本發(fā)明的研發(fā)部分地由美國能源部授予的合同No. DE-FC26-05NT42644支持。因此，美國政府可在本發(fā)明中具有一定的權(quán)利。

技術(shù)領(lǐng)域

本發(fā)明總體上涉及燃氣渦輪發(fā)動機，且更具體地涉及用于在燃氣渦輪發(fā)動機中的翼型組件的端壁構(gòu)造。

背景技術(shù)：

燃氣渦輪發(fā)動機通常包括壓縮機區(qū)段、燃燒器和渦輪區(qū)段。壓縮機區(qū)段壓縮進入入口的環(huán)境空氣。燃燒器將壓縮空氣與燃料結(jié)合并且點燃混合物從而形成限定工作流體的燃燒產(chǎn)品。工作流體行進到渦輪區(qū)段，在那里其膨脹以產(chǎn)生工作輸出。渦輪區(qū)段內(nèi)是成排的固定導(dǎo)葉，其將工作流體引導(dǎo)到聯(lián)接于轉(zhuǎn)子的成排旋轉(zhuǎn)葉片。一排導(dǎo)葉和一排葉片構(gòu)成的每一對在渦輪區(qū)段中形成級。

帶有高性能要求的先進燃氣渦輪試圖在渦輪區(qū)段中盡可能多地減少氣動損失。這相應(yīng)地導(dǎo)致發(fā)動機的總體熱效率和功率輸出的改進。減少氣動損失的一個可能的方式是在渦輪區(qū)段中結(jié)合葉片和導(dǎo)葉圍帶（shroud）上的端壁造型（contouring）。當(dāng)被優(yōu)化時，端壁造型能夠?qū)е露瘟餍郎u的影響的顯著減少，其中二次流能夠促成渦輪級中的損失。

技術(shù)實現(xiàn)要素：

根據(jù)本發(fā)明的方面，提供成型渦輪翼型組件，其包括由定位成周向地彼此鄰近的平臺形成的端壁和一排翼型，其一體地連結(jié)于端壁且橫向間隔開以在其間限定流動通路，以便沿軸向方向疏導(dǎo)氣體。翼型中的每一個均包括在相對的前邊緣和后邊緣之間沿弦向方向延伸的凹入壓力側(cè)和橫向相對的凸出吸力側(cè)，弦向方向大體沿軸向方向延伸。壓力側(cè)脊部與每一個翼型相關(guān)聯(lián)且由細長峰部（crest）限定，該細長峰部從相關(guān)聯(lián)的翼型的壓力側(cè)上的弦線中點的前方處的位置延伸且延伸至翼型的前邊緣的軸向前方處的位置。

壓力側(cè)脊部能夠在成對翼型之間周向地延伸到流動通路內(nèi)。

相對于翼型的弦長度測量，壓力側(cè)脊部的細長峰部能夠從每一個翼型的前邊緣的上游大約15%延伸到下游大約10%。

壓力側(cè)脊部能夠延伸到且限定端壁的前方邊緣上的突起區(qū)域。

吸力側(cè)脊部能夠與每一個翼型相關(guān)聯(lián)，且能夠由位于翼型的前邊緣的前方處的細長峰部限定，且對于每對翼型，槽部能夠被限定在壓力側(cè)脊部和吸力側(cè)脊部之間，該槽部具有伸長方向，其被對齊以引導(dǎo)流動進入每對翼型之間居中的流動通路。

端壁的上游邊緣能夠限定沿周向方向延伸的波狀表面。

根據(jù)本發(fā)明的另一方面，提供成型渦輪翼型組件，其包括通過定位成周向地彼此鄰近的平臺形成的端壁和成排翼型，其另一體地聯(lián)結(jié)到端壁且側(cè)向間隔開以在其間限定流動通路用于沿軸向方向引導(dǎo)氣體。翼型中的每一個包括在相對前邊緣和后邊緣之間沿弦向方向延伸的凹入壓力側(cè)和側(cè)向相對的凸出吸力側(cè)，弦向方向大體沿軸向方向延伸。槽部限定在端壁中，且定位在翼型的前邊緣的前方處，以及延伸到至少與翼型的前邊緣水平的軸向位置。槽部具有伸長方向，其對準(zhǔn)成引導(dǎo)流動到在每對翼型之間居中的流動通路。

