CN114876582B - 一种涡轮叶片及航空发动机 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种涡轮叶片及航空发动机，包括叶身及叶根；叶身固定设置在叶根的一端，叶根的另一端用于与轮盘配合相连；叶身的内部设置有第一冷却气路，第一冷却气路沿叶身的长度方向延伸，并靠近叶身的叶身进气边设置；第一冷却气路的两侧对称设置有第一气膜孔及第二气膜孔；第一气膜孔延伸至叶身的叶片内型面的表面；第二气膜孔延伸至叶身的叶片背型面的表面；叶根内设置有第二冷却气路，第二冷却气路的一端与第一冷却气路贯通，第二冷却气路的另一端延伸至叶根的底端表面；第一和第二冷却气路均为冷却介质的流通通道；本发明在不增加叶片结构重量和尺寸的条件下，有效抑制涡轮叶片在工作时产生的振动；结构简单，方便加工，稳定性高的特点。

Description

一种涡轮叶片及航空发动机

技术领域

本发明属于涡轮叶片减振技术领域，特别涉及一种涡轮叶片及航空发动机。

背景技术

对于航空发动机而言，涡轮叶片是其重要的组成部件；涡轮叶片在工作状态中一般受到较高的离心载荷和不均匀激振力的耦合作用，使得叶片产生振动；而涡轮叶片的振动问题严重影响着航空发动机系统的稳定运行，并会导致叶片结构破坏，造成人员生命与财产的损失；因此，需要一种新的减振技术来解决涡轮叶片的振动问题。

目前，为减少叶片在工作中发生的振动，大多数设计者聚焦在叶片或者叶轮上增设结构阻尼器。但是，结构阻尼器会增加叶片设计的工艺难度，提高叶片重量，不符合现代航空发动机的减重要求；此外，提高涡轮进口燃气温度对于改善发动机性能，如增大发动机推力，提高发动机的效率和推重比都具有及其重要的意义。然而，目前先进的航空发动机的涡轮进气口燃气温度远超过了耐高温叶片材料可承受的极限温度，所以必须采用有效的冷却方式来降低涡轮叶片的表面温度。

综上所述，随着航空技术的不断发展进步，为了兼顾叶片冷却和减振，同时又不能过多增加发动机的结构尺寸和重量，这就对涡轮叶片的设计提出了更高的要求；并且，为了满足航空发动机这种研制模式的需求，兼顾叶片冷却和减振的技术已经成为一种必然的发展趋势。

发明内容

针对现有技术中存在的技术问题，本发明提供了一种涡轮叶片及航空发动机，以解决现有的涡轮叶片在工作中，由于离心力和不均匀激振力作用而产生的振动现象的技术问题。

为达到上述目的，本发明采用的技术方案为：

本发明提供了一种涡轮叶片，包括叶身及叶根；所述叶身固定设置在叶根的一端，所述叶根的另一端用于与轮盘配合相连；

所述叶身的内部设置有第一冷却气路，所述第一冷却气路沿叶身的长度方向延伸，并靠近叶身的叶身进气边设置；所述第一冷却气路的两侧对称设置有第一气膜孔及第二气膜孔；所述第一气膜孔的一端与所述第一冷却气路连通，另一端延伸至叶身的叶片内型面的表面；所述第二气膜孔的一端与所述第一冷却气路连通，另一端延伸至叶身的叶片背型面的表面；

所述叶根内设置有第二冷却气路，所述第二冷却气路的一端与所述第一冷却气路贯通，所述第二冷却气路的另一端延伸至所述叶根的底端表面；其中，所述第一冷却气路和所述第二冷却气路均为冷却介质的流通通道。

进一步的，所述第一气膜孔和第二气膜孔的结构相同，均采用异形气膜孔；其中，所述异形气膜孔为斜圆形-锥形气膜孔、双斜圆直角气膜孔、双斜圆V型气膜孔、余弦型气膜孔和变直径气膜孔中的一种；

