相反尖端挡板翼片技术领域本发明一般地涉及燃气涡轮发动机，且更特定地涉及其内的涡轮机 叶片。背景技术在燃气涡轮发动机中，空气在压缩机内被加压且在燃烧器内与燃料 混合以生成燃气。多种涡轮机级从燃气获取能量以驱动发动机和产生 功。高压涡轮机（HPT)直接跟随燃烧器且从最热的燃气获取能量以通 过一个驱动轴来驱动上游压缩机。低压涡轮机（LPT)跟随HPT且从燃 气中获取另外的能量以驱动另一个驱动轴。在涡扇航空发动机应用内， LPT驱动上游风扇，或在海运和工业应用中驱动外部轴。发动机效率和燃料消耗率（SFC)在现代燃气涡轮发动机中是极为 重要的设计目的。多种涡轮机转子叶片及其相应的喷嘴导叶具有精确地 构造的空气动力学表面，以控制其上的速度和压力分布以最大化空气动 力学效率。叶片和导叶的相应翼片具有轴向地在相对的前缘和后缘之间的弦 向内延伸的一般地凹入的压力侧和一般地凸出的吸力侧。翼片在径向截 面上具有新月形外形，该外形从前缘起在宽度上迅速增加到最大宽度区 域，且然后在宽度上逐渐地降低到后缘。翼片的周向或横向相对的侧也径向地在从根部到尖端的跨度内延 伸。翼片典型地具有由超合金金属铸造形成的薄的侧壁，带有内部冷却 回路，内部冷却回路具有多种实施例，这些实施例都特别地定制以在运行期间有效地冷却翼片同时使效率最大化。然而，涡轮机翼片的空气动力学设计由于在翼片的完整行内的单独 翼片的三维（3D)构造而显著地复杂，且在运行期间在翼片之间引导了 相应的复杂的燃气流。除此设计和环境复杂性外，在涡轮机叶片的径向 外部尖端周围具有特别的流场，该涡轮机叶片在运行期间在围绕的静止 的罩内高速旋转。 在叶片尖端和涡轮机罩之间的运行缝隙或间隙应根据实际尽可能 小以最小化燃气流通过它的泄漏，而同时也允许叶片和罩的热膨胀和收 缩，而在旋转的尖端和静止的罩之间没有不希望的摩擦。在运行期间，涡轮机行内的叶片驱动支承转子盘旋转，使得翼片吸 力侧在相对的翼片压力侧前。翼片从转子盘的周边在径向方向典型地从 跟部到尖端扭曲，且前缘与发动机轴向中心线轴线倾斜地面向上游，以 匹配协作的喷嘴导叶的倾斜的排放旋流角。燃气一般地在轴向下游方向 流动，使得周向或切向分量首先在一个流动方向接合翼片前缘，且然后 在翼片的后缘上以不同的流动方向离开翼片。翼片的压力侧和吸力侧具有相应的不同的3D外形，以最大化其间 的差压和从热燃气中荻得的能量。凹入的压力侧和凸出的吸力侧实现了 其上不同的速度和压力分布，这相应地在前缘和后缘之间且从跟部到尖 端变化。然而，在翼片尖端上方在要求的尖端缝隙内泄漏的燃气如果有 则产生了很小的有用功。进一步使涡轮机叶片设计复杂化的是暴露的叶片尖端，该尖端因此 浸入在运行中从其上方泄漏的燃气中，且要求对尖端的合适的冷却以保 证涡轮机叶片在运行期间的长的使用寿命。现代涡轮机叶片设计典型地合并了振鸣（squealer)尖端肋，振鸣 尖端肋是翼片的压力侧和吸力侧的从前缘到后缘的小的径向延伸。尖端 肋典型地具有矩形截面且横向地或周向地分开以限定在翼片顶上的打 开的尖端腔，该尖端腔具有封闭了典型的空心的翼片和其内的内部冷却 回路的整体式尖端底部。小的尖端肋在尖端摩擦的情况下提供了牺牲材料，以保护尖端底部 和内部冷却回路防止不希望地损坏。尖端肋增加了燃气流场的复杂性， 从而引入了局部次级场，该次级场影响涡轮机效率、流动泄漏和尖端冷 却。燃气的主流动方向是邻近的叶片之间所限定的流道内的轴向下游 方向。轴向流也沿径向方向从每个翼片的跟部到尖端变化。且这些轴向 和径向流动变化进一步在翼片尖端上方是复合的，在此处燃气在每个翼 片的压力侧和。及力侧之间泄漏。因此，现有技术充满多种解决包括涡4仑才几效率、尖端泄漏和尖端冷 却的不同问题和性能考虑的涡轮机叶片尖端构造。这三个重要的考虑至

