高压涡轮是航空燃气轮机核心机的重要组成部分,涡轮叶顶间隙的泄漏流动造成内流损失,涡轮级效率下降。高温泄漏流在叶顶的再附还将导致叶顶承受高强度热负荷,极易受到烧蚀。开展涡轮叶片的气膜冷却特性研究,对于提高航空燃气轮机性能和可靠性寿命,促进我国航空事业的发展具有重要意义。本文采用数值模拟方法,对某高压涡轮叶片孔槽结构的气膜冷却特性进行研究,以期为今后的涡轮叶顶气膜冷却结构设计提供参考。本文首先研究了在跨声速条件下,气膜冷却孔排位置、凹槽深度、端壁相对转动速度对叶顶泄漏损失及气膜冷却特性的影响。结果表明端壁转动粘性力对间隙流做功,改变了冷却流孔后反向涡对,在凹槽内卷起刮削涡,降低了叶顶泄漏流量。分析发现冷却孔排位置对叶顶泄漏流量沿轴向弦长分布和凹槽高传热系数区域分布有影响,但对总的叶顶泄漏流量和凹槽平均传热系数影响不大。同时也对叶顶泄漏流量、壁面传热系数和气膜冷却效率受凹槽深度和相对转速的影响规律进行总结。为了进一步优化叶顶孔槽结构,在凹槽叶顶的基础上设计了新型助肋和助肋冲击凹槽叶顶,深入研究了助肋和助肋冲击位置、数量、深度对叶顶泄漏损失、传热性能以及气膜冷却特性的影响。结果表明助肋能够抑制凹槽前尾缘压力梯度,增大泄漏流掺混强度,减小叶顶泄漏总压损失。凹槽深度越大,助肋和助肋冲击凹槽对总压损失的抑制作用越强,但助肋也抑制了叶顶冷却气流在原有凹槽压力梯度下的散布。同一条件下,双助肋冲击凹槽冷却叶顶的总压损失最小,后缘助肋凹槽冷却叶顶的壁面平均传热系数较小,壁面平均气膜冷却效率较大。