作　　者： ; ; ;

机构地区： 南京航空航天大学能源与动力学院

出　　处： 《航空动力学报》 2008年第12期2162-2169,共8页

摘　　要： 根据涡轮冷却叶片热-固耦合分析和基于遗传算法-有限元的涡轮叶片优化设计方法,发展了涡轮冷却叶片热-固一体化优化设计方法.以某航空发动机涡轮转子叶片为原型,分析了冷却孔的位置、形状(圆形和四边形)、大小和数量对热应力与冷却效果的影响.结果表明,该方法能有效地降低涡轮叶片的应力、改善其冷却效果;四边形孔具有更好的冷却效果和更低的最大应力;随着冷却孔大小和数量的增加,最高温度下降,而最大应力上升. According to the thermeset coupling analysis and approach of turbine blade optimization based on genetic-finite element method, an optimization design method about the integration of thermeset of turbine cooling blade was persented. By modeling the rotor blade of gas engine turbine, the influence of the position, shape （circle and rectanglar）, size and number of cooling holes on thermal stress and cooling effect of turbine blade were investigated. It is proved that the developed method can effectively reduce the stress of turbine blade, and rectangular cooling hole has more cooling effect and smaller stress, the higher temperature of blade is decreased with the increase of size and number, but the max stress is rised.

关 键 词： 遗传算法 涡轮叶片 热 固耦合分析 冷却孔 优化设计

领　　域： [航空宇航科学与技术] [航空宇航科学技术]