包含端壁挡板的涡轮
阅读说明：本技术 包含端壁挡板的涡轮 (Turbine comprising endwall baffles ) 是由 杰弗里·唐纳德·克莱门茨 保罗·哈德利·维特 莱尔·D·戴利 艾斯彼·拉斯托姆·瓦迪亚 弗朗 于 2019-08-08 设计创作，主要内容包括：一种涡轮转子,包括：涡轮,涡轮包括：涡轮部件,其限定弧形流路表面(40,70,76)；从流路表面(40,70,76)延伸的一组轴流式涡轮翼型件(46,64),涡轮翼型件(46,64)在它们之间限定空间(60,93)；在空间(60,93)中,从流路面(40,70,76)延伸的多个挡板(146,164,264),每个挡板具有在前缘和后缘之间延伸的相对的凹侧和凸侧,其中挡板(146,164,264)具有非零曲面和恒定厚度,轴向地位于相邻涡轮翼型件(46,64)的前缘附近,并且其中挡板(146,164,264)的翼弦尺寸和挡板(146,164,264)的翼展尺寸中的至少一个小于涡轮翼型件(46,64)的相应尺寸。(A turbine rotor, comprising: a turbine, the turbine comprising: a turbine component defining an arcuate flowpath surface (40,70, 76); a set of axial flow turbine airfoils (46,64) extending from a flow path surface (40,70,76), the turbine airfoils (46,64) defining a space (60,93) therebetween; a plurality of baffles (146,164,264) extending from the flowpath face (40,70,76) in the space (60,93), each baffle having opposite concave and convex sides extending between a leading edge and a trailing edge, wherein the baffle (146,164,264) has a non-zero camber and a constant thickness, located axially near the leading edge of an adjacent turbine airfoil (46,64), and wherein at least one of a chord dimension of the baffle (146,164,264) and a span dimension of the baffle (146,164,264) is less than a corresponding dimension of the turbine airfoil (46, 64).)
技术领域
本发明一般涉及燃气涡轮发动机中的涡轮，更具体地涉及这种涡轮的转子和定子翼型件。
背景技术
燃气涡轮发动机以串联流动连通包括压缩机，燃烧器和涡轮。涡轮机械地连接到压缩机，并且三个部件限定涡轮机械核心。核心能够以已知的方式操作，以产生热的加压燃烧气体流，从而操作发动机以及执行有用的工作，例如提供推进推力或机械功。一种常见类型的涡轮是具有一个或多个级的轴流式涡轮，每个级包括具有一排轴流式翼型件的旋转盘，称为涡轮叶片。通常，这种类型的涡轮还包括与旋转翼型件交替的固定翼型件，称为涡轮轮叶。涡轮轮叶通常在其内端和外端由弧形端壁结构界定。
在发动机运转期间，入射燃烧气体的停滞点的轨迹沿着涡轮中的每个翼型件的前缘延伸，并且沿着每个翼型件的压力侧和吸力侧、以及沿着共同界定每个流动通道的四个侧面的每个径向外端壁和内端壁，形成相应的边界层。在边界层中，燃烧气体的局部速度从沿着端壁和翼型件表面的零变化到边界层终止的燃烧气体中的无约束速度。