少在部分上是相互依赖的，但在翼片尖端处且在前缘和后缘之间的不同压力侧和吸力侧上方的复杂的3D流场致使对其相当复杂的评估。然而，现代计算流体动力学（CFD)包括强大的软件，软件改进了对燃气涡轮发动机内的复杂3D流动的流数学分析能力且提供了以其可实现涡轮机叶片设计的进一 步改进的机制。例如，希望通过降低尖端流动泄漏，或增加涡轮机效率，或改进尖端冷却，或这些因素的分开的或一起的任何组合而改进涡轮机叶片尖端设计。发明内容涡轮机叶片包括翼片，翼片具有沿其相对的压力侧和吸力侧延伸的 第一尖端肋和第二尖端肋。尖端肋在翼片的前缘和后缘之间分开以包括 尖端档板。档板弦向地以与第一肋相反的外形延伸以限定第一穴，且以 与第二肋相反的外形延伸以限定第二穴。附图说明在如下的详细描述中，根据优选的和典型的实施例，结合附图更特 定地描述了本发明及其进一步的目的和优点，各图为：图1是典型的涡轮机转子叶片的部分剖开的等轴视图；图2是通过图1中图示的翼片且沿线2-2的径向截面;f见图；图3是图1中图示的翼片尖端的放大的等轴视图；图4是通过图1中图示的翼片尖端且沿线4-4的横向径向截面视图；图5是根据另一个实施例的翼片尖端的类似于图3的等轴视图。 具体实施方式图1图示了在燃气涡轮发动机的HPT内使用的典型的第一级涡轮 机转子叶片10。典型地由超合金金属铸造的叶片带有翼片12、在其跟 部处的平台14和整体式单件组件的支承燕尾榫16。燕尾榫16可以具有任何常规形式，例如在图1中图示的轴向进入 的燕尾榫，它将叶片安装在支承转子盘（未示出）的周边内的相应的燕 尾榫槽内。盘保持了相互周向分开的整行叶片，以在其之间限定叶片间流道。

在运行期间，燃气18在发动机的燃烧室（未示出）内生成且合适地在相应的涡轮机叶片IO上引导到下游，叶片IO从燃气获得能量以驱 动支承转子盘。单独的平台14提供了燃气的径向内部边界且毗邻涡轮 机叶片的完整行内的邻近的平台。

图1和图2中图示的翼片12包括周向或横向相对的压力側20和吸 力侧22，它们在相对的前缘24和后缘26之间的弦向内轴向延伸，且在 从翼片跟部28的跨度内径向延伸以终止在径向外部尖端盖或尖端30 处。翼片压力侧20 —般地在前缘和后缘之间凹入且与在前缘和后缘之 间 一般地凸出的翼片吸力侧22互补。以最大化从燃气的能量获得。

翼片12典型地是空心的且包括内部冷却回路32,冷却回路32可以 具有任何常规的构造，例如图示的两个终止在前缘后且后缘前的相应的 流道内的三通蜿蜒回路。冷却回路延伸通过平台和燕尾片隼，在燕尾榫基 部带有相应的入口，用于从发动机的压缩机（未示出）以任何常规的方 式接收加压的冷却空气34。以此方式，叶片通过内部冷却空气从跟部到尖端且在前缘和后缘之 间被内部冷却，然后冷却空气可以通过薄的翼片侧壁以多种具有常规尺 寸和构造的膜冷却孔的行排放。

因为翼片前缘典型地受到最热的来流燃气，翼片前缘的专门的冷却 以任何合适的方式提供。且翼片的薄的后缘区域典型地包括压力侧后缘 冷却狭槽的行，以排放用过的冷却空气的部分。

如上所述，在图1中最初示出的涡轮机翼片12具有精确地构造的 3D外形，该3D外形相应地影响了燃气18当在轴向下游方向从前缘24 流向后缘26时的速度和压力分布。叶片接附到支承盘的周边上且在运 行期间旋转，这在燃气内生成了次级流场，使得燃气沿翼片跨度典型地 径向向外迁移。

此外，在翼片的压力侧20上的燃气的相对压力高于沿翼片吸力侧 的压力，且在运行期间当其径向向上流且流过暴露的翼片尖端30时， 它与运行期间叶片的相应的旋转一起在燃气流场内引入了进一步的次

