CN115013076B - 一种花洒状涡轮叶片冷却单元及涡轮叶片 - Google Patents

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CN115013076B CN202210953306.3A CN202210953306A CN115013076B CN 115013076 B CN115013076 B CN 115013076B CN 202210953306 A CN202210953306 A CN 202210953306A CN 115013076 B CN115013076 B CN 115013076B
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Abstract

本发明公开了一种花洒状涡轮叶片冷却单元及涡轮叶片，冷却单元包括冷却冲击腔、设置在冷却冲击腔中心位置的冷却气冲击孔、连接在所述冷却冲击腔外侧的多个回转供气通道和设置在多个回转供气通道上的多个气膜孔，冷却单元为以冷却冲击腔的中心为起点向外呈辐射状延伸的花洒状冷却单元，多个回转供气通道呈花洒状排布在冷却冲击腔外侧。该冷却单元主要采用的是“冲击换热+旋流冲击换热+气膜冷却”三种冷却形式的复合冷却，该冷却单元具有流动损失小、内部换热强度高、外部气膜冷却效果好、气膜冷却稳定性高等特点，并且该冷却单元可以有效增加叶片内部换热强度，同时稳定均匀的进行气膜冷却，有效降低了叶片温度梯度，从而提高了叶片的承温能力。

Description

一种花洒状涡轮叶片冷却单元及涡轮叶片
技术领域
本发明属于航空发动机涡轮叶片技术领域，具体涉及一种花洒状涡轮叶片冷却单元及涡轮叶片。
背景技术
提高涡轮进口温度是提高航空发动机推力和效率的有效途径，但涡轮进口温度的提高会使得涡轮叶片承受更大的热负荷，过高的温度和热应力可能导致涡轮叶片无法正常工作。现代高性能航空发动机的涡轮进口燃气温度已远远超过了所用材料的耐温极限，必须采用复杂的冷却技术来保证涡轮在高温条件下的正常运转。而涡轮叶片的中弦区是叶片典型的高温部位，是较容易受热腐蚀而损坏的部位之一。尤其是高压涡轮导叶片中弦区面临的冷却方面问题非常严峻。对于高压涡轮叶片中弦区，即使是跨音速叶片，也只在尾缘局部区域超音，其余大部分都处于亚音状态，故中弦区大部分位置都可以开设气膜孔。通常中弦区采用“冲击+对流+气膜”或“对流+气膜”等复合冷却结构形式，由于内部冷却结构的压力损失较大而中弦区燃气压力较高，通常会出现局部气膜孔由于压力逆流裕度不足而发生燃气倒灌的问题，从而导致叶片出现超温甚至发生烧蚀。因此发展和创新适用于叶片中弦区域的高效冷却结构是保证涡轮叶片稳定工作的重要措施。
目前，解决涡轮叶片中弦区冷却问题的一种方案是采用双层壁结构形式的复合冷却技术。通过对现有技术文件检索发现，申请号为CN202110462856.0专利名称为一种雪花状涡轮叶片冷却结构，提供了一种雪花状叶片冷却结构用以增强叶片的冷却换热效果。从流动换热的角度来看，该技术所公开的冷却结构属于双层壁复合冷却结构，其主要包含了“对流冷却+气膜冷却”两种冷却结构形式，即冷气通过冷却气冲击孔进入供气通道中会以对流换热的形式与高温避免进行热量交换，然后冷气再经供气通道上设置的气膜孔排出，对外壁面形成气膜冷却，阻隔高温燃气的加热。但是该技术方案仍存在以下不足：1）内部对流换热效果有效，且流动损失较大。由于供气通道采用直通道结构形式，其对冷却气形成的扰动较弱，因此内部对流换热强度不高、冷却效果有限；2）气膜孔流量分配不均，且气膜孔逆流裕度存在较大差异，可能会引发燃气倒灌，供气分支通道的流通面积约为供气主通道流通面积的一半，当冷气由供气主通道进入供气分支通道时，由于流通面积的突然减小会产生额外的局部突缩损失和沿程损失。