涡轮叶片二维冷却结构参数化设计技术研究  

Parametric Design Method of 2D Turbine Blade Cooling Structure

作　　者：虞跨海[1,2] 杨茜[1] 罗昌金 方坤[1] 

机构地区：[1]河南科技大学规划与建筑工程学院,河南洛阳471003 [2]洛阳光电技术发展中心,河南洛阳471009 [3]中航商用航空发动机有限责任公司,上海200241

出　　处：《燃气涡轮试验与研究》2013年第1期12-15,29,共5页Gas Turbine Experiment and Research

基　　金：国家自然科学基金(51105132);河南省基础与前沿技术研究计划项目(112300410166);河南省教育厅自然科学基金(2011B590001)

摘　　要：研究了涡轮叶片二维冷却结构的参数化设计技术。采用参数控制点方法实现冷却叶片壁面的变厚度设计,采用隔肋数量、位置参数、偏转角度实现任意数量和形式的冷却腔造型,根据前缘缩进参数确定冷却通道前缘切线弧位置,通过尾缘切割参数实现半劈缝和全劈缝尾缘结构设计。结合叶片外形造型技术开发了造型设计程序,该程序可建立包含任意形式冷却通道和常用尾缘结构的变壁厚二维冷却叶片模型。The parametric design method for 2D turbine blade cooling structure is studied. Parametric con- trolling point method is used to realize variable thickness design of blade wall. With the parameters of rib number, rib position and deflection angles, a variable number cooling chamber structure can be built. The retraction parameter decides the position of tangent circular arc at cooling passage leading edge. A division parameter is defined to get the trailing edge structure with whole slot or half slot. Then, combined with the blade profiles design technique, a 2D cooling turbine blade parametric design procedure is developed. With the procedure, a 2D turbine blade with variable thickness, including cooling passage in any forms and com- mon-used trailing edge can be easily built.

关 键 词：涡轮冷却叶片 参数化设计 隔肋 尾缘劈缝 

分 类 号：V231.1[航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]