CN112855285B - 涡轮叶片和航空发动机 - Google Patents

Abstract

本发明公开一种涡轮叶片和航空发动机，涡轮叶片包括受热板，受热板上设有引入口，受热板包括：第一板体，包括相对的上表面和下表面，第一板体还包括贯穿第一板体的上表面和下表面的多个第一气膜孔；第二板体，位于第一板体的下方；板体连接部，连接第一板体和第二板体，板体连接部的内表面、第二板体的上表面和第一板体的下表面围成一空腔；中间块，空腔在中间块的上表面与第一板体的下表面之间的部分形成第一空腔，中间块包括与第一空腔连通的多个冲击孔；第一连接部，连接中间块的上表面和第一板体的下表面；在引入口与多个冲击孔之间连通形成第一流道，在第一空腔与多个第一气膜孔之间连通形成第二流道。

Description

涡轮叶片和航空发动机

技术领域

本发明涉及发动机领域，特别涉及一种涡轮叶片。

背景技术

如图1所示的涡轮中，涡轮叶片包括涡轮静子叶片1’和与涡轮静子叶片1’配合的涡轮转子叶片2’，从发动机燃烧室出来的高温热气体首先经过涡轮静子叶片1’的翼型件的导向后，从涡轮静子叶片1’的上缘板、下缘板和翼型件之间的通道输出，然后驱动涡轮转子叶片2’。涡轮静子叶片1’与涡轮转子叶片2’之间通常设置气封结构以对热气体进行密封，防止热气体串入涡轮轴中，如图1所示，气封结构中包括涡轮静子叶片1’下缘板出气侧的端板11’和涡轮转子叶片2’的进气侧的端板21’，在此过程中，与高温热气体接触的部件包括涡轮静子叶片1’的上缘板、下缘板、翼型件、涡轮转子叶片2’的翼型件、进气侧的端板21’等多处板体，随着航空发动机涡轮进口温度的不断提升，需采取各种冷却手段来为涡轮叶片降温以保证其有效工作。发明人已知的现有技术为涡轮叶片的降温，主要采用冲击冷却、对流冷却、气膜冷却等方式为涡轮叶片进行冷却。冲击冷却和对流冷却主要是在涡轮叶片内设置空腔，然后向涡轮叶片与热源接触的受热面在空腔内对应的下表面射入冷却空气进行冲击散热。对流冷却主要是向空腔内引入冷却空气，使冷却空气流动与涡轮叶片受热面在空腔内对应的下表面进行对流换热。气膜冷却主要是在涡轮叶片的受热面开设槽缝、小孔等形状第一气膜孔，将冷却空气通过第一气膜孔覆盖导涡轮叶片的受热面上，从而可以队涡轮叶片的受热面起到隔热和冷却的效果。

发明内容

本发明的目的在于提供一种涡轮叶片，该涡轮叶片的受热面的散热效果好。本发明还提供一种应用该涡轮叶片的航空发动机。

本发明公开一种涡轮叶片，包括受热板，所述受热板上设有用于引入冷却剂的引入口，所述受热板包括：

第一板体，包括相对的上表面和下表面，所述第一板体的上表面用于与热源接触，所述第一板体还包括贯穿所述第一板体的上表面和下表面的多个第一气膜孔；

第二板体，位于所述第一板体的下方；

板体连接部，连接所述第一板体和所述第二板体，所述板体连接部的内表面、所述第二板体的上表面和所述第一板体的下表面围成一空腔；

中间块，位于所述空腔中，所述空腔在所述中间块的上表面与所述第一板体的下表面之间的部分形成第一空腔，所述中间块包括与所述第一空腔连通且孔口朝向所述第一板体的下表面的多个冲击孔；

第一连接部，位于所述第一空腔内且连接所述上表面和所述第一板体的下表面；

其中，在所述引入口与所述多个冲击孔之间连通形成第一流道，在所述第一空腔与所述多个第一气膜孔之间连通形成第二流道，所述第二流道包括位于所述第一连接部内的多个子流道，所述多个子流道一端分别与所述多个第一气膜孔连接。

