涡轮进口燃气温度不断提高,燃气温度已经超过了叶片材料的承受能力,采用先进的冷却技术降低涡轮叶片的温度,是当前各国研究的重点。如何设计叶片冷却结构以提高冷却效果,是目前航空涡轮叶片设计者与制造者不断追求的目标。同时,当负荷增加和展弦比降低时,叶轮机械中端壁损失占总损失的比重很大。三维非对称端壁可以通过自由选择翘曲的形状、位置以及高度,通过控制流道不同位置的收缩与扩张程度,来控制端壁表面的压力分布,从而削弱端壁区二次流动的强度及其影响范围有利于提高整体性能。本文首先设计了直列静叶栅中叶片和端壁的冷却形式:两个冷却腔且分别供气,叶片前缘三排冷气孔并采用叉排布置,下端壁的冷气孔沿流向布置。然后应用CFX流体计算程序进行了不同喷气比下气膜冷却的数值模拟,分析了冷气喷射流场的特点,壁面温度的分布规律,射流场结构等。当喷气比较小时,前缘附近冷气喷射会使冷气像薄膜一样覆盖在叶片表面,作用主要限于边界层内,掺混损失也较低;当喷气比逐渐增大后,在冷却孔后形成回流区;当喷气比过大时,冷空气射流可能会穿透主流边界层,影响主流的流动。对于前缘冷却,在一定范围内,喷气比越大过余温比越低。但是当喷气比过大时,冷气射流具备了穿越壁面附面层的能力,这样射流就不易在冷气孔出口附近贴附于壁面,导致过余温比上升。在喷气比M=1.5时,设计了三种非对称端壁形式,本文研究了引入非对称端壁后,端壁表面及叶片表面的静压分布、能量损失、总压损失等影响叶栅气动性能的主要参数的变化。采用本文的设计方法设计的压力侧凸起、吸力侧凹下的非对称端壁使得吸力侧端壁表面静压升高,由压力侧指向吸力侧的横向压力梯度减弱,但是并没有起到减小端部能量损失的效果,由此得出横向压力梯度不是促使通道涡形成的唯一原因。进一步研究发现,端壁上合理的冷气孔布置可以吹走尾缘的积聚的低能流体,改善根部的流动状况。