渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)，且具體而言，燃?xì)饣蛉紵郎u輪發(fā)動(dòng)機(jī)，是旋轉(zhuǎn)發(fā)動(dòng)機(jī)，其從行進(jìn)穿過發(fā)動(dòng)機(jī)到多個(gè)渦輪葉片上的燃燒氣體流提取能量。在操作期間，空氣可在壓縮機(jī)中加壓。被引導(dǎo)穿過壓縮機(jī)的空氣可在燃燒器中與燃料混合并被點(diǎn)燃，從而生成熱燃燒氣體，熱燃燒氣體流過渦輪級(jí)，渦輪級(jí)從其提取能量，以用于對(duì)風(fēng)扇和壓縮機(jī)轉(zhuǎn)子供能，且產(chǎn)生發(fā)動(dòng)機(jī)推力以在飛行中推進(jìn)飛行器，或是對(duì)負(fù)載(諸如發(fā)電機(jī))供能。

背景技術(shù)：

壓縮機(jī)包括轉(zhuǎn)子組件和定子組件。定子組件包括多個(gè)周向地間隔開的定子導(dǎo)葉或翼型件件，它們將進(jìn)入壓縮機(jī)的壓縮氣體引導(dǎo)到轉(zhuǎn)子葉片。定子導(dǎo)葉在內(nèi)帶(inner band)和外帶之間徑向地延伸。穿過定子組件的氣體流動(dòng)路徑由內(nèi)帶在內(nèi)徑向地界定，且由外帶在外徑向地界定。定子導(dǎo)葉節(jié)段安裝在壓縮機(jī)殼體內(nèi)。導(dǎo)葉級(jí)包括多個(gè)周向地布置的導(dǎo)葉節(jié)段，其中各節(jié)段具有在弧形內(nèi)帶和弧形外帶之間延伸的多個(gè)翼型件。

在一些設(shè)計(jì)中，導(dǎo)葉節(jié)段僅在其外帶處得到支撐，因?yàn)槌Ｒ?guī)的環(huán)形密封部件配置在轉(zhuǎn)子級(jí)之間，從而也阻礙內(nèi)帶的靜止支撐。因此，這些導(dǎo)葉節(jié)段中的翼型件從外帶支撐件懸伸，該外帶支撐件因?yàn)樵趯?dǎo)葉之間流動(dòng)的流體而形成彎矩，該彎矩必須通過外帶而被合適地作用或適應(yīng)。這些翼型件中的一些中的彎矩可能很大，因?yàn)樗鼈儍H在它們的外帶處得到支撐，其中它們的內(nèi)帶不受支撐。

在發(fā)動(dòng)機(jī)操作期間，穿過流動(dòng)路徑的氣體流在翼型件上引起機(jī)械、熱、和空氣動(dòng)力負(fù)載。這些負(fù)載中的一些通過外帶由翼型件傳送到發(fā)動(dòng)機(jī)中的支撐結(jié)構(gòu)，外帶聯(lián)接于翼型件且由支撐結(jié)構(gòu)作用。在一些設(shè)計(jì)中，內(nèi)帶也可類似地將由氣體流施加在翼型件上的負(fù)載中的一部分，且被其他支撐結(jié)構(gòu)作用。在至少一些常規(guī)燃?xì)鉁u輪發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)，在翼型件中的在與外帶的界面附近和在支撐結(jié)構(gòu)附近的應(yīng)力可變得足夠大以導(dǎo)致翼型件中的損壞。在足夠大的應(yīng)力下，可在支撐結(jié)構(gòu)位置附近在翼型件組件內(nèi)的翼型件中發(fā)生開裂，其對(duì)由氣流施加到翼型件組件中的翼型件的負(fù)載起作用。由于若干原因，在這些高的位置處具有額外厚度的設(shè)計(jì)可能是不可能的，諸如空氣動(dòng)力考慮、流動(dòng)修改、額外的重量、和導(dǎo)葉的變化的動(dòng)態(tài)特征和/或翼型件組件中的過量泄漏。

