一种串联式旋流冲击涡轮叶片冷却单元及涡轮叶片的制作方法

1.本发明属于航空发动机涡轮叶片技术领域，具体涉及一种串联式旋流冲击涡轮叶片冷却单元及涡轮叶片。


背景技术：

2.尾缘是涡轮叶片典型的高温部位，是最容易受热腐蚀而损坏的部位之一，其冷却结构的设计难度非常突出，主要原因是：1）叶片后部燃气侧流动往往已发展为湍流，使该部位外表面的换热强度很大，同时叶片吸力面的气膜冷却却往往在前部，对后部产生的影响已经很小；2）在叶片内部，冷却气体经途中吸热到达尾部时温度也相对较高，冷却作用也相对较小；3）尾缘几何尺寸较小，可以选择的内部冷却方式有限。因此，扰流柱排是尾缘区域常用的一种内部强化传热结构，尤其是叉排圆形扰流柱结构在叶片冷却结构设计中应用更为广泛。
3.对于叉排圆形扰流柱结构这一常规尾缘内部冷却结构，其流动传热特点主要是：1）强化对流动的扰动，主要是扰流柱前缘根部的马蹄涡效应、扰流柱后部的卡门涡街效应、端壁边界层和扰流柱面边界层的相互干扰三者的叠加影响，会对流动产生很大的扰动，从未强化流体与柱面及端壁的对流传热；2)扰流柱前缘正对来流，相当于冲击传热的作用，具有很高的传热效果；3）扰流柱后部通常由于出现流动分离形成漩涡区，该区域的流动速度一般较低，传热强度也相对较低。因此扰流柱结构具有换热强度高、流动损失大等特点。文献《航空发动机气冷涡轮叶片冷却结构研究进展》（《推进技术》）的研究结果表明，随着航空发动机燃气温度的不断提高，常规的尾缘冷却结构的冷却能力逐渐地趋于极限，高压涡轮叶片烧蚀现象时常出现在尾缘区域。
4.在叶片尾缘冷却结构设计时，通常需要权衡压力损失与传热效果，在尽量减小内部气流压力损失的情况下，往往会选取更高换热效果的冷却结构。
5.因此，在先进高性能航空发动机的研制过程中需要提供一种高效冷却的涡轮叶片尾缘以保证涡轮叶片的稳定工作。


技术实现要素：

6.为了解决上述问题，本发明提供了一种布置在涡轮叶片尾缘区域的串联式旋流冲击高效冷却结构，用以实现强化叶片尾缘区域内部对流换热效果，从而达到提高叶片冷却效率、提高叶片承温能力的目的。
7.为了实现上述目的，本发明提供了如下技术方案，提供一种串联式旋流冲击涡轮叶片冷却单元，所述冷却单元包括按照冷却气流动方向顺次平滑连接的进口平直段、用于使冷却空气产生加速且流动方向发生偏转的收缩型预旋腔、用于产生旋流冲击换热的多组串联式旋流腔组件、扩张型过渡段和出口平直段，所述串联式旋流腔组件包括用于产生顺时针旋流冲击的正向旋流腔和用于产生逆时针旋流冲击的反向旋流腔。
8.本发明所提供的串联式旋流冲击涡轮叶片冷却单元，还具有这样的特征，所述进
口平直段的高度h为0.65-1.8mm，所述进口平直段的长度l为1.55*h-1.95*h。
9.本发明所提供的串联式旋流冲击涡轮叶片冷却单元，还具有这样的特征，所述收缩型预旋腔的外侧横截面由水平直线段和圆弧段构成，收缩型预旋腔的外侧横截面的圆弧段的半径r1为1.02*h-1.45*h；缩型预旋腔的外侧横截面的水平直线段为所述进口平直段下端边的延长线的一部分，收缩型预旋腔的外侧横截面的水平直线段的水平长度l1为0.5*r1-0.95*r1，收缩型预旋腔的外侧横截面的圆弧段与收缩型预旋腔的外侧横截面的水平直线段相切于所述收缩型预旋腔的外侧横截面的水平直线段靠近串联式旋流腔组件一侧的端点。
10.本发明所提供的串联式旋流冲击涡轮叶片冷却单元，还具有这样的特征，所述收缩型预旋腔冷却气进气内侧横截面形状为圆弧段，收缩型预旋腔冷却气进气内侧横截面的圆弧段的半径r为0.65*r1-0.95*r1，所述收缩型预旋腔冷却气进气内侧横截面的圆弧段与所述进口平直段上端边相切；所述收缩型预旋腔冷却气出口处背风侧横截面形状为圆弧段，且收缩型预旋腔冷却气出口处背风侧横截面的圆弧段的半径r1-0为1.05*r1-2.25*r1，所述收缩型预旋腔冷却气出口处背风侧横截面的圆弧段的圆心与所述收缩型预旋腔进气外侧横截面圆弧段的圆心重合。
