提高涡轮负荷是在不增加涡轮级数的前提下,提高涡轮做功能力,进而增加航空发动机整机推重比的直接手段。因此探究如何控制涡轮叶栅因高负荷而引发的激波损失增加、激波影响涡轮气膜冷却效果等问题愈加受到叶轮机械从业人员的重视。深入研究叶片不同位置的冷气喷射与激波之间的互相影响,可以为高负荷跨声速涡轮气膜冷却设计提供更多的参数选择依据,甚至能够使冷气射流参与到对流场的流动组织过程中来,提高叶栅的气动性能。本文首先采用数值模拟研究手段,对跨声速涡轮叶片尾缘压力面斜劈缝的长度、冷气流量对尾缘内伸激波强度的影响进行了研究。数值模拟过程中通过分别控制尾缘压力侧斜劈缝的长度以及尾缘劈缝冷气质量流量,对单个参数对叶栅气动性能的影响进行了全面的研究。结果表明,尾缘压力侧斜劈缝结构会使高出口马赫数跨声速涡轮叶栅尾缘内伸激波结构发生变化。压力侧斜劈缝的设计对尾缘激波强度的影响机理主要在于,较长的尾缘斜劈缝长度以及较大的冷气射流流量能够对高负荷跨声速涡轮叶栅尾缘附近来自压力侧的主流起到很好的阻挡作用。这种作用可使得主流燃气避免因受到劈缝结构的压缩作用而导致激波强度增大,并同时引起尾缘吸力侧来流的提前分离,导致尾迹宽度增加,损失增大。在固定的尾缘斜劈缝长度下以及特定的尾缘冷气需求量下,冷气流量以及斜劈缝长度均有其最佳值。在满足尾缘冷却需求、保证叶片强度以及加工制造可行性的前提下,适当选择尾缘斜劈缝长度以及冷气流量,能够在一定程度上改善跨声速叶栅气动性能。接下来,本文对跨声速涡轮叶栅中叶片吸力面切向冷气槽进行了数值模拟。研究过程中通过改变冷气射流流量、切向冷气槽在叶片表面的流向位置、槽体流向长度以及槽壁的型线形式,来研究不同情况下叶片吸力面激波反射点附近切向冷气射流与激波之间的相互影响。结果表明,切向冷气射流能够有效覆盖冷气槽下游的叶片表面,且大流量、高吹风比的冷气喷射效果更佳,主要体现在更高的叶片表面气膜冷却效率峰值、更长的流向高冷却效率区、更低的冷却效率衰减速度以及更低的下游叶片表面温度。但一味地增大冷气流量则会增加附面层厚度,连带着增加叶型损失。为了能够在冷却叶片的同时对激波强度加以控制,切向冷气槽的冷气出口需要布置在激波反射点上游。总体看来,本文中流向长度较长的切向冷气槽更能够减小激波强度与能量损失。随后,本文还对跨声速高负荷涡轮叶栅中静叶、动叶之间上游叶片尾缘外伸激波的非定常扫掠作用对下游叶片前缘附近的气膜冷却效果的影响做了非定常数值研究。研究过程中保证了冷气射流相对于叶片表面的吹风比不变,通过在叶片前缘、压力侧以及吸力侧不同位置布置不同角度的气膜孔,来研究非定常激波扫掠对不同情况下气膜冷却效果产生的影响。结果表明,在本文所研究的叶栅中,激波扫掠在每个周期中的一段时间内对吸力侧前缘附近(包括前缘点)的气膜孔影响明显,对压力侧的气膜孔无明显影响。激波扫掠对气膜冷却效果的影响主要反映在其会导致叶片表面冷气周期性分离,引起叶片表面高气膜冷却效率区的流向和展向分布随时间发生变化。本文中所有受到激波扫掠影响的气膜孔中,越靠近叶片前缘的气膜孔,受到扫掠激波的影响越严重。与叶片表面夹角较小的气膜孔由于其冷气射流抗分离能力较强,因此受到激波扫掠的影响也较小。最后,本文将前文中对叶片前缘、吸力面以及尾缘冷气喷射与主流流动之间的相互影响的研究结论,应用于高负荷单级高压涡轮设计、大功率两级高压涡轮设计以及无导叶对转涡轮设计过程之中,证明了前文中在涡轮设计中的指导作用。在对涡轮设计的过程中,根据涡轮实际的气动设计参数,有针对性地对前缘、吸力面以及尾缘冷却设计的参数进行选择,有利于在设计过程的源头中尽量规避可能因涡轮跨声速以及冷气喷射所引起的损失增加等问题。