级或三级影响。以上所述的涡轮机转子叶片可以在构造和运行上是常规的，使用在燃气涡轮发动机内，包括例如使用在HPT的第一级内。常规的叶片可以 然后如在下文中所描述地在翼片尖端30处修改，以包括第一振鸣尖端 肋36和第二振鸣尖端肋38,它们分别是翼片压力侧或侧壁20和吸力侧 或侧壁22在径向上的整体的延伸，且在外形或曲率上与其相符。第一肋或压力侧肋36在弦向上符合翼片的凹入压力侧20的形状或 外形，且相应地第二肋或吸力侧肋38在弦向外形上符合翼片的凸出的 吸力侧22。如在图l、图3和图4中示出，翼片也包括尖端底部40,它桥接了 相对的侧20和侧22以封闭了内部冷却回路32。尖端底部40典型地为 实心的，但可以具有小的冷却孔或尘孔（未示出），以将用过的空气的 一些以任何常规的方式从内部冷却回路中排出。两个肋36、 38从共同 的尖端底部40径向向外延伸，作为限定了翼片的相对的压力侧表面和 吸力侧表面的翼片的相应的侧壁的延续或延伸。两个肋36、 38在翼片的相对的前缘24和后缘26处整体地结合在一起且提供了翼片的空气动力学压力侧和吸力侧的完整的周边延伸。在前缘和后缘之间，两个肋36、 38横向或周向地分开，以包括相 反尖端档板或肋42，其在前缘和后缘之间轴向地或弦向地延伸。尖端档 板42被特别地构造为与第一肋36的外形或轮廓相反，以限定了沿第一 肋弦向地延伸的相应的第一尖端腔或穴44。且尖端档板另外地构造为与 第二肋38的外形相反，以限定了沿第二肋弦向地延伸的相应的第二尖 端腔或穴46。如在图3和图4中示出，尖端档板42具有矩形横截面，使得第一 侧48以与其相对且不同的弦向外形或轮廓侧向地面向第一肋36的相应 的向内侧。且尖端档板也包括相对的第二侧50,第二侧50以与其相对 且不同的弦向外形或轮廓侧向地面对第二肋38的相应的向内侧。翼片12在图2的径向截面中图示为带有典型新月形外形且在横向 宽度W上从前缘24向尾部增加到凸出的吸力侧22内的隆起52处的最 大宽度。从隆起开始，翼片然后按最大化空气动力学性能所要求向尾部 会聚到后缘26。如在图2和图3中示出，尖端档板42沿弦向地在前缘24和隆起52 之间的翼片的吸力侧开始，使得在其之间带有合适的中间间隔。档板42优选地沿弦向地在隆起52和后缘26之间的吸力侧在其之间的合适的中 间间隔处终止。图4图示了合适地安装在常规的涡轮机罩54内的翼片尖端30的径 向截面，以相关部分显示，以提供罩54和翼片尖端30之间的相对地小 的径向缝隙或间隙。在运行期间燃气18在翼片的压力侧20上方通过径 向缝隙泄漏且在翼片的较低压力的吸力侧22上方排放。单一肋36和第二肋38以及在它们之间周向地分开的尖端档板42 以从尖端底部40开始的共同的高度或跨度延伸，以提供与围绕的涡轮 机罩54的内表面的大体上恒定的径向间隙。在图1、图3和图4中图示 的翼片尖端的径向外表面因此相互共平面，以提供与围绕的罩的封闭的 密封配合。如在图3中示出，第一尖端穴44和第二尖端穴46相互相对地从它 们开始的共同的吸力侧22向尾部且沿尖端档板42的相对的侧48、 50 向尾部分别会聚和发散。两个尖端穴44、 46在共同的尖端档板42的相 对侧上相互互补，使得档板42在弦向外形上与具有相应的不同外形的 第一尖端肋36和第二尖端肋38相反或相逆以提高翼片的性能。如在图3和图4中示出，第一尖端穴44优选地向尾部会聚到其靠 近翼片的后缘的尾部端。第二穴46最初地在其前部部分内发散且然后在其尾部部分内向尾部会聚到其在尖端档板的相应端处的尾部端。在图3中图示的优选的实施例中，尖端档板42在与第二肋38的大 体上法向的或垂直的整体接头处与第二肋38整体地开始。档板和第二 肋38的此向前的接合处在隆起52附近且优选地在从隆起52的紧邻的 上游出现，且允许单一的尖端档板42周向地或横向地将尖端30分叉为 尖端30的仅两个子穴44、 46。在图3中图示的优选的实施例中，尖端档板42持续延伸到第二肋 38且在与第二肋38的整体接头处与第二肋38整体地终止。以此方式， 第二尖端穴46完全地绕其周边以在吸力侧上的第二肋38和在相对侧上 的尖端档板42自身为边界。尖端档板当向尾部地向后缘延伸时平滑地 与第二肋38融合且与相对的第一肋36会聚。相应地，第一穴44自身完全地绕其周边以在翼片压力侧上的第一 肋36为边界，且在尖端档板42的相对的吸力侧，连同尖端档板所接附

