航空燃气涡轮发动机为了实现更高的热效率和推进效率,多年来涡轮进口温度不断提高至远远超过材料承受极限的水平。因此,开展高效的涡轮部件冷却技术的研发对于提高涡轮部件运行寿命和燃气轮机整体的设计水平意义重大。由于严格的几何和空气动力学限制,涡轮叶片尾缘的冷却结构设计一直是一个十分棘手的问题。合理的尾缘冷却设计需要在尾缘相当有限的空间内确保对叶片进行足够的冷却保护。现阶段,尾缘广泛采用压力侧偏劈缝结构结合内部扰流柱和气膜孔的复合冷却方式进行冷却。劈缝结构使得流场内产生非稳态的涡旋脱落过程,该过程最终决定了劈缝表面的气膜冷却效果。同时,劈缝几何参数的改变及上游气膜孔的出流通过影响劈缝区内脱落旋涡的尺度进而改变劈缝的冷却特性。此外,优化和设计新型气膜孔结构对于突破涡轮部件的冷却设计瓶颈尤为重要。沟槽孔由于在高吹风比下仍能保持较高的气膜冷却效率因此近些年来一直受到研究人员的青睐。最近,研究人员尝试将复合角应用于沟槽孔中,两种优化设计的结合理论上可以得到更为更理想的冷却效果。随着计算机能力的飞速发展,大涡模拟（LES）和混合RANS/LES模型等基于瞬态计算的数值方法不断成功地应用在涡轮部件冷却的计算中。这些方法不仅可以提供更准确的冷却预测,同时也可以精准捕捉流场的非稳态特性。由此可见,将高精度的瞬态数值方法应用到涡轮叶片尾缘及沟槽孔冷却结构的相关研究中是相当合适的。因此,本文主要采用高精度的瞬态数值模拟方法对涡轮叶片尾缘及沟槽孔的冷却特性及非稳态特性进行一系列详细的研究。具体工作开展如下:（1）采用瞬态尺度自适应模拟（SAS）方法,详细探究了低、中、高吹风比下尾缘劈缝区内的冷却特性及流场非稳态特性的差异。同时对比了稳态计算的预测差异。研究发现,瞬态SAS方法能够详细捕捉并呈现劈缝流场的非稳态特性,同时对不同吹风比下气膜冷却效率预测准确度极高;而稳态计算方法仅在低吹风比下给出正确的预测趋势,在中、高吹风比下的预测结果不符合实际情况。（2）讨论了几种典型尾缘几何结构变化对于劈缝冷却特性的影响,这些参数包括:圆形及椭圆形扰流柱、喷射唇形及槽岸结构。深入研究了这些几何结构变化对于劈缝流场涡旋脱落过程等非稳态特性的影响。（3）设计了两种上游带有不同类型气膜孔（圆柱孔、扇形孔）的压力侧劈缝结构,探究其在不同吹风比下的冷却特性和非稳态特性。并分析了上游气膜孔出流对于压力侧劈缝涡旋脱落过程的影响,从流动机理上解释冷却效果改变的根本原因。研究发现,上游气膜孔的添加使得压力侧叶片表面整体的冷却效果显著增强,且扇形孔更有效。上游气膜孔的出流干扰了劈缝区内B-R涡和流线涡的发展及分布。（4）对真实静子叶片尾缘部位进行完整的冷却结构设计,冷却结构主要包括压力侧劈缝、内部扰流柱、中缝结构和气膜孔等。研究了完整叶片尾缘冷却结构在真实高温高压工况下的流动和传热特性。分别在绝热和流固耦合的计算条件下,分析了不同冷气量下叶片表面的具体冷却和换热情况。（5）设计了两种带有反向复合角（β=180°和135°）和一种带有正向角（β=0°）的沟槽孔结构,并使用高精度的瞬态LES方法预测其冷却特性及涡旋结构等非稳态特性。重点对比了不同沟槽孔下游壁面的整体及侧向冷却情况,并揭示了主导沟槽孔内及下游壁面冷气分布的特征涡结构。