这会引发两方面的问题：一方面是会导致流过供气分支通道上设置的气膜孔的冷气流量会比流过供气主通道上设置的气膜孔的冷气流量要小的多，这样就会出现各气膜孔出流流量分配不均的问题，从而使得气膜冷却效果不佳、叶片局部出现超温；另一方面也会造成供气分支通道上设置的气膜孔的逆流裕度会比供气主通道上设置的气膜孔的逆流裕度要低得多，当主流道燃气压力发生波动时极有可能会产生燃气倒灌现象，从而导致叶片局部产生超温甚至发生烧蚀。
因此，亟需寻求一种全新的涡轮叶片冷却结构以解决现有技术存在的内部对流换热效果有限、气膜孔流量不均以及气膜孔逆流裕度存在较大差异的问题。
发明内容
为了解决上述问题，本发明的目的在于提供一种花洒状涡轮叶片冷却结构，具体涉及一种布置在涡轮叶片中弦区的花洒状冷却结构，用以提高涡轮叶片冷却效果以达到提高叶片承温能力的目的。
为了实现上述目的，本发明提供了如下技术方案，提供一种花洒状涡轮叶片冷却单元，所述冷却单元包括冷却冲击腔、设置在冷却冲击腔中心位置的冷却气冲击孔、连接在所述冷却冲击腔外侧的多个回转供气通道和设置在所述多个回转供气通道上的多个气膜孔，所述多个回转供气通道呈花洒状排布在冷却冲击腔外侧，形成以冷却冲击腔的中心为起点冷却气流沿回转供气通道向外辐射状延伸的花洒状结构，所述多个回转供气通道的起始端以圆形阵列形式连接在所述冷却冲击腔外侧，所述冷却单元中冷却气流由冷却冲击腔中心沿所述回转供气通道向外流动。
本发明所提供的花洒状涡轮叶片冷却单元，还具有这样的特征，所述回转供气通道的中心线为阿基米德曲线，所述阿基米德曲线的极坐标方程为r=a+b*θ，其中r为平面极坐标系中的半径坐标；θ为平面极坐标系中的角坐标；系数a为0.4mm-0.80mm；角坐标系数b为2.5mm-15.5mm。
本发明所提供的花洒状涡轮叶片冷却单元，还具有这样的特征，所述回转供气通道的横截面为矩形，所述回转供气通道的宽度t为0.4mm-1.0mm；厚度h为0.3mm-0.6mm。
本发明所提供的花洒状涡轮叶片冷却单元，还具有这样的特征，所述回转供气通道的四个棱边均做圆角处理，且圆角半径r为0.15mm-0.25mm。
本发明所提供的花洒状涡轮叶片冷却单元，还具有这样的特征，所述回转供气通道与所述冷却冲击腔的连接位置做圆角处理，背风面连接处圆角半径R1为0.30mm-0.85mm；迎风面连接处圆角半径R2为0.5mm-1.2mm。
本发明所提供的花洒状涡轮叶片冷却单元，还具有这样的特征，所述冷却气冲击孔为圆形扩张孔，所述冷却气冲击孔进口节流位置处直径D1为1.2mm-1.5mm,圆形扩张孔的扩张角α为8°-15°。
本发明所提供的花洒状涡轮叶片冷却单元，还具有这样的特征，所述冷却气冲击孔和所述冷却冲击腔垂直连接，所述冷却气冲击孔与所述冷却冲击腔的连接处做圆角处理，所述圆角半径R为0.20mm-0.85mm。
本发明所提供的花洒状涡轮叶片冷却单元，还具有这样的特征，所述冷却冲击腔为圆柱形腔体，腔体直径D2为3.0*D1-5.5*D1。
本发明所提供的花洒状涡轮叶片冷却单元，还具有这样的特征，所述冷却冲击腔的靶面上设有球面凸起，所述球面凸起结构的最大高度Hmax为0.15*h-0.55*h，所述球面凸起结构的直径Dmax为0.2*D2-0.95*D2。
本发明所提供的花洒状涡轮叶片冷却单元，还具有这样的特征，所述气膜孔倾斜设置在所述回转供气通道上，倾斜角β为35°-50°；所述气膜孔的直径D为0.25mm-0.50mm。
本发明所提供的花洒状涡轮叶片冷却单元，还具有这样的特征，单个回转供气通道上设有n个气膜孔，所述n个气膜孔的中心点分别设置在回转供气通道中心线的n等分点及单个回转供气通道末端的点上，其中，n≥2。