技術(shù)實(shí)現(xiàn)要素：

在一個(gè)方面中，本發(fā)明的實(shí)施例涉及用于渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)的翼型件組件，其包括：至少一個(gè)翼型件，其具有前緣和后緣；帶，其具有內(nèi)側(cè)和外側(cè)，且沿帶與至少一個(gè)翼型件之間的界面的一部分剛性地聯(lián)接于該至少一個(gè)翼型件，以用于對(duì)該至少一個(gè)翼型件提供至少一部分支撐；凹口(relief)，其在至少一個(gè)翼型件的前緣或后緣處位于帶中，且限定在帶與前緣或后緣之間的應(yīng)力消除間隙；和橫流封閉件(cross-flow closure)，其封閉凹口，以阻止在內(nèi)側(cè)和外側(cè)之間穿過槽道的空氣流。

技術(shù)方案1：一種用于渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)的翼型件組件，包括：

至少一個(gè)翼型件，其具有前緣和后緣；

帶，其具有內(nèi)側(cè)和外側(cè)，且沿所述帶與所述至少一個(gè)翼型件之間的界面的一部分剛性地聯(lián)接于所述至少一個(gè)翼型件，以用于對(duì)所述至少一個(gè)翼型件提供至少一部分支撐；

凹口，其在所述至少一個(gè)翼型件的前緣或后緣處位于所述帶中，且限定在所述帶與所述前緣或所述后緣之間的應(yīng)力消除間隙；和

橫流封閉件，其封閉所述凹口以防止在所述內(nèi)側(cè)和外側(cè)之間穿過所述凹口的空氣流。

技術(shù)方案2：根據(jù)技術(shù)方案1所述的翼型件組件，其中，所述凹口是槽道，所述槽道從所述帶的內(nèi)側(cè)延伸穿過所述帶的外側(cè)。

技術(shù)方案3：根據(jù)技術(shù)方案2所述的翼型件組件，其中，所述橫流封閉件是蓋，所述蓋安裝到所述帶的外側(cè)且封閉所述槽道。

技術(shù)方案4：根據(jù)技術(shù)方案2所述的翼型件組件，其中，所述槽道具有與所述至少一個(gè)翼型件的在所述后緣附近的翼型件輪廓形狀基本上對(duì)應(yīng)的形狀。

技術(shù)方案5：根據(jù)技術(shù)方案1所述的翼型件組件，其中，所述凹口位于所述至少一個(gè)翼型件的后緣附近，且在所述后緣與所述帶之間形成間隙。

技術(shù)方案6：根據(jù)技術(shù)方案5所述的翼型件組件，其中，包括多個(gè)翼型件，且凹口在所述多個(gè)翼型件中的各個(gè)的后緣附近形成在所述帶中，以限定多個(gè)凹口。

技術(shù)方案7：根據(jù)技術(shù)方案6所述的翼型件組件，其中，所述橫流封閉件同時(shí)覆蓋多個(gè)凹口。

技術(shù)方案8：根據(jù)技術(shù)方案1所述的翼型件組件，其中，所述凹口包括通往所述帶的內(nèi)側(cè)的凹陷，且所述封閉件由所述帶的形成所述凹口的一部分形成。

技術(shù)方案9：根據(jù)技術(shù)方案8所述的翼型件組件，其中，所述至少一個(gè)翼型件的后緣包括切口，使得所述至少一個(gè)翼型件的在所述切口處的部分不延伸到所述帶。

技術(shù)方案10：根據(jù)技術(shù)方案1的翼型件組件，其中，所述至少一個(gè)翼型件通過硬焊而剛性地聯(lián)接于所述帶。

技術(shù)方案11：根據(jù)技術(shù)方案1所述的翼型件組件，其中，所述帶是外帶。

技術(shù)方案12：根據(jù)技術(shù)方案11所述的翼型件組件，還包括可操作地聯(lián)接于所述至少一個(gè)翼型件的內(nèi)帶。

技術(shù)方案13：一種壓縮機(jī)系統(tǒng)，其包括：

定子組件，其具有用于流過其的流體的流動(dòng)路徑，其中，所述定子組件包括圍繞縱軸線周向地布置的多個(gè)弧形翼型件組件，各翼型件組件包括：

至少一個(gè)翼型件，其具有前緣和后緣；

弧形內(nèi)帶，其可操作地聯(lián)接于所述至少一個(gè)翼型件；

弧形外帶，其具有內(nèi)側(cè)和外側(cè)且沿所述外帶和所述至少一個(gè)翼型件之間的界面的一部分剛性地聯(lián)接于所述至少一個(gè)翼型件，以用于對(duì)所述至少一個(gè)翼型件提供至少一部分支撐；