在一些实施例中，所述中间块包括位于所述空腔内的第一隔板和第二连接部，所述空腔包括形成于所述第一隔板的上表面与所述第一板体的下表面之间的第一空腔和形成于所述第一隔板的下表面与所述第二板体的上表面之间的第二空腔，所述第二连接部位于所述第二空腔内且连接所述第一隔板的下表面和所述第二板体的上表面；所述第二空腔通过所述第二连接部隔离形成第一腔室和第二腔室，且所述第一腔室和所述第二腔室在所述第二空腔内不连通；所述多个冲击孔贯穿所述第一隔板，所述第一流道包括连通所述引入口及所述多个冲击孔的所述第一腔室，所述第二流道包括与所述第一空腔和所述多个子流道连通的所述第二腔室。

在一些实施例中，所述第二连接部包括从所述第一隔板的一端向相对的另一端延伸的第二隔板，所述第二隔板在平行于所述第二板体的截面上的截面形状呈波形，所述第二隔板的上下两端分别与所述隔板的下表面和所述第二板体的上表面连接，所述第二隔板沿其延伸方向的两端分别与所述第二空腔的壁面连接，以将所述第二空腔分割为第一腔室和第二腔室。

在一些实施例中，所述第二隔板包括方波状隔板，所述方波状隔板在平行于所述第二板体的截面上的截面形状为周期性的方波，在截面形状的一个方波周期内所述方波状隔板的凸出部和凹入部的宽度相同。

在一些实施例中，所述多个冲击孔包括在所述第一隔板上表面沿第一方向等间距分布的多排冲击孔，每排中的冲击孔沿与所述第一方向垂直的第二方向等间距分布，每排冲击孔在所述第一隔板的下表面上的孔口在所述第二板体的上表面的投影分别各自对应位于所述方波状隔板的一个不同的凸出部内；和/或，所述多个第一气膜孔包括在所述第一板体上沿第一方向等间距分布的多排第一气膜孔，每排中的第一气膜孔沿与所述第一方向垂直的第二方向等间距分布，每排第一气膜孔在所述第一板体的下表面上的孔口在所述第二板体的上表面的投影分别各自对应位于所述方波状隔板的一个不同的凹入部内。

在一些实施例中，所述第一隔板的边缘与所述空腔的壁面连接，所述第一隔板的一端设有连通槽，所述第二流道通过所述连通槽与所述第一空腔连通。

在一些实施例中，所述第一连接部包括连接在所述中间块的上表面和所述第一板体的下表面之间的多个柱状体，所述多个子流道分别设于所述多个柱状体中。

在一些实施例中，所述多个柱状体成多排布置，所述各排柱状体之间错位分布。

在一些实施例中，所述多个柱状体为横截面为菱形的柱状体。

在一些实施例中，所述涡轮叶片为航空发动机的涡轮静子叶片，所述受热板为所述涡轮静子叶片的下缘板位于所述涡轮静子叶片的出气侧的端板，所述热源为所述航空发动机燃烧室输出的热气体，所述端板的上表面为与所述热气体接触的表面。

在一些实施例中，所述板体连接部包括位于所述涡轮静子叶片的出气侧的尾部连接板，所述尾部连接板上设有与所述第二流道连通的多个第二气膜孔。

本发明还公开一种航空发动机，包括沿轴向依次布置的压气机、燃烧室和涡轮，所述涡轮包括任一所述的涡轮叶片，所述涡轮叶片的引入口与所述压气机的输出压缩空气的流路连通。

基于本发明提供的涡轮叶片，通过在受热板内设置空腔、中间块、第一连接部等结构，在从引入口向空腔内引入冷却剂后，冷却剂能够对第一板体与热源接触的上表面对应位于空腔内的下表面进行冲击冷却、对流冷却后，通过第一气膜孔输出到第一板体的上表面上形成气膜冷却，冷却效果好。