涡轮压力损失的一个常见来源是，当行进中的燃烧气体在端壁和叶片前缘的连接处附近***时所产生的马蹄涡流的形成。静压沿着从上游到达叶片前缘的流线而增加。由于自由流速度高于端壁边界层内的速度，所以静压在自由流区域比在端壁附近增加得更多。结果，在叶片前缘和端壁的连接处的边界层中产生垂直于端壁的压力梯度。该翼展方向的压力梯度引起涡流卷起并产生一对反向旋转的马蹄涡流，其在端壁附近的每个翼型件的相对侧向下游行进。
两个涡流沿每个翼型件的相对的压力侧和吸力侧向后行进，并且由于沿着其的不同的压力和速度分布而不同地表现。压力侧和吸力侧涡流的相互作用发生在翼型件的中翼弦区域附近，并且产生总的压力损失和涡轮效率的相应降低。这些涡流也会产生湍流并增加端壁的不希望的加热。
由于在涡轮转子叶片和它们整体的根部平台的连接点处、以及在喷嘴定子叶片和它们的外带和内带的连接点处形成马蹄涡流，所以产生了涡轮效率的相应损失、以及相应的端壁部件附加加热。
因此，仍然需要一种改进的涡轮级用于减少马蹄涡流影响。
发明内容
这种需要由涡轮来解决，该涡轮在叶片和/或轮叶排中结合了前缘端壁挡板，以破坏朝向相邻翼型件的马蹄涡流的运动。
根据本文描述的技术的一个方面，一种涡轮装置，包括：涡轮，该涡轮包括：涡轮部件，限定弧形流路表面；从流路表面延伸的一组轴流式涡轮翼型件，涡轮翼型件在其间限定空间；多个挡板，多个挡板在涡轮翼型件(46,64)之间的空间中，从流路表面延伸，每个挡板具有在前缘和后缘之间延伸的相对的凹侧和凸侧，其中挡板具有非零曲面和恒定厚度，轴向地定位在相邻涡轮翼型件的前缘附近，并且其中挡板的翼弦尺寸和挡板的翼展尺寸中的至少一个小于涡轮翼型件的相应尺寸。
附图说明
本发明可以通过参考结合附图的以下描述被最好地理解，其中：
图1是燃气涡轮发动机的横截面示意图，该燃气涡轮发动机包括具有挡板的涡轮；
图2是适于包含在图1的发动机中的涡轮转子的一部分的正视图；
图3是图2的转子的俯视图；
图4是图2中所示的涡轮叶片的侧视图；
图5是图2中所示的挡板的侧视图；
图6是图3中所示的挡板的放大端视图；
图7是适于包含在图1的发动机中的涡轮喷嘴组件的一部分的正视图；
图8是沿图7中的线7-7取得的视图；
图9是图7中所示的定子轮叶的侧视图；
图10是图7中所示的挡板的侧视图；和
图11是适于包含在图1的发动机中的替代涡轮喷嘴组件的一部分的正视图。
具体实施方式
参考附图，其中相同的附图标记在各个视图中表示相同的元件，图1描绘了示例性燃气涡轮发动机10。虽然所示示例是高旁通涡轮风扇发动机，但是本发明的原理也适用于其他类型的发动机，例如低旁通涡轮风扇，涡轮喷气发动机，涡轮螺旋桨发动机等。发动机10具有纵向中心线或轴线11和固定核心壳体12，固定核心壳体12围绕轴线11同心地并且沿着轴线11同轴地设置。
应注意，如本文所用，术语“轴向”和“纵向”均指平行于中心线轴线11的方向，而“径向”指的是垂直于轴向方向的方向，并且“切向”或“周向”是指与轴向和径向方向相互垂直的方向。如本文所用，术语“向前”或“前”是指穿过或围绕部件的气流的相对上游的位置，术语“向后”或“后”是指穿过或围绕部件的气流的相对下游的位置。该流动的方向由图1中的箭头“F”表示。1。这些方向术语仅用于方便描述，并且不需要由此描述的结构的特定取向。
发动机10具有以串联流动关系布置的风扇14，增压器16，压缩机18，燃烧器20，高压涡轮或“HPT”22，和低压涡轮或“LPT”24。在操作中，来自压缩机18的加压空气在燃烧器20中与燃料混合并被点燃，从而产生燃烧气体。高压涡轮22从这些气体中提取一些功，高压涡轮22经由外轴26驱动压缩机18。然后燃烧气体流入低压涡轮24，低压涡轮24经由内轴28驱动风扇14和增压器16。内轴28和外轴26可旋转地安装在轴承30中，轴承30本身安装在风扇框架32和涡轮后框架34中。
图2-6示出了适合包含在HPT 22或LPT 24中的示例性涡轮转子36的一部分。虽然将使用HPT 22作为示例来描述本发明的概念，但是应当理解，这些概念适用于燃气涡轮发动机中的任何涡轮。如本文所用，术语“涡轮”是指涡轮机械元件，其中流体流动的动能被转换成旋转运动。