凹口，其在所述至少一個(gè)翼型件的前緣或后緣處位于所述帶中，且限定在所述帶與所述前緣或所述后緣之間的應(yīng)力消除間隙；和

橫流封閉件，其封閉所述凹口，以防止在所述內(nèi)側(cè)和外側(cè)之間穿過所述凹口的空氣流。

技術(shù)方案14：根據(jù)技術(shù)方案13所述的壓縮機(jī)系統(tǒng)，其中，所述凹口在所述至少一個(gè)翼型件的后緣附近位于所述外帶中。

技術(shù)方案15：根據(jù)技術(shù)方案14所述的壓縮機(jī)系統(tǒng)，其中，所述凹口是槽道，所述槽道從所述外帶的內(nèi)側(cè)延伸穿過所述外帶的外側(cè)。

技術(shù)方案16：根據(jù)技術(shù)方案15所述的壓縮機(jī)系統(tǒng)，其中，所述橫流封閉件是蓋，所述蓋安裝到所述帶的外側(cè)且封閉所述槽道。

技術(shù)方案17：根據(jù)技術(shù)方案15所述的壓縮機(jī)系統(tǒng)，其中，包括多個(gè)翼型件，且槽道在所述多個(gè)翼型件中的各個(gè)的各后緣附近形成在所述外帶中，以限定多個(gè)槽道。

技術(shù)方案18：根據(jù)技術(shù)方案17所述的壓縮機(jī)系統(tǒng)，其中，所述橫流封閉件同時(shí)覆蓋多個(gè)槽道。

技術(shù)方案19：根據(jù)技術(shù)方案14所述的壓縮機(jī)系統(tǒng)，其中，所述凹口包括通往所述外帶的內(nèi)側(cè)的凹陷，且所述封閉件由所述外帶的一部分形成。

技術(shù)方案20：根據(jù)技術(shù)方案19所述的壓縮機(jī)系統(tǒng)，其中，所述至少一個(gè)翼型件的后緣包括切口，使得所述至少一個(gè)翼型件的在所述切口處的部分不延伸到所述外帶。

附圖說明

在附圖中：

圖1是包含壓縮機(jī)系統(tǒng)的，用于飛行器的燃?xì)鉁u輪發(fā)動(dòng)機(jī)的示意截面圖。

圖2是圖1的壓縮機(jī)系統(tǒng)的一部分的放大軸向截面圖，且其具有根據(jù)本發(fā)明實(shí)施例的多個(gè)翼型件組件。

圖3是圖2的翼型件組件中的一個(gè)的一部分的透視圖。

圖4是圖3中所示的翼型件組件的徑向向內(nèi)觀察的透視圖。

圖5是圖3中所示的翼型件組件的一部分的特寫圖。

圖6是圖3的翼型件組件的一部分的截面圖。

圖7是具有備選的橫流封閉件的翼型件組件的一部分的截面圖。

部件列表

10 燃?xì)鉁u輪發(fā)動(dòng)機(jī)組件

11 縱軸線

12 核心燃?xì)鉁u輪發(fā)動(dòng)機(jī)

14 高壓壓縮機(jī)

16 燃燒器

17 環(huán)形流動(dòng)路徑

18 高壓渦輪

20 低壓渦輪

21 低壓壓縮機(jī)

22 風(fēng)扇組件

23 壓縮機(jī)轉(zhuǎn)子

24 風(fēng)扇葉片

25 外殼體

26 轉(zhuǎn)子盤

27 轉(zhuǎn)子葉片

28 進(jìn)氣側(cè)

30 排氣側(cè)

31 第一轉(zhuǎn)子軸

32 第二轉(zhuǎn)子軸

34 突出部(lug)

35 突出部

36 突出部

40 壓縮級(jí)

42 定子組件

44 定子翼型件組件

50 翼型件

51 前緣

52 后緣

56 端部

60 外帶

62 弧形前軌道

64 弧形后軌道

66 內(nèi)側(cè)