對于每對翼型，每一個槽部能夠限定在壓力側(cè)脊部和吸力側(cè)脊部之間，每一個壓力側(cè)脊部能夠在相關(guān)聯(lián)的翼型的前邊緣前方從相關(guān)聯(lián)的翼型的壓力側(cè)延伸，且吸力側(cè)脊部能夠具有細長峰部，其鄰近相關(guān)聯(lián)的翼型的吸力側(cè)延伸且定位在翼型的前邊緣的前方。

槽部能夠從端壁的上游邊緣延伸，且端壁的上游邊緣能夠限定沿周向方向延伸的波狀表面。

鄰近每一個翼型的吸力側(cè)弦線中點位置的端壁能夠包括弦線中點凸起，弦線中點凸起限定比鄰近翼型的周向相對的壓力側(cè)弦線中點位置更高的高度。

連續(xù)的低高度通道能夠限定為在鄰近翼型處的壓力側(cè)弦線中點位置和弦線中點凸起之間沿周向方向延伸。

連續(xù)的低高度通道能夠由具有無脊部和槽部的軸向范圍的區(qū)域限定，且在鄰近翼型處的壓力側(cè)弦線中點位置和弦線中點凸起之間周向地延伸。

根據(jù)本發(fā)明的又一方面，提供成型渦輪翼型組件，其包括通過鄰近彼此周向定位的平臺形成的端壁和成排翼型，所述翼型一體地連結(jié)到端壁且橫向間隔開以在其間限定流動通路以便沿軸向方向疏導(dǎo)氣體。翼型中的每一個均包括在相對的前邊緣和后邊緣之間沿弦向方向延伸的凹入壓力側(cè)和橫向相對的凸出吸力側(cè)，其中弦向方向大體沿軸向方向延伸。弦線中點凸起鄰近每一個翼型的吸力側(cè)弦線中點位置位于端壁上，弦線中點凸起限定比鄰近翼型的周向相對的壓力側(cè)弦線中點位置更高的高度。

弦線中點凸起能夠從每一個翼型的吸力側(cè)橫向地延伸到外部邊緣，且凸起的高度能夠在弦線中點凸起與翼型的吸力側(cè)相交的位置處沿軸向前后方向降低。

連續(xù)的低高度通道能夠限定為在鄰近翼型處的壓力側(cè)弦線中點位置和弦線中點凸起之間沿周向方向延伸。

連續(xù)的低高度通道能夠由具有無脊部和槽部的軸向范圍的區(qū)域限定，且在鄰近翼型處的壓力側(cè)弦線中點位置和弦線中點凸起之間周向地延伸。

弦線中點脊部在每一個翼型的吸力側(cè)處能夠是大體上半球形。

壓力側(cè)脊部能夠與每一個翼型向相關(guān)聯(lián)且由細長峰部限定，細長峰部從鄰近翼型處壓力側(cè)弦線中點位置前方的位置延伸，且延伸至翼型的前邊緣的軸向前方的位置處。

吸力側(cè)脊部能夠與每一個翼型相關(guān)聯(lián)且由位于翼型的前邊緣的前方處的細長峰部限定，且每一個壓力側(cè)脊部能夠定位在鄰近翼型的前邊緣的周向位置之間的周向位置處。

對于每對翼型，槽部能夠限定在壓力側(cè)脊部和吸力側(cè)脊部之間，槽部具有伸長方向，其被對齊以引導(dǎo)流動進入每對翼型之間居中的流動通路。

附圖說明

雖然本說明書達成了具體地指出且明確地要求保護本發(fā)明的權(quán)利要求的結(jié)論，但是相信結(jié)合附圖從以下描述中將更好地理解本發(fā)明，附圖中，同樣的附圖標(biāo)記識別同樣的元件，并且附圖中：

圖1是結(jié)合了根據(jù)本發(fā)明的方面形成的翼型組件的燃氣渦輪發(fā)動機的局部橫截面視圖；

圖2是根據(jù)本發(fā)明的方面的示例性成型端壁的平面視圖；

圖3是示出在圖2的端壁上的一對翼型之間通過的示例性氣體流的平面視圖；

圖4是示出在圖2的端壁上的一對翼型之間通過的示例性氣體流的透視下游視圖；以及

圖5A是從翼型的下游10%弦位置處截取的上游立視圖，其示出吹掃流和與旋渦相關(guān)聯(lián)的二次流的現(xiàn)有技術(shù)的混合；以及

圖5B是從翼型的下游10%弦位置處截取的上游立視圖，其示出由本發(fā)明的端壁造型提供的那樣，吹掃流與和旋渦相關(guān)聯(lián)的二次流分開。

具體實施方式

在優(yōu)選實施例的以下詳細描述中，參考形成其一部分的附圖，且其中以說明的方式且不以限制的方式示出可在其中實踐本發(fā)明的具體優(yōu)選實施例。應(yīng)當(dāng)理解，可利用其它實施例，且可以在不脫離本發(fā)明的精神和范圍的情況下做出改變。

