随着航空发动机的不断发展,涡轮前缘温度不断提升,研究表明先进航空发动机的涡轮前温度已经达到2200K。气膜冷却技术,作为目前应用范围最广的的冷却方法,能够对涡轮导向叶片进行极好的保护。如今对于普通圆形气膜孔的气膜冷却效果研究已经较为成熟,但仍难以满足航空发动机涡轮前温度日益增长的的需求。为解决这一问题,众多研究人员提出了一种新兴的气膜冷却孔结构——凹槽孔。针对这一问题,本文利用ANSYS成熟商业软件,建立4种不同前缘结构的三维模型,分别探究了次流雷诺数,气膜孔位置,气膜孔形状对气膜孔流量系数的影响。分别探究了吹风比,气膜孔位置,燃气入口压力,湍流度对涡轮导向叶片流动传热的影响。本文的研究表明:凹槽孔的气膜冷却效率高于传统圆柱形孔,在吹风比较低的时候尤为明显;气膜孔排的位置越靠近涡轮导向叶片前缘驻点,气膜的贴壁效果越差,但形成的气膜厚度越大;孔排位于吸力面时,随着吹风比的不断增大,气膜冷却的效果先减弱后增强,覆盖面积先减小后增大;孔排位于压力面时,随着吹风比的不断增大,气膜冷却的效果不断增强,覆盖面积先增大后减小,再增大;随着燃气入口压力的增大,气膜冷却的效果增强,但会在涡轮导向叶片壁面附近不可避免的带来超声速的问题;湍流度对凹槽气膜孔的气膜冷却的效果影响并不显著。