为了提高航空发动机的推重比与整机效率,需持续提高热端部件内部结构的温度、增大压气机的增压比,这导致用于对热端部件进行冷却的冷气品质降低、冷气量逐渐减少,再加上现有的航空发动机复合材料承温能力无法满足热端部件的温升要求,使热端部件的冷却面临严峻的挑战。涡轴发动机中的回流燃烧室是典型的热端部件,其内部与高温燃气直接接触的内部型面曲率大,结构紧凑,易于烧蚀,严重影响燃烧室的寿命,亟待施以高效的冷却手段。发散冷却作为高效冷却手段的一种,具有冷气压力损失小、冷却效果好等优点,常应用于热端部件的冷却当中。本文主要通过试验方法与数值模拟手段,对气流参数如主流进口雷诺数、吹风比与温比以及几何参数如小弯管型面的曲率对回流燃烧室小弯管发散冷却效果的影响进行了深入的流动与传热分析,主要结论如下:（1）由于回流燃烧室中主流流道为渐缩通道,随着主流流向距离的增大,主流流速逐渐增大,压力逐渐减小,主流湍流度增大,气膜孔处次流出流量增大;（2）随着主流流向距离的增大,小弯管气膜孔后壁面展向平均综合冷却效率先逐渐增大,后趋于稳定,最后逐渐减小;（3）在保证吹风比与温比一定、小弯管几何构型相同的前提下,增大主流进口雷诺数,小弯管壁面展向平均综合冷却效率的变化不明显;（4）在保证主流进口雷诺数与温比一定、小弯管几何构型相同的前提下,在吹风比小于1.5时,随着吹风比的增大,小弯管壁面展向平均综合冷却效率显著增大;在吹风比大于1.5后,增大吹风比,小弯管壁面展向平均综合冷却效率的变化不明显;（5）在保证主流进口雷诺数与吹风比一定、小弯管几何构型相同的前提下,在温比的取值范围为1.4至1.9时,随着温比的增大,小弯管壁面展向平均综合冷却效率的变化不明显;（6）对称型面小弯管近壁区的气膜贴壁效果较差,冷却效率较低。