随着航空燃气涡轮发动机的迅速发展，发动机热效率和推重比的不断提高，所需涡轮进口燃气温度也不断升高。涡轮叶片前缘是热负荷最严重的区域，直接面对高温燃气来流冲击，受各种因素的影响,其传热和流动极为复杂，一直是研究者们关注的焦点和难点。本文将通过数值分析，分别针对冲击＋气膜冷却结构的涡轮静叶片和转子叶片的的前缘开展气膜冷却研究。在静子叶片前缘上，研究了冲击孔和气膜孔的不同参数对前缘气膜冷却的影响，结果表明：气膜孔排数对前缘气膜冷却效率影响较大，5排气膜孔要比3排气膜孔好；气膜孔间距增大，气膜冷却效果变差；冲击孔位置改变对前缘某些局部区域温度影响较大；冲击孔间距对气膜冷却效果影响不大；吹风比增大，气膜冷却效率升高，但升高的趋势变缓；在特定的边界条件下，针对气膜孔直径均为0.4mm的前缘结构进行了初步优化，得出了前缘面冷却较好的前缘结构。转子叶片的前缘气膜冷却与静叶片有很大的不同，旋转状态下，叶栅通道内存在哥氏力，浮升力，会对气膜冷却造成很大的影响。研究结果显示：静止状态下最佳的前缘结构在旋转状态下不一定最好。转速越大，前缘面、压力面、吸力面的气膜冷却效果都越差；转速增大气膜出流发生偏移，这一点在压力面上非常明显，吸力面和前缘面上则不太明显。吹风比增大，前缘面、压力面、吸力面的气膜冷却效果都变好，而且压力面上气膜偏移趋势减弱。