近年来,航空发动机涡轮前温度不断升高,远超过了叶片材料的耐温极限,使用先进的冷却系统成为必要和关键。气膜冷却作为高效的冷却方式,已广泛地应用于航空发动机热端部件的保护当中。气膜冷却可以阻碍高温燃气对叶片的侵蚀,但冷气与主流的掺混会增大涡轮气动损失,导致涡轮效率降低。因此如何在兼顾气膜冷却效率的同时降低气膜冷却所带来的损失就成为了研究热点。本文基于损失产生的位置不同,将气膜冷却损失分为冷气在孔内流动引起的损失和主射流掺混引起的损失。基于损失产生的机理不同,又将掺混损失进一步分为主射流速度差异引起的损失和主射流温度差异引起的损失。基于此,采用数值模拟方法研究了亚音速工况下双射流孔气膜冷却损失机理,结果发现孔内损失占比较大,因而提出了收缩型双射流孔结构,并对比了两种气膜孔冷却特性与损失机理,结果表明收缩型双射流孔不仅可以降低损失,还可以增大气膜展向分布范围,提高气膜冷却效率。考虑到航空飞行器飞行状态不同时,涡轮燃气（主流）参数不尽相同,因此研究了亚音速工况下主流马赫数与主流雷诺数对气膜冷却特性与损失机理的影响,结果表明随着主流马赫数的增大,气膜冷却效率升高,但由于主射流速度、温度差异的增大,气膜冷却损失不断增大;随着主流雷诺数的增大,流场结构基本相同,但冷却效率不断提高,总压损失降低。针对气膜孔结构,研究了亚音速条件下收缩型双射流孔流向间距与横向间距对气膜冷却的影响机理,实现了对气膜孔结构的优化。结果表明随着流向间距的增大,冷却效率不断提高,掺混损失不断降低;随着横向间距的增大,收缩型双射流孔流出的两股冷气逐渐分离,当横向间距为0.5倍气膜孔直径时,冷却效率最高,而气膜冷却损失基本不变。