到的第二肋38的相应前部部分和尾部部分共同为第一穴的边界。在此 构造中，第一穴44在前缘处在翼片的吸力侧上开始且向尾部沿尖端档 板继续，且在沿第二肋38的第一穴46的终止的尾部。图3从上方图示了尖端档板42的优选外形，且图2以虚线从下方 图示了尖端档板42的优选外形。档板的第一侧48弦向地沿档板的前部 部分凸出且侧向地面对第一肋36的凸出的向内侧，第一肋36相应地在 其外侧凹入。相应地，档板的第二侧50弦向地沿档板的前部部分凹入 且侧向地面对第二肋38的凹入的向内侧，第二肋38的外表面与翼片吸 力侧的凸出的外形匹配。尖端档板42包括在其相对端之间的偏移区域，以与翼片向其后缘 的渐缩的外形互补。特别地，尖端档板42的第一侧48优选地沿档板的 尾部部分凹入且侧向地面对在此区域内的第一肋36的凸出的向内侧。 相应地，档板的第二侧50沿档板的尾部部分弦向地凸出且侧向地面对 第二肋38的尾部部分。如在图2中示出，翼片的压力侧20沿其前部部分最为凹入且与翼 片吸力侧22空气动力学地互补，翼片吸力侧22在其包括隆起区域的前 部部分周围最为凸出。翼片从隆起向尾部会聚到共同的后缘，使得压力 侧和吸力侧的尾部部分具有较小的曲率且接近后缘附近的大体上直的 弦向外形。相应地，尖端档板42具有一般地S形外形，以当横向地相对的第 一肋36和第二肋38在翼片的前缘和后缘之间外形变化时，与它们的相 应的相逆的外形相对地相反。尖端档板42在其前部端部处的相反或相 逆的外形大体上法向于第二肋38的很凸出的外形布置。且当第二肋38 延伸到后缘时，尖端档板的尾部端部的浅外形与第二肋38的戌外形平 滑地融合。如以上在背景技术部分中所指出，涡轮机叶片的3D构造是很复杂 的且涡轮机翼片在燃气18的很复杂的3D流场中运行，燃气18在运行 期间在翼片前缘周围分离。图3图示了在翼片尖端的空气动力学外形周 围的分离燃气流的典型流线。已对图3中图示的典型的实施例进行了 CFD分析，以确定与参考设计相比的性能改进，其中参考设计具有单一 的尖端腔而其内无分叉的尖端档板。以上所披露的尖端档板的引入可以用在特定的设计中以改进涡轮 机效率以及降低燃气在翼片尖端上方通过尖端罩缝隙的泄漏。涡轮机效率基于翼片表面从由跟部到尖端且在前缘和后缘之间作 用在翼片的压力側和吸力側上的燃气的差压获得能量的能力。尖端档板42的引入在叶片尖端处提供了附加的表面积，尖端流可以靠着其在叶片 上进行附加的功。尖端档板也提供了类似于两个自身用于降低尖端流泄 漏的振鸣尖端肋36、 38的附加密封。由于例如在图3中图示的翼片尖端的3D构造，泄漏包括轴向分量 和周向分量。因为从上游涡轮机喷嘴（未示出）偏斜的入口角度，燃气 18在翼片的前缘24周围在轴向方向和周向方向接合翼片。尖端档板42 优选地在翼片的吸力侧的隆起附近开始，如通过射入流的流线所特别地 控制。希望将尖端档板42放置为使得它在第二肋38的前部部分上捕荻入 射流流线，以将它们引导到以尖端档板42自身为边界的第一尖端穴44 内。泄漏燃气在对第一穴加压的次级流场中被引导通过第一穴44,同时 沿尖端档板自身向尾部导向。这样地加压的第一穴44通过从尖端档板 自身获得附加的能量而增加了涡轮机效率，且通过增加尖端间隙内的压 力也阻碍在尖端间隙上方的进 一 步泄漏。相应地，被第一穴44所捕获的泄漏的燃气的一些将流过尖端档板 到第二穴46内且进一步在向尾部的方向在第二穴46内被引导。从穴44 和穴46泄漏的燃气然后将在吸力侧第二肋38的尾部部分上方向下游方 向排放。因此，当燃气在运行期间流过翼片尖端时，特别地构造且定位的尖 端档板42提供了筒单的机构来降低燃气的轴向和周向泄漏，而相应地 增加了涡轮机效率。此外，尖端档板42的引入将尖端泄漏沿翼片渐缩到后缘的翼片弦 向更向尾部偏置，这降低了效率由于此泄漏自身的损失。在图3和图4中图示的优选的实施例中，尖端档板42定位在翼片 的相对侧之间的^f黄向中心附近，以最大化两个穴44、 46的局部宽度。 如果穴宽度过小，则泄漏燃气可能简单地在穴上方流动而不在穴内生成 显著的局部流场且因此限制了源自档板的性能改进。为此原因，档板42 合适地在图3中图示的翼片的薄后缘的上游处终止，以维持两个穴44、 46在其尾部区域内的合适的最小宽度，以最大化其性能优点。

