气膜冷却在现代航空涡轮发动机热端部件的冷却结构中具有十分重要的作用。随着航空发动机的不断发展,气膜冷却技术也不断面临新的挑战。近年来,在叶栅通道中转-静叶排之间的干涉尾迹对气膜冷却效果的影响成为国内外关注的研究问题之一,本文针对这一问题展开相应的研究。首先针对经典平板气膜冷却模型,利用数值计算对受到上游定常尾迹影响下的平板气膜冷却问题进行研究,通过对比和分析几种气膜孔型、尾迹位置、尾迹宽度等条件下的出口下游温度场和流场,得到这些因素对气膜冷却特性的影响规律。研究结果表明:上游尾迹对气膜冷却的影响存在双重作用机制:一方面,上游尾迹的存在易导致在主流中形成低速区,提高了主流的湍流度,在与冷却气体的交汇时加强了冷热流体的掺混作用,具有不利于气膜冷却的影响机制;另一方面,上游尾迹的存在可以抑制反向涡对的发展,从而具有提高冷却气流侧向扩展和再附壁能力的机制,又体现出改善气膜冷却效率的作用机制。因此,上游尾迹对于气膜冷却特性的影响非常复杂。圆形、扇形和类缝形等三种孔型冷却效果受尾迹影响的程度不同,圆孔受影响程度最大,类缝形孔受影响程度最小;尾迹发生器横向和纵向位置放生改变时,尾迹对气膜孔流场的影响也相应发生变化;在低吹风比下尾迹影响使得气膜冷却效率的减小,但对于高动量气膜射流喷吹情形,尾迹效应反而提高了气膜冷却效率;尾迹宽度越大,尾迹对气膜冷却的影响效果越显著。同时,利用实验手段对上述规律进行验证,尾迹对气膜冷却效率的影响规律与数值计算所得到的结论吻合,由此可以验证本文的计算模型和计算方法是合理的。在平板研究的基础上,采用数值模拟方法进一步研究了尾迹对涡轮叶片气膜冷却的影响,所得到的基本规律与平板气膜冷却下的情况基本一致。叶片上气膜孔的位置变化时,压力面附近受尾迹影响较为明显,而吸力面受到的影响较小;叶栅通道中尾迹位置为0%节距时尾迹区域区对气膜孔出口流场和气膜冷却效率的影响最大,尾迹位置为25%至75%节距时由于尾迹不易触壁而使得其带来的影响相对有所减弱。