67 孔口

68 外側(cè)

70 界面

72 凹口

74 消除間隙

76 橫流封閉件

77 槽道

78 切口(cutback)

80 弧形內(nèi)帶

81 密封件

83 環(huán)形密封件

90 壓縮機(jī)系統(tǒng)

92 抵接接頭

144 翼型件組件

150 翼型件

152 后緣

156 端部

160 外帶

166 內(nèi)側(cè)

167 孔口

168 外側(cè)

172 凹口

174 消除間隙

176 橫流封閉件

177 凹陷

178 切口

192 抵接接頭。

具體實(shí)施方式

圖1示出了具有縱軸線11的燃?xì)鉁u輪發(fā)動(dòng)機(jī)組件10的截面圖。燃?xì)鉁u輪發(fā)動(dòng)機(jī)組件10包括核心燃?xì)鉁u輪發(fā)動(dòng)機(jī)12，核心燃?xì)鉁u輪發(fā)動(dòng)機(jī)12包括高壓壓縮機(jī)14、燃燒器16、高壓渦輪18、低壓渦輪20和低壓壓縮機(jī)21。具有從轉(zhuǎn)子盤26徑向向外延伸的風(fēng)扇葉片24陣列的風(fēng)扇組件22可聯(lián)接在核心燃?xì)鉁u輪發(fā)動(dòng)機(jī)12的軸向上游。燃?xì)鉁u輪發(fā)動(dòng)機(jī)組件10已例示為具有進(jìn)氣側(cè)28和排氣側(cè)30。第一轉(zhuǎn)子軸31將核心燃?xì)鉁u輪發(fā)動(dòng)機(jī)12、風(fēng)扇組件22、低壓渦輪20、和低壓壓縮機(jī)21聯(lián)接在一起。第二轉(zhuǎn)子軸32將高壓壓縮機(jī)14和高壓渦輪18聯(lián)接在一起。

在操作中，空氣流過風(fēng)扇組件葉片24，且壓縮空氣被供應(yīng)給壓縮機(jī)系統(tǒng)80，壓縮機(jī)系統(tǒng)80包括高壓壓縮機(jī)14。從風(fēng)扇組件22排出的空氣被引導(dǎo)到高壓壓縮機(jī)14，在高壓壓縮機(jī)14中，空氣流被進(jìn)一步壓縮且被引導(dǎo)到燃燒器16。來自燃燒器16的燃燒產(chǎn)物被用于驅(qū)動(dòng)高壓渦輪18和低壓渦輪20。低壓渦輪20經(jīng)由第一轉(zhuǎn)子軸31驅(qū)動(dòng)風(fēng)扇組件22。燃?xì)鉁u輪發(fā)動(dòng)機(jī)組件10能夠在設(shè)計(jì)操作條件與非設(shè)計(jì)操作條件之間的操作條件范圍下操作。

在圖2中示為項(xiàng)目15的核心空氣流在壓縮機(jī)系統(tǒng)90的環(huán)形流動(dòng)路徑17中流動(dòng)。壓縮機(jī)系統(tǒng)90包括多個(gè)壓縮級(jí)40，其中，各級(jí)40包括一排周向地間隔的轉(zhuǎn)子葉片27和靜止的定子組件42。定子組件42包括圍繞縱軸線11周向地布置的一排周向地間隔的弧形定子翼型件組件44。各定子翼型件組件44包括聯(lián)接于帶的翼型件50，該帶支撐翼型件50。在圖2所示的示范實(shí)施例中，翼型件50聯(lián)接于置于翼型件50的徑向外部分附近的弧形外帶60、和置于翼型件50的徑向內(nèi)部分附近的弧形內(nèi)帶80。以此方式，翼型件在內(nèi)帶80與外帶60之間延伸。

壓縮機(jī)系統(tǒng)90的效率主要由空氣流的平滑性決定。在設(shè)計(jì)期間，作出一切可能的嘗試來保持空氣平滑地流過壓縮機(jī)系統(tǒng)90，以使因摩擦和湍流引起的空氣流損失最小化。該任務(wù)是困難的任務(wù)，因?yàn)榭諝獗黄仁沽魅敫邏毫Φ膮^(qū)域中。空氣具有朝低壓區(qū)域流動(dòng)的自然趨勢。如果空氣被允許流入更低壓力的區(qū)域中，則壓縮機(jī)系統(tǒng)90的效率將嚴(yán)重地降低，因?yàn)槔速M(fèi)了用于增大空氣壓力的能量。為了防止其發(fā)生，并入密封件以防止空氣泄漏。

