本实用新型涉及涡轮叶片结构设计和应用技术领域，特别提供了一种涡轮叶片以及使用该叶片的航空发动机。
背景技术：
现有技术中，随着航空发动机技术的发展，对涡轮叶片冷却技术的发展也提出了更高的要求，涡轮叶片必须采用新型高效的冷却结构，但是现有技术始终未能有效地提高涡轮叶片的综合冷却效果，导致现有技术仍旧存在涡轮叶片的综合冷却效果比较差的技术问题。申请号为201620157119.4的中国专利披露了现有技术中的一种涡轮叶片以及使用该叶片的航空发动机；但是其只适用于一种情况；现有技术中仍有很多亟待解决的技术问题。人们迫切希望获得一种适合其他应用要求的技术效果较好的涡轮叶片以及使用该叶片的航空发动机。
技术实现要素：
本实用新型的目是提供一种技术效果优良的涡轮叶片以及使用该叶片的航空发动机。
本实用新型一种涡轮叶片，包括外壳1、长隔板22以及短隔板21，其中:所述外壳1包括外层壁11和内层壁12，所述外层壁11上设置有气膜孔110，所述内层壁12上设置有冲击孔120；所述短隔板21连接在所述外层壁11和所述内层壁12之间且将所述外层壁11和所述内层壁12之间的空间分割为至少两个冷却单元；所述长隔板22设置在所述内层壁12围成内腔内且将所述内腔分割为至少两个冷却腔室；
所述短隔板21的数目为至少两个，且在所述外层壁11或所述内层壁12的厚度方向上存在两个与所述长隔板22重叠的所述短隔板21；所述短隔板21和/或所述长隔板22的最大延伸方向与所述涡轮叶片的纵向方向相同；
至少两个以上所述冷却单元中各所述冷却单元的容积彼此不同，其中:各所述冷却单元上的所述气膜孔110的数目或所述冲击孔120的数目彼此相同，或者，各所述冷却单元上的所述气膜孔110的数目彼此相同并且各冷却单元上的所述冲击孔120的数目也彼此相同；
或者，至少两个以上所述冷却单元中各所述冷却单元的容积彼此相同，其中:各所述冷却单元上的所述气膜孔110的数目或所述冲击孔120的数目彼此不同，或者，各所述冷却单元上的所述气膜孔110的数目彼此不同并且各所述冷却单元上的所述冲击孔120的数目也彼此不同。
其特征在于：所述气膜孔110具体为横截面为菱形的孔状结构；其中菱形的较小内角角度为48.5°-52.5°。此种菱形横截面外轮廓结构的气膜孔110有利于加工(可选用激光加工)，且能够有效控制叶片工作时气膜孔110的流通阻力；此处较小的较小内角角度为48.5°-52.5°是经过创造性试验最后获得的优选的技术方案；与之对应的较大的内角角度值是180°与前述的较小内角角度值之差。
进一步优选：所述孔状结构的菱形的气膜孔110的较小内角角度为50.2°-52.2°。这一优选数值对应具有最优的技术效果。推荐在工程中优先使用此优选范围内的参数值。
气膜孔110按照阵列形式布置，每列个数为21-23个；单个涡轮叶片上的气膜孔110列数为25-27列；气膜孔110孔口处的横截面积为2.8mm2-4.2mm2。气膜孔110的排列方式以及每行或者每列的个数关系到进排气效果，前述参数值是经过大量创造性试验优化得到的优选技术内容。
本实用新型还要求保护一种使用如上所述涡轮叶片的航空发动机，其特征在于：所述气膜孔110具体为横截面为菱形的孔状结构；其中菱形的较小内角角度为50.2°-52.2°。叶片的研发、设计、生产的终极目的都是应用。配合相关的材料选择、工艺处理措施；本实用新型可以在涡轮叶片的航空发动机上获得较好的应用效果。
气膜孔110按照阵列形式布置，每一列个数为21-23个；单个涡轮叶片上的气膜孔110列数为25-27列；气膜孔110孔口处的横截面积为2.8mm2-4.2mm2。
本实用新型具有申请号为201620157119.4的中国专利的下述优点：通过短隔板将外层壁和内层壁之间的空间分割为至少两个冷却单元，通过长隔板将内层壁围成的内腔分割为至少两个冷却腔室，由此可以实现对各个冷却单元中的内层壁的冲击孔参数，重点的创造性要求内容中还对气膜孔的形状、排列方式等做出了优选的技术限定；从而可以更为合理的分配各个冷却单元、冷却腔室的流量，并调整局部位置的换热情况，实现涡轮叶片的局部精细设计，进而可以充分地利用有限的冷气在涡轮叶片上取得更为理想的综合冷却效果，所以解决了现有技术存在涡轮叶片的综合冷却效果比较差的技术问题。本实用新型具有可预期的较为巨大的经济价值和社会价值。
