径圆角110在压力侧凹部82内的特定位置处的各种半径的值仅是示例性的，因为这两个半径的值可以变化。另外，虽然第一可变半径圆角108和第二可变半径圆角110的半径可以线性增大，及因此沿涡轮叶片72的向后方向逐渐增大，但在某些情况下，这两个半径中的一个或两个可以以非线性的方式增大。

图7是图1中所示的GTE 100的涡轮叶片72的另一实施例的透视图。图7中所示的涡轮叶片72可能与图2-图6中所示的涡轮叶片72相同，除了压力侧凹部82可能包括设置于前拐角86中的支撑垫88以外。支撑垫88可能是从前拐角86突出的三角形支撑垫。当提供支撑垫88时，第一可变半径圆角108可能从支撑垫88的拐角或侧面，且沿向后方向从较小半径向较大半径(即，从支撑垫88的拐角或侧面向后支壁67)延伸。当提供支撑垫88时，压力侧凹部82还可以包括前圆角102和侧圆角104。如图7中所示，前圆角102可以沿前壁94从支撑垫88的拐角延伸且到压力侧前支壁69的端部。侧圆角104可以沿前壁94从支撑垫88的另一拐角延伸且到架84。在当涡轮叶片72不包括架84的情况下，侧圆角104可能一直延伸到底边缘87。

关于图1至图7中所示的涡轮叶片72，这个涡轮叶片72可能(例如)来自图1中所示的GTE 100的第二级。另外，虽然未详细地示出，但是，涡轮叶片72包括与压力侧62相对的吸力侧63(图2和图7)。吸力侧63可以包括吸力侧凹部，所述吸力侧凹部可以包括固定半径圆角，而不是可变半径圆角，且所述吸力侧还可以不包括任何支撑垫或类似结构。然而，在其它情况下，吸力侧凹部可以包括一个或多个可变半径圆角和/或设置于凹部拐角中的支撑垫，从而产生具有与压力侧凹部82类似的形状和尺寸的吸力侧凹部。

工业实用性

虽然上文公开的装置被描述为用于GTE中，但是，其通常可在涉及受到高应力的部件的应用或行业中使用。如相对于上述涡轮叶片描述的可变半径圆角可以与可能因例如离心力而受到高应力的部件整合在一起。

GTE 100通过从燃料在来自压缩机系统10的压缩流体(例如，空气)流中的燃烧产生的热气体流提取能量来产生动力。当压缩空气和燃料的混合物在燃烧器系统20中燃烧时释放能量。燃料喷射器30将液体或气体烃燃料引入到燃烧器系统20中以用于燃烧。使产生的热气体通过涡轮机系统70，经过级73、74、75，越过定子叶片和涡轮叶片，以使涡轮机旋转并生产机械动力。如关于图2-图6所描述，在涡轮机系统70内旋转的涡轮叶片(例如，叶片72)可包括可变半径圆角108。另外或替代地，涡轮叶片72中的一个或多个可在压力侧凹部82中包括支撑垫88，如上文关于图7所描述。

在一种情况下，可以在涡轮叶片72的铸造期间(例如，在熔模铸造期间)使第一可变半径圆角108、第二可变半径圆角110，和/或支撑垫88一体地形成。因此，形成第一和/或第二可变半径圆角108、110或支撑垫88的材料可与形成涡轮叶片72的剩余部分的材料相同。此外，可将涡轮叶片72铸造成单晶体。

在涡轮机旋转期间，涡轮叶片可能经历高应力。例如，给定的涡轮叶片可能在压力侧凹部附近的压力侧支壁上的位置处的平台下方经历高局部应力。这些局部应力可以是导致平台(及因此涡轮叶片)由于裂纹形成和传播而发生故障的促进因素。裂纹可在最高应力区域处(例如，在压力侧支壁中的一个处)形成并且朝着平台向上传播。作为一个例子，第二级涡轮叶片的研究已经示出可能的裂纹产生及沿着叶片前边缘附近的根部或颈部的压力侧传播，及从压力侧前支壁向上向平台延伸。涡轮叶片故障可能损坏GTE并导致不便的及意外的停机来维修和/或更换受损GTE部件。

