未来高性能航空发动机的研制势必要求主动冷却与被动隔热协同发展,在充分利用涡轮高温合金材料自身抗热能力的同时,通过合理布局离散气膜孔和制备高性能热障涂层（TBC）,从而确保冷气耗量最小化、整机效率最大化及部件运行可靠性持久化。可惜的是,复杂叶栅环境引致的非均匀热载荷及气膜射流的非稳态出流机理,促使陶瓷隔热与气膜冷却的简单叠加并不能对高压涡轮叶片实现“1+1=2”的热防护效果。同时,气膜冷却射流与主流之间的非稳态交混引发壁面温度产生明显的时空演化,促使显著的温度空间梯度及时序脉动成为近孔热障涂层热失效的关键因素之一。针对隔热/冷却一体化设计中面临的上述瓶颈问题,本文通过解耦叶栅流动环境主要影响因素,建立由壁面曲率与主流压力梯度组合形成的普适性叶栅环境实验平台。首先,采用流-固耦合传热实验与数值模拟揭示了叶片不同区域合理的热障涂层制备工艺及最佳的热障涂层设计厚度与形状;其次,利用温度脉动提取技术捕获先进冷却方式（包括经典扇形孔、复合角圆柱形孔与扇形孔）在叶片不同部位的表面温度时空演化特性,借助数值模拟预测,阐释近孔热障涂层热失效机理,提出近孔高可靠性热障涂层设计建议。具体研究工作与主要结论如下:（1）通过匹配真实涡轮材料热侧Biot数,建立了 TBC/气膜冷却耦合换热模型,在不同壁面曲率与主流压力梯度及冷气流量下,探讨了 TBC表面粗糙度与系统综合冷却效率之间的关系。耦合换热实验结果指出:TBC表面粗糙度从光滑增大70倍的范围内,金属综合冷却效率可发生1 5%的变化,足以证实严格要求TBC制备工艺的重要性。通过实验数据整理提炼出TBC表面特征参数设计阈值,对叶片表面曲率半径较小的局部区域,力争实现TBC表面光滑化,只有吸力面,可以在满足材料应力水平要求下、适当放宽TBC粗糙度的制备需求。（2）针对现有隔热/冷却系统整体热防护能力不理想及冷气利用率不高的问题,利用耦合传热实验与流-固弱耦合数值预测在叶片不同区域开展TBC设计参数（厚度及喷涂结构）与气膜冷却结构参数（射流方向）及冷气用量之间的最佳匹配研究。结果证实:基材局部裸露的TBC设计方法可显著降低前向孔冷气被抬离风险,可最大提升50%的综合热防护性能。反转气膜射流方向可致金属综合冷却效率最大提高45.3%,且反向射流凹槽可提升防热气倒灌及灰尘堆积能力。在材料力学性能允许条件下,可以通过涂敷更厚的TBC来实现对金属基体更好的保护,增厚30%的隔热材料可致金属表面冷却效率最高提升11%。但出于TBC自身运行寿命而言,基材局部裸露设计更适合使用厚涂层。厚涂层全喷气膜孔区域反而起到加热外表面的恶果。（3）借助高频红外热像仪及对模型导热影响适当修正,实现了气膜效率时空演化特性的局部高精度定量及部分区域定性评估。结合高精度数值模拟,探讨了基材局部裸露引致气膜时平均效率与近孔效率非稳定特性在叶型局部区域上的变化规律及影响机理。为先进冷却结构近孔TBC高可靠性设计提供了参考依据,所选取的先进冷却结构包含:复合角圆形孔（囊括了前向到反向出流）与扇形孔（前向出流）。有价值的参考依据包括:基材局部裸露可实现圆形孔0-180°复合角出流结构气膜效率提升20%-52%。然而,基材裸露设计仅可实现60°,90°,120°和135°复合角气膜孔近孔TBC高可靠性;突破平板研究观点,在曲面约束下,基材裸露对扇形孔可实现最大27%的气膜效率提升。凹面气膜时序脉动显著致使基材裸露设计被否定;近孔气膜效率时空演化特性提取促使复合角扇形孔并不适用于压力面,在其他区域,较简单角出流,30°复合角可致50%的气膜效率提升。