转子36包括盘38，盘38包括在前端42和后端44之间延伸的环形流路表面40。一组涡轮叶片46从流路表面40延伸。涡轮叶片46构成用于本发明的目的的“涡轮翼型件”。每个涡轮叶片46从流路表面40处的根部48延伸到尖端50，并且包括在前缘56和后缘58处接合到凸形吸力侧54的凹形压力侧52。相邻的涡轮叶片46在他们之间限定空间60。
涡轮叶片46在流路表面40的***周围被均匀地间隔开。相邻的涡轮叶片46之间的平均周向间隔“s”(参见图2)被定义为s＝2πR/Z，其中“r”是涡轮叶片46的指定半径(例如在根部48处)，并且“Z”是涡轮叶片46的数量。
如图4中最佳所示，每个涡轮叶片46具有翼展(或翼展尺寸)“S1”，其定义为从根部48到尖端50的径向距离。根据涡轮叶片46的具体设计，其翼展S1可以在不同的轴向位置处不同。出于参考目的，相关测量是前缘56处的翼展S1。每个涡轮叶片46具有翼弦(或翼弦尺寸)“C1”(图3)，其被定义为连接前缘56和后缘的假想直线的长度。根据涡轮叶片46的具体设计，其翼弦C1在沿翼展S1的不同位置处可以是不同的。出于本发明的目的，相关测量是根部48(即，邻近流路表面40)处的翼弦C1。
每个涡轮叶片46具有厚度“T1”，其定义为压力侧52与吸力侧54之间的距离(参见图3)。涡轮叶片46的“厚度比”定义为厚度T1的最大值除以翼弦长度，表示为百分比。
一排挡板146(图2)从流路表面40延伸。一个挡板设置在涡轮叶片46之间的每个空间60中。每个挡板146从流路表面40处的根部148延伸到尖端150，并且包括在前缘156和后缘158处接合到凸侧154的凹侧152。
通过参考其前缘156的切向位置，可以描述挡板146相对于涡轮叶片46的切向位置。在一个示例中，前缘156可以位于在相邻的涡轮叶片前缘56之间测量的切向距离“D2”的25％至75％的范围内，其中一个涡轮叶片46的前缘56代表0％，而相邻的涡轮叶片代表100％。在另一个示例中，前缘156的切向位置可以位于相邻涡轮叶片46之间的切向距离D的40％至60％的范围内。
通过参考其前缘156的轴向位置，可以描述挡板146相对于涡轮叶片46的轴向位置。挡板146的轴向位置可以变化以适应特定应用。在一个示例中，挡板146的前缘156可以位于邻近流路表面40的涡轮叶片46的翼弦C1的-30％至30％的范围内。在另一个示例中，挡板146的前缘156可位于与流路表面40相邻的涡轮叶片46的翼弦尺寸C1的0至10％的范围内。在该术语中，负值表示涡轮叶片46的前缘56轴向前方的挡板前缘位置，并且正值表示涡轮叶片46的前缘56后面的挡板前缘位置。(此符号中的“0％”表示前缘156和52在相同的轴向位置)。在图2-6中所示的示例中，挡板146被定位成使得它们的前缘156与涡轮叶片46的前缘56处于大致相同的轴向位置。
如图5中最佳所示，每个挡板146具有翼展(或翼展尺寸)“S2”，其定义为从根部148到尖端150的径向距离。根据挡板146的具体设计，其翼展S2在不同的轴向位置处可以是不同的。出于参考目的，相关测量是前缘156处的翼展S2。每个挡板146具有翼弦(或翼弦尺寸)“C2”，其被定义为连接前缘156和后缘158的假想直线的长度。取决于挡板146的具体设计，其翼弦C2可以沿着翼展S2在不同位置处不同。出于本发明的目的，相关测量是根部148(即邻近流路表面40)处的翼弦C2。
通过阻断或破坏压力侧(PS)马蹄涡流腿朝向相邻的轮廓(profile)吸力侧(SS)移动的趋势，挡板146起到减小压力损失的作用。可选择挡板146的尺寸及其位置，以控制二次流动，同时使其表面积最小化。
每个挡板146具有厚度“T2”(图3)，其被定义为凹侧152和凸侧154之间的距离。挡板146的“厚度比”被定义为厚度T2的最大值除以翼弦C2，表示为百分比。通常，挡板146的厚度应尽可能小，与结构、热和气动弹性考虑一致。为了在破坏涡流方面的最佳性能，它们应该具有从前缘156到后缘158的恒定厚度。通常，挡板146的厚度比应显著地小于涡轮叶片46的厚度比。作为一个示例，挡板146可以具有恒定的厚度，在涡轮叶片后缘58的直径“d1”的一半到涡轮叶片后缘58的直径的三倍的范围内。这相当于约0.1％至0.6％的厚度比。为了比较的目的，这基本上小于涡轮叶片46的厚度。例如，涡轮叶片46的厚度可以为大约30％至40％厚。发动机10内(例如在LPT24中)的其他涡轮叶片可以是约5％至10％厚。