所述斜圆形-锥形气膜孔，包括锥形孔段及第一斜圆孔段；所述锥形孔段的进口端与所述第一冷却气路连通，所述锥形孔段的出口端与所述第一斜圆孔段的进口端相连，所述第一斜圆孔段的出口端与所述叶片内型面的表面或所述叶片背型面的表面连通；其中，所述锥形孔段的中心线与所述叶片内型面的表面或所述叶片背型面的表面垂直设置，所述锥形孔段的进口端为大开口端，所述锥形孔段的出口端为小开口端；所述第一斜圆孔段的出口端朝向叶身的叶身出气边一侧倾斜设置；

所述双斜圆直角气膜孔，包括第二斜圆孔段及第三斜圆孔段，所述第二斜圆孔段的进口端与所述第一冷却气路连通，所述第二斜圆孔段的出口端与所述第三斜圆孔段的进口端相连，所述第三斜圆孔段的出口端与所述叶片内型面的表面或所述叶片背型面的表面连通；其中，所述第二斜圆孔段与所述第三斜圆孔段在所述叶身的纵向平面上的投影夹角为90°；

所述双斜圆V型气膜孔，包括第四斜圆孔段及第五斜圆孔段；所述第四斜圆孔段的进口端与所述第一冷却气路连通，所述第四斜圆孔段的出口端与所述第五斜圆孔段的进口端相连，所述第五斜圆孔段的出口端与所述叶片内型面的表面或所述叶片背型面的表面连通；其中，所述第四斜圆孔段与所述第五斜圆孔段位于同一所述叶身的横向截面上，并呈V型分布；

所述余弦型气膜孔的气流通道满足余弦函数分布；

所述变直径气膜孔，包括若干呈周期性分布的变直径孔；所述变直径孔的气流通道弯曲设置，且靠近所述所述第一冷却气路的开口尺寸大于靠近所述叶片内型面的表面或所述叶片背型面的表面的开口尺寸。

进一步的，所述第一气膜孔和第二气膜孔分别位于所述叶身的叶片进气边的两侧边缘处。

进一步的，所述叶身与叶根的连接处采用倒圆角连接。

进一步的，所述冷却介质为冷却空气或气凝胶。

进一步的，所述叶根包括叶根本体及榫头；所述叶根本体设置在所述叶身的下端，所述榫头设置在所述叶根本体的下端；所述榫头为倒锥形榫头；所述倒锥形榫头的两侧分别均匀设置有若干榫齿。

进一步的，所述叶根本体与榫头的连接处采用倒圆角连接。

本发明还提供了一种航空发动机，包括所述的一种涡轮叶片。

与现有技术相比，本发明的有益效果为：

本发明提供了一种涡轮叶片及航空发动机，通过在叶身内部设置冷却气路，并在冷却气路的两侧对称设置气膜孔，冷却介质经冷却气路后流经气膜孔时，能够产生剧烈摩擦和动量交换，实现有效降低叶片振动系统中的能量，起到叶片减振的目的；无需对涡轮叶片进行繁琐的额外加工，或增设附加的阻尼装置；在不影响气膜冷却效果的前提下，充分运用了冷却介质在气膜孔处产生的能量损失、叶片旋转时冷却介质在冷却气路中产生的湍流及振荡和覆盖在涡轮叶片表面气膜的阻尼效果，从而达到对高温下的涡轮叶片减振的效果；同时，能够在不增加叶片结构重量和尺寸的条件下，能够有效抑制涡轮叶片在工作时产生的振动；此外，还兼顾了解决叶片冷却和叶片减振的两方面核心问题，具有工艺简单，方便加工，稳定性高的特点，满足了航空发动机的研制需求。

进一步的，将气膜孔设置斜圆形-锥形气膜孔、双斜圆直角气膜孔、双斜圆V型气膜孔、余弦型气膜孔和变直径气膜孔中的一种，将气膜孔设置为异形气膜孔，在气膜孔的几何结构上，增加了冷却介质气流流经异形气膜孔时的流动截面突变数量，并在流动方向上形成转折，有效增加了流体质点的振荡和相互碰撞，有效降低了叶片振动的能量，达到叶片减振的目的。