在图1至图4中图示的涡轮机叶片的典型的实施例中，第二振鸣肋 38和尖端档板42具有径向地从共同的尖端底部40向外延伸的类似的矩 形横截面，且横截面的宽度可以大约为20至25毫英寸（0.5至0.6毫 米）。然而，第一振鸣肋36可以包括沿翼片的压力侧20的弓形展开部 56，以在涡轮机叶片的另 一个改进中进一步阻碍流动泄漏。

肋和穴的高度可以大约为40毫英寸（1.0 mm)。且两个穴44、 46 的最小宽度可以大约为30毫英寸（0.76 mm)。

图5图示了类似于图3的翼片尖端的替代实施例，但尖端档板42 达不到翼片吸力側而终止而非连接到翼片吸力侧，且横向在第一肋36 和第二肋38之间。且压力侧展开部56不存在，使得第一肋36具有与 第二肋38相同的矩形截面。

在此实施例中，这样地截短的尖端档板42的尾部端部在第二肋38 的向内侧上游分开，以限定其间的小间隙58。且第二穴46终止为与第 一穴44在其间的间隙58处流动连通，且第一穴44在会聚和变薄的翼 片的可用空间内从第二穴向尾部向翼片的后缘26继续。

截短的尖端档板42和协作的第一肋36和第二肋38的特定的构造 和外形，以及因此所限定的第一穴44和第二穴46可以另外地与在图1 至图4中图示的第一实施例相同且享有类似的优点。

在图3和图5中图示的类似的设计的CFD分析指示了在相应的翼片 上方的尖端流动泄漏的大致相同的降低。然而，与图5中图示的尖端档 板的部分长度实施例所具有的较小的但也仍是显著的涡轮机效率改进 相比，在图3中图示的全长度尖端档板42导致了显著地改进的涡轮机 效率。

看来在图5中图示的尖端档板42的弦向连续性的中断限制了当燃 气沿尖端档板自身的压力侧受限时对第一穴44加压和从燃气获得附加 能量的能力。

在以上所披露的涡轮机叶片内引入相对地简单的尖端档板42要求 对叶片自身的改变很小，使得叶片重量相应较小增加。然而，简单的尖 端档板可以用于显著地改进在全涡轮机叶片行中的涡轮机效率，而同时 也显箸地降低了在翼片尖端上方的燃气流动泄漏

虽然在此已描述了被认为是本发明的优选和典型的实施例，但从此 处的教示本发明的其他修改应对于本领域技术一般技术人员是显见

的，因此希望将所有这样的落入本发明的真正精神和范围内的修改在附 带的权利要求书中保护。因此，希望通过美国专利保护的是在随后的权利要求书中限定并加 以区别的本发明。零件列表 10 转子叶片12 翼片14 平台16 支承燕尾榫18 燃气20 压力侧22 吸力侧24 前缘26 后缘28 翼片跟部30 尖端32 冷^卩回3各34 冷却空气36 第一尖端肋38 第二尖端肋40 尖端底部42 & ^冲当才反44 第一尖端穴46 第二尖端穴48 第一侧50 第二侧52 隆起54 涡轮机罩56 弓形展开部58 间隙