为了破坏涡流方面的最佳性能，挡板146应该是空气动力学“卸载”，也就是，被配置为使它们产生很少或没有气动升力。因此，它们应该成曲面，以遵循围绕涡轮叶片46的流场的流线。称为“曲面”的参数描述了翼型件的横截面形状的曲率。参考图6，对于挡板146的每个单独的翼型件部分，被称为“翼弦线”157的假想直线连接前缘158和后缘158。另外，对于挡板146的每个单独的翼型件部分，被称为“弧线”159的曲线表示位于凹侧152和凸侧154之间一半处的点的轨迹。通常根据弧线159与翼弦线157的偏离或距离来描述曲面。两条线之间的大距离是大的曲面；相反，小距离是小的曲面。流场流线的形状可以经由分析或测试来确定。例如，商业上可获得的计算流体动力学(“CFD”)求解器软件使用暴露于流体流动的物理结构的软件表示(例如实体模型)来操作。
挡板146的翼展S2和/或翼弦C2比涡轮叶片46的对应翼展S1和翼弦C1的统一(unity)少一些。这些可称为“部分翼展”和/或“部分翼弦”挡板。例如，翼展S2可以等于或小于翼展S1。在一个示例中，挡板146的翼展S2是涡轮叶片46的翼展S2的30％或更小。在另一个示例中，挡板146的翼展S2是涡轮叶片46的翼展S2的2.5％至10％。在一个示例中，例如，翼弦C2可以是邻近流路表面的涡轮叶片46的翼弦尺寸的30％至70％。在另一个示例中，翼弦C2约为翼弦C1的50％。
盘38、涡轮叶片46和挡板146可以由能够承受操作中的预期应力和环境条件的任何材料构造。已知合适的合金的非限制性示例包括镍基和钴基合金。
在图2-5中，盘38、涡轮叶片46和挡板146被描绘为由单独的部件构成的组件。本发明的原理同样适用于具有翼型件的转子，翼型件构造为完整的、统一的或整体的整个。这种类型的结构可以称为“叶片盘”或“叶盘”。
上面描述的挡板概念也可被结合到发动机10内的涡轮定子元件。例如，图7-10示出了适于包含在HPT 22或LPT 24中的涡轮喷嘴62的一部分。
涡轮喷嘴62包括分别由内带66和外带68界定在内侧端和外侧端的一排气流形涡轮轮叶64。涡轮轮叶64构成“定子翼型件”，用于本发明的目的。
内带66限定在前端72和后端74之间延伸的环形内流路表面70。外带68限定在前端78和后端80之间延伸的环形外流动通路表面76。各涡轮轮叶64从内流路表面70处的根部82延伸到外流路表面76处的尖端84，并且包括在前缘90和后缘92处接合到凸形吸力侧88的凹形压力侧86。相邻的涡轮轮叶46在它们之间限定空间93。
涡轮轮叶64在内流路表面70的外周周围被均匀地间隔开。涡轮轮叶64具有如上所述定义的平均周向间隔“s”的(参见图7)。
如图9中最佳所示，每个涡轮轮叶64具有翼展(或翼展尺寸)“S3”，其定义为从根部82到尖端84的径向距离。根据涡轮轮叶64的具体设计，其翼展S3可以在不同的轴向位置处不同。出于参考目的，相关测量是前缘90处的翼展S3。每个涡轮轮叶64具有翼弦(或翼弦尺寸)“C3”，其被定义为连接前缘90和后缘92的假想直线的长度。根据涡轮轮叶64的具体设计，其翼弦C3可以沿翼展S3在不同位置处不同。出于本发明的目的，相关测量将是根部82或尖端84(即邻近流路表面70或76)处的翼弦C3。
每个涡轮轮叶64具有厚度“T3”，其定义为压力侧86与吸力侧88之间的距离。涡轮轮叶64的“厚度比”定义为厚度T3的最大值除以翼弦长度，以百分比表示。
内流路表面70和外流路表面76中的一个或两个可以设置有一组挡板。在图7所示的示例中，一组挡板164从外流路表面76径向向内延伸。挡板164设置在每对涡轮轮叶64之间。在周向方向上，挡板164可以在两个相邻的涡轮轮叶64之间均匀或不均匀地间隔开。每个挡板164从外流路表面76处的尖端184延伸到根部182，并且包括在前缘190和后缘192处接合到凸侧188的凹侧186。