附图说明

图1为实施例1所述的涡轮叶片的整体结构示意图；

图2为实施例1所述的涡轮叶片的透视图；

图3为实施例1所述的涡轮叶片的主视图；

图4为实施例1所述的涡轮叶片的侧视图；

图5为实施例1所述的涡轮叶片的俯视图；

图6为实施例1中涡轮叶片中的气膜孔结构示意图；

图7为实施例1中涡轮叶片的工作原理示意图；

图8为实施例2中涡轮叶片中的气膜孔结构示意图；

图9为实施例3中涡轮叶片中的气膜孔结构示意图；

图10为实施例4中涡轮叶片中的气膜孔结构示意图；

图11为实施例5中涡轮叶片中的气膜孔结构示意图。

其中，1叶身，2叶片内型面，3叶片背型面，4叶片进气边，5叶片出气边，6第一冷却气路，7第一气膜孔，8叶根，9榫头，10第二冷却气路。

具体实施方式

为了使本发明所解决的技术问题，技术方案及有益效果更加清楚明白，以下具体实施例，对本发明进行进一步的详细说明。应当理解，此处所描述的具体实施例仅仅用以解释本发明，并不用于限定本发明。

实施例1

如附图1-5所示，本实施例1提供了一种涡轮叶片，包括叶身1和叶根8；所述叶身1具有预设的扭转角度，且叶身1的整体呈中心对称结构；优选的，所述预设的扭转角度为20°；所述叶身1固定设置在所述叶根8的一端，所述叶根8的另一端用于与轮盘配合相连；所述叶身1包括叶片内型面2、叶片背型面3、叶片进气边4及叶片出气边5；所述叶片内型面2、叶片背型面3、叶片进气边4及叶片出气边5合围形成所述叶身1。

所述叶身1的内部设置有第一冷却气路6，所述第一冷却气路6沿所述叶身1的长度方向延伸，并靠近所述叶身进气边4设置；所述第一冷却气路6的两侧对称设置有第一气膜孔7及第二气膜孔；所述第一气膜孔7的一端与所述第一冷却气路6连通，另一端延伸至叶身1的叶片内型面2的表面；所述第二气膜孔的一端与所述第一冷却气路6连通，另一端延伸至叶身1的叶片背型面3的表面；其中，所述第一气膜孔7和第二气膜孔分别位于所述叶身1的叶片进气边4的两侧边缘处。

如附图6所示，本实施例1中，所述第一气膜孔7和第二气膜孔的结构相同，均采用异形气膜孔；其中，所述异形气膜孔为斜圆形-锥形气膜孔；所述斜圆形-锥形气膜孔，包括锥形孔段及第一斜圆孔段；所述锥形孔段的进口端与所述第一冷却气路6连通，所述锥形孔段的出口端与所述第一斜圆孔段的进口端相连，所述第一斜圆孔段的出口端与所述叶片内型面2的表面或所述叶片背型面3的表面连通；其中，所述锥形孔段的中心线与所述叶片内型面2的表面或所述叶片背型面3的表面垂直设置，所述锥形孔段的进口端为大开口端，所述锥形孔段的出口端为小开口端；所述第一斜圆孔段的出口端朝向叶身1的叶身出气边5一侧倾斜设置；优选的，所述第一斜圆孔段的轴线与所述锥形孔段的中心线之间的夹角为20°-45°。

所述叶根8内设置有第二冷却气路10，所述第二冷却气路10的一端与所述第一冷却气路6贯通，所述第二冷却气路10的另一端延伸至所述叶根8的底端表面；其中，所述第一冷却气路6和所述第二冷却气路10均为冷却介质的流通通道；其中，所述所述冷却介质为冷却空气或气凝胶；所述叶身1与叶根8的连接处采用倒圆角连接；所述叶根8包括叶根本体及榫头9；所述叶根本体设置在所述叶身1的下端，所述榫头9设置在所述叶根本体的下端；所述榫头9为倒锥形榫头；所述倒锥形榫头的两侧分别均匀设置有若干榫齿；其中，所述叶根本体与榫头的连接处采用倒圆角连接。