11.本发明所提供的串联式旋流冲击涡轮叶片冷却单元，还具有这样的特征，所述收缩型预旋腔的出口节流位置的宽度t1为0.25*h-0.35*h。
12.本发明所提供的串联式旋流冲击涡轮叶片冷却单元，还具有这样的特征，在靠近所述收缩型预旋腔的第一组串联式旋流腔组件中，所述正向旋流腔的中心点与所述收缩型预旋腔的外侧横截面的圆弧段圆心的水平距离l2为0.55*r1-1.65*r1，竖直距离h1为0.45*r1-1.75*r1；所述正向旋流腔的内侧横截面为圆弧段，正向旋流腔的内侧横截面圆弧段的半径r2为0.85*r1-1.15*r1，正向旋流腔的内侧横截面圆弧段的圆心与正向旋流腔的中心点重合；所述正向旋流腔的外侧横截面为圆弧段，正向旋流腔的外侧横截面圆弧段的半径r2-0为1.05*r2-2.25*r2，正向旋流腔的外侧横截面圆弧段的圆心与正向旋流腔的中心点重合；所述正向旋流腔的出口节流位置处的宽度t2为0.80*t1-1.05*t1。
13.本发明所提供的串联式旋流冲击涡轮叶片冷却单元，还具有这样的特征，在靠近所述收缩型预旋腔的第一组串联式旋流腔组件中，所述反向旋流腔的中心点与所述收缩型预旋腔的外侧横截面的圆弧段的圆心在同一竖直位置，水平距离l3为1.20*r1-1.95*r1；所述反向旋流腔的内侧横截面为圆弧段，反向旋流腔的内侧横截面圆弧段的半径r3为0.85*r1-1.15*r1，反向旋流腔的内侧横截面圆弧段的圆心与所述反向旋流腔的中心点重合；所述反向旋流腔的外侧横截面为圆弧段，反向旋流腔的外侧横截面圆弧段的半径r3-0为1.05*r2-2.25*r2，反向旋流腔的外侧横截面圆弧段的圆心与所述反向旋流腔的中心点重合。本发明所提供的串联式旋流冲击涡轮叶片冷却单元，还具有这样的特征，在串联式旋流腔组件数量不为1时，当反向旋流腔出口连接下一组串联式旋流腔组件时，该反向旋流腔出口节流位置处的宽度t3=t2，当反向旋流腔为最后一组串联式旋流组件中的反向旋流腔时，该反向旋流腔节流出口位置的宽度t3=1.05*t1-1.35*t1。
14.本发明所提供的串联式旋流冲击涡轮叶片冷却单元，还具有这样的特征，所述多
组串联式旋流腔组件中的相邻两组的正向旋流腔中心处于同一竖直位置，相邻两组的反向旋流腔中心处于同一竖直位置。
15.本发明所提供的串联式旋流冲击涡轮叶片冷却单元，还具有这样的特征，第n组串联式旋流腔组件中正向旋流腔中心点与第n-1组串联式旋流腔组件的正向旋流腔中心点的水平距离dn为：第n组串联式旋流腔组件中反向旋流腔中心点与第n 1组串联式旋流腔组件的反向旋流腔中心点的水平距离sn为：其中，d
n-1
为第n-2组串联式旋流腔组件的正向旋流腔中心点与第n-1组串联式旋流腔组件的正向旋流腔中心点的水平距离；l3为第一组串联式旋流腔组件中反向旋流腔的中心点与进气外侧横截面圆弧段的圆心之间的距离。
16.本发明所提供的串联式旋流冲击涡轮叶片冷却单元，还具有这样的特征，所述多组串联式旋流腔组件的形状相同。
17.本发明所提供的串联式旋流冲击涡轮叶片冷却单元，还具有这样的特征，所述扩张型过渡段内侧横截面与外侧横截面均为圆弧段。
18.本发明所提供的串联式旋流冲击涡轮叶片冷却单元，还具有这样的特征，所述出口平直段的高度h2为0.65*h-0.98*h，所述出口平直段的长度l10为1.05*h2-1.95*h2。
19.本发明所提供的串联式旋流冲击涡轮叶片冷却单元，还具有这样的特征，所述冷却单元的冷却通道厚度t为0.3-1.2mm。
