CN116950722A - 一种具有多通道双射流旋流冷却结构的叶片及发动机 - Google Patents

Abstract

本发明公开的一种具有多通道双射流旋流冷却结构的叶片及发动机，属于燃气轮机和航空发动机技术领域。整体上采用双层壁式结构，在叶片前缘设置贯通叶高的前缘供气腔室和前缘旋流冷却腔，叶片前缘两侧通过冷却通道提供双射流，拥有更大的换热面积，使得壁面射流能够同时对前缘压力侧和前缘吸力侧进行高效冷却。从前缘旋流冷却腔中流出的冷却气能够同时在压力侧二次冷却通道和吸力侧二次冷却通道中形成壁面射流对前缘压力侧和前缘吸力侧进行二次冷却，提高了冷却气的利用率。各条冷却通道构成的相对独立的冷却结构单元，避免了前缘旋流冷却腔中的横流产生，从而使得冷却靶面的换热更加均匀。

Description

一种具有多通道双射流旋流冷却结构的叶片及发动机

技术领域

本发明属于燃气轮机和航空发动机技术领域，具体涉及一种具有多通道双射流旋流冷却结构的叶片及发动机。

背景技术

人们对环境保护和能源有效利用意识的增强，不断推动了能源与动力行业对更高性能、更高功率燃气轮机和航空发动机的需求。提高涡轮进口温度是满足这一需求的直接途径。燃气涡轮叶片是重要的热端部件，承受着极高的热负荷，尤其是叶片前缘面临着高温燃气的直接冲击，并且早已超过其基体材料的耐受温度。因此，需要更加高效的冷却技术以降低涡轮叶片工作时的温度，并延长其使用寿命。

现有涡轮动叶冷却方式主要包括内部冷却方式、外部冷却方式及复合冷却方式。用于叶片前缘的内部冷却形式有冲击冷却和旋流冷却。冲击冷却是利用冷气射流高速冲击前缘靶面，冷气速度在滞止点附近的高频变化会在该处产生强烈的对流换热，从而带走热量。旋流冷却是利用冷气射流在前缘腔室中形成的高速旋转运动以增强换热强度。

冲击、旋流冷却等冷却方案的缺点主要体现在，一方面冷气冲击靶面后产生的横流与冷气射流的掺混会降低冷气的冷却效率，另一方面横流会迫使冷气射流发生偏转使得冷气对目标靶面的冲击作用减弱，从而削弱换热强度。

发明内容

为了解决上述现有技术的缺陷，本发明的目的在于提供一种具有多通道双射流旋流冷却结构的叶片及发动机，结构设计合理，能够有效降低甚至是抑制前缘冷却腔室中横流影响，改善叶片前缘冷却效果。

本发明是通过以下技术方案来实现：

本发明公开了一种具有多通道双射流旋流冷却结构的叶片，包括设置在叶片内部的前缘双射流旋流冷却区、中弦冷却区和尾缘肋柱扰流冷却区；

前缘双射流旋流冷却区包括贯通叶高的前缘供气腔室和前缘旋流冷却腔，前缘供气腔室的两侧分别通过若干条压力侧冷却射流通道和吸力侧冷却射流通道与前缘旋流冷却腔连接；

中弦冷却区包括中弦供气腔室、中弦压力侧冷却通道和中弦吸力侧冷却通道；中弦压力侧冷却通道位于压力侧外层固壁与压力侧内层固壁之间，压力侧内层固壁上阵列排布有若干压力侧射流冲击孔；中弦吸力侧冷却通道位于吸力侧外层固壁与吸力侧内层固壁之间，吸力侧内层固壁上阵列排布有若干吸力侧射流冲击孔；中弦供气腔室通过压力侧射流冲击孔与中弦压力侧冷却通道连通，通过吸力侧射流冲击孔与中弦吸力侧冷却通道连通；中弦压力侧冷却通道和中弦吸力侧冷却通道内均设有若干肋柱；

