为追求更高的效率，航空发动机、燃气轮机涡轮前温度不断提高。先进航空发动机的涡轮前进口温度已达2200K，远远超过了常规材料的耐温极限，因此冷却技术的发展起着关键的作用。根据冷却方式不同可分为内部冷却和外部冷却，重要的冷却部位有叶身和端区，复杂的二次流增加了端区冷却的难度。端区二次流主要包含前缘马蹄涡、通道涡、角涡和通道横向流动等。因此，了解端区二次流特征对合理布局冷却结构改善冷却效果起到了重要的作用。
　　轻型动力实验室研究人员针对小型涡扇发动机，通过数值模拟的方法研究了其高压涡轮导向器端区冷却特性。传统航空发动机燃烧室和高压涡轮间存在装配间隙，为防止高温燃气入侵危害内部结构，通常引高压压气机后高压气体封严。同时，该封严气还可对高压涡轮端区实施冷却。研究人员提出一种新型燃烧室和高压涡轮配合结构，通过在导向器安装边设计周向均匀分布的凸台，使配合间隙不连续分布，并命名为间断缝（interrupted slot）。针对这种新型配合结构，研究了吹风比（blowing ratio）、缝轴向位置（axial position）、冷气进气角（coolant incidence angle）对端区二次流和冷却效果的影响。
　　研究发现，吹风比和缝的轴向位置对端区气膜冷却有效性的影响较大。气膜冷却有效性随着吹风比的增加而增加，但吹风比从1.7增加到1.86时，冷却效果发生了明显的提高。
　　通过研究端区前缘附近流场发现，吹风比等于1.86时，前缘马蹄涡明显减弱，且一部分冷却气体爬升到叶片型面上。在研究缝轴向位置时，移动缝靠近叶片前缘同样发现冷气爬升到叶片型面上。因此可以得到结论，冷气爬升到叶片型面提高了端区冷却效果。在设计端区冷却结构时，合理选取冷气吹风比和缝的轴向位置，可实现以较少的冷气达到较高的冷却效果，具有良好的工程应用价值。
　　上述工作得到了国家自然科学基金的支持，研究成果已在GPPS国际会议宣读，申请发明专利一项。

　　图1 不同吹风比对周向平均气膜冷却有效性的影响

　　图2 不同缝轴向位置对周向平均气膜冷却有效性的影响

　　图3 不同冷气气流角对周向平均气膜冷却有效性的影响