在航空燃气涡轮发动机的发展过程中，为提高发动机的热力循环效率和推重比，涡轮进口燃气温度不断被提高。为满足涡轮进口温度不断提升的需求，除了不断发展涡轮叶片新材料和新工艺以外，决定性的因素之一是发展先进的高效强化冷却技术。当多种冷却方式被集成到一个叶片中时，整个叶片内部冷却通道中的冷气流动和换热特性将变得复杂，因此针对气冷涡轮叶片的传热特性进行相关的研究是十分重要的。本文针对一个特定的涡轮导向叶片，设计了三种不同的冷却结构，并利用Fluent软件对三种冷却结构的流动和换热特性进行了数值研究，该冷却结构中包括气膜冷却、冲击冷却、肋壁强化换热、扰流柱强化换热以及对应的不同弯折通道，通过对比分析可知，合理地组织气流流动，对增强叶片的换热效果，减少冷气用量，提高燃气进气温度能起到积极作用。其次，对敷设热障涂层的气冷叶片温度分布进行了三维流-固-热共轭计算，分析了热障涂层厚度对叶片金属基体表面温降水平的影响，同时对比了有/无考虑燃气与叶片表面辐射换热时的叶片表面温度分布差异。结果表明：随着热障涂层厚度的增加，叶片表面温度明显下降，均匀性也随之提高；在无热障涂层保护时，叶片表面温度受辐射换热的影响最大，温度升高最明显，而在敷设热障涂层后，温度虽有升高，但相比之下较小；考虑辐射换热后，热障涂层的保护作用大大提高，在热障涂层厚度为0.25mm时，与未考虑辐射换热相比，温降最大提高了97K，所以在实际的高温高压涡轮叶栅耦合换热中，辐射换热是不容忽视的。最后，对涡轮叶片吸力面上两种气膜孔孔型（圆形气膜孔和收敛缝形气膜孔）的流场及换热进行了实验研究，并进行了数值模拟。结果表明：对于常规圆形气膜孔，气膜出流从中心向上抬升会形成反向旋转“卵形”涡对，收敛缝形气膜孔也在气膜孔出口下游形成了反向涡对，但旋向却与圆形孔“卵形”涡对相反；相对于圆形气膜孔，收敛缝形气膜孔具有显著提高冷却效率的能力；随着吹风比的增大，气膜出流动量增大，流场受主流二次流动的影响逐渐减小。