作为涡轮叶片常用的冷却方式,气膜冷却的研究已不断深入。近年来,对于航空发动机涡轮叶片冷却特性研究不在少数,但大都集中在工况对叶片表面换热特性的影响和新型冷却结构对冷却效率的提升上。本文研究了一种0°角射流的气膜冷却新方法,并主要以角度对气膜冷却效率的影响进行相关研究。本文将从三个方面进行研究。首先,通过给定的某型发动机涡轮工作叶片几何模型,建立了相应的二维和三维计算模型,数值模拟了跨音速工况下该型涡轮叶片中截面的换热系数分布以及努塞尔数分布;其次,在叶片吸力侧型线上不同位置开孔研究开孔位置对于气膜冷却的影响;最后,研究了不同角度射流以及各角度射流的气膜冷却效率。在二维截面计算模型中,发现吸力面平均换热系数高于压力面,在尾缘附近由于激波附面层的干扰,吸力面与压力面的换热系数出现升降并在后缘滞止点附近重合。三维无气膜孔模型通过数值模拟得出与二维截面换热系数分布基本相吻合的情况。本文完成了改型位置对冷却效果以及冷却效率的对比分析,在吸力侧型线上不同位置进行开孔计算,发现改型位置越靠近前缘,冷却效果越好。本文还研究了气膜孔角度对于叶片气膜冷却影响的相关工作,发现所有的方案中0°角射流模型的冷却效率较其他角度略高一些,并随着射流角度的增加呈下降趋势。通过观察温度云图以及压力云图来看,随着气膜孔角度的不断增大,冷却效果越来越差。最后综合分析得出30°角射流的模型在整体上比其他角度的模型略胜一筹。