本发明的另一目的在于，提供一种带花洒状涡轮叶片冷却单元的涡轮叶片，所述涡轮叶片包括多个如前述任一项所述的冷却单元，多个冷却单元呈阵列排布在所述涡轮叶片的中弦区，相邻两冷却单元的径向间距S1为6mm-13mm，相邻两冷却单元之间的弦向间距S2为5.6mm-14mm。
本发明所提供的涡轮叶片，还具有这样的特征，所述多个冷却单元包括从气流沿顺时针由中心向外流动的顺时针冷却单元和气流沿逆时针由中心向外流动的逆时针冷却单元中选出的一种或多种。
有益效果
本发明所提供的一种花洒状涡轮叶片冷却单元，主要采用的是“冲击换热+旋流冲击换热+气膜冷却”三种冷却形式的复合冷却，该冷却单元具有流动损失小、内部换热强度高、外部气膜冷却效果好、气膜冷却稳定性高等特点，并且该冷却单元可以有效增加叶片内部换热强度，同时稳定均匀的进行气膜冷却，有效降低了叶片温度梯度，从而提高了叶片的承温能力。
本发明所提供的涡轮叶片，在不增加冷气用量的基础上，可进一步使冷却效率提升12.7%，大幅度地提高了涡轮叶片的承温能力。
附图说明
为了更清楚地说明本公开实施例的技术方案，下面将对实施例中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附仅仅是本公开的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其它的附图。
图1为本发明实施例中的单个回转供气通道二维截面示意图；
图2为本发明实施例中所提供的花洒状冷却通道的二维截面示意图；
图3为在图2的基础上回转供气通道上增加了倒圆的冷却通道结构示意图；
图4为本发明实施例中所提供的花洒状冷却通道三维示意图；
图5为本发明实施例中所提供的花洒状涡轮叶片冷却单元三维结构图与剖面图；
图6为图5中V-V截面的剖面图；
图7为本发明实施例中所提供的花洒状涡轮叶片冷却单元等轴侧视图；
图8为本发明实施例中所提供的花洒状涡轮叶片冷却单元的侧视图；
图9为本发明实施例中所提供的带有花洒状冷却单元的涡轮叶片的结构示意图；
图10为本发明另一实施例所提供的带有花洒状冷却单元的涡轮叶片结构示意图；
图11为本发明实施例中花洒状冷却单元内部冷却气体流动速度矢量图；
图12为本发明实施例所提供的花洒状冷却单元内部冷却气体的三维流线图；
图13为本发明实施例中带有花洒状冷却单元的涡轮叶片外壁面气膜冷却效率云图；
图14为现有技术中的双层壁冷却结构涡轮叶片外壁面气膜冷却效率云图，
其中，1：冷却气冲击孔；2：冷却冲击腔；3：回转供气通道；4：气膜孔；5：冷却单元；6：靶面；7：球面凸起结构；8：冷却冲击腔的外围轮廓线；9：回转供气通道的轮廓线；10：背风面连接处；11：迎风面连接处；12：涡轮叶片；13：中弦区；14：顺时针冷却单元；15：逆时针冷却单元。
具体实施方式
下面结合附图与实施例对本发明作进一步的详细说明，但应当说明的是，这些实施方式并非对本发明的限制，本领域普通技术人员根据这些实施方式所作的功能、方法、或者结构上的等效变换或替代，均属于本发明的保护范围之内。
在本发明实施例的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明创造和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明创造的限制。
此外，术语“第一”、“第二”、“第三”等仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性或者隐含指明所指示的技术特征的数量。由此，限定有“第一”、“第二”等的特征可以明示或者隐含地包括一个或者更多个该特征。在本发明创造的描述中，除非另有说明，“多个”的含义是两个或两个以上。