工作原理：

如附图7所示，本实施例1所述的涡轮叶片，通过在第一冷却气路的两侧对称设置第一气膜孔和第二气膜孔，冷却介质沿着叶身内部的第一冷却气路流动，通过第一气膜孔及第二气膜孔至叶身的表面，流动方向发生改变；通过将第一气膜孔和第二气膜孔设置为斜圆形-锥形气膜孔；所述斜圆形-锥形气膜孔作为异形气膜孔，其有效影响了冷却介质所产生的局部能量损失，并在叶片表面形成气膜覆盖的效果；附图7中的箭头代表在叶身横截面内，冷却介质的流动方向和路径；通过在所述叶片内型面2和所述叶片背型面上分别至少设置一列用于冷却介质流通的所述斜圆形-锥形气膜孔；在涡轮叶片工作中，通过在在所述叶片内型面2和所述叶片背型面上开设的所述斜圆形-锥形气膜孔将冷却介质注入到主流中，在主流的压力和摩擦力的作用下，射流弯曲并覆盖在叶片表面，形成温度较低的冷气膜，对高温下的涡轮叶片起到隔热的作用。

随着第一冷却气路中的冷却介质从所述斜圆形-锥形气膜孔流出时，会在所述斜圆形-锥形气膜孔处产生较大的局部能量损失，从而降低叶片振动所产生的能量；同时，当涡轮叶片产生振动时，所产生的能量一部分传递至第一冷却气路中的具有较大粘滞系数的冷却介质中，另一部分传递至覆盖在叶片表面的气膜上；涡轮叶片的旋转使得冷却气路中的冷却介质产生湍流及振荡，流体质点之间相互碰撞，发生剧烈的摩擦和动量交换；并且所述叶片内型面2和所述叶片背型面覆盖的气膜能进一步降低叶片振动所产生的能量；由于以上气动阻尼的作用，使得涡轮叶片在振动时克服流体粘滞力做功而消耗振动所产生的能量，从而达到对高温下的涡轮叶片减振的效果。

针对所述斜圆形-锥形气膜孔的工作原理，具体如下：

本实施例1中，所述第一斜圆孔段孔轴线与锥形孔出口端的圆截面的法线夹角为20°-45°，直径尺寸为0.5-1mm；锥形孔段的锥度根据实际涡轮叶片的尺寸及气膜孔的数量进行匹配设计。

冷却介质的流动方向为从第一冷却气路6进入锥形孔段后，通过第一斜圆孔段流出至所述所述叶片内型面2的表面或所述叶片背型面3的表面；冷却介质在所述斜圆形-锥形气膜孔的流动路径中，设置有三处能量损失点，用于降低系统整体能量，并且产生的气动阻尼可以由于涡轮叶片的减振。

其中，第一处能量损失点为锥形孔段的进口端处，在所述锥形孔段的进口端处冷却介质受到第一次局部水头损失；第二处能量损失点为所述锥形孔段与所述第一斜圆孔段的交界点处，在所述交界点处冷却介质受到第二次局部水头损失；冷却介质流经所述锥形孔段时，相当于流经了一个渐缩管；同时，冷却介质在所述交界点处发生流向改变，从所述锥形孔段流出的冷却介质将冲击所述第一斜圆孔段的孔壁，冷却介质的质点产生湍流以及剧烈的相互碰撞，极大程度消耗叶片振动时所产生的能量；第三处能量损失点为所述第一斜圆孔段的出口端处，随着冷却介质沿着所述第一斜圆孔段流动至叶片内型面的表面或叶片背型面的表面时，冷却介质的流动截面突然扩大，带来第三次能量损失；通过上述三处的能量损失点设置，均能在不同程度上减小涡轮叶片工作时产生的振动能量，从而达到良好的叶片减振效果。

实施例2

本实施例2提供的一种涡轮叶片与实施例1中所述的涡轮叶片的结构和原理基本相同，不同之处在于，所述异形气膜孔为所述双斜圆直角气膜孔。

如附图8所示，所述双斜圆直角气膜孔，包括第二斜圆孔段及第三斜圆孔段，所述第二斜圆孔段的进口端与所述第一冷却气路6连通，所述第二斜圆孔段的出口端与所述第三斜圆孔段的进口端相连，所述第三斜圆孔段的出口端与所述叶片内型面2的表面或所述叶片背型面3的表面连通。