防止或至少降低涡轮叶片断裂和发生故障的可能性可以延长涡轮叶片的寿命并改善GTE运行。通过采用上述装置，可以以较低的成本来实现这一点。具体地说，第一可变半径圆角可以有助于降低平台下方的峰值应力，同时平衡涡轮叶片的压力侧与吸力侧之间的应力。在涡轮叶片的压力侧上的平台下方提供额外材料可以有助于承受支壁处和支壁下(峰值应力可能存在的地方)的载荷和卸荷应力中的一些以便将峰值压力保持在预期的可操作范围内。本文中所述的具有第一可变半径圆角的涡轮叶片也可以在GTE运行期间抵消施加到涡轮叶片的轴向和径向载荷中的一个或两个。因此，第一可变半径圆角可有助于防止涡轮叶片由于裂纹产生和传播而发生故障。

在一些情况下，第一可变圆角半径108可以有助于使峰值应力相比于在没有第一可变圆角半径108的情况下测量的应力值降低大约35％或更多。例如，在没有如上述的第一可变圆角半径108的情况下，在涡轮叶片的压力侧前支壁的位置处记录到约为200ksi的峰值应力。然而，当叶片被制造成在压力侧凹部中具有第一可变半径圆角时，在压力侧后支壁的位置处记录到约为129ksi的峰值应力。因此，上述第一可变半径圆角108的添加可以有助于使平台应力减小大约35％，从而延长涡轮叶片寿命。虽然不是必需的，但是添加第二可变圆角半径110和/或支撑垫88可以有助于进一步减小应力以延长涡轮叶片寿命。另外，虽然大约111ksi的峰值应力已在涡轮叶片的吸力侧上被记录到且对于GTE运行可能是令人满意的，但是可以在吸力侧凹部中提供如位于压力侧凹部中的第一可变半径圆角的可变半径圆角以进一步降低吸力侧峰值应力。除了可变半径圆角外，翼面重新定位、诸如三角垫88的支撑垫和/或涡轮叶片72的其它半径变化也可以有助于减小峰值应力。

例如通过在制造(例如熔模铸造)期间将垫88与涡轮叶片72整合在一起来添加垫88可改善涡轮叶片耐久性和刚度，而不对GTE性能产生不利影响。垫88可以给涡轮叶片72，尤其是给平台68提供额外的支撑，从而减少裂纹产生和传播的可能性或完全防止裂纹产生和传播。也就是说，垫88提供了减轻在GTE运行期间施加到涡轮叶片72的高局部应力的方法。将垫88置于前拐角86中可以改变在GTE运行期间施加于涡轮叶片72上的应力集中或应力场。虽然垫88可以位于其中的前拐角86可以不必是处于最大应力下的位置，但是将垫88置于前拐角86中可以具有卸载处于最大应力下的区域上的应力的作用。因此，因为压力侧前支壁69的一部分可以处在最高应力下，所以将垫88置于前拐角86中可以减小前支壁69上的应力，这可以防止裂纹产生和传播。

如上所述，图2和图3中所示的垫88可以具有三角形形状。将垫88置于压力侧凹部82的前拐角86中可以有助于减少涡轮叶片72上的局部应力，同时，提供具有三角形形状的垫88可以有助于确保降低这些应力。拐角86中垫88的三角形形状可以有助于改变应力场以卸载涡轮叶片72的高应力区域(例如压力侧前支壁69)上的应力。因此，将垫88置于压力侧凹部82的前拐角86中和提供呈三角形形状的垫88的组合可以有助于防止可导致涡轮叶片发生故障的涡轮叶片裂纹的产生和传播。

本文中所述的实施例中的每一个可以适用于涡轮机系统70的各种级。例如，可以将可变半径圆角108并入到涡轮机系统70的另一级(包括除图1中所示的第一级73、第二级74和第三级75外的级)中的涡轮叶片的压力侧凹部中。另外，关于图7中所示的支撑垫88，支撑垫88或类似结构可以位于除压力侧凹部82的前拐角86之外的位置处，例如，在压力侧凹部82、吸入侧凹部83中的其它地方或在涡轮叶片平台68下方的另一位置处。

对于本领域技术人员来说显而易见的是，可以对所公开的涡轮叶片的装置和方法做出各种修改和变化。通过考虑本说明书和实践所公开的系统和方法，其它实施例将对本领域的技术人员显而易见。说明书和实例旨在仅视为示例性的，而真实范围由所附权利要求书及其等同方案指出。