20.本发明的另一目的在于，提供一种涡轮叶片，所述涡轮叶片包括设置在尾缘处的按阵列排布的多个串联式旋流冲击涡轮叶片冷却单元，所述多个串联式旋流冲击涡轮叶片冷却单元为前述任一项所述的冷却单元，所述多个串联式旋流冲击涡轮叶片冷却单元的径向距离s为2.5-4.0mm。
21.有益效果本发明提供的串联式旋流冲击涡轮叶片冷却单元，设置了多组串联式旋流腔组件，每组串联式旋流组件均包括正向旋流腔和反向旋流腔，以使得冷却气流可以依次交替地产生正向高速旋流冲击和反向高速旋流冲击，从而使得内部通道的换热效果显著增强；该冷却单元设有反复收扩的冷却通道，冷却气的流动路径更长，有效增加了冷气与涡轮叶片尾缘内部通道的对流换热面积，与常规叶片尾缘冷却结构相比，本发明结构紧凑度更高，可以提供更丰富的一次传热面积。
22.本发明所提供的涡轮叶片与带有尾缘常规冷却结构的涡轮叶片相比，设置在尾缘部分的多个串联式旋流冲击涡轮叶片冷却单元互相之间为独立的单元体式结构，避免了各冷却单元间气流的相互干涉，既消除了相邻单元体间冷却气流的相互撞击和掺混，也避免了相邻单元体间冷却气体间回流、串流等问题，可以有效地减小气体的流动损失。并且在尾缘区设置的多个串联式旋流冲击冷却单元，既整体增加了尾缘区的内部换热强度，强化了内部的冷却效果，同时又增大叶片压力面与吸力面的连接面积，使得尾缘处压力面与吸力
面间的导热增强平衡二者间的温度分布，有效减小了叶片尾缘处的温度梯度，达到了减小热应力、有效改善强度的效果。
附图说明
23.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，下面描述中的附图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。
24.图1是本发明实施例中串联式旋流冲击涡轮叶片冷却单元二维结构图；图2是本发明实施例中串联式旋流冲击涡轮叶片冷却单元的二维截面参数示意图；图3a为图2中分割线q-q的左侧表直径的放大图；图3b为图2中分割线q-q的左侧表距离的放大图；图4为图2中分割线q-q的右侧放大图；图5是本发明实施例中串联式旋流冲击涡轮叶片冷却单元三维立体图；图6是图5所提供的串联式旋流冲击涡轮叶片冷却单元应用于航空发动机涡轮叶片尾缘区域示意图；图7是图5所提供的串联式旋流冲击涡轮叶片冷却单元内部气体流动的中截面速度矢量图；图8是图5所提供的串联式旋流冲击叶片冷却结构的综合换热性能参数η随进口雷诺数re的变化曲线；图9是本发明另一实施例中所提供的串联式旋流冲击涡轮叶片冷却单元三维立体图；图10是图9所提供的串联式旋流冲击涡轮叶片冷却单元应用于航空发动机涡轮叶片尾缘区域示意图；图11是图9所提供的串联式旋流冲击涡轮叶片冷却单元内部气体流动的中截面速度矢量图，其中，1：进口平直段；2：收缩型预旋腔；201：收缩型预旋腔的外侧横截面；202：收缩型预旋腔冷却气进气内侧横截面；203：收缩型预旋腔冷却气出口处背风侧横截面；3：第一旋流腔；301：第一旋流腔内侧的横截面；302：第一旋流腔外侧的横截面；4：第一反向旋流腔；401：第一反向旋流腔内侧的横截面；402：第一反向旋流腔外侧的横截面；5：第二旋流腔；6：第二反向旋流腔；7：第三旋流腔；8：第三反向旋流腔；9：扩张型过渡段；901：扩张型过渡段的内侧横截面；902：扩张型过渡段的外侧横截面；10：出口平直段；11：涡轮叶片；12：尾缘；13：结构均匀的串联式旋流冲击涡轮叶片冷却单元；14：不均匀串联式旋流冲击涡轮叶片冷却单元。
具体实施方式
25.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。