本实施例2中，所述第二斜圆孔段的孔轴线与第二斜圆孔段的进口端圆截面的法线夹角为20°-45°；所述第三斜圆孔段的孔轴线与第三斜圆孔段的进口端圆截面的法线夹角为20°-45°；所述所述第二斜圆孔段与所述第三斜圆孔段的直径尺寸为0.5-1mm；其中，所述第二斜圆孔段与所述第三斜圆孔段在所述叶身1的纵向平面上的投影夹角为90°。

附图8中，纸面内侧为叶片内部冷却通路，纸面外侧为叶片表面；冷却气流由叶片内部通过气膜孔流出至叶片表面；在叶片工作时，冷却气流通过第二斜圆孔段由叶片内部的冷却通路流入至气膜孔，由于流体的流动截面突然减小，会在进入气膜孔的入口处产生较大的局部能量损失。冷却气流流经至第三斜圆孔段处时，由于流体的流动方向发生突然的变化，大量的流体质点会在此处形成湍流并产生剧烈的相互碰撞，从而产生较大的能量损失；同理，当流体沿着第三斜圆孔段流至叶片表面时，流体的流动截面突然扩大带来更进一步的能量损失。以上方面均能在不同程度上减小涡轮叶片工作时产生的振动能量，从而达到良好的叶片减振效果。

此外，这种形式的气膜孔于叶身曲面方向平行，在叶片旋转时，从气膜孔喷射出的冷却气流能够沿着叶身表面生成冷却效果良好的冷却气膜，从而有效减小涡轮叶片因遭受高温热流而产生的材料烧蚀或结构破坏。

实施例3

本实施例3提供的一种涡轮叶片与实施例1中所述的涡轮叶片的结构和原理基本相同，不同之处在于，所述异形气膜孔为双斜圆V型气膜孔。

如附图9所示，所述双斜圆V型气膜孔，包括第四斜圆孔段及第五斜圆孔段；所述第四斜圆孔段的进口端与所述第一冷却气路6连通，所述第四斜圆孔段的出口端与所述第五斜圆孔段的进口端相连，所述第五斜圆孔段的出口端与所述叶片内型面2的表面或所述叶片背型面3的表面连通；其中，所述第四斜圆孔段与所述第五斜圆孔段位于同一所述叶身1的横向截面上，并呈V型分布。

本实施例3中，所述第四斜圆孔段的孔轴线与第四斜圆孔段的进口端圆截面的法线夹角为20°-45°；所述第五斜圆孔段的孔轴线与第五斜圆孔段的进口端圆截面的法线夹角为20°-45°；所述所述第四斜圆孔段与所述第五斜圆孔段的直径尺寸为0.5-1mm；其中，两段斜孔相互贯通，在同一截面上形成V字型。

如附图9所示，右侧为叶片内部冷却通路，左侧为叶片表面；冷却气流由叶片内部通过气膜孔流出至叶片表面。在叶片工作时，冷却气流通过第四斜圆孔段由叶片内部的冷却通路流入至气膜孔，由于流体的流动截面突然减小，会在进入气膜孔的入口处产生较大的局部能量损失。冷却气流流经至第五斜圆孔段处时，由于流体的流动方向发生突然的变化，大量的流体质点会在此处形成湍流并产生剧烈的相互碰撞，从而产生较大的能量损失；同理，当流体沿着第五斜圆孔段流至叶片表面时，流体的流动截面突然扩大带来更进一步的能量损失；以上方面均能在不同程度上减小涡轮叶片工作时产生的振动能量，从而达到良好的叶片减振效果。

实施例4

本实施例4提供的一种涡轮叶片与实施例1中所述的涡轮叶片的结构和原理基本相同，不同之处在于，所述异形气膜孔为余弦型气膜孔。

如附图10所示，本实施例4中，所述余弦型气膜孔的气流通道满足余弦函数分布；将气膜孔中的气流通路设置成了具有三个周期的余弦函数曲线的形式；当冷却气流的气膜孔流至叶片表面时，其气流通路内有更多的气流方向转折点，流体质点在这些方向转折点处发生振荡及相互碰撞，产生剧烈的摩擦及动量交换，能有效降低叶片振动系统中的能量，从而达到叶片减振的目的。