挡板164相对于涡轮轮叶64的切向位置可以通过参考其前缘190的切向位置来描述。在一个实施例中，前缘190可以位于在相邻的涡轮轮叶前缘90之间测量的切向距离“D2”的25％至75％的范围内，其中一个涡轮轮叶64的前缘90代表0％而相邻的涡轮轮叶代表100％。在另一个示例中，前缘190的切向位置可以位于相邻涡轮轮叶64之间的切向距离D2的40％至60％的范围内。
挡板164相对于涡轮轮叶64的轴向位置可以通过参考其前缘190的轴向位置来描述。挡板164的轴向位置可以变化以适应特定应用。在一个示例中，挡板164的前缘190可以位于邻近流路表面76的涡轮轮叶64的翼弦C3的-30％至30％的范围内。在另一个示例中，挡板164的前缘190可以位于与流路表面76相邻的涡轮轮叶64的翼弦尺寸C3的0至10％的范围内。在该术语中，负值表示涡轮轮叶64的前缘90的轴向前方的挡板前缘位置，并且正值表示涡轮轮叶64的前缘90后面的挡板前缘位置。(在该符号中的“0％”表示前缘190和90处于相同的轴向位置。在图7-10所示的示例中，挡板164定位成使得它们的前缘190处于与涡轮轮叶64的前缘90大致相同的轴向位置。
如图10中最佳所示，每个挡板164具有翼展(或翼展尺寸)“S4”，其定义为从根部182到尖端184的径向距离，并且具有翼弦(或翼弦尺寸)“C4”，其被定义为连接前缘190和后缘192的假想直线的长度。根据挡板164的具体设计，其翼弦C4可以沿着翼展S4在不同位置处不同。出于本发明的目的，相关测量是尖端184(即邻近流路表面76)处的翼弦C4。
通过阻断或破坏压力侧(PS)马蹄涡流腿朝向相邻的轮廓吸力侧(SS)移动的趋势，挡板164起到减小压力损失的作用。可以选择挡板164的尺寸和它们的位置以控制二次流动，同时使它们的表面积最小化。
每个挡板164具有厚度“T4”(图8)，其被定义为凹侧186和凸侧188之间的距离。挡板146的“厚度比”被定义为厚度T4的最大值除以翼弦C4，以百分比表示。通常，挡板164的厚度应尽可能小，与结构、热和气动弹性考虑一致。为了在破坏涡流方面的最佳性能，它们应该具有从前缘190到后缘192的恒定厚度。通常，挡板194的厚度比应显著地小于涡轮轮叶64的厚度比。作为一个示例，挡板164可以具有恒定的厚度，在涡轮轮叶后缘92的直径“d2”的一半到涡轮轮叶后缘92的直径的三倍的范围内。这相当于约0.1％至0.6％的厚度比。出于比较目的，这基本上小于涡轮轮叶64的厚度。
为了在破坏涡流方面的最佳性能，挡板164应该是空气动力学的“卸载”，即，配置成使得它们产生很少或没有气动升力。因此，它们应该成曲面的，以遵循围绕涡轮轮叶64的流场的流线，如上面对应的挡板46所述。
挡板146的翼展S4和/或翼弦C4比涡轮轮叶64的相应翼展S3和翼弦C3的统一少一些。这些可以被称为“部分翼展”和/或“部分翼弦”挡板。例如，翼展S4可以等于或小于翼展S3。在一个示例中，挡板164的翼展S4是涡轮轮叶64的翼展S3的30％或更小。在另一个示例中，挡板164的翼展S4是涡轮轮叶64的翼展S3的2.5％至10％。在一个示例中，翼弦C4可以是与流路表面76相邻的涡轮轮叶64的翼弦C3的30％至70％。在另一个示例中，翼弦C4是与流路表面76相邻的翼弦C3的约50％。
图11示出了从内流路表面70径向向外延伸的一组挡板264。除了它们从内流路表面70延伸的事实之外，挡板264就它们的形状、相对于定子叶片64的轴向和周向位置、它们的厚度、翼展和翼弦尺寸、以及它们的材料成分而言，可以与上述的挡板164相同。如上所述，挡板可以可选地结合在内流路表面70或外流路表面76或两者处。
本文描述的结合的涡轮设备相比于现有技术，具有减少与马蹄涡流相关的损失以及流动转向偏差、提高涡轮性能的技术效果和益处。
应注意，如本文所用，当描述数值时，相对术语“约”旨在包括所述值的变化源，包括但不限于测量误差和/或制造可变性。因此，在没有另外描述的情况下，相对术语“约”包括所述值，加上或减去所述值的5％。
前面已经描述的涡轮端壁挡板设备。本说明书中公开的所有特征(包括任何所附权利要求，摘要和附图)，和/或如此公开的任何方法或处理的所有步骤，可以以任何组合进行组合，除了至少一些这样的特征和/或步骤的组合是互斥的。