26.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。
27.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。
28.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。
29.如图1所示，提供一种串联式旋流冲击涡轮叶片冷却单元，所述冷却单元包括按照冷却气流动方向顺次平滑连接的进口平直段1、用于使冷却空气产生加速且流动方向发生偏转的收缩型预旋腔2、用于产生旋流冲击换热的多组串联式旋流腔组件、扩张型过渡段9和出口平直段10，所述串联式旋流腔组件包括用于产生顺时针旋流冲击的正向旋流腔和用于产生逆时针旋流冲击的反向旋流腔。
30.在部分实施例中，所述进口平直段1的高度h为0.65-1.8mm，所述进口平直段的长度l为1.55*h-1.95*h。
31.在部分实施例中，所述收缩型预旋腔的外侧横截面201由水平直线段和圆弧段构成，收缩型预旋腔的外侧横截面201的圆弧段的半径r1为1.02*h-1.45*h；收缩型预旋腔的外侧横截面201的水平直线段为所述进口平直段1下端边的延长线的一部分，收缩型预旋腔的外侧横截面201的水平直线段的水平长度l1为0.5*r1-0.95*r1，收缩型预旋腔的外侧横截面201的圆弧段与收缩型预旋腔的外侧横截面201的水平直线段相切于所述收缩型预旋腔的外侧横截面201的水平直线段靠近串联式旋流腔组件一侧的端点。
32.在部分实施例中，所述收缩型预旋腔冷却气进气内侧横截面202形状为圆弧段，收缩型预旋腔冷却气进气内侧横截面202的圆弧段的半径r为0.65*r1-0.95*r1，所述收缩型预旋腔冷却气进气内侧横截面202的圆弧段与所述进口平直段1上端边相切；如图3a所示，收缩型预旋腔冷却气进气内侧横截面202的圆弧段的圆心为o，所述收缩型预旋腔冷却气出口处背风侧横截面203形状为圆弧段，且收缩型预旋腔冷却气出口处背风侧横截面203的圆弧段的半径r
1-0
为1.05*r1-2.25*r1，所述收缩型预旋腔冷却气出口处背风侧横截面203的圆弧段与所述进口平直段1上端边相切，所述收缩型预旋腔冷却气出口处背风侧横截面203的圆弧段的圆心o与所述收缩型预旋腔的外侧横截面201圆弧段的圆心重合。
33.在部分实施例中，所述收缩型预旋腔2的出口节流位置的宽度t1为0.25*h-0.35*h。
34.在部分实施例中，在靠近所述收缩型预旋腔2的第一组串联式旋流腔组件中，所述正向旋流腔的中心点与所述收缩型预旋腔的外侧横截面201的圆弧段圆心的水平距离l2为0.55*r1-1.65*r1，竖直距离h1为0.45*r1-1.75*r1；所述正向旋流腔内侧横截面为圆弧段，
正向旋流腔的内侧横截面圆弧段的半径r2为0.85*r1-1.15*r1，正向旋流腔的内侧横截面圆弧段的圆心与正向旋流腔的中心点重合；所述正向旋流腔的外侧横截面为圆弧段，正向旋流腔的外侧横截面圆弧段的半径r
2-0
为1.05*r2-2.25*r2，正向旋流腔的外侧横截面圆弧段的圆心与正向旋流腔的中心点重合；所述正向旋流腔的出口节流位置处的宽度t2为0.80*t1-1.05*t1。
35.在部分实施例中，在靠近所述收缩型预旋腔2的第一组串联式旋流腔组件中，所述反向旋流腔的中心点与所述收缩型预旋腔的外侧横截面201的圆弧段的圆心在同一竖直位置，水平距离l3为1.20*r1-1.95*r1；所述反向旋流腔的内侧横截面为圆弧段，反向旋流腔的内侧横截面圆弧段的半径r3为0.85*r1-1.15*r1，反向旋流腔的内侧横截面圆弧段的圆心与所述反向旋流腔的中心点重合；所述反向旋流腔的外侧横截面为圆弧段，反向旋流腔的外侧横截面圆弧段的半径r