減少燃氣渦輪發(fā)動機的渦輪區(qū)段中的氣動損失的一個可能的方式是在渦輪區(qū)段中結(jié)合在導(dǎo)葉和/或葉片圍帶（shrouds）上的端壁造型。當(dāng)優(yōu)化后，端壁造型能夠?qū)е露瘟餍郎u的顯著減少，二次流旋渦能夠促成級中的高損失。此外，端壁造型能夠幫助減少加載于零件中的熱，這可允許減少零件的冷卻要求以及改進零件壽命。然而，已經(jīng)觀察到，即使在端壁造型的情況下，實際渦輪效率仍然會低于針對端壁造型設(shè)計預(yù)測的效率。這種損失可以是由于與在鄰近翼型之間的流動通路中產(chǎn)生的吹掃流和二次流之間的相互作用相關(guān)聯(lián)的負面影響而產(chǎn)生的。

根據(jù)本發(fā)明的方面，提供用于端壁造型的構(gòu)造以防止或者限制吹掃流和二次流的混合。端壁造型減輕了馬蹄旋渦和端壁旋渦，且根據(jù)本發(fā)明的具體方面，將吹掃流作為靠近端壁的大致分離流動、與翼型的吸力側(cè)間隔開且大體沿循翼型的吸力側(cè)引導(dǎo)。

出于以下描述的目的，應(yīng)當(dāng)理解“軸向方向”指的是平行于轉(zhuǎn)子28的旋轉(zhuǎn)軸線A_R（圖1）的方向，且“弦向方向”或“弦向尺寸”由具有從翼型34a、34b的前邊緣42（圖2）延伸到后邊緣44的長度的弦線限定。術(shù)語“周向方向”、“周向地”和“橫向地”指的是沿垂直于軸向方向的端壁30a延伸的方向。術(shù)語“上游”和“下游”參考通過流動路徑20的熱氣體的流動方向描述，且能夠分別對應(yīng)于“前方”和“后方”的方向。術(shù)語“徑向”和“高度（elevation）”指的是垂直于軸向方向和周向方向兩者的方向。術(shù)語“弦線中點”指的是沿在翼型的前邊緣和后邊緣之間延伸的弦線的長度的大約50%的位置處，該長度沿從弦線到翼型表面的周向方向測量，且能夠包括鄰近翼型的壓力側(cè)或吸力側(cè)中的任一者的最大曲率的軸向跨度。

圖1圖示能夠結(jié)合本發(fā)明的方面的燃氣渦輪發(fā)動機10的示例。發(fā)動機10包括壓縮機區(qū)段12、燃燒器14和渦輪區(qū)段16。壓縮機區(qū)段12壓縮進入入口22的環(huán)境空氣18。燃燒器14將壓縮空氣與燃料組合，并點燃混合物從而形成限定工作流體的燃燒產(chǎn)品。工作流體行進到渦輪區(qū)段16。在渦輪區(qū)段16內(nèi)是成排的固定導(dǎo)葉24和聯(lián)接到轉(zhuǎn)子28的成排旋轉(zhuǎn)葉片26，且成排導(dǎo)葉24和成排葉片26中的每一對均在渦輪區(qū)段16中形成級。導(dǎo)葉24和葉片26徑向地延伸至延伸通過渦輪區(qū)段16的軸向流動路徑20內(nèi)。導(dǎo)葉24包括多個徑向內(nèi)部圍帶或平臺30和徑向外部圍帶或平臺32，其與導(dǎo)葉24一體化且形成相應(yīng)的內(nèi)部端壁30a和外部端壁32a。工作流體膨脹通過渦輪區(qū)段16，并引起葉片26以及因此轉(zhuǎn)子28旋轉(zhuǎn)。轉(zhuǎn)子28延伸到壓縮機12內(nèi)且通過壓縮機12，且可向壓縮機12提供功率以及向發(fā)生器(未示出)輸出功率。