尾缘肋柱扰流冷却区包括设在叶片尾缘内部的尾缘冷却通道，尾缘冷却通道内设有若干尾缘肋柱；

前缘旋流冷却腔的一侧通过压力侧二次冷却通道与中弦压力侧冷却通道连接，另一侧通过吸力侧二次冷却通道与中弦吸力侧冷却通道连接，压力侧二次冷却通道和吸力侧二次冷却通道均连接至尾缘冷却通道的起始端，尾缘冷却通道的末端与叶片上的冷却气出口连接。

优选地，中弦供气腔室包括若干被腔室隔板分隔的独立供气腔室，所述腔室隔板的两端分别与压力侧内层固壁和吸力侧内层固壁固定连接。

优选地，前缘旋流冷却腔和前缘供气腔室的内壁均为圆滑曲面。

优选地，前缘旋流冷却腔为圆柱形，压力侧冷却射流通道、吸力侧冷却射流通道、压力侧二次冷却通道和吸力侧二次冷却通道均设在前缘旋流冷却腔的切向上。

优选地，一条压力侧冷却射流通道、一条吸力侧冷却射流通道、一条压力侧二次冷却通道和一条吸力侧二次冷却通道构成一个冷却结构单元；压力侧二次冷却通道和吸力侧二次冷却通道位于压力侧冷却射流通道和吸力侧冷却射流通道的一侧。

优选地，一条压力侧冷却射流通道、一条吸力侧冷却射流通道、两条压力侧二次冷却通道和两条吸力侧二次冷却通道构成一个冷却结构单元；两条压力侧二次冷却通道分别位于压力侧冷却射流通道和吸力侧冷却射流通道的两侧，两条吸力侧二次冷却通道分别位于压力侧冷却射流通道和吸力侧冷却射流通道的两侧。

进一步优选地，压力侧冷却射流通道与吸力侧冷却射流通道的横截面积相等，叶根侧的压力侧二次冷却通道和吸力侧二次冷却通道的横截面积为压力侧冷却射流通道的30％～40％，叶顶侧的压力侧二次冷却通道和吸力侧二次冷却通道的横截面积为压力侧冷却射流通道的60％～70％。

优选地，压力侧冷却射流通道和吸力侧冷却射流通道位于同一高度；压力侧二次冷却通道和吸力侧二次冷却通道位于同一高度。

优选地，压力侧冷却射流通道、吸力侧冷却射流通道、压力侧二次冷却通道和吸力侧二次冷却通道相互平行。

本发明公开了一种发动机，包括若干上述的具有多通道双射流旋流冷却结构的叶片。

与现有技术相比，本发明具有以下有益的技术效果：

本发明公开的一种具有多通道双射流旋流冷却结构的叶片，整体上采用双层壁式结构，在叶片前缘设置贯通叶高的前缘供气腔室和前缘旋流冷却腔，叶片前缘两侧通过冷却通道提供双射流，拥有更大的换热面积，使得壁面射流能够同时对前缘压力侧和前缘吸力侧进行高效冷却。高速射入的冷气在旋流冷却腔室中形成大尺度漩涡，大尺度的漩涡在腔室中的高速旋转极大地削薄了壁面处热边界层的厚度；冷气漩涡较大的径向速度和压力梯度增强了冷气的动量交换，从而增大了冷气的湍流强度，使得换热强度显著增强。从前缘旋流冷却腔中流出的冷却气能够同时在压力侧二次冷却通道和吸力侧二次冷却通道中形成壁面射流对前缘压力侧和前缘吸力侧进行二次冷却，提高了冷却气的利用率。与传统的叶片内部双层壁结构相比，在前缘区域既保留了双层壁的结构优势，又规避了传统结构中前缘冲击冷却和前缘旋流冷却方式的横流不利影响。同时，各条冷却通道构成的相对独立的冷却结构单元，避免了前缘旋流冷却腔中的横流产生；相比于传统的前缘旋流冷却结构，本申请中相对独立的前缘旋流冷却腔室降低了周向运动的衰减速度，从而使得冷却靶面的换热更加均匀。在中弦冷却区，中弦供气腔室中的冷却气通过射流冲击孔冲击冷却压力侧外层固壁和吸力侧外层固壁，并通过肋柱扰流进一步增强冷却区的换热。在尾缘肋柱扰流冷却区，通过尾缘肋柱的扰流作用，冷却气带走尾缘区域的热量，最终流出叶片。