通过以下参照附图对本发明的示例性实施例的详细描述，本发明的其它特征及其优点将会变得清楚。

附图说明

此处所说明的附图用来提供对本发明的进一步理解，构成本申请的一部分，本发明的示意性实施例及其说明用于解释本发明，并不构成对本发明的不当限定。在附图中：

图1为现有技术的涡轮叶片的结构示意图；

图2为本发明实施例的涡轮叶片的结构示意图；

图3为图2所示的涡轮叶片的H部的局部放大结构示意图；

图4为图3所示的涡轮叶片的受热板的一个截面的局部结构示意图；

图5为图3所示的涡轮叶片的受热板的另一个截面的局部结构示意图；

图6为图2所示的涡轮叶片的局部结构示意图。

具体实施方式

下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。以下对至少一个示例性实施例的描述实际上仅仅是说明性的，决不作为对本发明及其应用或使用的任何限制。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

除非另外具体说明，否则在这些实施例中阐述的部件和步骤的相对布置、数字表达式和数值不限制本发明的范围。同时，应当明白，为了便于描述，附图中所示出的各个部分的尺寸并不是按照实际的比例关系绘制的。对于相关领域普通技术人员已知的技术、方法和设备可能不作详细讨论，但在适当情况下，所述技术、方法和设备应当被视为授权说明书的一部分。在这里示出和讨论的所有示例中，任何具体值应被解释为仅仅是示例性的，而不是作为限制。因此，示例性实施例的其它示例可以具有不同的值。应注意到：相似的标号和字母在下面的附图中表示类似项，因此，一旦某一项在一个附图中被定义，则在随后的附图中不需要对其进行进一步讨论。

为了便于描述，在这里可以使用空间相对术语，如“在……之上”、“在……上方”、“在……上表面”、“上面的”等，用来描述如在图中所示的一个器件或特征与其他器件或特征的空间位置关系。应当理解的是，空间相对术语旨在包含除了器件在图中所描述的方位之外的在使用或操作中的不同方位。例如，如果附图中的器件被倒置，则描述为“在其他器件或构造上方”或“在其他器件或构造之上”的器件之后将被定位为“在其他器件或构造下方”或“在其他器件或构造之下”。因而，示例性术语“在……上方”可以包括“在……上方”和“在……下方”两种方位。该器件也可以其他不同方式定位(旋转90度或处于其他方位)，并且对这里所使用的空间相对描述作出相应解释。

如图1至图6所示，本实施例的涡轮叶片包括受热板，受热板上设有用于引入冷却剂的引入口17，受热板包括第一板体11、第二板体12、板体连接部13、中间块和第一连接部15。

第一板体11，包括相对的上表面和下表面，第一板体11的上表面用于与热源接触，第一板体11还包括贯穿第一板体11的上表面和下表面的多个第一气膜孔111，第一气膜孔111用于向第一板体11的上表面输出冷却剂以在第一板体11的上表面上形成冷却剂气膜；第二板体12，位于第一板体11的下方；板体连接部13，连接第一板体11和第二板体12，第一板体11与第二板体12之间连接的部分统称为板体连接部13，在图2所示的实施例中，板体连接部13为一环状结构。板体连接部13的内表面、第二板体12的上表面和第一板体11的下表面围成一空腔。

本实施例的涡轮叶片可以是涡轮静子叶片或者是涡轮转子叶片，则热源主要为燃烧室输出的热气体。受热板为涡轮叶片的一部分，以涡轮静子叶片为例，受热板可以是涡轮静子叶片的上缘板3、下缘板1或者是翼型件2，也可以是上缘板3、下缘板1或者是涡轮静子叶片的翼型件2的一部分，图2所示的实施例中，受热板为涡轮静子叶片的下缘板1的出气侧(出气侧为向沿热气体的流动方向下游的涡轮转子叶片输出热气体的一侧)的端板(下缘板的端部的部分板体)，本实施例的“上”指的是第一板体11与热源接触的上表面的一侧，“下”指的是第一板体11靠近空腔的下表面的一侧，其他结构描述中的“上、下”方位关系参照此上下方位关系。本实施例的第一板体11、第二板体12和板体连接部13可以以固定连接方式进行连接，也可以一体成型。