术语“安装”、“相连”、“连接”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通。对于本领域的普通技术人员而言，可以通过具体情况理解上述术语在本发明创造中的具体含义。
如图1-14所示，将冷却冲击腔以及回转供气通道形成的通道称为冷却通道。本实施例提供了一种花洒状涡轮叶片冷却单元5，所述冷却单元5包括冷却冲击腔2、设置在冷却冲击腔2中心位置的冷却气冲击孔1、连接在所述冷却冲击腔2外侧的多个回转供气通道3和设置在所述多个回转供气通道3上的多个气膜孔4，所述多个回转供气通道3呈花洒状排布在冷却冲击腔2外侧，形成以冷却冲击腔2的中心为起点冷却气流沿回转供气通道3向外辐射状延伸的花洒状结构，所述多个回转供气通道3的起始端以圆形阵列形式连接在所述冷却冲击腔2外侧，所述冷却单元5中冷却气流由冷却冲击腔2中心沿所述回转供气通道3向外流动。
上述实施例所提供的技术方案的冷却原理为：冷却气经冷却气冲冲击孔1进入冷却冲击腔2后，会在腔内形成强烈的射流冲击换热，使得换热效果急剧增强；然后气流再从冷却冲击腔2进入回转供气通道3，这时气流的流动方向不断发生偏转，产生旋流冲击不断冲刷回转供气通道3四周的壁面；最后气流再经气膜孔4流出，对外壁面形成气模冷却。
在部分实施例中，所述回转供气通道3的中心线为阿基米德曲线，所述阿基米德曲线的极坐标方程为r=a+b*θ，其中r为平面极坐标系中的半径坐标；θ为平面极坐标系中的角坐标；系数a为0.4mm-0.80mm；角坐标b为2.5mm-15.5mm。
在上述实施例中，基于阿基米德曲线的回转供气通道3一方面可以使得冷气的流动方向不断发生偏转，增强对冷气的扰动、削弱流动边界层的发展，从而起到显著增强内部换热强度的效果；另一方面回转供气通道3的流通面积几乎处处相等，不会产生额外的局部流动损失。
在部分实施例中，所述回转供气通道3的横截面为矩形，所述回转供气通道3的宽度t为0.4mm-1.0mm；厚度h为0.3mm-0.6mm。
在部分实施例中，所述回转供气通道3的四个棱边均做圆角处理，且圆角半径r为0.15mm-0.25mm。
在部分实施例中，所述回转供气通道3与所述冷却冲击腔2的连接位置做圆角处理，背风面连接处10圆角半径R1为0.30-0.85mm；迎风面连接处11圆角半径R2为0.5mm-1.2mm。
在部分实施例中，所述冷却气冲击孔1为圆形扩张孔，所述冷却气冲击孔1进口节流位置处直径D1为1.2mm-1.5mm,圆形扩张孔的扩张角ɑ为8°-15°。
在部分实施例中，所述冷却气冲击孔1和所述冷却冲击腔2垂直连接，所述冷却气冲击孔1与所述冷却冲击腔2的连接处做圆角处理，所述圆角半径R为0.20mm-0.85mm。
在部分实施例中，所述冷却冲击腔2为圆柱形腔体，腔体直径D2为3.0*D1-5.5*D1。
在部分实施例中，所述冷却冲击腔2的靶面6上设有球面凸起结构7，所述球面凸起结构7的最大高度Hmax为0.15*h-0.55*h，所述球面凸起结构的直径Dmax为0.2*D2-0.95*D2。
在上述实施例中，冷却气在经过冷却气冲击孔1进入冲却冲击腔2时会对靶面6上的球面凸起结构7产生冲击，冲击靶面6上的球面凸起结构7对气流具有显著的预旋效果，使得气流在进入回转供气通道3前产生强烈的螺旋式旋流，有助于强化回转供气通道3内的对流换热效果，同时还可以有助于减小气流的局部流动损失。
在部分实施例中，所述气膜孔4倾斜设置在所述回转供气通道3上，倾斜角为35°-50°；所述气膜孔4的直径D为0.25mm-0.50mm。
在部分实施例中，单个回转供气通道3上设有n个气膜孔4，所述n个气膜孔4的中心点分别设置在回转供气通道3中心线的n等分点及单个回转供气通道3末端的点上，其中，n≥2。
