本发明涉及涡轮，具体地，涉及一种涡轮叶片前缘端壁气膜冷却结构及涡轮发动机。
背景技术：
1、为实现航空发动机高热效率，涡轮前燃气温度不断提高，需要发展高效的涡轮端壁气膜冷却技术。当前涡轮叶片端壁常采用圆柱形气膜孔，气膜冷却效率不高，并且在高吹风比条件下冷气射流会抬离壁面，从而达不到冷气覆盖端壁产生气膜冷却的效果。为提高涡轮叶片端壁气膜冷却效果，现在端壁采用了扩张形气膜冷却孔，如扇形孔，凹陷气膜孔，沟槽气膜孔等，这些气膜冷却孔具有更高的气膜冷却效率，更好的冷气覆盖，但是冷气气膜的动量很低，很容易被涡轮叶栅端壁表面存在的马蹄涡和通道涡卷吸脱离壁面，从而使得涡轮端壁靠近叶片压力面的区域很难获得充分冷却，并且涡轮叶片前缘根部与端壁相接的部位，受到马蹄涡的强烈作用，这里的冷却也不好。涡轮叶片根部与端壁相连位置，尤其是叶片压力面，受到通道涡的作用，冷却气膜很难对叶片根部位置进行有效冷却。
技术实现思路
1、针对现有技术中的缺陷，本发明的目的是提供一种涡轮叶片前缘端壁气膜冷却结构及涡轮发动机。
2、根据本发明提供的一种涡轮叶片前缘端壁气膜冷却结构，包括：叶片主体和端壁主体，所述叶片主体设置在所述端壁主体上；
3、所述叶片主体的根部与所述端壁主体连接设置，所述叶片主体的根部与所述端壁主体的连接位置处设置有连接结构；所述连接结构为倒角结构或倒圆结构，所述倒角结构或所述倒圆结构的半径为0～0.1p，p为相邻涡轮叶片的横向节距；
4、位于所述叶片主体前缘的所述连接结构上设置有tpms多孔结构，所述tpms多孔结构与所述端壁主体内部的冷气腔室相连通；
5、所述tpms多孔结构表面的发散气膜孔围绕叶片前缘驻点布置在叶片前缘根部两侧；所述tpms多孔结构的布置长度为0～1.0s，s为涡轮叶片前缘根部的周长；根据冷却需要，所述tpms多孔结构也可布置在涡轮叶片根部的其他位置；
6、叶片前缘根部的倒角结构壁面或倒圆结构壁面上至少具有一排tpms多孔结构的发散气膜孔。
7、优选的，所述叶片主体前缘上游的所述端壁主体上设置有多个第一气膜冷却孔，所述第一气膜冷却孔与所述tpms多孔结构对应设置；
8、所述叶片主体前缘沿所述叶片主体的高度方向形成有所述前缘驻点线，所述前缘驻点线沿与冷却气流来流方向相反的方向延伸形成的面为中心面；
9、多个所述第一气膜冷却孔分布设置在所述中心面的两侧；所述tpms多孔结构的多个发散气膜孔分布设置在所述中心面的两侧。
10、优选的，所述第一气膜冷却孔为圆柱形气膜冷却孔，所述第一气膜冷却孔的孔径为0.1mm～3.0mm。
11、优选的，位于涡轮叶片叶栅通道入口的所述端壁主体上设置有第二气膜冷却孔；
12、所述第二气膜冷却孔设置在所述第一气膜冷却孔远离所述中心面的一侧。
13、优选的，所述第二气膜冷却孔为扩张形气膜孔。
14、优选的，所述第一气膜冷却孔和所述第二气膜冷却孔呈阵列排布设置，设置一排或多排。
15、优选的，所述第二气膜冷却孔为如下任意一种：扇形气膜冷却孔、凹陷气膜冷却孔、沟槽气膜冷却孔。
16、优选的，在所述中心面的两侧分别设置一个以上所述圆柱形气膜冷却孔。
17、优选的，所述tpms多孔结构为gyroid结构或diamond结构。
18、本发明还提供一种涡轮发动机，包括上述的涡轮叶片前缘端壁气膜冷却结构。
