以涡轮为代表的热端部件冷却技术是制约我国航空发动机事业发展的瓶颈技术。涡轮叶片尾缘受到气动、结构和强度的限制使得尾缘冷却结构的设计较难,较高的尾缘温度让叶片易发生裂缝、断裂以及烧蚀等情况。为了适应第五代航空发动机涡轮冷却要求,进一步强化尾缘冷却结构的换热能力显得尤为重要。基于以上原因,本文按照原型研究-强化机理研究-三维气热固耦合验证的思路对尾缘扰流柱通道、交错肋通道和尾缘半劈缝气膜进行了详细研究。本文首先引入了间隙强化扰流柱通道换热,揭示了间隙引起的泄漏流和扰流柱尾迹、马蹄涡的相互耦合作用和对换热的影响机制。对比了静止状态和旋转状态下间隙尺寸对流场和换热的影响,发现了旋转扰流柱后方从压力侧到吸力侧的纵向二次流结构。结果表明较小的间隙能够使扰流柱通道换热增加,有助于保护涡轮叶片尾缘。采用了凹陷涡发生器/凸起强化扰流柱通道换热,揭示了马蹄涡和纵向涡相互作用机制,分析了纵向二次流对不同位置的凹陷/凸起流和换热的影响。结果表明在旋转状态下凹陷涡/凸起位于扰流柱前缘时有助于马蹄涡的发展,进而有利于换热增强。交错肋结构作为一种高效的冷却结构被广泛的应用于俄系发动机涡轮叶片中,然而目前对于交错肋的研究仍然属于起步阶段,基于此本文分析了交错肋通道内部的流动换热特性,提出了折转-螺旋上升流-冲击,旁通流-螺旋管流的流动模型。一般而言折转流动对应较低的换热系数,冲击流对应较高的换热系数,同时折转-冲击作用使得交错肋通道内部的压力损失较大。基于以上研究提出采用间断交错肋破坏折转-冲击作用降低通道阻力损失的新结构,结果显示间隙的添加在大幅度降低了通道的阻力的同时换热系数下降不明显;提出采用截断肋片强化换热的方法,结果表明当截断位置处于折转区域时换热系数明显增强。最后分析了带有冲击结构的交错肋通道换热特性,研究表明冲击孔的位置对冲击结构和交错肋的换热都用显著的影响。气膜冷却技术通常和内部冷却结构相互联合保护尾缘区域,尾缘区域的气膜冷却以半劈缝为主。因此本文探究了不同冷气入射角、不同唇口形状和不同加强筋形状对尾缘半劈缝区域流动换热影响。研究结果表明唇口附近的分离涡是通道中的主要流动结构,对绝热气膜冷却效率的分布有着显著的影响。当冷气入射角较小时,会在尾缘半劈缝区域产生较大的回流区,当冷气入射角逐渐变大时回流区逐渐缩小。不同的唇口形状会诱导出不同的分离涡,唇口形状为半圆形时分离涡最小,有利于下游的绝热气膜冷却效率的提高。不同的加强筋形状主要影响了冷气喷出速度,进而会产生不同的绝热气膜冷却效率分布,一般而言冷气出口气流速度较大时的气膜冷却效果较好。本文将上述研究成果分别应用于E3涡轮导叶和某涡轮动叶当中,采用数值方法模拟了真实工况下不同冷却结构对涡轮性能的影响。研究结果显示涡轮导叶采用凹陷涡/凸起后叶片表面温度下降17K,同时冷气入口压力和涡轮效率基本保持不变;涡轮导叶采用间断交错肋后温度下降63K,冷气入口压力大幅度提升。涡轮动叶采用凹陷/凸起后叶片表面温度下降9K,涡轮动叶气动性能基本保持不变;动叶采用间断交错肋后尾缘温度下降27K。上述数值结果表明,本文研究的强化换热方法对于降低涡轮叶片表面温度具有重要实际意义。