在部分实施例中，单个回转供气通道3上设有3个气膜孔，这三个气膜孔的中心点分别设置在回转供气通道3中心线的3等分点（两个点）及单个回转供气通道3末端的点上。
在上述实施例中，基于一条线段的n等分点为n-1个点，则在回转供气通道中心线的n等分点及末端设置气膜孔4，使得距离冷却冲击腔2中心点的相同半径位置处的各气膜孔4的冷气压力和冷气温度几乎一致，从而使得距离冷却冲击腔2中心点的相同半径位置处的各个气膜孔4的流量分配均匀、气膜孔4逆流裕度一致性好，从而增强气膜冷却效果与气膜冷却的稳定性。
在部分实施例中，提供一种带花洒状涡轮叶片冷却单元的涡轮叶片，所述涡轮叶片包括多个如前述任一项所述的冷却单元5，多个冷却单元5呈阵列排布在所述涡轮叶片12的中弦区13，相邻两冷却单元5的径向间距S1为6mm-13mm，相邻两冷却单元5之间的弦向间距S2为5.6mm-14mm。
在部分实施例中，所述多个冷却单元5包括从气流沿顺时针由中心向外流动的顺时针冷却单元14和气流沿逆时针由中心向外流动的逆时针冷却单元15中选出的一种或多种。
在部分实施例中，如图9所示，为在涡轮叶片12的中弦区13上仅设有沿顺时针由中心向外流动的顺时针冷却单元14。如图10所示，为在涡轮叶片12的中弦区13上同时设有沿顺时针由中心向外流动的顺时针冷却单元14以及沿逆时针由中心向外流动的逆时针冷却单元15。
在部分实施例中，带花洒状涡轮叶片冷却单元的涡轮叶片的制备步骤如下：
步骤一，参考图1-8，在XOY平面上绘制一条阿基米德曲线O1-O2-O3，其中阿基米德曲线的极坐标方程为极坐标方程为r=a+b*θ，a取为0.25mm、b取为6.5mm，其与X轴负方向交于O1点；再将曲线O1-O2-O3，分别两侧各偏置0.25mm，即可获得单个回转供气通道的轮廓线9；
步骤二，以原点O为圆心，作一直径D2为3.6mm的圆，其与阿基米德曲线O1-O2-O3交于A点，绘制的圆为冷气冲击腔的外围轮廓线8；通过O1点和A点两个点作一直线O1-A-M；再通过O1点与直线O1-A-M成30°夹角作一直线O1-N，其与阿基米德曲线O1-O2-O3交于B点；再通过O1点与直线O1-N成30°夹角作一直线O1-P，其与阿基米德曲线O1-O2-O3交于C点；类似地，再通过O1点与直线O1-P成30°夹角作一直线O1-Q，其与阿基米德曲线O1-O2-O3交于D点；根据β1-β3确定气膜孔4的中心点的位置，B点、C点和D点即为单个回转供气通道的轮廓线9上设置的气膜孔的中心点的位置，如图1所示；
步骤三，将上述步骤中绘制的单个回转供气通道3以原点O为中心圆形阵列绘制出如图2所示的六个回转供气通道3，删除多余的曲线后即可获得花洒状冷却通道的二维平面示意图；
步骤四，将步骤三形成的二维平面图沿着Z向拉伸0.40mm形成花洒状冷却通道三维结构，然后对所有棱边均做r为0.15mm的圆角处理；再将六个回转供气通道3的起始端与所述冷却冲击腔2的连接位置处均做圆角处理，且背风面连接处10圆角半径R1为0.65mm、迎风面连接处11圆角半径R2为0.50mm；然后在花洒状冷却通道上相应位置处分别设置18个孔径为0.40mm、倾斜角度α=35°的膜孔和一个节流位置直径D1=1.2mm、扩张角度θ=8°扩张型冷气供气孔，最终形成花洒状冷却单元5；
步骤五，将花洒状冷却单元5按径向间距S为10.5mm进行阵列排列，接着与叶片模型叶盆区域求差，得到带有花洒状冷却结构的涡轮叶片，如图9所示。
在另一实施例中，所提供的带花洒状涡轮叶片冷却单元的涡轮叶片的制备步骤如下：
步骤一，参考图1-8，在XOY平面上绘制一条阿基米德曲线O1-O2-O3，其中阿基米德曲线的极坐标方程为极坐标方程为r=a+b*θ，a取为0.30mm、b取为8.5mm，其与X轴负方向交于O1点；再将曲线O1-O2-O3，分别两侧各偏置0.30mm，即可获得单个回转供气通道的轮廓线9；