附图说明

图1是本发明的叶片的轮廓图；

图2是图1的A-A截面图；

图3是图1的B-B截面图；

图4是实施例1的冷却结构单元示意图；

图5是图1的A-A截面截断后叶片内部双层壁示意图；

图6是图1的B-B截面截断后叶片内部双层壁示意图；

图7是实施例2的冷却结构单元示意图；

图8是实施例3的冷却结构单元示意图；

图9是传统旋流冷却腔横向截面速度分布示意图；

图10是实施例1冷却射流通道横向截面速度分布示意图；

图11是实施例1二次冷却通道横向截面速度分布示意图；

图12是传统旋流冷却换热靶面努塞尔数分布示意图；

图13是实施例1压力侧换热靶面努塞尔数分布示意图；

图14是实施例1吸力侧换热靶面努塞尔数分布示意图；

图15是传统旋流冷却与本发明实施例1的前缘冷却腔室周向平均努塞尔数沿叶高方向的对比曲线图；

图16是传统旋流冷却与本发明实施例1的换热表面面积平均努塞尔数对比柱状图。

图中：1为前缘双射流旋流冷却区，2为前缘供气腔室，3为压力侧肋柱扰流冷却区，4为中弦第一供气腔室，5为中弦第二供气腔室，6为吸力侧肋柱扰流冷却区，7为尾缘肋柱扰流冷却区，8为冷却结构单元，9为压力侧冷却射流通道，10为吸力侧冷却射流通道，11为前缘旋流冷却腔，12为压力侧二次冷却通道，13为吸力侧二次冷却通道，14为压力侧内层固壁，15为吸力侧外层固壁，16为压力侧射流冲击孔，17为吸力侧射流冲击孔，18为尾缘肋柱，19为压力侧外层固壁，20为吸力侧内层固壁，21为吸力侧肋柱，22为压力侧肋柱。

具体实施方式

下面结合附图和具体实施例对本发明做进一步详细描述，其内容是对本发明的解释而不是限定：

本发明的具有多通道双射流旋流冷却结构的叶片，包括设置在叶片内部的前缘双射流旋流冷却区1、中弦冷却区和尾缘肋柱扰流冷却区7；

前缘双射流旋流冷却区1包括贯通叶高的前缘供气腔室2和前缘旋流冷却腔11，前缘供气腔室2的两侧分别通过若干条压力侧冷却射流通道9和吸力侧冷却射流通道10与前缘旋流冷却腔11连接；

中弦冷却区包括中弦供气腔室、中弦压力侧冷却通道和中弦吸力侧冷却通道；中弦压力侧冷却通道位于压力侧外层固壁19与压力侧内层固壁14之间，压力侧内层固壁14上阵列排布有若干压力侧射流冲击孔16；中弦吸力侧冷却通道位于吸力侧外层固壁15与吸力侧内层固壁20之间，吸力侧内层固壁20上阵列排布有若干吸力侧射流冲击孔17；中弦供气腔室通过压力侧射流冲击孔16与中弦压力侧冷却通道连通，通过吸力侧射流冲击孔17与中弦吸力侧冷却通道连通；中弦压力侧冷却通道和中弦吸力侧冷却通道内均设有若干肋柱；

尾缘肋柱扰流冷却区7包括设在叶片尾缘内部的尾缘冷却通道，尾缘冷却通道内设有若干尾缘肋柱18；

前缘旋流冷却腔11的一侧通过压力侧二次冷却通道12与中弦压力侧冷却通道连接，另一侧通过吸力侧二次冷却通道13与中弦吸力侧冷却通道连接，压力侧二次冷却通道12和吸力侧二次冷却通道13均连接至尾缘冷却通道的起始端，尾缘冷却通道的末端与叶片上的冷却气出口连接。