实施例5

本实施例5提供的一种涡轮叶片与实施例1中所述的涡轮叶片的结构和原理基本相同，不同之处在于，所述异形气膜孔为变直径气膜孔。

如附图11所示，所述变直径气膜孔，包括若干呈周期性分布的变直径孔；所述变直径孔的气流通道弯曲设置，且靠近所述所述第一冷却气路6的开口尺寸大于靠近所述叶片内型面2的表面或所述叶片背型面3的表面的开口尺寸。

所述变直径气膜孔中的气流通路为直径随气膜孔深度变化而变化的非等直径气流通路。当冷却气流沿气膜孔流至叶片表面时，其气流通路内有更多的气流方向转折点，流体质点在这些方向转折点处发生振荡及相互碰撞，产生剧烈的摩擦及动量交换，能有效降低叶片振动系统中的能量，从而达到叶片减振的目的。

本发明所述的涡轮叶片，不需要对涡轮叶片进行繁琐的额外加工，或增设附加的阻尼装置。在不影响气膜冷却效果的前提下，充分运用了冷却气路中的冷却介质、气膜孔处的冷却介质及覆盖在涡轮叶片表面气膜的气动阻尼效果，从而达到对高温下的涡轮叶片减振的效果。至此，即可实现兼顾涡轮叶片冷却和减振，同时又不能过多增加发动机的结构尺寸和重量的发明目的，并且叶片具有制作工艺简单、降低成本和稳定性好的特点。

本发明中，将气膜孔集中设置在叶片进气边前缘，并以叶身内部的冷却气路为轴线在叶片内型面和背型面两侧对称分布。气膜孔的形状可为圆形通孔，具有一定角度的椭圆形通孔或带有一定锥度的通孔；采用了两个方向的多齿承载的倒锥型榫头，这种结构应力分布均匀，加工相对简单，并且具有结构阻尼性能好的特点；在实际的使用过程中，榫齿与轮盘能够产生良好的配合，能够减少涡轮叶片工作中产生的振动；为了达到更好的冷却及减振效果，本发明中的冷却气路中所采用的冷却介质为温度较低的冷却空气或者着附粘性较大的气凝胶。

本发明中，涡轮叶片上的气膜孔能量损失包括孔入口局部损失，孔内流动损失以及孔出口局部损失。随着冷却气路中的冷却介质从气膜孔流出时，会在气膜孔处产生较大的局部能量损失。并且，冷却介质在冷却气路中不仅会因为沿程阻力而消耗能量，也会因为涡轮叶片的旋转从而造成冷却介质在冷却气路中产生湍流及振荡，流体质点之间相互碰撞，从而在叶片振动的过程中有效消耗涡轮叶片振动时产生的能量，以上几个方面带来的气动阻尼均能够起到抑制叶片振动的作用。

在涡轮叶片工作中，气膜孔内逸出的冷却介质在叶片表面形成气膜；当振动产生时，叶片表面的气膜产生振荡，使得叶片表面产生气动阻尼，实现了对涡轮叶片的减振消振，提高叶片在工作时的稳定性及安全性。

上述实施例仅仅是能够实现本发明技术方案的实施方式之一，本发明所要求保护的范围并不仅仅受本实施例的限制，还包括在本发明所公开的技术范围内，任何熟悉本技术领域的技术人员所容易想到的变化、替换及其他实施方式。

Claims (6)

1.一种涡轮叶片，其特征在于，包括叶身（1）及叶根（8）；所述叶身（1）固定设置在叶根（8）的一端，所述叶根（8）的另一端用于与轮盘配合相连；

所述叶身（1）的内部设置有第一冷却气路（6），所述第一冷却气路（6）沿叶身的长度方向延伸，并靠近叶身（1）的叶身进气边（4）设置；所述第一冷却气路（6）的两侧对称设置有第一气膜孔（7）及第二气膜孔；所述第一气膜孔（7）的一端与所述第一冷却气路（6）连通，另一端延伸至叶身（1）的叶片内型面（2）的表面；所述第二气膜孔的一端与所述第一冷却气路（6）连通，另一端延伸至叶身（1）的叶片背型面（3）的表面；

