航空发动机是飞机的“心脏”。长期以来,航空发动机技术一直是发达国家优先发展并且严密封锁的关键技术,也是一个国家军事实力乃至综合国力的标志之一。我国正面临着严峻的领土、领海纠纷,要实现“中国梦”、“强军梦”,就必须有强大的空军。我国高度重视新一代高性能战斗机的研发。为了提高战斗机的性能,战斗机不断地向大推力、高速度、高机动性能的方向发展,因此燃气透平的进口温度需要不断上升。目前,先进透平燃气进口温度已经远远超过现有透平材料的熔点。为了保证透平高温部件的安全运行及合理寿命,除了使用更耐高温的材料外,更为重要的是发展更加先进的冷却技术。本文针对透平叶栅端壁气膜冷却以及旋转叶片顶部泄漏流特性进行了研究,内容主要分为以下三个部分。第一部分:单个气膜孔的冷却特性研究。通过数值模拟方法,研究了三种新型气膜孔结构的冷却效果。不同于传统的纯圆柱型气膜孔,研究的气膜孔结构分别是:1)扩张的扇形圆角气膜孔;2)扩张的扇形后倾圆角气膜孔;3)我们新提出的扩张扇形后倾尖角气膜孔。通过比较三种气膜孔的绝热端壁表面温度、冷却效率以及速度场分布,可以发现我们新提出的扇形后倾尖角气膜孔最优;通过比较不同吹风比下的冷却效果,发现吹风比为1.5时具有最佳的冷却效果;通过比较耐高温合金、陶瓷和泡沫玻璃这三种材料的端壁在有无气膜冷却时的端壁表面温度以及冷却效率分布,我们发现导热对真实气膜冷却特性的影响非常重要;另外本文还以无量纲参数毕渥数为变量,首次提出在气膜孔出口下游用指数关系拟合公式ηf=f(Bi)和ηf =f(x,Bi)来描述真实气膜冷却效率的思想,并检验了拟合公式的合理性。第二部分:涡轮叶栅端壁气膜冷却特性及温度场相似性研究。通过高温风洞及远红外热像实验发现气膜冷却端壁表面在某种特定环境下可以出现温度场相似性现象;利用经过实验数据验证的数值策略,模拟再现了这种温度场相似的现象,并发现了相似的端壁表面温度场云图刻度随设定主流温度和冷气流温度变化的线性规律;理论分析相似性现象的原因,并给出相似性现象的成立条件;首次提出定量描述云图之间相似性现象的方法,包括相似性的定义、相似性程度以及最大偏差的描述公式;根据相似性和线性规律,提出端壁表面温度分布图的间接和直接预测方法,并介绍了如何计算预测方法的偏差。使用本文提出的预测方法可以极大的减少实验和数值模拟的工作量及费用。第三部分:旋转叶片顶部泄漏流特性研究。针对泄露流实验研究中使用的三类设备,通过数值模拟,比较了这些设备对应的三种运动方式:1)叶片和端壁均为静止(BSSS); 2)叶片静止而端壁做直线运动(BSSM); 3)叶片做旋转运动而端壁静止(BRSS), 即:真实运动情况。讨论了在吹风比为1.5时,不同转速(1000r/min、2500 r/min和4000 r/min)对顶部间隙流动影响。通过比较叶顶间隙和主流通道的流场发现:(1) BSSS工况下的结果与BRSS工况的结果有明显差异,而采用相对运动方式的BSSM得到的结果与真实BRSS工况下的结果偏差较小;(2) BSSS与BRSS方式流场差异的主要原因在于由间隙流与外壳相对速度不同引起的粘性力的不同,因而在BSSS工况下,恰当的增加外壳处的表面粗糙度来提高粘性力,可以显著的减小偏差。