在本发明的一个较优的实施例中，中弦供气腔室包括若干被腔室隔板分隔的独立供气腔室，所述腔室隔板的两端分别与压力侧内层固壁14和吸力侧内层固壁20固定连接。

在本发明的一个较优的实施例中，前缘旋流冷却腔11和前缘供气腔室2的内壁均为圆滑曲面。

在本发明的一个较优的实施例中，前缘旋流冷却腔11为圆柱形，压力侧冷却射流通道9、吸力侧冷却射流通道10、压力侧二次冷却通道12和吸力侧二次冷却通道13均设在前缘旋流冷却腔11的切向上。

在本发明的一个较优的实施例中，一条压力侧冷却射流通道9、一条吸力侧冷却射流通道10、一条压力侧二次冷却通道12和一条吸力侧二次冷却通道13构成一个冷却结构单元8；压力侧二次冷却通道12和吸力侧二次冷却通道13位于压力侧冷却射流通道9和吸力侧冷却射流通道10的一侧。

在本发明的一个较优的实施例中，一条压力侧冷却射流通道9、一条吸力侧冷却射流通道10、两条压力侧二次冷却通道12和两条吸力侧二次冷却通道13构成一个冷却结构单元8；两条压力侧二次冷却通道12分别位于压力侧冷却射流通道9和吸力侧冷却射流通道10的两侧，两条吸力侧二次冷却通道13分别位于压力侧冷却射流通道9和吸力侧冷却射流通道10的两侧。

进一步优化的，压力侧冷却射流通道9与吸力侧冷却射流通道10的横截面积相等，叶根侧的压力侧二次冷却通道12和吸力侧二次冷却通道13的横截面积为压力侧冷却射流通道9的30％～40％，叶顶侧的压力侧二次冷却通道12和吸力侧二次冷却通道13的横截面积为压力侧冷却射流通道9的60％～70％。

在本发明的一个较优的实施例中，压力侧冷却射流通道9和吸力侧冷却射流通道10位于同一高度；压力侧二次冷却通道12和吸力侧二次冷却通道13位于同一高度。

在本发明的一个较优的实施例中，压力侧冷却射流通道9、吸力侧冷却射流通道10、压力侧二次冷却通道12和吸力侧二次冷却通道13相互平行。

本发明的发动机，包括若干上述具有多通道双射流旋流冷却结构的叶片。

上述具有多通道双射流旋流冷却结构的叶片在工作时：

前缘双射流旋流冷却区1中，前缘供气腔室2中的冷却气通过压力侧冷却射流通道9和吸力侧冷却射流通道10喷射进入前缘旋流冷却腔11；

前缘旋流冷却腔11中的冷却气冷却叶片前缘固壁的同时沿径向流动，然后折转90度进入压力侧二次冷却通道12和吸力侧二次冷却通道13，随后分别进入压力侧肋柱扰流冷却区3和吸力侧肋柱扰流冷却区6；

在压力侧肋柱扰流冷却区3中，中弦供气腔室中的冷却气通过压力侧射流冲击孔16冲击冷却压力侧外层固壁19，并通过压力侧肋柱2)扰流进一步增强冷却区的换热；同样地，在吸力侧肋柱扰流冷却区6中，中弦供气腔室中的冷却气通过吸力侧射流冲击孔17冲击冷却吸力侧外层固壁15，并通过吸力侧肋柱21扰流进一步增强冷却区的换热；

冷却气从压力侧肋柱扰流冷区3的出口和吸力侧肋柱扰流冷却区6的出口汇入尾缘肋柱扰流冷却区7；

在尾缘肋柱扰流冷却区7中，通过肋柱的扰流作用冷却气带走尾缘区的热量，最终从尾缘肋柱扰流冷却区7流出汇入主流燃气。

下面以一个具体实施例来对本发明进行进一步地解释说明：

如图1～图6所示，本实施例的具有多通道双射流旋流冷却结构的叶片，包括：前缘双射流旋流冷却区1、前缘供气腔室2、压力侧肋柱扰流冷却区3、中弦第一供气腔室4、中弦第二供气腔室5、吸力侧肋柱扰流冷却区6和尾缘肋柱扰流冷却区7。

