提高航空发动机性能的重要措施之一是提高涡轮前燃气温度,而提高涡轮叶片所能承受的高温极限,就需要研究高温燃气和涡轮叶片的对流换热强度。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对流换热强度是现阶段的主要选择。但现有的研究并未考虑燃气多组分特性对涡轮性能的影响,所研究的换热高温气体绝大多数采用高温空气,但是燃烧室内产生的高温气体为多组分燃气,且无论高温燃气与航空发动机部件壁面的对流换热还是冷却空气和高温燃气的掺混,均涉及多组分气体的输运过程。本文以平板和涡轮叶片为研究对象,应用理论分析及数值模拟方法,研究了多组分燃气的热力性质、输运及扩散对对流换热的影响。首先,为了研究燃气热力参数对不可压缩对流换热的影响,提出了一种烃类燃料与空气燃烧后生成燃气的热力参数计算方法。将由该方法计算得出的燃气的部分热力参数作为输入条件,对来流温度不同时平板和涡轮叶栅的不可压缩对流换热做了数值模拟,并与以空气的热力参数作为输入条件的数值模拟结果相比较。结果可得,在其他定解条件相同的情况下,无论是平板还是涡轮叶栅的对流换热,入口工质为空气的壁面当地努塞尔数均小于燃气的,且两者之间当地努塞尔数的差别会随着入口温度的升高逐渐变大;在已计算的入口温度范围内,两者之间平板的当地努赛尔数的差别从2.8%增大到3.6%,涡轮叶栅的当地努塞尔数之间的差别则从7.25%增大到9.69%。其次,提出了一种不同燃气组分输运特性计算方法对不可压缩对流换热影响的算法。根据此方法,选取4种常用的计算分子粘性系数及热导率等燃气输运特性的方法进行分析。结果说明,不同燃气组分输运特性计算方法对平板和涡轮平面叶栅的对流换热具有一定影响。在给定的入口温度从1200 K升到2200K时,平板当地对流换热上下边界的努赛尔数之间的最大差别从2.7%增大到4.0%;在给定的入口温度从1200K升到1500K时,涡轮平面叶栅当地对流换热的努赛尔数的最大差别则从4.58%增大到9.70%。再次,基于以上对不可压缩对流换热的分析,研究了燃气热力参数对可压缩对流换热的影响。结果说明,在其他定解条件相同的情况下,无论是平板还是涡轮叶栅的对流换热,入口工质为燃气时的壁面当地斯坦顿数均略小于空气的。对于平板对流换热,随着入口马赫数的增大,空气与燃气之间当地斯坦顿数的差别逐渐变大,在给定的入口马赫数范围内,两者之间的平板当地斯坦顿数从2.1%增大到5.2%;对于涡轮平面叶栅对流换热,在给定的条件下,两者之间当地斯坦顿数的差别则达到3.32%。然后,研究了不同燃气组分输运特性计算方法不同组合对可压缩流动对流换热影响。结果说明,不同燃气组分输运特性计算方法对平板和涡轮平面叶栅的对流换热具有一定影响。在给定的来流马赫数从0.3增大到1.2时,平板燃气Pr数上边界和Sutherland的当地斯坦顿数之间平均差别从5.756%增大到5.9%,下边界和Sutherland的平均差别从5.665%增大到5.73%;在来流马赫数为0.22、压比为1.3时,涡轮平面叶栅在叶背上燃气Pr数上边界和Sutherland的当地斯坦顿数之间最大差别达到3.404%,下边界和Sutherland的最大差别达到3.725%。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。