步骤二，以原点O为圆心，作一直径D2为4.0mm的圆，其与阿基米德曲线O1-O2-O3交于A点，绘制的圆为冷气冲击腔的外围轮廓线8；通过O1点和A点两个点作一直线O1-A-M；再通过O1点与直线O1-A-M成30°夹角作一直线O1-N，其与阿基米德曲线O1-O2-O3交于B点；再通过O1点与直线O1-N成30°夹角作一直线O1-P，其与阿基米德曲线O1-O2-O3交于C点；类似地，再通过O1点与直线O1-P成30°夹角作一直线O1-Q，其与阿基米德曲线O1-O2-O3交于D点；根据β1-β3确定气膜孔的中心点的位置，B点、C点和D点即为单个回转供气通道的轮廓线9上设置的气膜孔的中心点的位置，如图1所示；
步骤三，将上述步骤中绘制的单个回转供气通道3以原点O为中心通过圆形阵列绘制出如图2所示的六个回转供气通道3，删除多余的曲线后即可获得花洒状冷却通道的二维平面示意图；
步骤四，将步骤三形成的二维平面图沿着Z向拉伸0.45mm形成花洒状冷却通道三维结构，然后对所有棱边均做r为0.15mm的圆角处理；再将六个回转供气通道3的起始端与所述冷却冲击腔2的连接位置处均做圆角处理，且背风面连接处10圆角半径R1为0.65mm、迎风面连接处11圆角半径R2为0.55mm；然后在花洒状冷却通道上相应位置处设置18个孔径为0.35mm、倾斜角度α=35°的膜孔和一个节流位置直径D1=1.2mm、扩张角度θ=10°扩张型冷气供气孔，最终形成花洒状冷却单元5。
步骤五，将花洒状冷却单元5按径向间距S为11.6mm进行阵列排列，接着与叶片模型叶盆区域求差，得到带有花洒状冷却结构的涡轮叶片，如图10所示。
结合某型发动机涡轮导向叶片结构参数和冷气流动参数设计平板通道模型，并在此基础上通过采用三维数值仿真方法对常规双层壁涡轮叶片冷却结构和本发明实施例中的花洒状冷却单元5分别进行了内部冷却气体流动状态和换热性能的对比分析。图11和图12分别给出了通过三维数值仿真方法获得的本发明实施例中花洒状冷却单元5内部冷却气体流动速度矢量图和流线图，从图中可以看出，冷却气经冷却气冲击孔1进入冷却冲击腔2后，会在腔内形成强烈的射流冲击换热，使得换热效果急剧增强；然后气流再从冷却冲击腔2进入回转供气通道3，这时气流的流动方向不断发生偏转，产生螺旋式旋流冲击不断冲刷回转供气通道3四周的固体壁面。因此，本发明实施例所提供的花洒状冷却单元5具有内部换热效果强、气体流动损失小、冷却气流动均匀的特点，可以将冷气均匀地输送到涡轮叶片12的每个区域。如图13和14所示分别提供了在相同的冷气流量条件下本发明实施例中的带有花洒状冷却单元的涡轮叶片的外壁面和常规双层壁冷却结构涡轮叶片的外壁面的气膜冷却效率云图，从图中可以看出，由于本发明所提供的冷却单元的各气膜孔的流量分配更均匀、气膜孔逆流裕度一致性更好，使得本发明的单个气膜冷却效率比常规双层壁冷却的气膜冷却效率提高了12.7%。
综上所述，该冷却单元具有流动损失小、内部换热强度高、外部气膜冷却效果好、气膜冷却稳定性高等特点，并且该冷却单元可以有效增加叶片内部换热强度，同时稳定均匀的进行气膜冷却，有效降低了叶片温度梯度，从而提高了叶片的承温能力，在不增加冷气用量的基础上，可进一步使冷却效率提升12.7%，大幅度提高了涡轮叶片的承温能力。
以上所述仅为本发明的较佳实施例而已，并不用以限制本发明，凡在本发明的精神和原则之内所作的任何修改、等同替换和改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。以上所述仅是本发明的优选实施方式，应当指出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明技术原理的前提下，还可以做出若干改进和变型，这些改进和变型也应视为本发明的保护范围。