Claims

1.一种涡轮叶片(72)，其包括：

平台(68)；

翼面(60)，其从所述平台的一侧延伸；

颈部(81)，其从所述平台的另一侧延伸，其中所述颈部包括前支壁(69)和后支壁(67)；

根部(80)，其从所述颈部延伸；

凹部(82)，其由多个壁(94、95、96)限定且位于所述前支壁与所述后支壁之间；及

可变半径圆角(108、110)，其设置在所述凹部内且在所述前支壁与所述后支壁之间延伸，其中所述可变半径圆角的半径从所述前支壁向所述后支壁增大。

2.根据权利要求1所述的涡轮叶片，其中所述凹部位于所述涡轮叶片的压力侧(62)上。

3.根据权利要求1所述的涡轮叶片，其中所述半径从所述前支壁向所述后支壁线性增大。

4.根据权利要求1所述的涡轮叶片，其中邻近所述前支壁的半径是大约0.25英寸且邻近所述后支壁的半径是大约0.65英寸。

5.根据权利要求1所述的涡轮叶片，其中所述可变半径圆角延伸所述前支壁与所述后支壁之间的整个距离。

6.根据权利要求1所述的涡轮叶片，其进一步包括设置在所述凹部中且在从所述前支壁与所述后支壁之间延伸的架(84)。

7.根据权利要求6所述的涡轮叶片，其中所述架(84)设置在所述可变半径圆角与所述根部之间。

8.根据权利要求1所述的涡轮叶片，其进一步包括设置在所述凹部中且在所述前支壁与所述后支壁之间延伸的额外可变半径圆角(108、110)，其中所述额外可变半径圆角的半径从所述前支壁向所述后支壁增大。

9.一种燃气涡轮发动机(100)，其采用权利要求1所述的涡轮叶片。

10.一种燃气涡轮发动机，其包括：

压缩机系统(10)，其被配置成压缩空气流；

燃烧器系统(20)，其被配置成燃烧所述空气和燃料的混合物以产生热气体流；及

涡轮机系统(70)，其被配置为使用所述热气体流来产生动力，其中所述涡轮机系统包括：

多个涡轮叶片，其包括：

平台；

翼面，其从所述平台的一侧延伸；

颈部，其从所述平台的另一侧延伸，其中所述颈部包括前支壁和后支壁；

根部，其从所述颈部延伸；

凹部，其由多个壁限定且位于所述前支壁与所述后支壁之间；及

可变半径圆角，其设置在所述凹部内且在所述前支壁与所述后支壁之间延伸，其中所述可变半径圆角的半径从所述前支壁向所述后支壁增大。

11.根据权利要求10所述的燃气涡轮发动机，其中每个涡轮叶片进一步包括压力侧和吸力侧(63)，其中所述凹部设置在压力侧上。

12.根据权利要求10所述的燃气涡轮发动机，其中所述半径从所述前支壁向所述后支壁线性增大。

13.根据权利要求10所述的燃气涡轮发动机，其中所述可变半径圆角与所述涡轮叶片成一体。

14.根据权利要求10所述的燃气涡轮发动机，其中所述可变半径圆角延伸所述前支壁与所述后支壁之间的整个距离。

15.根据权利要求10所述的燃气涡轮发动机，其进一步包括设置在所述凹部中且在所述前支壁与所述后支壁之间延伸的架。

16.根据权利要求10所述的燃气涡轮发动机，其进一步包括设置在所述凹部中且在所述前支壁与所述后支壁之间延伸的额外可变半径圆角，其中所述额外可变半径圆角的半径从所述前支壁向所述后支壁增大。

17.根据权利要求10所述的燃气涡轮发动机，其中形成所述可变半径圆角的材料的量在邻近所述后支壁处比在邻近所述前支壁处更多。

18.一种涡轮叶片，其包括：

平台；

翼面，其从所述平台的一侧延伸；

颈部，其从所述平台的另一侧延伸，其中颈部包括前支壁和后支壁；

根部，其从所述颈部延伸；

可变半径圆角，其设置在所述凹部内，其中所述可变半径圆角在所述前支壁与所述后支壁之间延伸，且其中形成所述可变半径圆角的材料的量在邻近所述后支壁处比在邻近所述前支壁处更多。

19.根据权利要求18所述的涡轮叶片，其中所述可变半径圆角延伸所述凹部的整个宽度。

20.一种燃气涡轮发动机，其采用权利要求18所述的涡轮叶片。