中间块，位于空腔中，空腔在中间块的上表面与第一板体11的下表面之间的部分形成第一空腔161，即第一空腔161为空腔的一部分，第一空腔161由中间块的上表面和第一板体11的下表面和空腔限定形成。中间块包括与第一空腔161连通且孔口朝向第一板体11的下表面的多个冲击孔143。第一连接部15，位于第一空腔161内且连接中间块的上表面和第一板体11的下表面。

其中，在引入口17与多个冲击孔143之间连通形成第一流道，从而从引入口17引入的冷却剂可以经过第一流道到达多个冲击孔143中，然后从多个冲击孔143中朝第一板体11的下表面射出，对第一板体11的下表面进行冲击冷却。引入口17可以为一个或者多个，在如图4所示的实施例中，引入口17为三个。

在第一空腔161与多个第一气膜孔111之间连通形成第二流道，从而从冲击孔143射出的对第一板体11进行冲击冷却的冷却剂射出后，可以进入第一空腔161中，然后在中间块的上表面与第一板体11的下表面之间流动，对第一板体11进行对流冷却，对流冷却后冷却剂可以通过第二流道流入多个第一气膜孔111中，输出到第一板体11的上表面，对第一板体11的上表面进行气膜冷却。第二流道包括位于第一连接部15内的多个子流道151，多个子流道151一端分别与多个第一气膜孔111连接。冷却剂在对第一板体进行对流冷却时，是在第一空腔161的位于第一连接部15以外的部分内流动，然后流入第一连接部15内的多个子流道151中，最后从第一气膜孔111中输出，对第一板体11进行气膜冷却。本实施例的冷却剂为具有一定压力的冷却流体，在图示所示的实施例应用到航空发动机的涡轮叶片的冷却剂为从航空发动机增加级引出的压缩空气。

本实施例的涡轮叶片，通过采用设置空腔和中间块、第一连接部15等结构，可以对涡轮叶片的受热板同时进行冲击冷却、对流冷却和气膜冷却，冷却效果好。

在一些实施例中，如图2、图3和图4所示，中间块包括位于空腔内的第一隔板141和第二连接部142，空腔包括形成于第一隔板141的上表面与第一板体11的下表面之间的第一空腔161和形成于第一隔板141的下表面与第二板体12的上表面之间的第二空腔162，第二连接部142位于第二空腔162内且连接第一隔板141的下表面和第二板体12的上表面。即第一隔板141的上表面即为中间块的上表面，第二空腔162为空腔的一部分，第一隔板141的下表面与第二板体12的上表面及空腔限定形成第二空腔162。第二空腔162通过第二连接部142隔离形成第一腔室1621和第二腔室1622，且第一腔室1621和第二腔室1622在第二空腔162内不连通(第一腔室1621和第二腔室1622在冷却剂整个对第一板体11的冷却流动过程中是连通的，但在第二空腔162的空间内两者不连通)；多个冲击孔143贯穿第一隔板141，第一流道包括连通引入口17及多个冲击孔143的第一腔室1621，第二流道包括与第一空腔161和多个子流道151连通的第二腔室1622。从而从引入口17进入的冷却剂，首先进入第一腔室1621中，然后进入多个冲击孔143中，从多个冲击孔143中射出到第一空腔，对第一板体11的下表面进行冲击冷却，冲击冷却后的冷却剂沿着第一隔板141的上表面和第一板体11的下表面流动，对第一板体11进行对流冷却，然后流入第二腔室1622中，然后进入多个子流道151中，最后从多个第一气膜孔111输出到第一板体11的上表面，进行气膜冷却。本实施例的涡轮叶片结构简单，冷却效果稳定可靠。