3-0
为1.05*r2-2.25*r2，反向旋流腔的外侧横截面圆弧段的圆心与所述反向旋流腔的中心点重合。
36.在部分实施例中，在串联式旋流腔组件数量不为1时，当该反向旋流腔出口连接下一组串联式旋流腔组件时，该反向旋流腔出口节流位置处的宽度t3=t2，当该反向旋流腔为最后一组串联式旋流组件中的反向旋流腔时，则该反向旋流腔节流出口位置的宽度t3=1.05*t1-1.35*t1。
37.在部分实施例中，所述多组串联式旋流腔组件中的相邻两组的正向旋流腔中心处于同一竖直位置，相邻两组的反向旋流腔中心处于同一竖直位置。
38.在部分实施例中，第n组串联式旋流腔组件中正向旋流腔中心点与第n-1组串联式旋流腔组件的正向旋流腔中心点的水平距离dn为：第n组串联式旋流腔组件中反向旋流腔中心点与第n 1组串联式旋流腔组件的反向旋流腔中心点的水平距离sn为：其中，d
n-1
为第n-2组串联式旋流腔组件的正向旋流腔中心点与第n-1组串联式旋流腔组件的正向旋流腔中心点的水平距离；l3为第一组串联式旋流腔组件中反向旋流腔的中心点与进气外侧横截面圆弧段的圆心之间的距离。
39.在部分实施例中，所述多组串联式旋流腔组件的形状相同。
40.在部分实施例中，如图2所示，所提供的串联式旋流冲击涡轮叶片冷却单元设有三组形状相同的串联式旋流腔组件，形成结构均匀的串联式旋流冲击涡轮叶片冷却单元13，此时，三组串联式旋流腔组件中的正向旋流腔和反向旋流腔依次设为第一旋流腔3、第一反向旋流腔4、第二旋流腔5、第二反向旋流腔6、第三旋流腔7和第三反向旋流腔8。
41.在上述实施例中，如图3a、图3b以及图4-图7所示，第一旋流腔3中心点p2与所述收缩型预旋腔2的中心点p1的水平距离l2为0.55*r1-1.65*r1，竖直距离h1为0.45*r1-1.75*r1;第一旋流腔内侧的横截面301形状为圆弧段，且所述圆弧段的半径r2为0.85*r1-1.15*r1,所述圆弧段的圆心位于所述第一旋流腔3的中心点p2；第一旋流腔外侧的横截面302形状为圆弧段，且所述圆弧段的半径r
2-o
为1.05*r2-2.25*r2,所述圆弧段的圆心位于所述第
一旋流腔3的中心点；第一旋流腔3的出口节流位置处的距离为t2为0.80* t1-1.05* t1。第一反向旋流腔4的中心点p3与所述收缩型预旋腔2的中心点p1在同一竖直位置、水平距离l3为1.20*r1-1.95*r1;第一反向旋流腔内侧的横截面401形状为圆弧段，且所述圆弧段的半径r3=r1,所述圆弧段的圆心位于所述第一反向旋流腔4的中心点p3；第一反向旋流腔外侧的横截面402形状为圆弧段，且所述圆弧段的半径r
3-o
=r
1-o
,所述圆弧段的圆心位于第一反向旋流腔4的中心点p3；第一反向旋流腔4的出口节流位置处的距离为t3=t2。为了表述方便，第二组串联式旋流腔组件中正向旋流腔与第一组串联式旋流腔组件的正向旋流腔中心点的水平距离d2记为l4，第三组串联式旋流腔组件中正向旋流腔与第二组串联式旋流腔组件的正向旋流腔中心点的水平距离d3记为l6；第二组串联式旋流腔组件中反向旋流腔与第一组串联式旋流腔组件的反向旋流腔中心点的水平距离s2记为l5，第三组串联式旋流腔组件中反向旋流腔与第二组串联式旋流腔组件的反向旋流腔中心点的水平距离s3记为l6。则，第二旋流腔5的形状与所述第一旋流腔3的形状相同，且第二旋流腔5的中心点p4与所述第一旋流腔3的中心点p2在同一竖直位置，且两者之间的水平距离l4=l3；所述第二旋流腔5的出口节流位置处的距离为t4=t2。第二反向旋流腔6的形状与所述第一反向旋流腔4的形状相同，且第二反向旋流腔6的中心点p5与所述第一反向旋流腔4的中心点p3在同一竖直位置，且两者之间的水平距离l5=l3；第二反向旋流腔6的出口节流位置处的距离为t5=t2。