随着航空工业的发展和发动机性能的不断提高,涡轮前进口燃气温度也不断升高,这对涡轮叶片的长期稳定运行是个严峻考验。为了解决这一问题,除了发展叶片新材料和新工艺外,还有一种方法是发展先进高效的冷却技术。现在涡轮叶片多采用内部复合冷却+外部气膜的冷却方案,当叶片内部采用多种冷却方式时,其流动及换热特性将变得复杂,因而,内部气流的合理组织与分配成为研究重点。论文主要研究内容和结论包括:首先,采用数值模拟的方法,研究了涡轮叶片中弦区四种近壁冷却模型,结果表明:不同的近壁冷却结构对叶片表面的冷却效果影响较大,其中冲击+扰流柱+气膜的近壁结构综合性能优于其它三种近壁腔结构,其叶片壁面温度分布较均匀,压力损失较小;其次,针对冲击+扰流柱+气膜的层板结构模型,分析了扰流柱、冲击孔等参数对流动与换热的影响;在此基础上,对两种不同内部冷却结构(涡流腔、双层板)的完整叶片模型进行数值模拟,分析其流动与换热特性。研究发现,开孔率不变时,冲击孔孔径与间距改变对叶片表面温度分布影响较小,随着孔径与间距的增大,冷气的流动阻力增大;开孔率不变时,气膜孔径孔径与倾角越大冷却效果会变差,气膜孔倾角越大,流阻损失越小;堵塞比不变,圆形扰流柱的流动阻力最小。通过对双层板结构和涡流腔结构的叶片整体冷却模型进行比较后发现,采用内部双层板结构的叶片整体综合冷却效果明显好于涡流腔结构叶片。最后,选取典型参数的双层板冷却结构进行了实验研究,分析了吹风比、扰流柱、开孔率等参数对壁面温度分布和压力损失的影响。实验结果表明:壁面温度随着吹风比的增加而减小,但是减小的幅度越来越小;吹风比增加综合冷却效率提高,但升高的趋势逐渐变缓;圆形扰流柱结构的层板压力损失最小,跑道形扰流柱层板的压力损失最大,在小吹风比下菱形扰流柱层板结构的综合冷却效果最好;冲击孔开孔率相同,冲击孔孔径与间距改变对层板的综合冷却效果影响不大,当冲击孔径为1mm时,层板冷却损失最大,冲击孔径为0.6mm时的压力损失最小。气膜孔开孔率相同时,气膜孔开孔数越多壁面温度越均匀,综合冷却效果越好;气膜孔倾角为30°的气膜覆盖效果最好,但是压力损失更大。