如图2所示，前缘双射流冷却区1中沿叶高布置多个冷却结构单元8。

如图2、图5所示，前缘供气腔室2的出口分别与压力侧冷却射流通道9的进口和吸力侧冷却射流通道10的进口直接相连通；前缘旋流冷却腔11的进口分别与压力侧冷却射流通道9的出口和吸力侧冷却射流通道10的出口直接相连通。

如图3、图6所示，前缘旋流冷却腔11的出口分别与压力侧二次冷却通道12的进口和吸力侧二次冷却通道13的进口相连通；压力侧肋柱扰流冷却区3的进口和吸力侧肋柱扰流冷却区6的进口分别与压力侧二次冷却通道12的出口和吸力侧二次冷却通道13的出口相连通；压力侧冷却射流通道9、吸力侧冷却射流通道10、压力侧二次冷却通道12和吸力侧二次冷却通道13的通流横截面积相等。

如图2至图6所示，压力侧肋柱扰流冷却区3由压力侧外层固壁19和压力侧内层固壁14围成，中间由压力侧肋柱22相连接。吸力侧肋柱扰流冷却区6由吸力侧外层固壁15和吸力侧内层固壁20围成，中间由吸力侧肋柱21相连接。压力侧内层固壁14和吸力侧内层固壁20上分别开设有多列压力侧射流冲击孔16和吸力侧射流冲击孔17。压力侧肋柱扰流冷却区3通过压力侧射流冲击孔16与中弦第一供气腔室4和中弦第二供气腔室5相连通；吸力侧肋柱扰流冷却区6通过吸力侧射流冲击孔17与中弦第一供气腔室4和中弦第二供气腔室5相连通。尾缘肋柱扰流冷却区7由压力侧外层固壁19与吸力侧外层固壁20围成，中间由尾缘肋柱18相连接。尾缘肋柱扰流冷却区7的进口与压力侧肋柱扰流冷却区3的出口和吸力侧肋柱扰流冷却区6的出口相连通。

上述叶片的冷却方法如下：

如图2所示，前缘供气腔室2中的冷却气通过压力侧冷却射流通道9和吸力侧冷却射流通道10喷射入前缘旋流冷却腔11，箭头即表示冷却气的流动方向。冷却气在压力侧冷却射流通道9和吸力侧冷却射流通道10中高速流动以冲刷叶片外层固壁，实现对压力侧外层固壁19和吸力侧外层固壁15前缘区域的壁面冷却；冷却气进入前缘旋流冷却腔11中做高速旋流运动，热边界层受到流体旋转的剪切作用而被削弱变薄，进而大大强化了当地的换热强度，有效地降低了前缘区域的热负荷。

如图3所示，冷却气在前缘旋流冷却腔11中沿叶高方向流动，随后折转90度进入压力侧二次冷却通道12和吸力侧二次冷却通道13，同样在高速流动中会冲刷叶片外层固壁，再次对压力侧外层固壁19和吸力侧外层固壁15前缘区域实现壁面冷却。随后冷却气流出二次冷却通道，分别进入压力侧肋柱扰流冷区3和吸力侧肋柱扰流冷却区6。实现了冷却气的多次利用。

如图2和图3所示，在压力侧肋柱扰流冷却区3中，中弦第一供气腔室4和中弦第二供气腔室5中的冷却气通过压力侧射流冲击孔16冲击压力侧外层固壁19，实现对压力侧外层固壁19的冲击冷却；同样地，在吸力侧肋柱扰流冷却区6中，中弦第一供气腔室4和中弦第二供气腔室5中的冷却气通过吸力侧射流冲击孔17冲击吸力侧外层固壁15，实现对吸力侧外层固壁15的冲击冷却。

压力侧肋柱22和吸力侧肋柱21可以分别增强对压力侧肋柱扰流冷却区3和吸力侧肋柱扰流冷却区6中冷却气的扰动，增加冷却气的湍流特性，从而显著增强换热，同时还会增强叶片的结构强度。