內(nèi)帶80支撐密封件81，密封件81與位于兩個(gè)相鄰轉(zhuǎn)子之間的常規(guī)環(huán)形密封件83對(duì)接。常規(guī)的密封護(hù)罩或節(jié)段密封件81被合適地附接到翼型件組件44的徑向內(nèi)帶180，以與從壓縮機(jī)轉(zhuǎn)子的環(huán)形密封件83伸延伸的迷宮式齒協(xié)作，以用于實(shí)現(xiàn)級(jí)間密封。在該構(gòu)造中，單獨(dú)的翼型件組件44僅通過它們的外帶而安裝到外殼體25，其中翼型件50和內(nèi)帶80從外帶懸垂。壓縮機(jī)系統(tǒng)90還可包括壓縮機(jī)轉(zhuǎn)子23，該壓縮機(jī)轉(zhuǎn)子23具有轉(zhuǎn)子葉片27，轉(zhuǎn)子葉片27通常由轉(zhuǎn)子盤26支撐且聯(lián)接于轉(zhuǎn)子軸32。

殼體25圍繞壓縮機(jī)14且支撐定子組件42中的翼型件組件44。各翼型件組件44包括置于翼型件50的軸向前方的弧形前軌道62和置于翼型件50的軸向后方的弧形后軌道64，它們與相鄰的構(gòu)件或殼體25中的對(duì)應(yīng)軌道接合。由各翼型件組件44經(jīng)歷的負(fù)載通過置于各翼型件組件44上的突出部34，35，36(參見圖3)而與殼體25中的支撐結(jié)構(gòu)起作用。

圖3例示了具有多個(gè)翼型件50的翼型件組件44，多個(gè)翼型件50以周向排的形式布置，且由弧形外帶60和弧形內(nèi)帶80支撐。圖3中所示的弧形翼型件組件44具有36度的扇形角。在備選的實(shí)施例中，翼型件組件可具有不同數(shù)量的翼型件，且可在翼型件50的僅一端處由外帶60或內(nèi)帶80支撐。

來自翼型件組件44的機(jī)械、熱、和空氣動(dòng)力負(fù)載和力矩被傳送到外帶60，且這些負(fù)載通過支撐突出部34，35和36而與支撐結(jié)構(gòu)，諸如例如殼體25(見圖2)起作用。這些支撐突出部34，35，36與支撐結(jié)構(gòu)如殼體25接合，并對(duì)來自翼型件組件44的負(fù)載和力矩起作用。(多個(gè))翼型件50、外帶60和內(nèi)帶80可由已知材料制成，包括但不限于鈦合金、鎳和鈷基合金。(多個(gè))翼型件50、外帶60和內(nèi)帶80可通過由已知的工藝制成，包括但不限于鑄造、鍛造或成形。

翼型件組件44中的單獨(dú)的翼型件50經(jīng)歷的機(jī)械、空氣動(dòng)力、和熱負(fù)載在翼型件50中形成應(yīng)力。翼型件組件44中的單獨(dú)的翼型件50經(jīng)歷的峰應(yīng)力通常不是相同的。采用已知分析方法的常規(guī)分析已示出，取決于翼型件50陣列的周向位置及其相對(duì)于支撐突出部34，35，36的位置，各翼型件50中的峰應(yīng)力變化。翼型件中的峰應(yīng)力變化可高達(dá)25％。當(dāng)翼型件50的徑向端部嵌入內(nèi)和外帶80和60中時(shí)，振動(dòng)應(yīng)力變得集中在翼型件50中，且高動(dòng)態(tài)應(yīng)力通常出現(xiàn)在嵌入翼型件50的位置附近。例如，已發(fā)現(xiàn)，峰應(yīng)力在各翼型件50中出現(xiàn)在后緣52處，在與外帶60的界面附近。為了滿足壓縮機(jī)系統(tǒng)中的空氣動(dòng)力要求，翼型件50在前緣51和后緣52處相對(duì)薄，且優(yōu)選地在這些位置處提供峰應(yīng)力，以防止開裂。