附图说明
图1为涡轮叶片以及使用该叶片的航空发动机结构原理示意简图。
具体实施方式
附图标记含义如下：外壳1、外层壁11、气膜孔110、内层壁12、冲击孔120、短隔板21、长隔板22、扰流柱3、劈缝出口4、叶片缘板5。
实施例1
一种涡轮叶片，参见图1；其包括外壳1、长隔板22以及短隔板21，其中:所述外壳1包括外层壁11和内层壁12，所述外层壁11上设置有气膜孔110，所述内层壁12上设置有冲击孔120；所述短隔板21连接在所述外层壁11和所述内层壁12之间且将所述外层壁11和所述内层壁12之间的空间分割为至少两个冷却单元；所述长隔板22设置在所述内层壁12围成内腔内且将所述内腔分割为至少两个冷却腔室；
所述短隔板21的数目为至少两个，且在所述外层壁11或所述内层壁12的厚度方向上存在两个与所述长隔板22重叠的所述短隔板21；所述短隔板21和/或所述长隔板22的最大延伸方向与所述涡轮叶片的纵向方向相同；
至少两个以上所述冷却单元中各所述冷却单元的容积彼此不同，其中:各所述冷却单元上的所述气膜孔110的数目或所述冲击孔120的数目彼此相同，或者，各所述冷却单元上的所述气膜孔110的数目彼此相同并且各冷却单元上的所述冲击孔120的数目也彼此相同；
或者，至少两个以上所述冷却单元中各所述冷却单元的容积彼此相同，其中:各所述冷却单元上的所述气膜孔110的数目或所述冲击孔120的数目彼此不同，或者，各所述冷却单元上的所述气膜孔110的数目彼此不同并且各所述冷却单元上的所述冲击孔120的数目也彼此不同。
其技术创新关键是：所述气膜孔110具体为横截面为菱形的孔状结构；其中菱形的较小内角角度为51.2°。
气膜孔110按照阵列形式布置，每一列个数为21个；单个涡轮叶片上的气膜孔110列数为26列；气膜孔110孔口处的横截面积为3.3mm2-3.7mm2。
本实施例具有申请号为201620157119.4的中国专利的下述优点：通过短隔板将外层壁和内层壁之间的空间分割为至少两个冷却单元，通过长隔板将内层壁围成的内腔分割为至少两个冷却腔室，由此可以实现对各个冷却单元中的内层壁的冲击孔参数，重点的创造性要求内容中还对气膜孔的形状、排列方式等做出了优选的技术限定；从而可以更为合理的分配各个冷却单元、冷却腔室的流量，并调整局部位置的换热情况，实现涡轮叶片的局部精细设计，进而可以充分地利用有限的冷气在涡轮叶片上取得更为理想的综合冷却效果，所以解决了现有技术存在涡轮叶片的综合冷却效果比较差的技术问题。本实施例具有可预期的较为巨大的经济价值和社会价值。
实施例2
本实施例与实施例1内容基本相同，其不同之处主要是：
所述气膜孔110具体为横截面为菱形的孔状结构；其中菱形的较小内角角度为50.3°。
气膜孔110按照阵列形式布置，每一列个数为23个；单个涡轮叶片上的气膜孔110列数为27列；气膜孔110孔口处的横截面积为2.8mm2-4.2mm2。
实施例3
本实施例与实施例1内容基本相同，其不同之处主要是：
所述气膜孔110具体为横截面为菱形的孔状结构；其中菱形的较小内角角度为52.2°。气膜孔110按照阵列形式布置，每一列个数为22个；单个涡轮叶片上的气膜孔110列数为25列；气膜孔110孔口处的横截面积为2.8mm2-4.2mm2。
实施例4
使用实施例1所述涡轮叶片的航空发动机。具体内容可参见实施例1，在此不再赘述。
实施例5
使用实施例2所述涡轮叶片的航空发动机。具体内容可参见实施例2，在此不再赘述。
实施例6
使用实施例3所述涡轮叶片的航空发动机。具体内容可参见实施例3，在此不再赘述。
最后应说明的是:以上所述仅为本实用新型的优选实施例而已，并不用于限制本实用新型；尽管参照前述实施例对本实用新型进行了详细的说明，对于本领域的技术人员来说，其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分技术特征进行等同替换，凡在本实用新型的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本实用新型的保护范围之内。