Claims (13)

1.一种花洒状涡轮叶片冷却单元，其特征在于，所述冷却单元包括冷却冲击腔、设置在冷却冲击腔中心位置的冷却气冲击孔、连接在所述冷却冲击腔外侧的多个回转供气通道和设置在所述多个回转供气通道上的多个气膜孔，
所述多个回转供气通道呈花洒状排布在冷却冲击腔外侧，形成以冷却冲击腔的中心为起点冷却气流沿回转供气通道向外辐射状延伸的花洒状结构，
所述多个回转供气通道的起始端以圆形阵列形式连接在所述冷却冲击腔外侧，
所述冷却单元中冷却气流由冷却冲击腔中心沿所述回转供气通道向外流动。
2.根据权利要求1所述的花洒状涡轮叶片冷却单元，其特征在于，所述回转供气通道的中心线为阿基米德曲线，所述阿基米德曲线的极坐标方程为r=a+b*θ，
其中，r为平面极坐标系中的半径坐标；θ为平面极坐标系中的角坐标；系数a为0.4mm-0.80mm；角坐标系数b为2.5mm-15.5mm。
3.根据权利要求1所述的花洒状涡轮叶片冷却单元，其特征在于，所述回转供气通道的横截面为矩形，所述回转供气通道的宽度t为0.4mm-1.0mm；厚度h为0.3mm-0.6mm。
4.根据权利要求3所述的花洒状涡轮叶片冷却单元，其特征在于，所述回转供气通道的四个棱边均做圆角处理，且圆角半径r为0.15mm-0.25mm。
5.根据权利要求1所述的花洒状涡轮叶片冷却单元，其特征在于，所述回转供气通道与所述冷却冲击腔的连接位置做圆角处理，背风面连接处圆角半径R1为0.30mm-0.85mm；迎风面连接处圆角半径R2为0.5mm-1.2mm。
6.根据权利要求3所述的花洒状涡轮叶片冷却单元，其特征在于，所述冷却气冲击孔为圆形扩张孔，所述冷却气冲击孔进口节流位置处直径D1为1.2mm-1.5mm,圆形扩张孔的扩张角α为8°-15°。
7.根据权利要求1所述的花洒状涡轮叶片冷却单元，其特征在于，所述冷却气冲击孔和所述冷却冲击腔垂直连接，所述冷却气冲击孔与所述冷却冲击腔的连接处做圆角处理，所述圆角半径R为0.20mm-0.85mm。
8.根据权利要求6所述的花洒状涡轮叶片冷却单元，其特征在于，所述冷却冲击腔为圆柱形腔体，腔体直径D2为3.0*D1-5.5*D1。
9.根据权利要求8所述的花洒状涡轮叶片冷却单元，其特征在于，所述冷却冲击腔的靶面上设有球面凸起结构，所述球面凸起结构的最大高度Hmax为0.15*h-0.55*h，所述球面凸起结构的直径Dmax为0.2*D2-0.95*D2。
10.根据权利要求1所述的花洒状涡轮叶片冷却单元，其特征在于，所述气膜孔倾斜设置在所述回转供气通道上，倾斜角β为35°-50°；所述气膜孔的直径D为0.25mm-0.50mm。
11.根据权利要求1所述的花洒状涡轮叶片冷却单元，其特征在于，单个回转供气通道上设有n个气膜孔，所述n个气膜孔的中心点分别设置在回转供气通道中心线的n等分点及单个回转供气通道末端的点上，其中，n≥2。
12.一种带花洒状涡轮叶片冷却单元的涡轮叶片，其特征在于，所述涡轮叶片包括多个如权利要求1-11任一项所述的冷却单元，多个冷却单元呈阵列排布在所述涡轮叶片的中弦区，相邻两冷却单元的径向间距S1为6mm-13mm，相邻两冷却单元之间的弦向间距S2为5.6mm-14mm。
13.根据权利要求12所述的涡轮叶片，其特征在于，所述多个冷却单元包括从气流沿顺时针由中心向外流动的顺时针冷却单元和气流沿逆时针由中心向外流动的逆时针冷却单元中选出的一种或多种。
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