所述叶根（8）内设置有第二冷却气路（10），所述第二冷却气路（10）的一端与所述第一冷却气路（6）贯通，所述第二冷却气路（10）的另一端延伸至所述叶根（8）的底端表面；其中，所述第一冷却气路（6）和所述第二冷却气路（10）均为冷却介质的流通通道；

所述第一气膜孔（7）和第二气膜孔的结构相同，均采用异形气膜孔；其中，所述异形气膜孔为斜圆形-锥形气膜孔、双斜圆直角气膜孔、双斜圆V型气膜孔和变直径气膜孔中的一种；

所述斜圆形-锥形气膜孔，包括锥形孔段及第一斜圆孔段；所述锥形孔段的进口端与所述第一冷却气路（6）连通，所述锥形孔段的出口端与所述第一斜圆孔段的进口端相连，所述第一斜圆孔段的出口端与所述叶片内型面（2）的表面或所述叶片背型面（3）的表面连通；其中，所述锥形孔段的中心线与所述叶片内型面（2）的表面或所述叶片背型面（3）的表面垂直设置，所述锥形孔段的进口端为大开口端，所述锥形孔段的出口端为小开口端；所述第一斜圆孔段的出口端朝向叶身（1）的叶身出气边（5）一侧倾斜设置；所述第一斜圆孔段的轴线与所述锥形孔段的中心线之间的夹角为20°-45°；

所述双斜圆直角气膜孔，包括第二斜圆孔段及第三斜圆孔段，所述第二斜圆孔段的进口端与所述第一冷却气路（6）连通，所述第二斜圆孔段的出口端与所述第三斜圆孔段的进口端相连，所述第三斜圆孔段的出口端与所述叶片内型面（2）的表面或所述叶片背型面（3）的表面连通；其中，所述第二斜圆孔段与所述第三斜圆孔段在所述叶身（1）的纵向平面上的投影夹角为90°；所述第二斜圆孔段的孔轴线与第二斜圆孔段的进口端圆截面的法线夹角为20°-45°；所述第三斜圆孔段的孔轴线与第三斜圆孔段的进口端圆截面的法线夹角为20°-45°；

所述双斜圆V型气膜孔，包括第四斜圆孔段及第五斜圆孔段；所述第四斜圆孔段的进口端与所述第一冷却气路（6）连通，所述第四斜圆孔段的出口端与所述第五斜圆孔段的进口端相连，所述第五斜圆孔段的出口端与所述叶片内型面（2）的表面或所述叶片背型面（3）的表面连通；其中，所述第四斜圆孔段与所述第五斜圆孔段位于同一所述叶身（1）的横向截面上，并呈V型分布；所述第四斜圆孔段的孔轴线与第四斜圆孔段的进口端圆截面的法线夹角为20°-45°；所述第五斜圆孔段的孔轴线与第五斜圆孔段的进口端圆截面的法线夹角为20°-45°；

所述变直径气膜孔，包括若干呈周期性分布的变直径孔；所述变直径孔的气流通道弯曲设置，且靠近所述第一冷却气路（6）的开口尺寸大于靠近所述叶片内型面（2）的表面或所述叶片背型面（3）的表面的开口尺寸；

所述冷却介质为气凝胶。

2.根据权利要求1所述的一种涡轮叶片，其特征在于，所述第一气膜孔（7）和第二气膜孔分别位于所述叶身（1）的叶片进气边（4）的两侧边缘处。

3.根据权利要求1所述的一种涡轮叶片，其特征在于，所述叶身（1）与叶根（8）的连接处采用倒圆角连接。

4.根据权利要求1所述的一种涡轮叶片，其特征在于，所述叶根（8）包括叶根本体及榫头（9）；所述叶根本体设置在所述叶身（1）的下端，所述榫头（9）设置在所述叶根本体的下端；所述榫头（9）为倒锥形榫头；所述倒锥形榫头的两侧分别均匀设置有若干榫齿。

5.根据权利要求4所述的一种涡轮叶片，其特征在于，所述叶根本体与榫头的连接处采用倒圆角连接。

6.一种航空发动机，其特征在于，包括如权利要求1-5任意一项所述的一种涡轮叶片。

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