如圖4中更清楚地例示的，外帶60具有內(nèi)側(cè)66和外側(cè)68。外帶60沿外帶60與(多個(gè))翼型件50之間的界面70的一部分被剛性地聯(lián)接于(多個(gè))翼型件50，以用于對(duì)(多個(gè))翼型件50提供至少一部分的支撐。更具體而言，翼型件50已例示為其中翼型件50的端部56延伸穿過外帶60中的孔口67。孔口67大體上對(duì)應(yīng)于翼型件50在其端部56處的形狀。翼型件50可以以任何合適的方式剛性地聯(lián)接于外帶60，包括但不限于硬焊。例如，在孔口67與翼型件50之間可存在小的硬焊間隙(未示出)，該小的硬焊間隙稍后由硬焊材料填充。

在圖4所示的示范實(shí)施例中，在與外帶60的界面處在翼型件50后緣52處的峰應(yīng)力被消除，因?yàn)榇┻^后緣52進(jìn)入外帶60中的負(fù)載路徑被消除。這通過在外帶60中在后緣52附近具有凹口72而實(shí)現(xiàn)。凹口72限定后緣52和外帶60之間的應(yīng)力消除間隙74。移除翼型件50的薄后緣52處的負(fù)載路徑迫使翼型件負(fù)載和力矩朝翼型件50的翼型件厚度更大的中部向前進(jìn)一步移動(dòng)，從而降低峰應(yīng)力。通過在翼型件50的非后緣52的區(qū)域且在比后緣52厚的部分處開始翼型件50對(duì)外帶60的接合，在該連接處產(chǎn)生的應(yīng)力與當(dāng)翼型件50于后緣52始終連接到外帶60時(shí)相比更低。(多個(gè))翼型件50中的峰應(yīng)力的降低顯著地降低后緣52處的任何開裂的可能性，且改善(多個(gè))翼型件50的耐久性。本領(lǐng)域技術(shù)人員明白，在其他實(shí)施例中，具有凹口的類似途徑也可用在翼型件50的前緣51附近，且凹口可位于外帶60上、內(nèi)帶80上、或二者上。

圖5是翼型件組件44的一部分的特寫圖，且例示凹口72為限定應(yīng)力消除間隙74的槽道77。槽道77從外帶60的內(nèi)側(cè)66延伸穿過外側(cè)68，且可作為孔口67的一部分形成。槽道77可具有任意合適的形狀、輪廓、或外形，包括但不限于槽道77可具有與至少一個(gè)翼型件50的在后緣52附近的翼型件輪廓形狀基本上對(duì)應(yīng)的形狀。

將明白的是，流過流動(dòng)路徑17的流體具有相對(duì)更高的壓力，且包括凹口72允許流體穿過應(yīng)力消除間隙74泄漏。在一些情況下，此種泄漏是可容忍的，諸如當(dāng)不是各翼型件組件44中的所有翼型件都需要應(yīng)力消除間隙74，或者還包括泄放孔的渦輪級(jí)不需要應(yīng)力消除間隙74時(shí)。本發(fā)明的實(shí)施例包括橫流封閉件76，該橫流封閉件76封閉凹口72以防止在外帶60的內(nèi)側(cè)66與外側(cè)68之間穿過應(yīng)力消除間隙74的空氣流。在額外的泄漏不可容忍時(shí)，這可能是特別有利的。在圖4中，為了清晰，橫流封閉件76的一部分已示為從翼型件組件44的其余部分分解開。

橫流封閉件76已例示為安裝于外帶60外側(cè)68的蓋，該蓋封閉槽道77。橫流封閉件76可以以任意合適的方式形成，包括但不限于橫流封閉件76可能包括帶，該帶位于非流動(dòng)路徑側(cè)上，其附接在槽道77上方，以防止穿過槽道77的副流。橫流封閉件76可以以任意合適的方式安裝于外帶60，包括但不限于其可機(jī)械地接合于外帶60的外側(cè)68。圖6更清楚地例示了翼型件50的后緣52包括切口(cutback)78，切口78允許橫流封閉件76在比后緣52厚的部分處抵接翼型件。如圖所示，與凹口72組合的切口78可允許應(yīng)力消除間隙74既在翼型件50的背后又在翼型件50一部分的上方形成在后緣52和外帶60之間。