在一些实施例中，如图2、图3和图4所示，第二连接部142包括从第一隔板141的一端向相对的另一端延伸的第二隔板，第二隔板在平行于第二板体12的截面上的截面形状呈波形(例如可以是三角波、正弦波、方波、锯齿波、不规则形状波形、周期性波形、和非周期性波形等)，第二隔板的上下两端分别与隔板的下表面和第二板体12的上表面连接，即沿着第一隔板141的下表面往第二板体12的上表面的方向看，第二隔板的形状为波形，第二隔板沿其延伸方向的两端分别与第二空腔162的壁面连接，以将第二空腔162分割为第一腔室1621和第二腔室1622，即第二隔板的两端通过与第二空腔162的连接以在第二空腔162内密闭分割第一腔室1621和第二腔室1622。该设置，第二隔板结构简单，方便在第二空腔162中设置第一腔室1621和第二腔室1622。同时，第二隔板截面形状成波形，从而第一腔室1621以及第二腔室1622的形状在与上下方向垂直的方向上可以相互交叉伸入，使得第一腔室1621以及第二腔室1622在与第一隔板第二板体12的上表面上均可以较为均匀的分布，从而可以对冲击孔143和第一气膜孔111提供冷却剂时，可以提供较为均匀的冷却剂供应，使得各冲击孔143射出的冷却剂以及各第一气膜孔111输出的冷却剂更加均匀，有助于提高对第一板体11的冷却效果的均匀性。

在一些实施例中，如图3和图4所示，第二隔板包括方波状隔板，方波状隔板在平行于第二板体12的截面上的截面形状为周期性的方波，且在截面形状的一个方波周期内方波状隔板的凸出部和凹入部的宽度相同，即第二隔板在延伸方向上由相互垂直的多块子隔板连接，与延伸方向平行的子隔板均长度相同且均位于延伸方向两侧的两条平行的直线上，与延伸方向垂直的子隔板均长度相同且相互平行。如图4所示，第二隔板由多块平行且等长的长隔板以及连接在相邻两块长隔板之间的等长的短隔板组成。该设置，使得第二连接部的结构规整，便于加工，同时也使得第一腔室1621以及第二腔室1622在沿与第二隔板的延伸方向垂直的方向上的分布更加均匀，有助于对冲击孔143和第一气膜孔111提供冷却剂时，提供更均匀的冷却剂供应。

在一些实施例中，如图3、图4、图5所示，多个冲击孔143包括在第一隔板141的上表面沿第一方向等间距分布的多排冲击孔143，每排中的冲击孔143沿与第一方向垂直的第二方向等间距分布，每排冲击孔143在第一隔板141的下表面上的孔口在第二板体12的上表面的投影143’分别各自对应位于方波状隔板的一个不同的凸出部内(从与第二隔板延伸方向垂直的方向的一端看，该端为靠近第一腔室1621的一端)；和/或，多个第一气膜孔111包括在第一板体11上沿第一方向等间距分布的多排第一气膜孔111，每排中的第一气膜孔111沿与第一方向垂直的第二方向等间距分布，每排第一气膜孔111在第一板体11的下表面上的孔口在第二板体12的上表面的投影分别各自对应位于方波状隔板的一个不同的凹入部内(从与第二隔板延伸方向垂直的方向的一端看，该端为靠近第一腔室1621的一端)。该设置，通过使较为均匀布置的第一腔室1621以及第二腔室1622分别与较为均匀布置冲击孔143和第一气膜孔111连接，从而可以进一步提高从冲击孔143射出的冷却剂的均匀性和从第一气膜孔111输出的冷却剂的均匀性，提高对第一板体11的冷却效果的均匀性。

在一些实施例中，如图3所示，第一隔板141的边缘与空腔的壁面连接，第一隔板141的一端设有连通槽18，第二流道通过连通槽18与第一空腔161连通。连通槽18可以通过在第一隔板141靠近空腔的壁面的端部上挖槽形成，也可以如图3所示，使第一隔板141的一个端部靠近空腔壁面，但是与空腔壁面不连接形成。该设置，使冷却剂统一从位于第一隔板141一端的连通槽18流向第二流道，从而有助于增大对第一板体11冲击冷却后的冷却剂在对第一板体11对流冷却时，可以增大流动距离，进一步提高对第一板体11的对流冷却效果。