19、与现有技术相比，本发明具有如下的有益效果：
20、1、本发明在涡轮叶片前缘的根部和端壁连接处具有倒圆角，在该倒角处设置有三周期极小曲面(tpms)多孔结构，如gyroid、diamond等类型的tpms结构。该tpms多孔结构内部与端壁内部的冷气腔室相连，冷气可通过该tpms多孔结构的外表面散发出冷气，从而形成tpms发散冷却结构。该tpms结构表面的发散气膜孔表面，具有弯曲的浅槽道，并且该槽道的两端分别与内部出气孔相连，并且这两端的出气孔的方向相对，这有利于减小气膜出流的动量，使冷气更好贴附在表面，从而提高表面气膜冷却性能。该tpms发散冷却结构，结合叶片前缘上游端壁上的圆柱形气膜孔，能够为涡轮叶片前缘根部端壁处提供更加高效的冷却，也能够为涡轮叶片的下游叶根处提供高效的冷却。
21、2、本发明提出了涡轮叶片端壁扩张形气膜孔和圆柱形气膜孔相结合地气膜冷却孔布置方法，能够实现更好的涡轮端壁气膜冷却，进一步，通过在涡轮叶片前缘根部与端壁相连接的倒圆位置布置三周期极小曲面发散冷却结构，结合叶片前缘上游端壁上的圆柱形气膜孔，能够为涡轮叶片前缘根部端壁处提供更加高效的冷却，也能够为涡轮叶片的下游叶根处提供高效的冷却。
22、3、为克服上述涡轮端壁冷却技术问题，本发明提出在涡轮端壁上位于涡轮叶片的上游，采用扩张形气膜冷却孔和圆柱形气膜冷却孔相结合的布置方法，具体地，在涡轮叶片前缘的端壁上布置圆柱形气膜冷却孔，尤其是涡轮叶片前缘马蹄涡分离位置附近，采用圆柱形气膜冷却孔，利用圆柱气膜孔的高冷气射流动量，抑制叶片前缘的马蹄涡的生成和发展，这样涡轮端壁上的冷气气膜就能更好地对下游壁面进行冷却。
1.一种涡轮叶片前缘端壁气膜冷却结构，其特征在于，包括：叶片主体(1)和端壁主体(2)，所述叶片主体(1)设置在所述端壁主体(2)上；
2.根据权利要求1所述的涡轮叶片前缘端壁气膜冷却结构，其特征在于，所述叶片主体(1)前缘上游的所述端壁主体(2)上设置有多个第一气膜冷却孔(5)，所述第一气膜冷却孔(5)与所述tpms多孔结构(4)对应设置；
3.根据权利要求2所述的涡轮叶片前缘端壁气膜冷却结构，其特征在于，所述第一气膜冷却孔(5)为圆柱形气膜冷却孔。
4.根据权利要求2所述的涡轮叶片前缘端壁气膜冷却结构，其特征在于，位于涡轮叶片叶栅通道入口的所述端壁主体(2)上设置有第二气膜冷却孔(6)；
5.根据权利要求4所述的涡轮叶片前缘端壁气膜冷却结构，其特征在于，所述第二气膜冷却孔(6)为扩张形气膜孔。
6.根据权利要求5所述的涡轮叶片前缘端壁气膜冷却结构，其特征在于，所述第一气膜冷却孔(5)和所述第二气膜冷却孔(6)呈阵列排布设置，设置一排或多排。
7.根据权利要求5所述的涡轮叶片前缘端壁气膜冷却结构，其特征在于，所述第二气膜冷却孔(6)为如下任意一种：扇形气膜冷却孔、凹陷气膜冷却孔、沟槽气膜冷却孔。
8.根据权利要求3所述的涡轮叶片前缘端壁气膜冷却结构，其特征在于，在所述中心面(9)的两侧分别设置1至4个所述圆柱形气膜冷却孔。
9.根据权利要求1所述的涡轮叶片前缘端壁气膜冷却结构，其特征在于，所述tpms多孔结构(4)为gyroid结构或diamond结构。
10.一种涡轮发动机，其特征在于，包括权利要求1至9任一项所述的涡轮叶片前缘端壁气膜冷却结构。