還將明白的是，多個(gè)翼型件50可被包含在翼型件組件44中，且凹口72可在多個(gè)翼型件50的后緣52附近形成在外帶60中，以限定多個(gè)凹口72。在此種情況下，橫流封閉件76可同時(shí)覆蓋多個(gè)凹口72。備選地，可使用多個(gè)橫流封閉件，且各自可覆蓋任意數(shù)量的多個(gè)凹口72。

圖7是翼型件組件144的另一示范部分的透視圖。翼型件組件144類似于之前描述的翼型件組件44，且因此類似的部分將用加100的類似的數(shù)字來表示，而且應(yīng)當(dāng)明白對(duì)翼型件44的相同部件的描述適用于翼型件144，除非另外指出。一個(gè)不同是翼型件組件144具有切口172，該切口172包括通往外帶160內(nèi)側(cè)(未示出)的凹陷177，且橫流封閉件176由外帶160的形成凹口172的一部分形成。凹陷177已例示為外帶160中的凹穴，該凹穴將翼型件150的后緣152與外帶160隔離。以此方式，凹陷177不穿過外帶160的外側(cè)168；相反，凹陷177在距離外帶160外側(cè)168較短處停止。這允許外帶160的其余部分形成橫流封閉件176。與之前例示的實(shí)施例一樣，翼型件150的后緣152包括切口178，使得翼型件150的在切口178處的部分不延伸到外帶160。在切口178與橫流封閉件176之間形成的徑向間隙可阻礙硬焊流。

與橫流封閉件76，176如何形成無關(guān)，橫流封閉件76，176可防止額外的副流進(jìn)入在翼型件組件44與其支撐結(jié)構(gòu)之間存在的非流動(dòng)路徑腔。通過密封凹口特征，不引入到該外腔的任何額外的泄漏流；因此，消除對(duì)壓縮機(jī)可操作性的影響。另外，與橫流封閉件76，176是如何形成無關(guān)，抵接接頭92，192都可形成在翼型件50，150與橫流封閉件76，176之間。抵接接頭92，192可被硬焊以形成密封件。雖然這種密封件將阻止任何泄漏，但其不會(huì)承載應(yīng)力負(fù)載。

上述實(shí)施例提供多種好處，包括但不限于，對(duì)為常見的高應(yīng)力區(qū)域的翼型件邊緣提供應(yīng)力消除，而不引起額外的泄漏。因此，這種實(shí)施例可用于發(fā)動(dòng)機(jī)的壓縮機(jī)區(qū)段中，且壓縮機(jī)可操作性不會(huì)收到負(fù)面的影響。

盡管本文中描述的方法和構(gòu)件，諸如翼型件、外帶、內(nèi)帶、和翼型件節(jié)段是在用于渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)中的壓縮機(jī)的背景下描述的，但應(yīng)當(dāng)明白，本文中所描述的翼型件和翼型件組件以及它們的制造或維修方法不限于壓縮機(jī)或渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)。本文中包括的在附圖中例示的翼型件和翼型件組件不限于在本文中描述的特定實(shí)施例，相反，它們可與本文中描述的其他構(gòu)件獨(dú)立地且分開地使用。

本書面說明使用示例來公開本發(fā)明，包括最佳實(shí)施方式，且使本領(lǐng)域技術(shù)人員能實(shí)踐本發(fā)明，包括制造和使用任意裝置或系統(tǒng)和執(zhí)行任何并入的方法。本發(fā)明的可申請(qǐng)專利的范圍由權(quán)利要求限定，且可包括本領(lǐng)域技術(shù)人員能想到的其他實(shí)例。只要此種其他實(shí)施例具有不與權(quán)利要求的文字語言不同的結(jié)構(gòu)要素，或者如果它們包含與權(quán)利要求的文字語言具有非實(shí)質(zhì)區(qū)別的等同結(jié)構(gòu)要素，則它們預(yù)期在權(quán)利要求的范圍內(nèi)。