冷却气最终会从压力侧肋柱扰流冷区3的出口和吸力侧肋柱扰流冷却区6的出口汇入尾缘肋柱扰流冷却区7。同样地，冷却气会在尾缘肋柱18的扰动作用下带走更多的热量，随后从尾缘流出汇入主流。

如图7所示，本实施例还提供一种冷却结构单元，冷却气在前缘旋流冷却腔11中沿叶高反方向流动，随后折转90度进入进入压力侧二次冷却通道12和吸力侧二次冷却通道13。这种冷却结构单元使动叶中前缘旋流冷却腔11中冷却气的径向流动方向与所受离心力方向相反。

如图8所示，本发明还提供一种冷却结构单元，在压力侧和吸力侧各有两个二次冷却通道，冷却气在前缘旋流冷却腔11中沿叶高方向及叶高反方向同时流动，随后折转90度分别进入压力侧二次冷却通道12和吸力侧二次冷却通道13。与上述两种冷却结构单元不同的是，此冷却结构单元中具有更高的前缘旋流冷却腔11，因此在涡轮叶片前缘将拥有更大的换热面积，从而增强换热效果。此外，由于冷却气在前缘旋流冷却腔11中有沿叶高反方向的流动，为了保证二次冷却通道中冷却气流动的一致性，靠近叶顶的二次冷却通道的横截面积设计为冷却射流通道横截面积的30％～40％，靠近叶根的二次冷却通道的横截面积设计为冷却射流通道横截面积的60％～70％。

如图9、图10所示，与传统旋流冷却相比，本发明结构中的前缘双射流能够增强前缘旋流冷却腔11中冷却气的旋流特性，增大壁面附近的速度梯度，进一步削弱边界层厚度，从而提高换热靶面的冷却性能。

如图11所示，从前缘旋流冷却腔11中流出的冷却气能够同时在压力侧二次冷却通道和吸力侧二次冷却通道中形成壁面射流对前缘压力侧和前缘吸力侧进行二次冷却，提高了冷却气的利用率。

如图12至16所示，与传统旋流冷却相比，本发明结构中的换热面积增加约25％，因此可以使涡轮叶片前缘区拥有更广的冷却区域；而且本发明结构中换热表面的面积平均努塞尔数比传统旋流冷却高出约9％，这意味着本发明提出的一种用于燃气透平叶片的多通道双射流旋流冷却结构整体上具有更优越的冷却性能。同时，本发明结构中，相对独立的冷却结构单元的设计避免了前缘冷却腔室中的横流产生，从而使得冷却靶面的换热更加均匀；相比之下，传统的旋流冷却中横流流动的影响，降低了冷却射流的利用率，恶化了腔室表面的换热均匀性。

以上所述，仅为本发明实施方式中的部分，本发明中虽然使用了部分术语，但并不排除使用其它术语的可能性。使用这些术语仅仅是为了方便的描述和解释本发明的本质，把它们解释成任何一种附加的限制都是与本发明精神相违背的。以上所述仅以实施例来进一步说明本发明的内容，以便于更容易理解，但不代表本发明的实施方式仅限于此，任何依本发明所做的技术延伸或再创造，均受本发明的保护。

Claims (10)

1.一种具有多通道双射流旋流冷却结构的叶片，其特征在于，包括设置在叶片内部的前缘双射流旋流冷却区(1)、中弦冷却区和尾缘肋柱扰流冷却区(7)；

前缘双射流旋流冷却区(1)包括贯通叶高的前缘供气腔室(2)和前缘旋流冷却腔(11)，前缘供气腔室(2)的两侧分别通过若干条压力侧冷却射流通道(9)和吸力侧冷却射流通道(10)与前缘旋流冷却腔(11)连接；

中弦冷却区包括中弦供气腔室、中弦压力侧冷却通道和中弦吸力侧冷却通道；中弦压力侧冷却通道位于压力侧外层固壁(19)与压力侧内层固壁(14)之间，压力侧内层固壁(14)上阵列排布有若干压力侧射流冲击孔(16)；中弦吸力侧冷却通道位于吸力侧外层固壁(15)与吸力侧内层固壁(20)之间，吸力侧内层固壁(20)上阵列排布有若干吸力侧射流冲击孔(17)；中弦供气腔室通过压力侧射流冲击孔(16)与中弦压力侧冷却通道连通，通过吸力侧射流冲击孔(17)与中弦吸力侧冷却通道连通；中弦压力侧冷却通道和中弦吸力侧冷却通道内均设有若干肋柱；