所述第三旋流腔7的形状与所述第二旋流腔5的形状相同，且所述第三旋流腔7的中心点p6与所述第二旋流腔5的中心点p4在同一竖直位置，且两者之间的水平距离l6=l4；第三旋流腔7的出口节流位置处的距离为t6=t2。第三反向旋流腔8的形状与所述第二反向旋流腔6的形状相同，且所述第三反向旋流腔8的中心点p7与所述第二反向旋流腔6的中心点p5在同一竖直位置，且两者之间的水平距离l7=l3；第三反向旋流腔8的出口节流位置处的距离为t7为1.05* t1-1.35* t1。
42.上述实施例中设有三组形状相同的串联式旋流腔组件，使得冷却气会周期性地产生正向高速旋流冲击和反向高速旋流冲击，从而使得三组串联式旋流组件内部换热效果具有周期性，即三组串联式旋流组件的换热均匀性非常好。
43.结合某型发动涡轮导向叶片结构参数和冷气流动参数设计了本实施例一串联式旋流冲击涡轮叶片冷却结构，并在此基础上基于平板模型通过三维流-固耦合换热数值仿真方法分别对常规叶片尾缘冷却结构和本实施例一中串联式旋流冲击涡轮叶片冷却结构进行了内部冷却气体流动状态和换热性能的对比研究，为了综合比较两种换热结构的换热性能，本发明定义了综合换热性能参数η，用来表征单位压降所对应的换热强度，其具体定义如下：式中，nu为冷却结构的平均努赛尔数，cp是冷却结构的进、出口压力损失系数。
44.图8给出了评价本实施例一串联式旋流冲击涡轮叶片冷却结构的压力损失和换热强度的综合换热性能参数η随进口雷诺数re的变化曲线。从图8中可以看出，不论是低进口雷诺数情况还是高进口雷诺数情况，尾缘串联式旋流冲击冷却结构的综合换热性能参数η始终高于叶片尾缘常规冷却结构。三维数值仿真结果表明，在叶片尾缘的流动参数范围内
（re=8000-32000），尾缘串联式旋流冲击冷却结构的综合换热性能比叶片尾缘常规冷却结构高出27.3%。
45.在部分实施例中，如图9-11所示，所提供的串联式旋流冲击涡轮叶片冷却单元设有三组形状不同的串联式旋流腔组件，第二组串联式旋流腔组件较另外两组的串联式旋流腔组件大，此时，形状不同的串联式旋流器组件形成了不均匀串联式旋流冲击涡轮叶片冷却单元14选择大小不同的串联式旋流腔组件不仅可以使冷却气会依次交替地产生正向高速旋流冲击和反向高速旋流冲击，还可以进一步增强对气流的扰动效果，从而抑制流动边界层的发展，达到进一步增强内部对流换热强度的效果。
46.在部分实施例中，所述扩张型过渡段的内侧横截面901与扩张型过渡段的外侧横截面902均为圆弧段。
47.在部分实施例中，所述出口平直段10的高度h2为0.65*h-0.98*h，所述出口平直段的长度l10为1.05*h2-1.95*h2。
48.在部分实施例中，所述冷却单元的冷却通道厚度t为0.3-1.2mm。
49.在部分实施例中，提供了一种涡轮叶片，所述涡轮叶片11包括设置在尾缘12处的按阵列排布的多个串联式旋流冲击涡轮叶片冷却单元，所述多个串联式旋流冲击涡轮叶片冷却单元为前述任一项所述的冷却单元，所述多个串联式旋流冲击涡轮叶片冷却单元的径向距离s为2.5-4.0mm。
50.因此，串联式旋流冲击冷却结构是一种优选结构，是一种综合换热性能更高的冷却结构。在叶片尾缘冷却结构设计时，通常需要权衡压力损失与传热效果两者的矛盾，在尽量利用叶片尾缘剩余压损的情况下选取冷却效果更优的冷却结构，将本发明的串联式旋流冲击冷却结构设置在尾缘区域，可以进一步提升尾缘的冷却效果，进而达到提高涡轮叶片承温能力的目的。
51.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。