在一些实施例中，如图2、图3和图5所示，第一连接部15包括连接在中间块的上表面和第一板体11的下表面之间的多个柱状体，多个子流道151分别设于多个柱状体中。该设置可以对冷却剂在对流冷却流动时进行扰动，提高冷却剂对流冷却的效果。

在一些实施例中，多个柱状体成多排布置，各排柱状体之间错位分布。该设置可以进一步提高对冷却剂对流冷却流动时的扰动，进一步提高冷却效果。

在一些实施例中，如图5所示，多个柱状体为横截面为菱形的柱状体。该设置对冷却剂流动时的扰动效果好，同时也便于布置子流道。

在一些实施例中，如图6所示，第一气膜孔111为扩张形气膜孔，扩张形气膜孔具有更好地冷却效果。

在一些实施例中，如图2至图6所示，涡轮叶片为航空发动机的涡轮静子叶片，受热板为涡轮静子叶片的下缘板1位于涡轮静子叶片的出气侧的端板，热源为航空发动机燃烧室输出的热气体，端板的上表面为与热气体接触的表面。

在一些实施例中，如图6所示，板体连接部13包括位于涡轮静子叶片的出气侧的尾部连接板，尾部连接板上设有与第二流道连通的多个第二气膜孔131。该设置还可以对尾部连接板进行对流冷却和气膜冷却，同时，还可以对与涡轮静子叶片配合的涡轮转子叶片进行一定的冷却。

在一些图示未示出的实施例中还公开一种航空发动机，包括沿航空发动机的轴向依次布置的压气机、燃烧室和涡轮，涡轮包括以上任一实施例所述的涡轮叶片，涡轮叶片的引入口与压气机的输出压缩空气的流路连通。

最后应当说明的是：以上实施例仅用以说明本发明的技术方案而非对其限制；尽管参照较佳实施例对本发明进行了详细的说明，所属领域的普通技术人员应当理解：依然可以对本发明的具体实施方式进行修改或者对部分技术特征进行等同替换；而不脱离本发明技术方案的精神，其均应涵盖在本发明请求保护的技术方案范围当中。

Claims (12)

1.一种涡轮叶片，包括受热板，所述受热板上设有用于引入冷却剂的引入口(17)，其特征在于，所述受热板包括：

第一板体(11)，包括相对的上表面和下表面，所述第一板体(11)的上表面用于与热源接触，所述第一板体(11)还包括贯穿所述第一板体(11)的上表面和下表面的多个第一气膜孔(111)；

第二板体(12)，位于所述第一板体(11)的下方；

板体连接部(13)，连接所述第一板体(11)和所述第二板体(12)，所述板体连接部(13)的内表面、所述第二板体(12)的上表面和所述第一板体(11)的下表面围成一空腔；

中间块，位于所述空腔中，所述空腔在所述中间块的上表面与所述第一板体(11)的下表面之间的部分形成第一空腔(161)，所述中间块包括与所述第一空腔(161)连通且孔口朝向所述第一板体(11)的下表面的多个冲击孔(143)；

第一连接部(15)，位于所述第一空腔(161)内且连接所述中间块的上表面和所述第一板体(11)的下表面；

其中，在所述引入口(17)与所述多个冲击孔(143)之间连通形成第一流道，在所述第一空腔(161)与所述多个第一气膜孔(111)之间连通形成第二流道，所述第二流道包括位于所述第一连接部(15)内的多个子流道(151)，所述多个子流道(151)一端分别与所述多个第一气膜孔(111)连接。

