提高航空发动机性能的重要措施之一是提高燃气的涡轮前燃气温度。由于涡轮叶片不能抵抗越来越高的涡轮前燃气温度,必须采用冷却技术对其进行冷却,而气膜冷却是一种重要的冷却方式。由于理论分析及实验研究的局限性,采用数值模拟技术研究涡轮叶片的气膜冷却特性是现阶段的主要选择。现有的研究并未系统研究网格技术、来流条件、湍流模型及其近壁处理方法等计算因素对气膜冷却的影响。本文以平板气膜冷却为研究对象较系统地研究了上述计算因素对气膜冷却特性的影响。在此基础上,研究了不同吹风比对涡轮叶片气膜冷却特性的影响,而后对不同吹风比下的涡轮叶片气膜冷却流固耦合问题进行了研究。首先,对计算平板气膜冷却,从计算精度和计算效率方面权衡,从不同湍流模型的结果得到采用非平衡壁面函数的Realizable k-ε模型满足气膜冷却计算的要求。吹风比较小时,计算结果几乎不受y_pm^（10）、y_jm^（10）的影响,y_pm^（10）、y_jm^（10）在湍流边界层的对数区和黏性底层内均可得到网格无关解。吹风比变大时,计算结果受y_pm^（10）、y_jm^（10）影响明显。平板壁面上不同位置的y^（10）对计算结果的影响程度不同。远离射流孔下游区域的y^（10）对冷却效率的影响很小,射流孔附近的y^（10）对冷却效率的影响较大。y_pm^（10）、y_jm^（10）在湍流边界层的过渡区和对数区变化会影响到肾形涡的强度及射流的脱离再附着过程。y_pm^（10）、y_jm^（10）增大使得射流脱离区向下游延伸。另外,y_pm^（10）、y_jm^（10）的变化使得肾形涡强度变化、冷气分布的改变,从而造成较大的冷却效率变化。其次,对计算涡轮叶片气膜冷却,在吸力面及压力面孔排下游,低吹风比时,随着吹风比的增加,冷气覆盖范围增大较快;高吹风比时,增幅减小。高吹风比时,压力面孔排下游的气膜冷却效率的展向均匀性好。在压力面及吸力面上游,随着吹风比的增大,冷气逐渐脱离壁面,造成射流孔下游冷却效率下降。同时,吹风比增大使得射流展向动量增强,冷气逐渐向叶顶方向聚积,使得冷气覆盖范围沿叶高方向缩小。另外,前缘孔排对吸力面及压力面孔排下游产生的影响随吹风比不同而不同。低吹风比时,前缘孔排冷气向叶顶方向聚积使得吸力面及压力面孔排下游叶顶冷气覆盖范围明显大于叶根;而高吹风比时差异逐渐减小。再次,对涡轮叶片气膜冷却流固耦合问题,相较于绝热壁面的冷却效率分布,耦合计算的冷却效率分布在展向上更均匀,孔间区域的冷却效率与孔中心线附近的冷却效率差异变小,因此气膜冷却的数值模拟研究应该采用流固耦合模型。涡轮叶片固体部分传热对流场影响的主要集中于靠近固体壁面的区域。最后,论文对全文进行了简要总结并给出了进一步研究的方向。