參考圖2，以兩個鄰近的翼型結(jié)構(gòu)描繪渦輪級的一部分，所述翼型結(jié)構(gòu)包括第一翼型34a和第二翼型34b，其對于當(dāng)前描述而言可被理解為與一排導(dǎo)葉24相關(guān)聯(lián)的翼型。然而，應(yīng)當(dāng)理解，本文中示出的描述和構(gòu)思也可以關(guān)于包括橫向間隔開的翼型的一排葉片26來實現(xiàn)。

翼型34a、34b中的每一個均一體地附接于相應(yīng)的徑向內(nèi)部端壁30a和徑向外部端壁32a的平臺30、32，在圖2中僅示出端壁30a?？梢岳斫猓粋€或多個翼型可附接于一對內(nèi)部平臺30和外部平臺32，且端壁30a、32a是由多個周向鄰近的平臺30、32形成的連續(xù)周向結(jié)構(gòu)。多個內(nèi)部平臺30在平臺30的匹配面之間形成的連結(jié)部（由虛線33繪出）處定位成彼此鄰近，如圖3中可見的那樣。進一步地，應(yīng)當(dāng)理解，翼型34a、34b作為形成導(dǎo)葉排24的所有翼型的代表被引用，且該排導(dǎo)葉24由圍繞流動路徑20的周向范圍橫向地間隔開的多個相同翼型34a、34b形成。

翼型34a、34b中的每一個均包括大體凹入的壓力側(cè)38和大體凸出的吸力側(cè)40，壓力側(cè)38和吸力側(cè)40中的每一個由徑向延伸的翼展向尺寸和軸向延伸的弦向尺寸限定，弦向尺寸在前邊緣42和后邊緣44之間延伸。鄰近翼型34a、34b在其間形成由徑向內(nèi)部端壁30a和徑向外部端壁32a界定的流動通路46。在操作期間，工作流體軸向地向下游流動通過限定在翼型34a、34b之間的流動通路46。翼型34a、34b的形狀適合于在工作流體通過流動路徑20時從工作流體抽取能量。

在鄰近翼型之間的流動路徑的在先構(gòu)造或基準(zhǔn)構(gòu)造中，諸如沒有端壁造型的一種構(gòu)造中，能夠形成馬蹄旋渦，其從翼型的前邊緣和內(nèi)部平臺的連結(jié)部向下游延伸?；鶞?zhǔn)構(gòu)造可被理解為由具有名義上軸對稱的高度（elevations）的平臺30、32形成。在基準(zhǔn)構(gòu)造中產(chǎn)生的馬蹄旋渦前進通過流動通路，其能夠?qū)е挛闪鞯男纬汕夷軌蚪档图壍臍鈩有省?/p>

根據(jù)本發(fā)明的方面，圖2中圖示的端壁30a已被構(gòu)造成帶有特定的3D輪廓，根據(jù)本發(fā)明的一個方面，其避免或減弱了馬蹄旋渦的形成且因此改進了渦輪16的效率。如由基準(zhǔn)構(gòu)造描述的那樣，3D輪廓由從名義上軸對稱的端壁位移的具有共同高度的輪廓線繪出，并且其中，以“0”值繪出的輪廓線是能夠?qū)?yīng)于基準(zhǔn)端壁的參考值?？梢岳斫猓?D輪廓由在所繪出的輪廓線之間的連續(xù)平滑表面高度過渡形成。

壓力側(cè)脊部48與每一個翼型34a、34b相關(guān)聯(lián)，且在本文中具體參考翼型34b來描述。壓力側(cè)脊部48周向地延伸到該對翼型34a、34b之間的流動通路46內(nèi)，且包括細長峰部50，其限定在上游位置51和下游位置53₁之間延伸的脊部48的最大高度，其中上游位置51在翼型34b的前邊緣的軸向前方，且下游位置53₁在前邊緣42的下游且在翼型34b的壓力側(cè)38上的弦線中點位置52的前方。相對于翼型34b的弦長測量，上游位置51在每一個翼型34b的前邊緣42的上游大約15%處，且相對于翼型34b的弦長測量，下游位置53₁在每一個翼型34b的前邊緣42的下游大約10%處。進一步地，峰部50具有沿壓力側(cè)38的軸向范圍，其從限定前方位置的位置53₁延伸到后方位置53₂。壓力側(cè)脊部48成角度以引導(dǎo)氣體的吹掃流54軸向地通過流動通路46。吹掃流54包括從定位在端壁30a的徑向向內(nèi)位置的吹掃腔55（圖1）進入流動路徑20內(nèi)的吹掃空氣或冷卻空氣。具體地，吹掃空氣能夠通過內(nèi)部端壁30a和與旋轉(zhuǎn)葉片26相關(guān)聯(lián)的葉片平臺59之間的間隙57（圖3）從吹掃腔55徑向地進入流動路徑20內(nèi)。

