高温燃气会对涡轮叶片尤其是直面主流燃气的叶片前缘造成烧蚀损坏,从而影响航空发动机的可靠性以及安全性,因此发展高效的叶片冷却技术,进一步提升叶片前缘的换热能力对航空发动机的发展具有重大的意义。冲击冷却以及气膜冷却技术是叶片前缘中较为主流的冷却方式,而关于冲击冷却的研究主要集中于平板冲击或曲率冲击平均换热方面的变化,针对曲率冲击中流动细节以及换热特性等研究较少。基于以上因素,本文围绕前缘双层壁冲击冷却结构模型,通过数值模拟方法,按照简化模型机理研究-强化结构机理研究-实际叶片验证三个层面层层推进,研究前缘双层壁冲击通道冲击孔布置形式、扰流柱/凹坑/气膜出流对冲击通道流动及换热影响。本文首先研究了前缘双层壁狭缝冲击流动以及换热特性,进一步围绕单列冲击以及阵列冲击形式展开。由二维到三维由简入繁一步步层层推进,揭示了单列冲击主流以及二次流演化规律以及阵列冲击主流相互作用下主涡的演变特性,通过分析近壁面流动特征,将近壁面流动特性与靶面局部换热连接起来,揭示双层壁冲击冷却通道中冲击孔参数及布置形式变化对换热的影响机制。结果表明曲率较大、冲击靶距较小的方案靶面换热更高,阵列冲击列排列较为稀疏时主流间的抑制作用减弱,更有利于换热。扰流柱及凹坑结构广泛应用于叶片通道强化换热设计中,本文以前缘双层壁单列冲击冷却为原型,通过在冲击靶面不同位置布置扰流柱、凹坑冷却结构,在冲击靶面以及上壁面不同位置布置不同高度的间断扰流柱,结合通道内的流动特性以及近壁面流动特征,揭示了不同扰流结构布置位置变化条件下其靶面局部换热演变规律。结果表明,扰流柱/凹坑与冲击孔交错排布,间断扰流柱交错布置于上壁面更有利于换热强化。气膜冷却技术因其能够将叶片与高温燃气隔绝开来的特性被广泛应用于涡轮叶片冷却结构设计,本文以气膜出流形式的双层壁冲击冷却通道为研究对象,首先分析了气膜孔列数、布置位置变化时,通道内的流动变化规律,结合近壁面流动特征,将靶面的流动及换热特性结合起来,揭示了各参数变化时靶面换热变化规律。进一步在此基础上,分析靶面不同位置添加扰流柱、间断扰流柱、凹坑结构,靶面流动及换热特性。结果表明,气膜孔距离冲击位置较远且顺列排布时,更有利于换热;扰流柱位于冲击孔与气膜孔之间时,其换热也更高。冷却结构机理研究最终应服务于实际叶片设计,本文最终将前缘双层壁冲击冷却结构流动及换热机理研究结果应用于实际叶片中,通过气热耦合计算,分析了气冷涡轮前缘不同冷却结构方案对其性能的影响。结果表明,对前缘的冲击孔进行重新布置后,叶片前缘表面平均温度下降了13K。该结果表明,本文有关前缘双层壁冲击冷却结构强化换热的研究对于降低涡轮叶片温度具有切实的意义。