高温燃气涡轮是航空发动机的核心机极其重要的部件之一,它的性能会对航空发动机的安全性和经济性产生重要影响。为了追求航空发动机高推重比和高效率,燃气涡轮入口温度逐渐攀升,使得燃气轮机的冷却技术满足更大输出功率的需求和更高的热效率面临挑战性。本文着眼于高推重比航空发动机高温涡轮叶片前缘区域的换热机理,依靠自编程序搭建涡轮叶片前缘区域的冷却结构。借助数值模拟的方法研究了典型涡轮叶片前缘区域内部流动换热机理。首先研究前缘曲率和冲击靶距对涡轮前缘层板结构换热的影响机理,结果显示,前缘曲率和冲击靶距的改变会显著地影响冲击靶面的换热性能。其次,通过研究扰流柱和凹坑参数对前缘层板结构换热的影响,得出了扰流柱排布改变综合换热性能的机制,并给出最佳的扰流柱结构形式。在高温涡轮叶片前缘区域的典型层板结构冷却单元添加凹坑结构,数值结果表明,合理地添加凹坑结构能够在一定程度上增大冲击靶面的换热,并且减小腔室内部的流阻系数。然而,过深或者过大的凹坑将会降低冲击靶面的换热。此外,凹坑形状的变化对冲击靶面的换热性能影响较小。再者,通过研究涡轮前缘曲率和冲击靶距对带有凹坑结构的前缘层板结构换热的影响机理。数值模拟结果表明,前缘曲率和冲击靶距的变化会显著影响来流冲击离开凹坑滞止点后由于流动边界层变薄而导致的热量交换。前缘区域的曲率和冲击靶距对冲击靶面换热增强效果并不是线性的关系。最后,本文采用圆孔射流冲击冷却的方法来对涡轮叶片前缘区域的局部换热进行仿真模拟,发现冷却空气入口雷诺数、气膜孔与冲击孔直径之比、涡轮叶片前缘曲率、冲击靶距、扰流柱参数和凹陷涡发生器参数对冲击靶面的换热均有不同程度的影响。通过对大量数值模拟得出的数据结果进行分析研究,整理出了涡轮叶片前缘各个无量纲参数基于Dittus-Boelter平均换热特性的通用经验公式。