尾缘肋柱扰流冷却区(7)包括设在叶片尾缘内部的尾缘冷却通道，尾缘冷却通道内设有若干尾缘肋柱(18)；

前缘旋流冷却腔(11)的一侧通过压力侧二次冷却通道(12)与中弦压力侧冷却通道连接，另一侧通过吸力侧二次冷却通道(13)与中弦吸力侧冷却通道连接，压力侧二次冷却通道(12)和吸力侧二次冷却通道(13)均连接至尾缘冷却通道的起始端，尾缘冷却通道的末端与叶片上的冷却气出口连接。

2.根据权利要求1所述的具有多通道双射流旋流冷却结构的叶片，其特征在于，中弦供气腔室包括若干被腔室隔板分隔的独立供气腔室，所述腔室隔板的两端分别与压力侧内层固壁(14)和吸力侧内层固壁(20)固定连接。

3.根据权利要求1所述的具有多通道双射流旋流冷却结构的叶片，其特征在于，前缘旋流冷却腔(11)和前缘供气腔室(2)的内壁均为圆滑曲面。

4.根据权利要求1所述的具有多通道双射流旋流冷却结构的叶片，其特征在于，前缘旋流冷却腔(11)为圆柱形，压力侧冷却射流通道(9)、吸力侧冷却射流通道(10)、压力侧二次冷却通道(12)和吸力侧二次冷却通道(13)均设在前缘旋流冷却腔(11)的切向上。

5.根据权利要求1所述的具有多通道双射流旋流冷却结构的叶片，其特征在于，一条压力侧冷却射流通道(9)、一条吸力侧冷却射流通道(10)、一条压力侧二次冷却通道(12)和一条吸力侧二次冷却通道(13)构成一个冷却结构单元(8)；压力侧二次冷却通道(12)和吸力侧二次冷却通道(13)位于压力侧冷却射流通道(9)和吸力侧冷却射流通道(10)的一侧。

6.根据权利要求1所述的具有多通道双射流旋流冷却结构的叶片，其特征在于，一条压力侧冷却射流通道(9)、一条吸力侧冷却射流通道(10)、两条压力侧二次冷却通道(12)和两条吸力侧二次冷却通道(13)构成一个冷却结构单元(8)；两条压力侧二次冷却通道(12)分别位于压力侧冷却射流通道(9)和吸力侧冷却射流通道(10)的两侧，两条吸力侧二次冷却通道(13)分别位于压力侧冷却射流通道(9)和吸力侧冷却射流通道(10)的两侧。

7.根据权利要求6所述的具有多通道双射流旋流冷却结构的叶片，其特征在于，压力侧冷却射流通道(9)与吸力侧冷却射流通道(10)的横截面积相等，叶根侧的压力侧二次冷却通道(12)和吸力侧二次冷却通道(13)的横截面积为压力侧冷却射流通道(9)的30％～40％，叶顶侧的压力侧二次冷却通道(12)和吸力侧二次冷却通道(13)的横截面积为压力侧冷却射流通道(9)的60％～70％。

8.根据权利要求1所述的具有多通道双射流旋流冷却结构的叶片，其特征在于，压力侧冷却射流通道(9)和吸力侧冷却射流通道(10)位于同一高度；压力侧二次冷却通道(12)和吸力侧二次冷却通道(13)位于同一高度。

9.根据权利要求1所述的具有多通道双射流旋流冷却结构的叶片，其特征在于，压力侧冷却射流通道(9)、吸力侧冷却射流通道(10)、压力侧二次冷却通道(12)和吸力侧二次冷却通道(13)相互平行。

10.一种发动机，其特征在于，包括若干权利要求1～9任意一项所述的具有多通道双射流旋流冷却结构的叶片。