现代航空发动机追求的目标是不断提高推重比,推重比的不断增加,必然导致现代高性能燃气涡轮发动机的涡轮前温度进一步提升。现有推重比10一级的发动机涡轮进口温度达到了1800K～2000K,而推重比15～20一级发动机涡轮进口温度将达到2100K～2300K,远远超过了发动机中高温合金材料的熔点温度。目前的涡轮复合式高效冷却叶片,只能满足推重比10一级发动机的设计要求,要发展更高推力的先进航空发动机,必须开展新型高效涡轮冷却叶片设计技术的研究。本论文针对推重比15～20一级发动机高压涡轮高效冷却叶片冷却设计要求,采用高起点、大跨度的思路,充分借鉴国外先进涡轮叶片冷却设计技术,采用气膜喷淋、气膜溢流增强效应、新型双层壳型狭小空间冲击-气膜等先进涡轮叶片冷却设计技术,完成双层壳型高效冷却涡轮导叶的研制工作,并在涡轮叶片综合冷却效果试验器上对使用的设计技术进行了针对性的验证。试验结果表明:在发动机设计状态下,导叶中截面平均绝对冷却效果和相对冷却效果分别为997℃和0.75,达到了设计指标要求。该叶片的冷却设计接近国际上推重比15一级发动机设计水平,其冷却结构形式属国内领先。