峰部50的伸長軸線A_E1以接近前邊緣金屬角度α的角度取向，角度α被描述為在軸向方向和正切于前邊緣42處的中弧線的線49之間的角度。具體地，峰部50的伸長軸線A_E1以相對于前邊緣金屬角度大約10°的角度取向，如由伸長軸線A_E1和平行于線49的線49'之間的角度σ所指示的那樣。壓力側(cè)脊部48延伸到且限定端壁30a的前方邊緣56處的升起區(qū)域，且被構(gòu)造成使翼型34b的上游的流動轉(zhuǎn)向，以導(dǎo)引吹掃流54且實質(zhì)上減少或消除在翼型34a、34b的前邊緣42處且沿壓力側(cè)38延伸到流動通路46內(nèi)的馬蹄旋渦的形成。

參考圖2，吸力側(cè)脊部58與每一個翼型34a、34b相關(guān)聯(lián)，且在本文中具體參考翼型34a來描述。吸力側(cè)脊部58位于鄰近翼型34a的吸力側(cè)40處，且包括細長峰部60，其具有完全地位于前邊緣42的軸向位置的前方的軸向范圍。細長峰部60與前邊緣42間隔開，且具有伸長軸線A_E2，其大體上平行于直接鄰近細長峰部60的吸力側(cè)40的一部分（即，能夠與從峰部60延伸且垂直于伸長軸線A_E2的線相交的吸力側(cè)40的一部分）延伸。峰部60的伸長軸線A_E2優(yōu)選地以角度β取向，即，大于峰部50相對于軸向方向的角度。吸力側(cè)脊部58延伸到端壁30a的前方邊緣56，且被構(gòu)造成使翼型34a的上游的流動轉(zhuǎn)向以導(dǎo)引吹掃流54，且實質(zhì)上減少或消除在前邊緣42處且沿吸力側(cè)40延伸到流動通路46內(nèi)的馬蹄旋渦的形成。

壓力側(cè)脊部48和吸力側(cè)脊部58在其間限定槽部62。槽部62被形成為低高度通道，其從翼型34a、34b的前邊緣42的上游開始，從內(nèi)部端壁30a的前方邊緣56延伸到流動通路46內(nèi)，且引導(dǎo)鄰近內(nèi)部平臺30a的吹掃流進入在翼型34a、34b之間橫向居中的流動通路46內(nèi)。如圖4中可見的，前方邊緣56被形成為帶有不均勻或波狀表面，其沿周向方向延伸，以將槽部62的入口定位在間隙57處，在該處，吹掃空氣離開吹掃腔55。

參考圖2中的翼型34a，弦線中點凸起64位于吸力側(cè)40處，且在大約弦線中點位置66處軸向地居中。弦線中點凸起64從最大高度（由“2”的示例性幅值繪出）橫向延伸到外部邊緣68。沿與吸力側(cè)40相交處延伸的弦線中點凸起64的高度沿軸向向前和向后方向減小。因此，弦線中點凸起64能夠被描述為大體上半球形脊部或凸起，其從吸力側(cè)40朝向翼型34b的相對壓力側(cè)38橫向地延伸。

進一步地，弦線中點凸起64限定比鄰近翼型32b的相對壓力側(cè)38上的弦線中點位置52的端壁更高的高度。具體地，如由與在大約“4”到“-4”的范圍中的示例性幅值相關(guān)聯(lián)的壓力側(cè)38的區(qū)域所繪出的那樣，在沒有脊部或槽部特征的情況下形成壓力側(cè)弦線中點位置52的前后區(qū)域，從而形成沿后方方向的連續(xù)下降的斜坡。額外地，這些低水平高度從壓力側(cè)38朝向相對翼型34a的吸力側(cè)40橫向延伸。也就是說，根據(jù)本發(fā)明的方面，在圖2中能夠看到，描繪幅值“0”的輪廓線和到“0”幅值輪廓線的任一側(cè)的恒定高度輪廓從壓力側(cè)38上的位置延伸到鄰近弦線中點凸起64的吸力側(cè)40上的橫向相對位置。所描述的低水平高度形成連續(xù)的低高度通道70，其在弦線中點凸起64和壓力側(cè)弦線中點位置52之間，例如至少在大約“4”到“-4”的范圍的輪廓線的軸向跨度內(nèi)沿周向方向延伸，且能夠包括在大約“6”到“-6”的范圍內(nèi)延伸的軸向區(qū)域。

