航空燃气轮机为航空飞机直接提供动力,其性能的优劣反映了航空工业发展的先进水平。作为燃气轮机的三大核心部件之一,涡轮的表现直接影响了整机的性能。随着人们对燃气轮机整机效率和推重比等性能指标的追求不断提高,涡轮部件的热负荷也不断增加,这就对叶片材料提出了严峻的挑战。为了保证涡轮叶片的安全性和可靠性,必须发展高效的涡轮冷却技术。本文对某型燃气轮机高压涡轮第一级导叶进行了冷却结构的设计,研究的导叶为直叶片,由真实导叶的中径处叶型拉伸而成,根据该导叶的工作环境,设计了不同形式的冷却结构并进行气热耦合计算,对计算结果进行流动和传热的分析。在设计中,充分考虑了导叶工作的高温环境和冷气流量的合理分配。为了达到更高的冷却效率和气动效率,导叶采用双层壁结构,冷却结构的设计中采用了气膜冷却、冲击冷却和绕流柱强化冷却的组合冷却方式。本文对导叶前缘气膜冷却结构进行了研究,计算结果表明当前缘区域顺列布置径向气膜孔且射流角度为45°指向叶顶时,冷却效果最好;当前缘气膜孔错列布置时,冷却效率明显下降。本文对导叶弦长中部气膜冷却结构进行了研究,计算结果表明压力侧布置有气膜缝套筒而吸力侧气膜缝无气膜缝套筒时冷却效果最好,但是此时所需的冷气量略高,损失了一定的气动效率。文中设计了一种最优的导叶冷却结构,温度场分布合理,冷气流量分配符合传热设计需求。