高压涡轮是航空发动机的核心部件,先进航空发动机高推重比、低油耗的发展方向对高压涡轮的性能提出了更高的要求,即更高的效率。这导致高压涡轮进口温度不断升高,使得高压涡轮长期在高温环境中工作。因此,为了燃气涡轮的安全运行,需要设计更加先进的涡轮冷却系统。在涡轮冷却系统中,气膜冷却是一个非常重要的组成部分,准确预测涡轮中的气膜冷却流场,对于冷却系统的合理设计是十分重要的。本文的主要工作是开发一个气膜冷却射流模型,并添加到本课题组自主开发的CFD软件NUAA-Turbo中,从而在计算资源和时间方面促进气膜冷却涡轮的流场预测。同时,为了把该模型嵌入到计算网格中,引入浸入边界法(Immersed Boundary Method)。其次,简要阐述了气膜冷却射流模型的实验校核,并对本文开发的气膜冷却射流模型进行平板验证,CFD数值模拟得到的计算结果与实验吻合良好,验证了该模型的有效性。在此基础上,进一步分析流向注射角、动量比对气膜冷却效果的影响。最后,在用平板验证了气膜冷却射流模型的基础上,本文对带有气膜冷却的高压涡轮导叶MT1进行了CFD数值模拟。数值计算得到的结果与实验基本吻合,进一步在叶型上验证该模型的可靠性。同时分析涡轮气膜冷却流场的气动热力性能,探讨冷气射流与主流之间的掺混过程及其对下游冷却效果的影响。