在航空发动机热端部件热设计中,最重要的参数就是热端部件表面温度,热端部件温度决定了热端部件的使用寿命和可靠性。综合冷却效率代表了耦合换热条件下热端部件表面无量纲温度分布,可以为航空发动机热端部件的冷却设计提供参考,因此热端部件综合冷却效率成为高效冷却研究的重要方向。本文首先对冲击发散、热障涂层以及单一内冷结构这三种典型冷却结构的综合冷却效率影响因素进行了研究。三种冷却结构共有的综合冷却效率影响因素有主流侧毕沃数Bi_g、主流侧与二次流侧换热系数比h _g/h_c;对于冲击发散冷却结构,需要匹配绝热冷却效率η以及二次流温升系数χ;对于表面带有热障涂层（TBC）的冷却结构,热障涂层与热端部件的热阻之比R_TBC R_s对综合冷却效率也有影响。本文还在理论上提出实验条件下获得可靠的综合冷却效率的参数匹配原则。主流侧毕沃数Bi_g主要是通过选择具有合适导热系数的固体材料来匹配。在主流与二次流温度比T _g/T_c、主流雷诺数Re_g、二次流流量匹配以及几何相似条件下,主流侧与二次流侧换热系数比、绝热冷却效率均能实现较好的匹配。当主流与二次流温度比无法匹配时,内外侧换热系数比以及绝热冷却效率均难以完全匹配,但是当二次流流量通过动量比匹配时可以修正温度比不同带来的偏差。为了验证综合冷却效率的模化理论,本文利用数值模拟分别研究了冲击发散平板、涡轮导向叶片的综合冷却效率影响因素。在冲击发散平板研究的综合冷却效率数值研究中,本文研究了不同主流与二次流温度比T _g/T_c的实验室工况与实际发动机高温工况在各个吹风比下的综合冷却效率匹配结果。主要得到以下结论:主流侧毕沃数Bi_g的匹配主要取决于主流雷诺数Re_g以及选择合适的固体材料。在实现主流与二次流温度比条件下,综合冷却效率的模化参数在数值和分布上均能较好的匹配,因此综合冷却效率匹配也较为简单有效。在主流与二次流温度比不匹配时,匹配动量比能获得较好的绝热冷却效率以及内外侧换热系数比,修正温度比不同导致的模化参数偏差,从而获得可接受的综合冷却效率匹配结果。匹配吹风比和速度比的结果与实际高温工况相差很大。数值计算结果还较好的验证了理论预测的实验室工况与高温工况的冷气侧毕沃数比值。在具有冲击导管内部冷却结构的涡轮导向叶片的综合冷却效率研究中,本文研究了三种主流与二次流温度比的实验室工况,并与实际发动机工况结果进行对比。主要得出以下结论:综合冷却效率模化参数的匹配原则在本文涡轮导向叶片得到了进一步验证。在选择合适的叶片材料后主流侧毕沃数大致能实现匹配,由于不匹配温度比的实验工况与高温工况射流出流状态不同可能会导致气膜孔附近区域的毕沃数分布有一定区别。在主流与二次流温度比匹配情况下,综合冷却效率及相应的模化参数均能得到较好的匹配,进一步验证了匹配主流与二次流温度比的优势。当主流与二次流温度比不匹配时,通过匹配平均动量比可以获得较好的内外侧换热系数比的匹配,同时绝热冷却效率的变化趋势匹配较好,进而获得可接受的综合冷却效率匹配结果。研究结果还表明当实验工况的主流与二次流温度比越接近实际高温工况,其绝热冷却效率和内外侧换热系数比也更加接近实际工况,也会略微提升综合冷却效率的匹配结果。