2.如权利要求1所述的涡轮叶片，其特征在于，所述中间块包括位于所述空腔内的第一隔板(141)和第二连接部(142)，所述空腔包括形成于所述第一隔板(141)的上表面与所述第一板体(11)的下表面之间的第一空腔(161)和形成于所述第一隔板(141)的下表面与所述第二板体(12)的上表面之间的第二空腔(162)，所述第二连接部(142)位于所述第二空腔(162)内且连接所述第一隔板(141)的下表面和所述第二板体(12)的上表面；所述第二空腔(162)通过所述第二连接部(142)隔离形成第一腔室(1621)和第二腔室(1622)，且所述第一腔室(1621)和所述第二腔室(1622)在所述第二空腔(162)内不连通；所述多个冲击孔(143)贯穿所述第一隔板(141)，所述第一流道包括连通所述引入口(17)及所述多个冲击孔(143)的所述第一腔室(1621)，所述第二流道包括与所述第一空腔(161)和所述多个子流道(151)连通的所述第二腔室(1622)。

3.如权利要求2所述的涡轮叶片，其特征在于，所述第二连接部(142)包括从所述第一隔板(141)的一端向相对的另一端延伸的第二隔板，所述第二隔板在平行于所述第二板体(12)的截面上的截面形状呈波形，所述第二隔板的上下两端分别与所述第一隔板的下表面和所述第二板体(12)的上表面连接，所述第二隔板沿其延伸方向的两端分别与所述第二空腔(162)的壁面连接，以将所述第二空腔(162)分割为第一腔室(1621)和第二腔室(1622)。

4.如权利要求3所述的涡轮叶片，其特征在于，所述第二隔板包括方波状隔板，所述方波状隔板在平行于所述第二板体(12)的截面上的截面形状为周期性的方波，在截面形状的一个方波周期内所述方波状隔板的凸出部和凹入部的宽度相同。

5.如权利要求4所述的涡轮叶片，其特征在于，所述多个冲击孔(143)包括在所述第一隔板(141)上表面沿第一方向等间距分布的多排冲击孔(143)，每排中的冲击孔(143)沿与所述第一方向垂直的第二方向等间距分布，每排冲击孔(143)在所述第一隔板(141)的下表面上的孔口在所述第二板体(12)的上表面的投影分别各自对应位于所述方波状隔板的一个不同的凸出部内；和/或，所述多个第一气膜孔(111)包括在所述第一板体(11)上沿第一方向等间距分布的多排第一气膜孔(111)，每排中的第一气膜孔(111)沿与所述第一方向垂直的第二方向等间距分布，每排第一气膜孔(111)在所述第一板体(11)的下表面上的孔口在所述第二板体(12)的上表面的投影分别各自对应位于所述方波状隔板的一个不同的凹入部内。

6.如权利要求2所述的涡轮叶片，其特征在于，所述第一隔板(141)的边缘与所述空腔的壁面连接，所述第一隔板(141)的一端设有连通槽(18)，所述第二流道通过所述连通槽(18)与所述第一空腔(161)连通。

7.如权利要求1所述的涡轮叶片，其特征在于，所述第一连接部(15)包括连接在所述中间块的上表面和所述第一板体(11)的下表面之间的多个柱状体，所述多个子流道(151)分别设于所述多个柱状体中。

8.如权利要求7所述的涡轮叶片，其特征在于，所述多个柱状体成多排布置，各排柱状体之间错位分布。

9.如权利要求7所述的涡轮叶片，其特征在于，所述多个柱状体为横截面为菱形的柱状体。

10.如权利要求1至9任一所述的涡轮叶片，其特征在于，所述涡轮叶片为航空发动机的涡轮静子叶片，所述受热板为所述涡轮静子叶片的下缘板位于所述涡轮静子叶片的出气侧的端板，所述热源为所述航空发动机燃烧室输出的热气体，所述端板的上表面为与所述热气体接触的表面。

11.如权利要求10所述的涡轮叶片，其特征在于，所述板体连接部(13)包括位于所述涡轮静子叶片的出气侧的尾部连接板，所述尾部连接板上设有与所述第二流道连通的多个第二气膜孔(131)。

12.一种航空发动机，其特征在于，包括沿轴向依次布置的压气机、燃烧室和涡轮，所述涡轮包括如权利要求1至11任一所述的涡轮叶片，所述涡轮叶片的引入口(17)与所述压气机的输出压缩空气的流路连通。

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