随着航天航空技术的快速发展,未来对于尾喷管的性能要求更加严苛。为了提升发动机效率,尾喷管承受的温度载荷越来越大,气膜冷却技术成为保护壳体不受高温破坏的有效方法之一。其中战斗机、歼击机等军用飞机的发动机对于气膜冷却的要求更加严格,由于飞机上发动机的工作环境有限,可供使用的冷却气体非常少,同时基于轻量化设计的大趋势,还对尾喷管冷却的结构设计和重量有一定的要求。因此,针对尾喷管气膜冷却结构设计研究,如何在保证冷却效率的前提下节约冷气,提高尾喷管推力和发动机效率,是目前比较关注的研究方向。本文以尾喷管为研究对象,针对添加单层气膜冷却时的尾喷管进行气动和传热分析,基于扩张段冷气与主流压差较大的问题,对单层冷却气开口以及添加双层冷气两套降压方案进行比较分析。在此基础上,提出了一种适用于单层冷却气膜的降压结构,将单模块降压结构等效为多孔介质单胞,分析了结构几何参数与流阻特性的关系,基于此关系以及多孔介质渗透系数进行降压结构设计,以达到目标压降。并通过尾喷管气动分析和强度分析,证明该结构具有显著降压效果和节约冷气的优点,同时可以有效提高结构强度,相比于双层冷气还具有一定的减重优势,最后将降压结构应用于其他工况开展校核分析,主要研究内容如下:（1）对尾喷管单层气膜冷却进行数值模拟,在冷气出口封闭情况下,发现扩张段冷气与主流压差较大,会导致冷气用量超过冷却需求以及尾喷管前端高温部件冷却不足。对单层冷气开口以及双层冷却气膜两种方案进行模拟分析,结果表明单层冷气开口对于尾喷管冷气造成过渡浪费影响尾喷管推力性能,而双层冷却气膜降压效果有限且降压方向为径向,双层隔热屏的布置也会增加结构重量。（2）基于上述问题提出适用于尾喷管单层冷气的降压结构,通过研究单模块降压结构的降压特性和结构参数影响,设计适用于尾喷管的降压结构形状和方案设置。经过尾喷管分析验证,添加降压结构后扩张段冷气轴向压降显著,接近于主流压力变化趋势,有效节约冷气。强度分析结果表明添加降压结构对尾喷管应力和位移均有显著改善。（3）针对降压方案对尾喷管其他工况进行校核分析,避免出现冷气压力小于主流的现象。对尾喷管其他工况主流壁面压力变化特性进行比较,选择下俯20°工况作为危险工况进行校核,针对目前降压方案出现问题提出调整改进,经过下俯20°工况以及8种基本工况校核验证,体现了降压结构设计灵活、应用广泛的特点,并且在不同位置布置降压结构,能够控制压力特性。