弦線中點凸起64限定彎曲表面，其要求流動速度在其越過凸起64時加速，并且?guī)в性谖?cè)40的弦線中點位置66處的壓力的相關(guān)聯(lián)的降低。根據(jù)本發(fā)明的方面，由凸起64形成的低壓區(qū)域使二次旋渦加速遠離吹掃流54，從而減少否則能夠由吹掃流54和二次旋渦的混合導(dǎo)致的損失。

可注意到，端壁造型包括額外槽部，以促進旋渦流動的控制。具體地，上游吸力側(cè)槽部74在弦線中點凸起64和吸力側(cè)脊部58之間位于鄰近吸力側(cè)40處，下游吸力側(cè)槽部76在弦線中點凸起64和后邊緣44之間位于鄰近吸力側(cè)40處，且下游壓力側(cè)槽部78在低高度通道70和后邊緣44之間位于鄰近壓力側(cè)38處?？衫斫獾氖?，額外描述的槽部74、76、78與脊部48、60、弦線中點凸起64和低高度通道70一起起作用，以實質(zhì)上減少旋渦的形成，且避免或減少吹掃流54和包括二次旋渦的流動的混合。

如上所述，輪廓線幅值“0”能夠?qū)?yīng)于基準(zhǔn)高度，即對應(yīng)于無造型的端壁（平坦端壁）的高度，且用于輪廓線幅值的數(shù)字標(biāo)志通用地標(biāo)記在端壁30a上形成3D輪廓的相對高度。圖2中由輪廓線繪出的幅值和具體說明的幅值的每一個整數(shù)值均可以對應(yīng)于作為翼型跨度的百分比具體說明的高度的預(yù)定改變。例如，由“1”的幅值的改變繪出的高度的改變可以對應(yīng)于等于在翼型跨度的0.5%和1.5%之間的高度改變。

如圖3中能夠看到的，鄰近端壁流動的進入吹掃流54通過壓力側(cè)脊部48和吸力側(cè)脊部58之間的槽部62（也參見圖4）。從以上描述中，可理解壓力側(cè)脊部48定位在翼型34a的前邊緣42的周向位置和鄰近翼型34b的前邊緣42之間的周向位置處，以引導(dǎo)流動居中地進入流動通路46內(nèi)。如由吹掃流54a標(biāo)記的那樣，吹掃流離開槽部62，且進入在沒有脊部或槽部的情況下形成的低高度通道70內(nèi)。在低高度通道70的區(qū)域中，吹掃流（標(biāo)記為54b）沿低高度通道70穿過通路46橫向地（周向地）且軸向地流動。因此，實質(zhì)上避免或減少了吹掃流54與二次旋渦的混合，且實質(zhì)上減少了與混合相關(guān)聯(lián)的損失以改進渦輪16的效率。

圖5A和5B進一步圖示本發(fā)明的方面。圖5A基于CFD建模描繪流動，因為相信其存在于具有平坦端壁的現(xiàn)有技術(shù)流動通路46_P中。圖5A中描繪的流動包括吹掃流54_P，其與包括旋渦的二次流72_P相互作用，其中，能夠看出在吹掃流54_P和二次流72_P之間的交界區(qū)域74_P限定在流動之間的大致混合區(qū)域。相比之下，圖5B基于CFD建模描繪流動，相信其通過當(dāng)前3D端壁造型在流動通路46中形成，其中，如由具有減少的或最小的相互作用的旋渦區(qū)域74描繪的那樣，吹掃流54與二次流72大致分離。因此，用于本發(fā)明的端壁造型的當(dāng)前構(gòu)造能夠操作以在吹掃流54和諸如由二次旋渦形成的二次流之間形成分離，以減少通常與這兩種流動的混合相關(guān)聯(lián)的損失。

雖然已經(jīng)圖示和描述了本發(fā)明的具體實施例，但是對于本領(lǐng)域技術(shù)人員而言將顯而易見的是，能夠在不脫離本發(fā)明的精神和范圍的情況下做出各種其它改變和修改。因此，預(yù)期在所附權(quán)利要求中涵蓋在本發(fā)明的范圍內(nèi)的所有這些改變和修改。