在本说明书(包括任何所附权利要求，摘要和附图)中公开的每个特征可以被用于相同，等效或类似目的，除非另有明确说明的替代特征所取代。因此，除非另有明确说明，否则所公开的每个特征仅是一系列等效或类似特征的一个示例。
本发明并不局限于上述实施例(多个)的细节。本发明扩展到本说明书中公开的特征(包括任何所附权利要求，摘要和附图)中的任何新颖的或任何新颖组合，或所公开的任何方法或处理的步骤的任何新颖的或任何新颖的组合。
本发明的进一步方面通过以下条项的主题提供：
1.一种涡轮装置，包括：涡轮，所述涡轮包括：涡轮部件，所述涡轮部件限定弧形流路表面(40,70,76)；一组轴流式涡轮翼型件(46,64)，所述一组轴流式涡轮翼型件从所述流路表面(40,70,76)延伸，所述涡轮翼型件(46,64)在它们之间限定空间(60,93)；和多个挡板(146,164,264)，所述多个挡板(146,164,264)在所述涡轮翼型件(46,64)之间的所述空间(60,93)中，从所述流路表面(40,70,76)延伸，每个挡板具有在前缘和后缘之间延伸的相对的凹侧和凸侧，其中所述挡板(146,164,264)具有非零曲面和恒定厚度，轴向地位于相邻的涡轮翼型件(46,64)的所述前缘附近，并且其中所述挡板(146,164,264)的翼弦尺寸和所述挡板(146,164,264)的翼展尺寸中的至少一个小于所述涡轮翼型件(46,64)的相应尺寸。
2.根据任何在前条项的装置，每个所述挡板(146,164,264)的所述前缘切向地定位在两个相邻的涡轮翼型件(46,64)之间的距离的25％至75％的范围内。
3.根据任何在前条项的装置，每个所述挡板(146,164,264)的所述前缘切向地定位在两个相邻的涡轮翼型件(46,64)之间的距离的40％至60％的范围内。
4.根据任何在前条项的装置，每个所述挡板(146,164,264)的所述前缘相对于相邻的一个涡轮翼型件(46,64)的所述前缘轴向地定位在所述相邻的一个涡轮翼型件(46,64)的所述翼弦尺寸的-30％至30％的范围内。
5.根据任何在前条项的装置，每个所述挡板(146,164,264)的所述前缘相对于相邻的一个涡轮翼型件(46,64)的所述前缘轴向地定位在所述相邻的一个涡轮翼型件(46,64)的所述翼弦尺寸的0％至10％的范围内。
6.根据任何在前条项的装置，所述挡板(146,164,264)的所述翼展尺寸是所述涡轮翼型件(46,64)的所述翼展尺寸的30％或更小。
7.根据任何在前条项的装置，所述挡板(146,164,264)的所述翼展尺寸是所述涡轮翼型件(46,64)的所述翼展尺寸的2.5％至10％。
8.根据任何在前条项的装置，与所述流路表面(40,70,76)相邻的所述挡板(146,164,264)的所述翼弦尺寸是与所述流路表面(40,70,76)相邻的所述涡轮翼型件(46,64)的所述翼弦尺寸的30％至70％。
9.根据任何在前条项的装置，与所述流路表面(40,70,76)相邻的所述挡板(146,164,264)的所述翼弦尺寸是与所述流路表面(40,70,76)相邻的所述涡轮翼型件(46,64)的所述翼弦尺寸的约50％。
10.根据任何在前条项的装置，所述挡板(146,164,264)的厚度在所述涡轮翼型件(46,64)的后缘直径的一半、到所述涡轮翼型件(46,64)的所述后缘直径的三倍的范围内。
11.根据任何在前条项的装置，所述涡轮包括涡轮转子级，所述涡轮转子级包括能够绕中心线轴线旋转的盘(38)；所述流路表面(40)由所述盘(38)限定；和所述涡轮翼型件是从所述转子表面向外延伸的一组轴流式涡轮叶片(46)。
12.根据任何在前条项的装置，所述涡轮包括涡轮喷嘴级(62)，所述涡轮喷嘴级(62)包括至少一个壁(66,68)；所述流路表面(70,76)由一个或两个所述壁(66,68)限定；所述涡轮翼型件是在所述流路表面(70,76)之间延伸的一组轴流式涡轮轮叶(64)；和所述挡板(164,264)从一个或两个所述流路表面(70,76)延伸。