航空发动机采用燃气轮机可以提高飞机推力、节省空间、减小体积、提高飞机机动性能。随着航空发动机技术的发展,涡轮前温度不断升高,目前最先进航空发动机的涡轮前温度已经接近2000K。因此为了保障航空发动机的正常运行,合理的冷却技术是十分必要的。气膜冷却作为现代航空燃气轮机涡轮冷却技术的一种重要方法,应用广泛,也越来越受到人们的重视。在前人开展有关气膜冷却相关流动和传热冷却特性研究的基础上,本文进一步对不同形状的气膜孔孔型进行了数值和实验研究。另外,本文在1+1/2对转涡轮高压动叶叶顶应用了一种新型的冷却结构,并对其在不同工况下的流动和传热冷却性能进行了详细的数值研究。此外,本文在前缘气膜冷却方面也做了部分工作。本文的主要工作和结论如下：1.在总结提高气膜冷却效率途径的理论基础之上,针对原双射流气膜孔的缺点,提出了一种新型渐扩型双射流气膜孔,着重研究了渐扩型双射流气膜孔形成反肾形涡对的机理、不同吹风比对双射流气膜孔涡系结构及气膜冷却效率的影响、不同侧向距离对双射流气膜孔下游气膜冷却效率的影响等。详细的数值研究表明,渐扩型双射流气膜孔在多个吹风比下,均能获得比原双射流气膜孔更高的气膜冷却效率。侧向距离对渐扩型双射流气膜孔的影响的研究表明,两单孔侧向距离为1.5D时,渐扩型双射流气膜孔的流动和冷却特性表现良好,形成了均匀的反肾型涡系结构。2.根据双射流气膜孔的数值研究结果搭建了低速风洞实验平台,对渐扩型双射流气膜孔等多种气膜孔结构进行了实验研究。研究结果表明：渐扩型双射流气膜孔在两单孔侧向距离为1.5D时,其下游的气膜冷却效率分布受吹风比影响不大,均大于相同吹风比下原双射流气膜孔下游的气膜冷却效率。也大于出口槽型气膜孔下游的气膜冷却效率。3.本文对1+/2对转涡轮高压动叶叶顶气膜冷却的传热和冷却性能进行了数值研究,提出了一种新型的高压动叶叶顶冷却布置方案,此方案采用了一种收缩缝型气膜孔彼此相连形成连续式的冷却布置。研究发现当叶顶间隙为0.7mm,吹风比M=1.0时,此气膜孔布置方案与相同冷却气体流量的传统圆形孔冷却结构相比,叶顶热负荷降低20.8%。同时,本文还针对不同吹风比和不同间隙高度下收缩缝型气膜孔冷却结构应用于1+1/2对转涡轮高压动叶叶顶的情况进行了详细的数值研究,得到了此冷却结构详细的传热和冷却特性。4.本文对1+1/2对转涡轮低压动叶前缘气膜冷却进行了非定常数值模拟,通过对其流场和温度场的深入研究,分析了前缘气膜冷却在吸力面和压力面上的非定常特性。