为了满足日益增高的飞机和发动机性能要求,航空发动机涡轮正在朝着拥有更高的气动性能和冷却性能等方向发展,因此在满足涡轮的冷却性能的同时,必须要考虑高性能高负荷涡轮内部主流流体与冷却气流之间的相互作用规律,以及探究如何计算由于加入冷气之后带来的新的损失的大小。本文采用数值模拟分析方法,围绕叶尖泄漏流、叶尖冷却气流、主流之间的相互作用这一核心问题,对相关内容展开系统的研究。本文首先研究了平顶结构以及凹槽叶顶结构的叶尖流动特性,探究叶尖泄漏流动以及相应损失的形成机理。由于叶顶间隙的存在,在压差的驱动作用下,叶顶区域压力面一侧主流会穿过间隙向吸力面一侧流动形成泄漏流,且与主流之间发生掺混带来损失;叶顶凹槽结构可以延缓叶尖泄漏涡的形成,但是凹槽对于整体损失的影响不是很大;随着凹槽深度的不断增加,其对叶尖泄漏流的延缓作用不断增强。随后本文采用叶顶开槽并加入冷气孔的方式探究冷气孔参数对于叶尖泄漏流动的作用规律。对于冷气孔流量对涡轮叶尖泄漏流动作用情况的研究,本文对比分析了冷气流量比在0.05%-3%之间的三维流场和损失情况。结果表明:叶尖冷气可以有效地减小泄漏量和叶尖泄漏流动带来的损失,泄漏量下降达80%,损失峰值下降达38.2%;随着流量比的增加,叶尖冷气对叶尖主流泄漏流动的抑制效果不断增强,由主流带来的泄漏量不断减小;同时叶尖冷气也带来了新的泄漏损失,整体损失大小随着流量比的增加不断增大;叶尖冷气对叶尖泄漏的抑制模式分为三种:流量比在0.05%-0.1%之间,以降低主流泄漏流的能量减弱泄漏流动,流量比在1.25%-3%之间,以在叶尖区域形成完整的气膜屏障抑制主流泄漏流动,流量比在0.1%-1.25%之间,上述两种模式同时存在;1.25%流量比大小时,冷气在叶尖区域形成一道完整的气膜屏障,阻碍主流流体形成泄漏流。对于冷气孔位置对叶尖泄漏流动作用情况的研究,本文对比分析了冷气孔位于叶片中弧线10%-80%相对位置的情况,结果表明:当冷气孔位于叶片中弧线20%相对位置处时,其对叶尖泄漏流动的抑制效果最佳,损失最大可降低44%,泄漏量最大可降低56%。对于冷气孔直径和冷气孔数量的研究表明,二者的对于叶尖泄漏流动的影响不是很大。最后,本文以叶尖泄漏量为出发点,通过总结分析冷气孔流量对于叶尖泄漏流动的作用规律,引入以冷气流量比为变量的修正系数,并基于一些基本假设,提出了一种新的关于计算气冷涡轮叶尖泄漏流动损失的数学模型,通过给定叶片几何参数和冷气孔流量比等参数,该模型可以快速计算出气冷涡轮叶尖泄漏流动损失的大小;经过数值模拟分析验证,认为该预测模型具有一定的准确性。